1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 -Part II: 펄스모드 성능 특성 Life Firing Test of 1 N-class Monopropellant Thruster Development Model -Part II: Pulse Mode Performance원문보기
1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 동안 펄스모드 성능 특성 및 성능 추이를 살펴보았다. 응답 시간의 경우 주입압력조건에 따른 편차가 상대적으로 크지 않았으며, 점화지연, 반응시간, 하강시간이 각각 32-35 ms, 86-91 ms, 89-98 ms인 결과를 보여주었다. 안정화된 펄스 영역에서 주입압력조건에 따라 임펄스 비트는 $3{\sigma}$ 기준 1.41, 1.32, 2.10%의 뛰어난 재현성을 보여주었다. 장기수명 연소시험 동안 임펄스 비트가 다소 감소하지만 그 감소폭은 제한적이며, 따라서 펄스모드 성능이 유지되었다. 추력 중심 지연 또한 장기수명 연소시험 동안 일정한 것을 확인할 수 있었다.
1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 동안 펄스모드 성능 특성 및 성능 추이를 살펴보았다. 응답 시간의 경우 주입압력조건에 따른 편차가 상대적으로 크지 않았으며, 점화지연, 반응시간, 하강시간이 각각 32-35 ms, 86-91 ms, 89-98 ms인 결과를 보여주었다. 안정화된 펄스 영역에서 주입압력조건에 따라 임펄스 비트는 $3{\sigma}$ 기준 1.41, 1.32, 2.10%의 뛰어난 재현성을 보여주었다. 장기수명 연소시험 동안 임펄스 비트가 다소 감소하지만 그 감소폭은 제한적이며, 따라서 펄스모드 성능이 유지되었다. 추력 중심 지연 또한 장기수명 연소시험 동안 일정한 것을 확인할 수 있었다.
During the life firing test of 1 N-class thruster development model, pulse mode performance and performance changes were examined. The deviation of pulse mode response time according to thruster feed pressure was relatively small and the resultant ignition delay, response time, tail-off time were 32...
During the life firing test of 1 N-class thruster development model, pulse mode performance and performance changes were examined. The deviation of pulse mode response time according to thruster feed pressure was relatively small and the resultant ignition delay, response time, tail-off time were 32-35 ms, 86-91 ms, 89-98 ms, respectively. For the stabilized pulse region the impulse bit revealed the outstanding reproducibility of 1.41, 1.32, 2.10% at $3{\sigma}$. During the life firing test, the impulse bit was decreased with limited amounts, therefore the pulse mode performance could be considered to be maintained. The thrust centroid was also maintained during the life firing test.
During the life firing test of 1 N-class thruster development model, pulse mode performance and performance changes were examined. The deviation of pulse mode response time according to thruster feed pressure was relatively small and the resultant ignition delay, response time, tail-off time were 32-35 ms, 86-91 ms, 89-98 ms, respectively. For the stabilized pulse region the impulse bit revealed the outstanding reproducibility of 1.41, 1.32, 2.10% at $3{\sigma}$. During the life firing test, the impulse bit was decreased with limited amounts, therefore the pulse mode performance could be considered to be maintained. The thrust centroid was also maintained during the life firing test.
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문제 정의
5. 결론
1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 펄스모드 성능 특성 및 연료 소모량에 따른 성능 추이에 대해 살펴보았다. 먼저 펄스모드 응답 특성의 경우 주입압력조건에 따른 편차가 크지 않았으며, 점화지연 32-35 ms, 반응시간 86-91 ms, 하강시간 89-98 ms 수준으로 동급의 해외 양산 추력기의 요구조건을 충분히 만족하고 있음을 확인하였다.
특히, 자세제어를 목적으로 빈번하게 사용되는 추력기의 펄스모드에서는 빠른 응답 특성 및 펄스 재현성이 중요하다. 본 논문에서는 개발 중인 1 N급 추력기 개발모델의 장기 수명 연소시험 결과 중 펄스모드 응답 특성 및 펄스 재현성에 대해 분석하였으며, 추력기 펄스 모드의 수명에 따른 성능 추이도 살펴보았다. 다만 현 추력기가 개발모델인 관계로 편의상 누적 임펄스가 아닌 연료 소모량에 따른 임펄스 비트 및 추력 중심 지연의 변화를 살펴보았다.
본 논문은 1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 PartⅡ: 펄스모드 성능 특성 69의 장기수명 연소시험 결과 중 환경시험과 연속 모드 성능 특성을 다룬 이전 논문[1]에 이어 장기수명 연소시험에서 나타난 펄스모드 응답 특성과 펄스 재현성을 중심으로 펄스모드 성능 특성을 살펴보고자 한다.
제안 방법
5 bar)에서 TON = 1 s / TOFF= 3 s (duty cycle 25%)인 펄스모드에서 측정되었다. 각 압력조건에서 100 펄스씩의 연소시험이 수행되었으며, 냉시동(cold start)으로 인해 추력이 불안정한 초기 펄스를 제외하고 추력이 안정적으로 발생하는 최종 10 펄스에 대해 응답성을 측정하여 평균하였으며, 그 과정과 결과를 각각 Fig. 2와 Table 1에 나타내었다. 결과에 따르면 모든 주입압력조건에서 펄스모드 응답 특성의 편차가 크지 않고 비교적 일정하게 나타나고 있는 것을 확인할 수 있다.
이전 논문[1]에 언급된 것처럼, 개발 중인 단일추진제 추력기는 연료공급 압력 22 bar 조건에서 1 N의 추력과 220 s 이상의 비추력을 목표로 하며, 개발모델(DM), 엔지니어링모델(EM), 인증모델(QM), 비행모델(FM)로 이어지는 개발 단계 중 현재 개발모델 완료 후 엔지니어링모델의 개발이 진행되고 있다. 개발모델에 대한 수락연소시험(acceptance firing test) 및 성능연소시험(performance firing test)을 통해 추력기의 추력 및 비추력 성능이 확인되었으며[2], 랜덤 진동시험(random vibration test)과 같은 일부 환경시험을 통해 추력기의 발사환경 요구조건 만족 여부를 확인하였다[1]. 또한 장기수명 연소시험(life firing test)에 따른 연속모드 추력성능 추이 및 촉매 손실 여부도 살펴보았다[1].
본 논문에서는 개발 중인 1 N급 추력기 개발모델의 장기 수명 연소시험 결과 중 펄스모드 응답 특성 및 펄스 재현성에 대해 분석하였으며, 추력기 펄스 모드의 수명에 따른 성능 추이도 살펴보았다. 다만 현 추력기가 개발모델인 관계로 편의상 누적 임펄스가 아닌 연료 소모량에 따른 임펄스 비트 및 추력 중심 지연의 변화를 살펴보았다.
개발모델에 대한 수락연소시험(acceptance firing test) 및 성능연소시험(performance firing test)을 통해 추력기의 추력 및 비추력 성능이 확인되었으며[2], 랜덤 진동시험(random vibration test)과 같은 일부 환경시험을 통해 추력기의 발사환경 요구조건 만족 여부를 확인하였다[1]. 또한 장기수명 연소시험(life firing test)에 따른 연속모드 추력성능 추이 및 촉매 손실 여부도 살펴보았다[1].
주어진 압력조건(22/12/5.5 bar)에서 기준 펄스 모드(TON = 0.1 s / TOFF = 1.0 s, duty cycle 9.1%)에대해 300 펄스씩 연소시험이 수행되었다. 냉시동으로 인한 초기의 불안정한 임펄스 비트와 안정화된 후기의 임펄스 비트의 비교를 위해 최초 30 펄스 및 최종 30 펄스를 중첩하여 Fig.
4. 펄스모드 성능추이
이전 논문[1]에서 언급한 바와 같이, 장기수명 연소시험은 크게 4가지 범주(Performance Firing, Steady State Endurance Firing, Off-ModulationEndurance Firing, Pulse Mode Endurance Firing)에 걸쳐 시험이 수행되었으며, 각 범주의 시험 전후에 Health Check가 수행되었다. 이를 통해 연료 소모량에 따른 추력기 개발모델의 펄스모드 성능 변화를 추적할 수 있으며, 기준 펄스는 매 Health Check 시 수행된 TON = 0.
0 s)에 대해 최대 운용압력 및 최저 운용압력에서 각각 ±5%@3σ 및 ±10%@3σ 임펄스 비트 재현성 요구 조건을 가지고 있다. 현재 개발 중인 1 N급 추력기의 경우 확정된 임펄스 비트 재현성 및 추력 중심 지연 요구조건은 없으나 해외 양산 추력기 요구조건을 참고하였으며, 기준 펄스모드 또한 수락연소시험, 성능연소시험, 수명연소시험 과정에서 가장 많이 수행된 TON = 0.1 s / TOFF = 1.0 s로 결정하였다.
성능/효과
72 원수희 ․ 김수겸 ․ 전형열 ․ 이준희 ․ 박수향 ․ 이재원 한국추진공학회지나다가 약 10 펄스 이후부터 안정화된 펄스 형상으로 수렴해 가는 것을 확인할 수 있다.
2와 Table 1에 나타내었다. 결과에 따르면 모든 주입압력조건에서 펄스모드 응답 특성의 편차가 크지 않고 비교적 일정하게 나타나고 있는 것을 확인할 수 있다. 응답 특성은 점화지연의 경우 32-35 ms, 반응시간의 경우 86-91 ms, 하강시간의 경우 89-98 ms 수준이다.
58%로 앞서 언급된 CHT-5N 추력기 모델의 요구조건을 불만족한다. 그러나 최종 30 펄스를 중첩하여 나타낸 Fig. 4를 살펴보면 주입압력에 관계없이 펄스 간의 일치가 매우 뛰어난 것을 육안으로 확인할 수 있다. 이때의 평균 임펄스 비트는 주입압력에 따라 각각 0.
또한 임펄스 비트 재현성도 펄스가 안정화된 최종 30 펄스에 대해 측정하였을 경우 주입압력에 따라 3σ 기준 1.41, 1.32, 2.10%로 동급 해외 추력기의 요구조건을 상회하는 결과를 보여주었으며, 동일한 펄스에 대해 추력 중심 지연은 74, 85, 88 ms의 결과를 보여주었다.
또한 최초 30 펄스의 평균 임펄스 비트는 주입압력에 따라 각각 0.09, 0.06, 0.03 Ns이며, 이때 임펄스 비트 재현성은 3σ 기준으로 각각 12.39, 14.73, 8.58%로 앞서 언급된 CHT-5N 추력기 모델의 요구조건을 불만족한다.
1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 펄스모드 성능 특성 및 연료 소모량에 따른 성능 추이에 대해 살펴보았다. 먼저 펄스모드 응답 특성의 경우 주입압력조건에 따른 편차가 크지 않았으며, 점화지연 32-35 ms, 반응시간 86-91 ms, 하강시간 89-98 ms 수준으로 동급의 해외 양산 추력기의 요구조건을 충분히 만족하고 있음을 확인하였다. 또한 임펄스 비트 재현성도 펄스가 안정화된 최종 30 펄스에 대해 측정하였을 경우 주입압력에 따라 3σ 기준 1.
이때의 평균 임펄스 비트는 주입압력에 따라 각각 0.10, 0.06, 0.03 Ns 로 최초 30 펄스의 평균 임펄스 비트와 큰 차이가 없으나 임펄스 비트 재현성의 경우 3σ 기준 으로 1.41, 1.32, 2.10%로 최초 30 펄스의 임펄스 비트 재현성 보다 우수할 뿐만 아니라 CHT-5N 추력기 모델의 요구조건을 충분히 만족하고 있음을 확인할 수 있다.
한편, 연료 소모량이 증가함에 따라 임펄스 비트의 감소 경향이 보이지만 그 감소폭이 제한적이어서 장기수명 연소시험 동안 펄스모드 성능은 유지되었다. 일부 예외적인 부분이 존재하 지만 추력 중심 지연 또한 장기수명 연소시험 동안 일정하게 유지되는 것을 확인할 수 있었다.
한편, 최종 30 펄스의 평균 추력 중심은 주입압력에 따라 각각 124, 135, 138 ms로최초 30 펄스의 평균 추력 중심과 큰 차이를 보이지는 않지만 추력 중심 재현성 면에서 3σ 기준 4.65, 4.77, 4.47%로 훨씬 우수한 결과를 보여 주고 있다.
후속연구
본 연구에서 수행된 펄스모드 연소시험에서는 비행모델급 밸브 및 촉매가 사용되었으며, 작동조건 또한 궤도상에서 운용조건과 유사하게 부여하였다. 따라서 펄스모드 응답 특성 결과는 추력기 요소 설계 최적화의 관점에서 평가될 수 있을 것이다. 많은 비행이력을 가지고 있는 Aerojet社의 MR103C 1 N급 추력기 모델의 경우 150 ms의 이하의 반응시간 및 500 ms 이하의 하강시간 요구조건을 가지고 있으며, Airbus Defence and Space社(구, Astrium社)의 CHT-5N 추력기 모델의 경우 200 ms의 이하의 반응시간 및 300 ms 이하의 하강시간 요구조건을 가진다[7].
이에 대한 원인은 아직 정확하게 파악되지 않고 있으나, 이러한 추력 감쇄 지연이 추력 중심을 펄스 중심이 아닌 펄스 끝단으로 편향되게 하였음을 확인할 수 있다. 향후 추력 감쇄 지연 현상에 대한 추가적인 원인 분석이 진행될 예정이며, 개발모델에 이어 현재 연구가 진행 중인 엔지니어링 모델에서도 유사 현상이 다시 발생하는지에 대한 모니터링을 강화할 예정이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
사용 목적에 따른 인공위성 추력기의 모드를 보여주는 예시는?
인공위성 추력기는 사용 목적에 따라 연속모드 또는 펄스모드로 운용된다. 예를 들어 임무궤도 상에서 추력기는 궤도경사각 제어 및 감쇄고도 보상을 위한 속도의 증분(∆V)을 위해 연속 모드로 운용되며, 인공위성의 위치유지 및 자세 지향을 위한 펄스 모멘트 생성을 위해 펄스모드로 운용된다[3,4]. 특히, 자세제어를 목적으로 빈번하게 사용되는 추력기의 펄스모드에서는 빠른 응답 특성 및 펄스 재현성이 중요하다.
현재 단일추진제 추력기 개발 현황은?
본 논문은 1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 PartⅡ: 펄스모드 성능 특성 69의 장기수명 연소시험 결과 중 환경시험과 연속 모드 성능 특성을 다룬 이전 논문[1]에 이어 장기수명 연소시험에서 나타난 펄스모드 응답 특성과 펄스 재현성을 중심으로 펄스모드 성능 특성을 살펴보고자 한다. 이전 논문[1]에 언급된 것처럼, 개발 중인 단일추진제 추력기는 연료공급 압력 22 bar 조건에서 1 N의 추력과 220 s 이상의 비추력을 목표로 하며, 개발모델(DM), 엔지니어링모델(EM), 인증모델(QM), 비행모델(FM)로 이어지는 개발 단계 중 현재 개발모델 완료 후 엔지니어링모델의 개발이 진행되고 있다. 개발모델에 대한 수락연소시험(acceptance firing test) 및 성능연소시험(performance firing test)을 통해 추력기의 추력 및 비추력 성능이 확인되었으며[2], 랜덤 진동시험(random vibration test)과 같은 일부 환경시험을 통해 추력기의 발사환경 요구조건 만족 여부를 확인하였다[1].
단일추진제 추력기 개발 단계는 무엇이 있는가?
본 논문은 1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 PartⅡ: 펄스모드 성능 특성 69의 장기수명 연소시험 결과 중 환경시험과 연속 모드 성능 특성을 다룬 이전 논문[1]에 이어 장기수명 연소시험에서 나타난 펄스모드 응답 특성과 펄스 재현성을 중심으로 펄스모드 성능 특성을 살펴보고자 한다. 이전 논문[1]에 언급된 것처럼, 개발 중인 단일추진제 추력기는 연료공급 압력 22 bar 조건에서 1 N의 추력과 220 s 이상의 비추력을 목표로 하며, 개발모델(DM), 엔지니어링모델(EM), 인증모델(QM), 비행모델(FM)로 이어지는 개발 단계 중 현재 개발모델 완료 후 엔지니어링모델의 개발이 진행되고 있다. 개발모델에 대한 수락연소시험(acceptance firing test) 및 성능연소시험(performance firing test)을 통해 추력기의 추력 및 비추력 성능이 확인되었으며[2], 랜덤 진동시험(random vibration test)과 같은 일부 환경시험을 통해 추력기의 발사환경 요구조건 만족 여부를 확인하였다[1].
참고문헌 (7)
Won, S.-H., Kim, S.-K., Jun, H.-Y., Lee, J.-H., Park, S.-H. and Lee, J.-W., "Life Firing Test of 1 N -class Monopropellant Thruster Development Model, Part I: Environmental Test and Steady State Performance," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 18, No. 6, pp. 58-66, 2014.
Won, S.-H., Kim, S.-K., Chae, J.-W., Han, C.-Y., Jun, H.-Y., Lee, J.-H., Park, S.-H. and Lee, J.-W., "DM Development of 1 N Monopropellant Hydrazine Thruster for KOMPSAT Program," Asia-Pacific International Symposium on Aerospace Technology, Jeju, Korea, Nov. 2012.
Kim, J.-S., Han, C.-Y. and Jin, I.-M., "Results Analysis for On-orbit Operation of KOMPSAT-1 Propulsion System," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 4, No. 4, pp. 107-113, 2000.
Kim, J.S., Huh, H. and Kim, I.T., "Development Status of Chemical Thruster Equipped on Space Vehicle Propulsion System," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 7, No. 4, pp. 80-89, 2003.
Brown, C.D., Element of Spacecraft Design, AIAA, Reston, VA, U.S.A., 2002.
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