70 N급 하이드라진 추력기의 추력실 최적설계와 시험평가 (Part II: 추력실 길이변화에 따른 펄스모드 성능특성) Test & Evaluation for the Configuration Optimization of Thrust Chamber in 70 N-class N2H4 Thruster (Part II: Pulse-mode Performance According to the Chamber Length Variation)원문보기
70 N급 액체로켓엔진 개발모델의 추력실 최적설계형상 도출을 위한 지상연소시험을 수행하였다. 단일추진제급(순도: ${\geq}98.5%$) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 선정되었고, 특성길이($L^*$) 2.79, 2.95, 그리고 3.13 m를 갖는 추력실에 대한 성능평가가 수행되었다. 시험조건 내에서의 촉매대 $L^*$ 증가는 추력기의 성능저하를 야기하는 것이 관찰되었으며, 개발모델의 펄스응답 성능이 현재 상용화되어 있는 하이드라진 추력기와 비교하여 우수한 것이 확인되었다.
70 N급 액체로켓엔진 개발모델의 추력실 최적설계형상 도출을 위한 지상연소시험을 수행하였다. 단일추진제급(순도: ${\geq}98.5%$) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 선정되었고, 특성길이($L^*$) 2.79, 2.95, 그리고 3.13 m를 갖는 추력실에 대한 성능평가가 수행되었다. 시험조건 내에서의 촉매대 $L^*$ 증가는 추력기의 성능저하를 야기하는 것이 관찰되었으며, 개발모델의 펄스응답 성능이 현재 상용화되어 있는 하이드라진 추력기와 비교하여 우수한 것이 확인되었다.
A ground hot-firing test (HFT) was conducted to take out the optimal design configurations for the thrust chamber of 70 N-class liquid rocket engine under development. Monopropellant grade (purity: ${\geq}98.5%$) hydrazine was adopted as a propellant for the HFT, and three kinds of thrust...
A ground hot-firing test (HFT) was conducted to take out the optimal design configurations for the thrust chamber of 70 N-class liquid rocket engine under development. Monopropellant grade (purity: ${\geq}98.5%$) hydrazine was adopted as a propellant for the HFT, and three kinds of thrust chambers having characteristic lengths ($L^*$) of 2.79, 2.95, and 3.13 m were selected for their performance evaluation. It is revealed through the test and evaluation that the increase of the $L^*$ leads to a performance degradation in the test condition specified, and pulse response performance of the development model shows superior characteristics to commercialized hydrazine thrusters.
A ground hot-firing test (HFT) was conducted to take out the optimal design configurations for the thrust chamber of 70 N-class liquid rocket engine under development. Monopropellant grade (purity: ${\geq}98.5%$) hydrazine was adopted as a propellant for the HFT, and three kinds of thrust chambers having characteristic lengths ($L^*$) of 2.79, 2.95, and 3.13 m were selected for their performance evaluation. It is revealed through the test and evaluation that the increase of the $L^*$ leads to a performance degradation in the test condition specified, and pulse response performance of the development model shows superior characteristics to commercialized hydrazine thrusters.
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문제 정의
본 연구에서는 정상상태 연소모드 성능평가에 이어, 촉매대의 L* 변이에 따른 펄스모드 연소(pulse mode firing, PMF) 성능을 비교/분석하고자 한다. 고정된 연소실 길이에서 내경의 변화가 펄스모드 성능에 미치는 영향을 고찰한 연구가 Part I에서 다루어졌으며, 본 논문에서는 연소실의 길이를 시험변수로 적용한 성능평가 결과가 기술된다. 시험모델 별 추력실 압력 및 온도, 하이드라진 분해반응 결과, 추력, 임펄스 비트, 그리고 비추력 성능 등을 정량적으로 비교하고, 우주비행체 자세제어용 추력기의 중요 성능 변수인 펄스 응답성을 확인한다.
본 연구에서는 정상상태 연소모드 성능평가에 이어, 촉매대의 L* 변이에 따른 펄스모드 연소(pulse mode firing, PMF) 성능을 비교/분석하고자 한다. 고정된 연소실 길이에서 내경의 변화가 펄스모드 성능에 미치는 영향을 고찰한 연구가 Part I에서 다루어졌으며, 본 논문에서는 연소실의 길이를 시험변수로 적용한 성능평가 결과가 기술된다.
추력기 성능평가는 하단 촉매대의 길이 변화에 따라 정상상태 연소모드 및 펄스모드에 대해 수행되었으며, 본 논문에서는 설계기준 추진제 공급압력인 2.41 MPa에서의 펄스모드 시험결과를 기술하기로 한다. 펄스주기는 5.
제안 방법
하이드라진 추력기의 성능에 직접적으로 관계하는 암모니아 해리율(dissociation rate, X)은 Eq. 1과 같이 추력실 내부의 정체온도에 종속하는 것이 실험을 통해 확인된 바 있으므로[15], 개발모델의 해리율 산출을 위해 추력실 내부온도를 측정하였다.
개발모델은 고고도 혹은 우주공간에서의 운용을 위하여 노즐 확대비는 50:1, 추진제 질량유량은 공급 압력 2.41 MPa (350 psia)에서 29.2 g/s가 되도록 설계‧제작 되었으며, 목표추력은 정상상태 진공환경 기준 67±5 N (15±1 lbf) 이다.
이에 따라 본 연구팀은, 인공위성, 탐사선, 우주발사체 등과 같은 우주비행체의 주 엔진(primary engine) 및 자세제어용 추력기로 적용 가능한 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 개발연구를 진행하고 있다. 관련연구를 통해 추력 4.5-1,000 N 대역의 소 ‧ 중 ‧ 대형급 추력기에 대한 TCA 설계 요소기술이 확보되었으며, 설계모델의 성능검증과 더불어 가공성 및 조립성 평가를 위해 70 N급 추력기에 대한 지상연소시험을 수행 하였다. 또, 전술한 바와 같이 하이드라진 추력 기의 성능은 추력실 형상에 직접적인 영향을 받으므로, 연소실 특성길이(characteristic length, L*) 변화가 추력기 성능특성에 미치는 영향을 정상상태 연소모드(steady-state firing mode, SSF) 조건에서 고찰한 바 있다[9-12].
또, 정확한 비추력 산정을 위해 ±0.1%의 정밀도 그리고 ±0.05%의 반복정밀도(repeatability)를 갖는 코리올리(Coriolis) 유량계를 이용하여 추진제 공급유량을 실시간으로 측정하였다.
로켓엔진의 성공적인 개발을 위해서는 정확한 추력 측정 및 보정이 반드시 요구되므로, Fig. 1 과 같이 추력기 접속부, 로드셀, 추력 교정시스템 등으로 구성되는 정밀추력 측정장치(thrust measurement rig, TMR)를 설계 ‧ 제작하였다. 그림과 같이 전체 시험측정 형상이 구성되면 추력 교정용 추를 이용하여 정밀보정을 수행하며, 시험설비 구동 및 추력기 성능변수 획득은 자체구성한 데이터수집제어장치(data acquisition and control system, DACS)를 이용하였다.
5 wt%) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 선정되었다. 성능검증시험시, 추력기 노즐은 면적비 10:1의 지상연소 시험용 노즐을 별도로 제작하여 사용하였다. 이때, 지상환경조건(sea level) 구동시 노즐 내부유 동의 과대팽창(over-expanded) 결과로 발생될 수 있는 충격파 등에 의한 추력 손실을 최소화하기 위하여 수치해석을 통해 노즐 내부형상(contour)을 수정하였다[14].
이때, 지상환경조건(sea level) 구동시 노즐 내부유 동의 과대팽창(over-expanded) 결과로 발생될 수 있는 충격파 등에 의한 추력 손실을 최소화하기 위하여 수치해석을 통해 노즐 내부형상(contour)을 수정하였다[14]. 시험평가모델의 경우 영구체결 방식이 아닌 플랜지 조립방식을 채택하여 매개변수 연구(parametric study)가 가능하도록 하였으며, 개발모델의 성능검증을 위해 각 구성품 별로 압력, 온도, 배기조성 등의 성능변수를 측정할 수 있도록 별도의 포트를 구성하였다. 또, 정확한 비추력 산정을 위해 ±0.
우주비행체의 궤도 및 자세 제어시스템으로 적용 가능한 공칭추력 70 N급 하이드라진 추력기의 추력실 최적설계변수 도출을 위한 지상연소시험이 수행되었다. 하단 추력실의 길이변경에 의해 특성길이(L*)를 변화시키며 펄스모드 연소성능을 고찰하였으며, 성능시험의 결과로 추력실 압력 및 온도, 하이드라진 분해반응 결과, 임펄스 비트, 그리고 비추력 등이 비교/제시되었다.
우주비행체의 자세제어시스템(attitude control system, ACS)으로 사용되는 추력기의 경우 펄스모드에서의 응답특성과 재현성이 매우 중요하므로 개발엔진의 펄스 응답성능을 확인하였다. 정체실의 정상상태 압력을 기준으로 정리한 시험 모델별 결과가 Table 5에 보여지고 있다.
성능검증시험시, 추력기 노즐은 면적비 10:1의 지상연소 시험용 노즐을 별도로 제작하여 사용하였다. 이때, 지상환경조건(sea level) 구동시 노즐 내부유 동의 과대팽창(over-expanded) 결과로 발생될 수 있는 충격파 등에 의한 추력 손실을 최소화하기 위하여 수치해석을 통해 노즐 내부형상(contour)을 수정하였다[14]. 시험평가모델의 경우 영구체결 방식이 아닌 플랜지 조립방식을 채택하여 매개변수 연구(parametric study)가 가능하도록 하였으며, 개발모델의 성능검증을 위해 각 구성품 별로 압력, 온도, 배기조성 등의 성능변수를 측정할 수 있도록 별도의 포트를 구성하였다.
5 s로 설정하였으며, 주요 시험변수를 Table 2에 나타낸다. 추진제 공급은 pressure-regulated 방식이 적용되었으며, 촉매대의 구조적 ‧ 화학적 안정화를 위해 burn-in 과정을 거친 후 설정된 절차에 기초하여 연소시험을 수행하였다.
우주비행체의 궤도 및 자세 제어시스템으로 적용 가능한 공칭추력 70 N급 하이드라진 추력기의 추력실 최적설계변수 도출을 위한 지상연소시험이 수행되었다. 하단 추력실의 길이변경에 의해 특성길이(L*)를 변화시키며 펄스모드 연소성능을 고찰하였으며, 성능시험의 결과로 추력실 압력 및 온도, 하이드라진 분해반응 결과, 임펄스 비트, 그리고 비추력 등이 비교/제시되었다. 또, 자세제어용 추력기의 중요 성능변수인 응답성능이 확인되었다.
대상 데이터
각각의 촉매대에는 이리듐/알루미나(Ir/Al2O3) 촉매가 충전 되었으며, MIL-PRF-26536F[13]에 따라 순도 99.09 wt%의 단일 추진제급(purity: ≥ 98.5 wt%) 하이드라진이 연소시험용 추진제로 선정되었다.
2 g/s가 되도록 설계‧제작 되었으며, 목표추력은 정상상태 진공환경 기준 67±5 N (15±1 lbf) 이다. 본 연구에 적용된 TCA의 추력실은 상‧하단 촉매대와 초음속 노즐 축소부 전단에 위치한 정체실(plenum chamber)로 구분된다. 각각의 촉매대에는 이리듐/알루미나(Ir/Al2O3) 촉매가 충전 되었으며, MIL-PRF-26536F[13]에 따라 순도 99.
이론/모형
1 과 같이 추력기 접속부, 로드셀, 추력 교정시스템 등으로 구성되는 정밀추력 측정장치(thrust measurement rig, TMR)를 설계 ‧ 제작하였다. 그림과 같이 전체 시험측정 형상이 구성되면 추력 교정용 추를 이용하여 정밀보정을 수행하며, 시험설비 구동 및 추력기 성능변수 획득은 자체구성한 데이터수집제어장치(data acquisition and control system, DACS)를 이용하였다. Fig.
성능/효과
시험조건 내에서의 촉매대 특성길이 증가는 암모니아 해리율을 불필요하게 증대시킴으로써, 연소실내 유동 중에 엔탈피가 감소하여 추력기 최적 성능 확보에 부정적인 영향을 초래하는 사실이 관찰되었다. 또, 시험에 사용된 엔진이 추력상승시간 54 ms 전후의 매우 우수한 응답성능을 보이는 것이 확인되었고, 추력기 상단 조립체의 형상 또한 적절히 설계되었음이 성능평가 시험을 통해 검증되었다.
하단 추력실의 길이변경에 의해 특성길이(L*)를 변화시키며 펄스모드 연소성능을 고찰하였으며, 성능시험의 결과로 추력실 압력 및 온도, 하이드라진 분해반응 결과, 임펄스 비트, 그리고 비추력 등이 비교/제시되었다. 또, 자세제어용 추력기의 중요 성능변수인 응답성능이 확인되었다.
임펄스비트의 경향 역시 추력실 안정화 과정을 마친 이후에는 펄스별 성능수준이 유사하다는 사실을 그림에서 관찰할 수 있다. 본 시험조건에서는 Table 3에서 확인되었듯이 촉매대의 L* 증가가 암모니아 해리율을 불필요하게 증대시켜 추력실 내 엔탈피 감소를 초래하기 때문에, L*와 임펄스 비트는 상호 반비례 관계를 갖는 것이 확인된다. 질량유량은 L*에 따른 경향이 명확하지 않을 뿐더러, 임펄스 비트의 변화폭에 비해 그 변이가 작다.
고정된 연소실 길이에서 내경의 변화가 펄스모드 성능에 미치는 영향을 고찰한 연구가 Part I에서 다루어졌으며, 본 논문에서는 연소실의 길이를 시험변수로 적용한 성능평가 결과가 기술된다. 시험모델 별 추력실 압력 및 온도, 하이드라진 분해반응 결과, 추력, 임펄스 비트, 그리고 비추력 성능 등을 정량적으로 비교하고, 우주비행체 자세제어용 추력기의 중요 성능 변수인 펄스 응답성을 확인한다.
시험모델의 평균 압력상승시간과 감쇠시간은 54 ms 그리고 77 ms로, 상용 하이드라진 추력기의 압력상승시간인 30-200 ms[10]와 비교하여도 그 성능이 탁월함을 확인할 수 있고 시험변수간 성능균일성(standard deviation, σ) 또한 우수하다.
시험조건 내에서의 촉매대 특성길이 증가는 암모니아 해리율을 불필요하게 증대시킴으로써, 연소실내 유동 중에 엔탈피가 감소하여 추력기 최적 성능 확보에 부정적인 영향을 초래하는 사실이 관찰되었다. 또, 시험에 사용된 엔진이 추력상승시간 54 ms 전후의 매우 우수한 응답성능을 보이는 것이 확인되었고, 추력기 상단 조립체의 형상 또한 적절히 설계되었음이 성능평가 시험을 통해 검증되었다.
) 온도 측정결과를 정상상태 연소모드의 결과와 함께 Table 3에 요약한다. 연속작동모드(continuous burn mode, 혹은 SSF)의경우 촉매대의 L*가 증가하면 흡열반응 시간 증대의 결과로 정체실 온도가 감소하는 경향이 확인되지만, 펄스모드는 L* = 2.95 m의 추력실 온도가 가장 높은 것으로 식별된다. 이는, 추력기 작동시간이 짧은 펄스모드 시험시 연료공급계통및 FCV 등이 갖는 작동성 재현의 미세오차로 인해 Case AAA가 여타의 모델에 비해 추진제가 과잉 공급되어(Table 6 참조) 발생한 결과이다.
후속연구
한편, 응답성은 일반적으로 FCV의 특성 및 HEA의 설계형상에 지배적인 영향을 받는 성능변수로, 본 연구의 시험 변수인 하단 촉매대의 길이 변화가 응답특성에 미치는 영향은 불분명한 것으로 식별된다. 또, 상기의 사실들로부터 개발모델의 HEA 형상설계의 적정성이 검증되고, 향후 비행모델(flight model)급 개발 단계에서 HEA의 형상수정과 더불어 고성능의 FCV 장착에 의한 추가적인 성능향상이 가능할 것으로 판단된다.
우리나라의 경우 다목적실용위성(KOMPSAT) 시리즈의 추진시스템 개발을 통해 소형급 하이드라진 추력기의 제작 ‧ 조립 ‧ 시험 기술을 확보하고는 있으나[6-8], 소형 액체로켓엔진의 원천적 설계개발 기술에 대한 연구는 아직 부족한 실정이다. 이에 따라 본 연구팀은, 인공위성, 탐사선, 우주발사체 등과 같은 우주비행체의 주 엔진(primary engine) 및 자세제어용 추력기로 적용 가능한 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 개발연구를 진행하고 있다. 관련연구를 통해 추력 4.
때문에 추력기의 주요 성능변수 가운데 하나인 비추력 또한 L*가 증가할수록 그 성능이 저하되는 것이 확인된다. 한편, Fig. 6에서 관찰된 추진제 공급압력의 동적변화에 의한 영향으로 비추력 성능이 매 펄스의 반복과 함께 일정한 주기를 가지고 되풀이 되는 것이 관찰되는 바, 비행급 모델 귀환설계 시 FCV 및 추진제 공급계통 구성 등에 대한 적절한 선정 및 설계가 필요할 것으로 사료된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
우리나라의 소형급 하이드라진 추력기 기술 확보는 무엇을 통해 이루어졌나?
우리나라의 경우 다목적실용위성(KOMPSAT) 시리즈의 추진시스템 개발을 통해 소형급 하이드라진 추력기의 제작‧조립‧시험 기술을 확보하 고는 있으나[6-8], 소형 액체로켓엔진의 원천적 설계개발 기술에 대한 연구는 아직 부족한 실정이다. 이에 따라 본 연구팀은, 인공위성, 탐사선, 우주발사체 등과 같은 우주비행체의 주 엔진 (primary engine) 및 자세제어용 추력기로 적용 가능한 단일액체추진제 하이드라진 추력기의 개발연구를 진행하고 있다.
자세제어시스템에 사용되는 추력기는 어떤 특성이 중요한가?
우주비행체의 자세제어시스템(attitude control system, ACS)으로 사용되는 추력기의 경우 펄스 모드에서의 응답특성과 재현성이 매우 중요하므로 개발엔진의 펄스 응답성능을 확인하였다. 정체실의 정상상태 압력을 기준으로 정리한 시험 모델 별 결과가 Table 5에 보여지고 있다.
하이드라진 추력기의 성능이 추력실 내부 촉매와 추진제의 분해반응 특성에 지배적인 영향을 받는 까닭은 무엇인가?
유량제어밸브(flow control valve, FCV) 및 추력실 조립체(thrust chamber assembly, TCA: 열차폐관, 추진제 주입관, 인젝터, 추력실, 노즐 등) 로 구성되는 하이드라진(N 2 H 4 ) 추력기는 추진제의 자발분해에 의해 생성된 고온‧고압의 기체가 축소-확대(converging-diverging) 노즐을 통해 분출됨으로써 추력을 발생시킨다. 때문에, 추력기의 성능은 추력실 내부에서의 촉매와 추진제의 분해반응 특성에 지배적인 영향을 받는다.
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