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문제 정의
- 본 연구에서는 고정된 추력실 길이에서 내경 변화에 따른 하이드라진 추력기의 펄스 성능특성을 확인하기 위해 펄스모드로 지상연소시험을 수행하였으며 측정된 추력, 추진제 질량유량 및 추력실 압력 등의 성능변수를 이용하여 각각의 추력기에 대한 연소성능을 평가하였다.
제안 방법
- 70 N급 하이드라진 추력기의 특성길이 변화에 따른 펄스모드 성능특성을 확인하기 위해 지상 연소시험을 수행하였으며, 연소시험에 사용된 시험평가모델(test and evaluation model) 추력기 및 비행모델(flight model) 추력기의 렌더링 이미지를 Fig. 1에 나타낸다. 하이드라진 추력기는 열차폐관(thermal barrier tube), 추진제 공급관 (feed tube), 인젝터, 다단 촉매대 추력실, 노즐로 구성되는 추력실 조립체(thrust chamber assembly, TCA)와 솔레노이드로 작동되는 추력기 밸브로 구성된다.
- ) 하이드라진이 연소시험시의 추진제로 사용되었다. 각각의 추력기는 추진제 공급 규준압력 2.41 MPa에서 펄스모드로 성능평가를 진행하였으며, 펄스 주기는 0.5 s on, 4.5 s off로 설정하여 연소시험을 수행하였다.
- 하이드라진 추력기는 열차폐관(thermal barrier tube), 추진제 공급관 (feed tube), 인젝터, 다단 촉매대 추력실, 노즐로 구성되는 추력실 조립체(thrust chamber assembly, TCA)와 솔레노이드로 작동되는 추력기 밸브로 구성된다. 개발모델 추력기의 연소성능평가를 위해 기존 구성품의 직경을 변화시켜 설계하였으며, 각 구성품의 압력, 온도 및 연소가스 등의 성능변수 역시 측정이 가능하도록 제작되었다.
- 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 특성길이 변화에 따른 펄스모드 성능특성이 임펄스 비트, 비추력 및 특성속도 등과 같은 성능변수로 평가되었다.
- 95 m를 가지는 표준모델 하이드라진 추력기의 펄스모드 추력선도를 나타낸다. 안정화된 추력의 변이를 관찰할 수 있도록 총 50번의 펄스 중 49, 50번째 펄스를 제시하였으며, 추력기 밸브개구신호(FSIG)와 더불어 추진제 공급압력의 변이 또한 함께 나타낸다. 그림에서 식별 가능하듯이 상기에 제시된 추력실 압력선도에 근거하여 그 추력의 크기 및 거동 역시 매우 유사하게 반복되는 것을 확인할 수 있다.
- 위와 같은 하이드라진 추력기의 우수한 성능 특성에 기인하여 한국형우주발사체(KSLV-II) 개발과 같은 국가우주개발진흥계획에 의거 우주비행체의 자세제어용 엔진으로 활용될 수 있는 하이드라진 추력기에 대한 개발 필요성이 대두되었다. 이에 따라, 본 연구팀에서는 선행연구를 통하여 축적된 4.5 N급 하이드라진 추력기(MRE-STD-1) 및 핵심부품의 성능평가 기술을 바탕으로 70 N급 자세제어용 하이드라진 추력기에 대한 연구개발을 진행하고 있으며[2-9], 최근 개발모델 하이드라진 추력기의 성능 시험평가를 위해 지상연소시험(ground firing test)을 수행하였다. 정상상태 연소모드(steady-state firing mode, SSF) 및 펄스모드(pulse-mode firing, PMF)로 수행된 연소시험을 통해 그 설계성능이 검증되었고[10-13], 개발모델 추력기에 대한 추력실 형상최적화를 위해 정상상태 연소모드 조건에서 연소실 특성길이(characteristic length, L*) 변화가 추력기 성능특성에 미치는 영향에 대해 고찰한 바 있다[14,15].
- 2에서 관찰되듯이 5번째 펄스와 50번째 펄스의 변이가 매우 유사한 것을 확인할 수 있으며, 그림에서 보이는 첫 번째 펄스의 압력은 추력실의 낮은 초기온도에 기인하여 더딘 압력상승을 보이는 것으로 판단된다. 초기에 수차례의 펄스 작동으로 인한 추력실의 온도상승으로 촉매의 고온 안정화가 진행되어, 5번째 펄스 이후 그 압력의 변이는 매우 유사하게 반복되는 바, 이후에 기술되는 성능수치는 6~50번째 펄스의 평균치를 제시하고자 한다. 각 펄스의 평균값은 밸브구동 종료시점으로부터 250 ms 전까지의 데이터를 보정하여 산출하였으며, 표준모델 추력기의 상단 추력실 (upper chamber, Pcu), 하단 추력실(lower chamber, Pcl) 및 노즐챔버의 평균압력은 1.
- 추력기의 성능시험평가를 위해 자체 설계/제작한 1분력 시스템 추력측정장치(thrust measurement rig, TMR) 및 데이터수집제어장치 (data acquisition and control system, DACS)를 이용하여 추력을 비롯한 추진제 공급유량, 압력, 온도 등의 성능변수를 측정하였으며, 추력측정의 신뢰도를 높이기 위해 연소시험시스템의 모든 부속물들이 장착된 상태에서 교정용 추(calibration weight)를 사용하여 정밀 추력보정을 수행하였다.
성능/효과
- 초기에 수차례의 펄스 작동으로 인한 추력실의 온도상승으로 촉매의 고온 안정화가 진행되어, 5번째 펄스 이후 그 압력의 변이는 매우 유사하게 반복되는 바, 이후에 기술되는 성능수치는 6~50번째 펄스의 평균치를 제시하고자 한다. 각 펄스의 평균값은 밸브구동 종료시점으로부터 250 ms 전까지의 데이터를 보정하여 산출하였으며, 표준모델 추력기의 상단 추력실 (upper chamber, Pcu), 하단 추력실(lower chamber, Pcl) 및 노즐챔버의 평균압력은 1.62, 1.43, 그리고 1.16 MPa로 계측, 확인되었다.
- 또한, 특성길이 감소의 경우에도 마찬가지로 특성속도가 감소되었으며, 그 성능특성 관계는 특성길이 증가와 반대의 상관관계를 가진다. 따라서, 연소시험에 사용된 추력기의 비추력 성능 및 특성속도 비교결과 표준모델 (Case AAA)이 가장 우수한 성능특성을 나타내는 것으로 평가되어지며, 추력기 밸브의 교체를 통해 그 성능 재현성 또한 개선이 가능할 것으로 사료된다.
- Case BAA의 경우, 추력실 특성길이 증가로 인한 추력실 차압의 감소로부터 노즐챔버 압력 수준이 표준모델에 비하여 높게 형성되었으나, 높은 추진제 공급유량으로 특성속도가 감소한 것으로 판단된다. 또한, 특성길이 감소의 경우에도 마찬가지로 특성속도가 감소되었으며, 그 성능특성 관계는 특성길이 증가와 반대의 상관관계를 가진다. 따라서, 연소시험에 사용된 추력기의 비추력 성능 및 특성속도 비교결과 표준모델 (Case AAA)이 가장 우수한 성능특성을 나타내는 것으로 평가되어지며, 추력기 밸브의 교체를 통해 그 성능 재현성 또한 개선이 가능할 것으로 사료된다.
- 7에서 관찰되는 노즐챔버(Case BAA)의 불규칙적인 압력발생에 기인하는 것으로 판단된다. 또한, 특성길이가 감소할 경우에도 임펄스 비트의 수준이 점차적으로 상승하고 있음을 관찰할 수 있는데, 그 수준의 상승은 시험에 사용된 추력기 밸브의 저조한 차폐(closing)성능에 원인이 있는 것으로 판단된다. 즉, 추력기 밸브가 펄스모드 작동시 요구되는 응답 재현성을 충족시키지 못하고 있으며, 추진제 공급의 차폐 지연으로 인해 추력기의 임펄스 생성 유효기간이 지속적으로 증가되는데 그 원인이 있다.
- 연소시험 결과, 표준모델 추력기(Case AAA: L*= 2.95 m)는 2.41 MPa의 추진제 공급압력에서 20.2 N·s의 임펄스 비트와 153.9 s의 비추력 성능을 나타내는 것이 확인되었다.
- 추력실 특성 길이의 증가 및 감소에 따라 비추력과 특성속도의 성능수준이 표준모델보다 저하되는 것이 관찰되었으며, 표준모델의 성능이 가장 우수한 것으로 평가되었다. 이와 더불어, 펄스모드 시험시 모든 추력기에서 추진제 공급에 대한 불안정성이 확인되었으며, 시험에 사용된 상용 솔레노이드 밸브의 조악한 개폐성능에 연유한 임펄스 생성 지연현상 또한 관찰되었다. 따라서, 본 시험에서 발생된 불규칙적 추진제 공급현상으로부터 연소시험의 신뢰도 향상을 위해 추진제 공급 계통에 대한 성능개선이 필수적이라고 보여지며, 밸브의 교체를 통한 추력기의 성능재현성 향상 또한 요구된다.
- 9 s의 비추력 성능을 나타내는 것이 확인되었다. 추력실 특성 길이의 증가 및 감소에 따라 비추력과 특성속도의 성능수준이 표준모델보다 저하되는 것이 관찰되었으며, 표준모델의 성능이 가장 우수한 것으로 평가되었다. 이와 더불어, 펄스모드 시험시 모든 추력기에서 추진제 공급에 대한 불안정성이 확인되었으며, 시험에 사용된 상용 솔레노이드 밸브의 조악한 개폐성능에 연유한 임펄스 생성 지연현상 또한 관찰되었다.
- 4에 나타낸다. 특성길이 증가의 경우 임펄스 비트를 비롯한 추력성능이 증가하는 것으로 확인되지만, 추력수준의 상승은 추력실로 공급된 추진제 공급유량의 증가로 인한 결과이며, 추진제 공급유량은 밸브로부터 추진제가 공급되는 상단 추력실의 압력에 종속한다. 특성길이가 증가할 경우 추진제의 반응면적이 넓어짐에 따라 상단 추력실의 압력이 감소하게 되며, 추력기 밸브와 추력실 간의 차압 상승으로 인해 추진제의 공급유량이 증가 되는 것으로 확인된다.
후속연구
- 추진제의 유동체류시간 상승으로 인한 암모니아 해리율의 증가는 추력기의 총 엔탈피 감소를 유발하며, 결과적으로 추력기의 성능저하를 발생시킨다. 따라서, 본 시험결과를 바탕으로 최적유동체류시간 도출을 위한 추가적인 촉매형상의 최적화 설계와 확인시험이 요구된다.
- 이와 더불어, 펄스모드 시험시 모든 추력기에서 추진제 공급에 대한 불안정성이 확인되었으며, 시험에 사용된 상용 솔레노이드 밸브의 조악한 개폐성능에 연유한 임펄스 생성 지연현상 또한 관찰되었다. 따라서, 본 시험에서 발생된 불규칙적 추진제 공급현상으로부터 연소시험의 신뢰도 향상을 위해 추진제 공급 계통에 대한 성능개선이 필수적이라고 보여지며, 밸브의 교체를 통한 추력기의 성능재현성 향상 또한 요구된다.
- 그림에서 모든 시험모델의 노즐챔버 압력이 초기 4차례의 펄스 이후에는 안정적인 것으로부터, 불규칙적인 특성속도는 추진제 공급유량에 기초하는 것으로 판단할 수 있다. 이러한 불안정한 추진제 공급의 원인은 전술된 추진제 공급시스템의 성능 이외에 우주비행체급 밸브가 아닌 상용 솔레노이드 밸브를 본 시험에 적용한 결과로 지각되며, 추후 동일한 시험조건에서 비행모델급 밸브를 적용한 추력기의 연소시험을 통해 불규칙적인 유량공급현상에 대한 원인규명이 요구된다.
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