[논문]터보펌프 터빈의 열구조적 적합성 검증을 위한 터빈로터-파이로시동기 연계시험

정은환; 강상훈; 홍문근; 이항기; 이수용; 김진한

doi:10.6108/kspe.2014.18.1.065

터보펌프 터빈의 열구조적 적합성 검증을 위한 터빈로터-파이로시동기 연계시험
Turbine Rotor-Pyrostarter Coupled Test for the Verification of Thermo-Structural Suitability of a Turbopump Turbine 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.18 no.1, 2014년, pp.65 - 72

정은환 (Turbopump Department, Korea Aerospace Research Institute) , 강상훈 (Advanced Propulsion System Department, Korea Aerospace Research Institute) , 홍문근 (Advanced Propulsion System Department, Korea Aerospace Research Institute) , 이항기 (Turbopump Department, Korea Aerospace Research Institute) , 이수용 (Advanced Propulsion System Department, Korea Aerospace Research Institute) , 김진한 (Turbopump Department, Korea Aerospace Research Institute)

초록
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터보펌프 터빈로터의 열구조적 적합성 검증을 위한 터빈로터-파이로시동기 연계시험을 수행하였다. 새로운 추진제를 적용한 파이로시동기와 열응력 경감 설계 및 터빈 동익 표면 건전성 향상을 위한 후 가공 공정이 적용된 터빈로터시편이 시험에 사용되었다. 시험은 75톤급 엔진시동을 위한 파이로 시동기의 연소가스를 터보펌프 터빈로터와 동일한 형상의 시편에 분사하는 방식으로 이루어졌다. 터빈에 가해지는 열 부하는 운용 설계점에서 극한 조건까지 세 종류로 구분하여 시험을 진행하였으며 모든 시험에서 터빈로터의 손상은 발견되지 않았다.

Abstract ▼ AI-Helper

Turbine rotor-pyrostarter coupled test was performed for the verification of thermo-structural suitability of a turbopump turbine. Newly developed solid propellant and design concept were used in pyrostarter development. In case of turbine rotor, rotor configuration modification and post EDM machining process are adopted in rotor manufacturing respectively for the thermal stress relief and the surface integrity improvement on the blade surfaces. In the test, combustion gas of pyrostarter was directly ejected from the nozzles and impinged on the stationary turbine rotor specimen through the identically shaped flow passage of turbopump. Three kind of thermal load - design to extreme condition - test were performed and no damages were found on the turbine rotor specimens.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

이와 더불어, 로터 회전 시 로터가 느끼는 온도는 회전수가 증가함에 따라 감소하여 로터에 가해지는 열부하도 일정 정도 감소하게 된다. 고정시편 형태의 시험기는 이러한 현상들을 반영하지 못하며 이를 해결할 수 있는 방안을 강구하여 시험기에 구현하고자 하였다.
한국항공우주연구원은 과거 30톤급 액체로켓엔진의 개발과정에서 파이로시동기 및 터빈 간의 열구조적 적합성 검증에 어려움을 경험한 바 있으며[4,5] 이를 극복하기 위해 새로운 개념을 적용한 파이로 시동기 개발[6-8], 터빈로터 형상 개선 및 로터 후가공 공정 개발등의 노력이 이루어 졌다[3,9]. 본 논문에는 그동안 진행되어 온 개발 검증의 일환으로 수행된 파이로 시동기-터빈 연계시험 결과를 다루었다. 75톤급 터보펌프 터빈로터 및 파이로 시동기를 이용하여 시험이 이루어졌으며 총 3회에 걸쳐 터빈 로터시편에 가해지는 열에너지를 단계적으로 증가시키는 방식으로 진행된 시험결과를 정리하였다.

가설 설정

1초 구간에서는 회전수 발달이 미미하나 가스유량 및 온도 역시 적고 낮아 인가되는 열에너지는 크지 않은 것으로 확인되었다. 0.1초 이후 구간에서는 회전수가 충분히 발달, 0.1초당 2~8회의 로터회전이 이루어져 시동기의 연소가스가 터빈로터 유로를 균일하게 가열하는 것으로 가정할 수 있으며 이에 따라 시동노즐 영역의 로터에 가해지는 열에너지(energy on the rotor)는 회전좌표계 시동기 열에너지 (energy in rotating frame)의 1/6로 쉽게 계산된다. Fig.

제안 방법

2절에서 기술된 파이로시동기와 터빈의 향상된 설계와 제작기법에 대한 검증과 궁극적으로 두 부품간의 적합성(suitability)을 확인하기 위한 시험기설계/제작이 이루어졌다. 연계시험용 시험기는 터보펌프 터빈 본품과 동일유로(입구플랜지-엘보-매니폴드-노즐)를 갖도록 제작되었으며 터빈로터 시편은 노즐 출구에 고정되도록 하였다.
75톤 엔진용 파이로 시동기는 연소압과 추진제 조성등에서 새로운 설계를 적용하였다. 우선 연소압을 대폭 상향하여 (120-150 bar) 연소속도를 높이고 표면적을 줄여 시동기의 크기를 줄일 수 있도록 하였다.
본 논문에는 그동안 진행되어 온 개발 검증의 일환으로 수행된 파이로 시동기-터빈 연계시험 결과를 다루었다. 75톤급 터보펌프 터빈로터 및 파이로 시동기를 이용하여 시험이 이루어졌으며 총 3회에 걸쳐 터빈 로터시편에 가해지는 열에너지를 단계적으로 증가시키는 방식으로 진행된 시험결과를 정리하였다.
추진제는 30톤급 시동기와 다른 조성을 사용하였다. AN 산화제를 배제하고, 고에너지 산화제인 RDX만을 사용하여 산화제 조성을 최소화한 대신 점화성과 산소함유율 면에서 좋은 특성을 지닌 DHG (Dihydroxyglyoxime) 냉각제를 다량 사용하였다. 소량의 산화제를 보완하기 위해 고에너지 가소제인 TMETN (Trimethylolethane Trinitrate)과 BTTN (Butanetriol Trinitrate)을 적용하였으며 그 비율을 30톤 시동기에 비해 두 배로 늘렸다.
가해지는 열에너지의 조절은 시험기 매니폴드에 바이패스 포트 (∅15.7 mm × 9)를 설치하여 시동노즐 (∅14.9 mm × 2)을 통과하는 유량을 조절하는 방법으로 구현하였으며 노즐 통과 유량은 파이로 시동기 유량의 최소 1/6배 까지 조절되도록 하였다.
소량의 산화제를 보완하기 위해 고에너지 가소제인 TMETN (Trimethylolethane Trinitrate)과 BTTN (Butanetriol Trinitrate)을 적용하였으며 그 비율을 30톤 시동기에 비해 두 배로 늘렸다.
75톤 엔진용 파이로 시동기는 연소압과 추진제 조성등에서 새로운 설계를 적용하였다. 우선 연소압을 대폭 상향하여 (120-150 bar) 연소속도를 높이고 표면적을 줄여 시동기의 크기를 줄일 수 있도록 하였다.
리캐스트층은 거칠고 불균일한 표면조도 및 단차, 미세 크랙등의 표면손상, 그리고 인장 잔류 응력등에 의한 피로강도 저하(모재 대비 40% 이하 수준)등 공력 및 구조적으로 악영향을 미친다. 이에 리캐스트층 제거를 위한 화학적 전처리 공정 및 회전식 바랠연마(Rotating Barrel Grinding, RBG)와 AFM(Abrasive Flow Machining) 기법을 개발/적용하여 동익 표면의 건전성 (surface integrity)을 크게 향상시켰다 (Fig. 4, 5 참조). 동익 표면의 리캐스트층 제거는 가공면의 압축잔류응력 형성과 표면조도 개선 (Table1 참조) 이라는 부가적인 효과도 결과하였는데 이는 피로강도와 성능향상에 기여하는 것으로 확인되었다.
이와 같은 검토를 바탕으로 시험기는 고정시편에 가해지는 열에너지가 실제 회전하는 터빈과 유사하도록 설계하였다. 가해지는 열에너지의 조절은 시험기 매니폴드에 바이패스 포트 (∅15.

대상 데이터

본 시험에 사용된 파이로 시동기는 시험모델 (EM) 08, 09, 10호기이며 EM-04호기 부터 동일한 추진제를 사용하고 있다. Fig.
소형위성발사체(나로호) 개발사업의 일환으로 30톤급 액체로켓용 터보펌프의 개발이 진행되었으며 이와 관련한 검증시험의 일부로서 터빈로터시편-파이로 시동기 연계시험이 2004년 11월에 수행되었다. 시험에 사용된 터빈로터는 현재의 제작방식인 EDM (Electric Discharge Machining)이 동일하게 적용되어 만들어졌다. 파이로 시동기 추진제의 경우 AN (Ammonium Nitrate)을 주산화제로 사용하고 연소온도를 낮추기 위해(1400 K 이하) 연료 역할을 하는 바인더의 비율을 크게 하였다[5].
2절에서 기술된 파이로시동기와 터빈의 향상된 설계와 제작기법에 대한 검증과 궁극적으로 두 부품간의 적합성(suitability)을 확인하기 위한 시험기설계/제작이 이루어졌다. 연계시험용 시험기는 터보펌프 터빈 본품과 동일유로(입구플랜지-엘보-매니폴드-노즐)를 갖도록 제작되었으며 터빈로터 시편은 노즐 출구에 고정되도록 하였다.(Fig.

성능/효과

현재 개발이 이루어지고 있는 75톤급 터보펌프 터빈은 성능뿐 아니라 열구조적 신뢰도를 높이기 위한 다양한 노력들이 반영되었다. 구조적으로 가장 취약한 동익 허브의 열응력 집중을 완화시키기 위해 로터 슈라우드 분할, 슈라우드 두께조절 및 디스크-동익 연결부위 그루브 삽입 등 다양한 로터 형상변경 연구가 진행되으며 이로 인해 응력집중부위의 소성 변형량이 형상 개선 전에 비해 해석상 70% 이상 감소하는 것으로 확인되었다. 최근 들어 초음속 터빈제작에 많이 이용되고 있고 본 개발터빈에도 적용된 방전가공(EDM)에 의해 나타나는 터빈 동익 표면의 리캐스트층 (recast layer) 제거 방법에 대한 연구도 이루어 졌다.
4, 5 참조). 동익 표면의 리캐스트층 제거는 가공면의 압축잔류응력 형성과 표면조도 개선 (Table1 참조) 이라는 부가적인 효과도 결과하였는데 이는 피로강도와 성능향상에 기여하는 것으로 확인되었다.
본 연계시험을 통해 75톤 파이로 시동기 개발과 터빈의 열구조 신뢰도 향상을 위한 연구들이 성공적으로 수행되었음이 확인되었다. 여섯배를 넘어서는 열부하 조건을 포함한 세 차례의 연계시험에서 터빈로터에는 과거 30톤급 터빈 연계시험 결과와 같은 손상이 발견되지 않았으며 시험 전후 형상적, 물리적 차이점들도 발견되지 않았다.
8은 해당 예측결과를 바탕으로 로터에 부과되는 열에너지를 계산한 것이다. 시동 후 0~0.1초 구간에서는 회전수 발달이 미미하나 가스유량 및 온도 역시 적고 낮아 인가되는 열에너지는 크지 않은 것으로 확인되었다. 0.
13에는 시험전과 시험후의 시편들을 비교하였다. 시험이 수행된 모든 시편에서 열화의 흔적이 나타났으나 육안으로 확인할 수 있는 손상은 발견되지 않았다. 시험시편의 미세크랙 등의 발생여부를 확인하기 위해 수행된 FPI(Fluorescent Penetrant Inspection) 검사에서도 문제점은 발견되지 않았으며 경도 검사에서도 시험 전후의 경도값(HRC)이 40.
참고로 시효경화 처리된 시편소재 Inconel 718의 HRC는 36~44정도이다. 시험전후 형상의 직접비교를 위해 준비해 둔 로터시편 익단의 3차원 좌표값의 비교의 경우, 열부하가 극심했던 Test 3 시편 팁의 미미한 노즐방향으로의 변형(0.015 mm 미만)을 제외한다면 손상은 없었다고 할 수 있으며 발견된 변형 역시 충동형 터빈에서 나타나는 전형적인 열변형 [2] 양상으로 부분적으로 절개된 로터시편의 변형에 대해 물리적 해석은 크게 의미가 없는 것으로 결론지어졌다.
본 연계시험을 통해 75톤 파이로 시동기 개발과 터빈의 열구조 신뢰도 향상을 위한 연구들이 성공적으로 수행되었음이 확인되었다. 여섯배를 넘어서는 열부하 조건을 포함한 세 차례의 연계시험에서 터빈로터에는 과거 30톤급 터빈 연계시험 결과와 같은 손상이 발견되지 않았으며 시험 전후 형상적, 물리적 차이점들도 발견되지 않았다.
1, 2는 연계시험기 및 손상된 터빈시편을 보여준다. 연계시험과 더불어 파이로 시동기 점화기의 영향을 확인하기 위한 이루어진 점화기-시편 시험결과를 종합하여 내려진 터빈시편 파손의 원인으로는 과도한 점화에너지, 연소가스의 유질 및 온도, 그리고 터빈로터 가공면의 불완전성(poor surface integrity)이 거론된 되었으며 이에 대한 해결책들을 75톤급 파이로 시동기 및 터빈 개발에 적극 반영하였다.

후속연구

향후 AFM을 적용하여 EDM 리캐스트 층을 제거한 터빈시편에 대해 유사한 시험이 계획중에 있다. 한국형발사체 3단용 7톤급 터보펌프 터빈에 대해서도 본 연계시험과 동일한 절차를 통해 열구조적인 검증시험을 진행할 예정이다.
향후 AFM을 적용하여 EDM 리캐스트 층을 제거한 터빈시편에 대해 유사한 시험이 계획중에 있다. 한국형발사체 3단용 7톤급 터보펌프 터빈에 대해서도 본 연계시험과 동일한 절차를 통해 열구조적인 검증시험을 진행할 예정이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	가스발생기 사이클(gas generator cycle) 액체 로켓엔진의 시동에는 주로 무엇이 사용되는가?	가스발생기 사이클(gas generator cycle) 액체 로켓엔진의 시동에는 SPGG (Solid Propellant Gas Generator), 즉 파이로 시동기가 널리 사용된다. 현재 한국항공우주연구원에서 개발중인 75톤, 7톤급 액체로켓엔진 역시 파이로 시동기를 이용한 시동방식을 채택하고 있다.
	파이로 시동기의 특징은?	점화된 파이로 시동기의 연소가스는 독립적인 유로를 통해 터보펌프의 터빈으로 공급되고 펌프와 단일축으로 연결된 터빈은 터보펌프 정격 회전수의 약 50% 수준까지 가속되어 가스발생기의 점화가 가능한 환경을 만들어 낸다[1]. 이러한 초기 가속구간은 터보펌프 터빈의 열응력이 극심한 구간이며 구조적으로 가장 열악한 환경이 된다[2].
	파이로 시동기의 초기 가속구간은 어떤 환경인가?	점화된 파이로 시동기의 연소가스는 독립적인 유로를 통해 터보펌프의 터빈으로 공급되고 펌프와 단일축으로 연결된 터빈은 터보펌프 정격 회전수의 약 50% 수준까지 가속되어 가스발생기의 점화가 가능한 환경을 만들어 낸다[1]. 이러한 초기 가속구간은 터보펌프 터빈의 열응력이 극심한 구간이며 구조적으로 가장 열악한 환경이 된다[2]. 설계/운용 환경에 따른 터빈의 형상적 특징(얇은 익단의 블리스크, 일체형 슈라우드, 높은 허브-팁 비율 (hub-to-tip radius ratio), 높은 단하중 (stage-loading) 등은 열구조적 불안전성을 배가시키며 엔진의 개발시험을 고려한 다수의 엔진 시동/종료 요구조건과 함께 신뢰도 높은 터빈의 개발에 난점으로 작용한다[3].

참고문헌 (9)

Jeong, E., Lee, H., Park, P.G., Hong, M., and Kim, J., "Research on the Torque and Starting Characteristics of a Turbopump," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 17, No. 1, pp. 35-41, 2013.

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Yoon, S.H., Jeon, S.M., and Kim, J., "Transient Thermal and Structural Analysis of Liquid Rocket Turbopump Turbine," 2005 ASME Summer Heat Transfer Conference, San Francisco, CA., USA, Jul. 2005.
Jeong, E., Yoon, S.H., Moon, S.D., Kim, J., and Seol, W.S., "Current Status of a Turbopump Turbine Development for the Improvement of Thermo-Mechanical Reliability," Current Industrial and Technological Trends in Aerospace, Vol. 10, No. 1, pp. 154-161, 2012.
Jeong, E., "Turbine Rotor - Pyrostarter Integrated Test," TR-13534-PA30000-0005, Korea Aerospace Research Institute, Internal document, 2005.
Hong, M. and Han, S.Y., "Present Status and Prospective of Turbopump Starter for KSLV," KARI-PCG-TM-2005-002, Korea Aerospace Research Institute, Internal document, 2005.
Hong, M. and Lee, S.Y., "Deveopment of Pyro-starter TM," KARI-FLT-TM-2009-002, Korea Aerospace Research Institute, Internal document, 2009.
Song, J.K., Choi, S.H., Hong, M., and Lee, S.Y., "Development of Propellant for Turbopump PyroStarter," Proceedings of the 2009 KSPE Spring Conference, pp. 7-10, 2009.
Choi, J., Song, J.K., Choi, S.H., Hong, M., and Kang, S., "Study of Solid Propellant for Starter of Turbo Pump," Proceedings of the 2013 SASE Spring Conference, 2013.
Jeong, E., Yoon, S.H., Moon, S.D., and Kim, J., "Study on Stress Concentration Relief and EDM Recast Layer Removal of a Turbopump Turbine Rotor," The 12th Symposium on Space Launch Technology, KAIST, 2013.

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표제어: PCR

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용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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