[논문]고기동 추진기관의 노즐개방형 측추력기 개발

한혁섭; 박의용; 김동진; 손영일

doi:10.6108/kspe.2014.18.2.080

초록
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노즐개방형 측추력기는 고체 추진기관을 사용하는 비행체의 궤도 수정 기능을 제공하는 장치이다. 노즐개방형 측추력기는 비교적 낮은 연소온도를 가지는 추진제, 안정된 추력을 공급하기 위한 중립형 추진제 그레인, 선택적 노즐 사용이 가능한 노즐개방장치로 구성되었다. 궤도 수정이 요구되면 추력 반대방향으로 필요한 추력만큼 노즐을 개방하여 비행체에 측추력을 발생시킨다. 궤도 수정 후 추력방향으로 노즐을 개방하여 측추력을 제거함으로써 추력 발생을 정지한다. 지상연소시험을 통해 측추력기의 작동과정을 확인하였으며, 본 연구를 통하여 개발된 노즐개방형 측추력기는 노즐개방을 통한 측추력 제어를 통해 비행체의 궤도 수정에 활용할 수 있다.

Abstract ▼ AI-Helper

Side jet thruster using nozzle closure separation device provides a solid rocket with a trajectory shift function. Side jet thruster consists of low combustion temperature propellant, neutral type propellant grain and nozzle closure separation device. If a trajectory shift is required, side jet thru...

Side jet thruster using nozzle closure separation device provides a solid rocket with a trajectory shift function. Side jet thruster consists of low combustion temperature propellant, neutral type propellant grain and nozzle closure separation device. If a trajectory shift is required, side jet thrust is generated on the rocket by separating some nozzle closures located in the opposite direction to thrust. After completing trajectory shift, the other nozzle closures located in the thrust direction are separated to cease side jet thrust. The operation process is verified through ground static test. The result in this study can be applied to changing rocket trajectory by controlling side jet thrust through nozzle closure separation.

Keyword

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문제 정의

추진제 그레인 설계는 요구추력을 만족하는 연소면적을 계산하고, 연소 면적에 의한 추진제의 형상을 결정하는 것을 목적으로 한다[3].
노즐개방장치(Nozzle closure separation device)는 측추력이 필요한 경우 수 개의 노즐을 개방하여 비행체에 측추력을 발생시키는 것을 목표로 하였다. 개방되지 않는 노즐은 연소가스가 누출되지 않도록 노즐개방장치가 연소압력을 견뎌야 한다.
본 연구를 통하여 비행체의 궤도를 수정하기 위한 노즐개방형 측추력기를 개발하였다. 노즐개방형 측추력기는 비교적 낮은 연소온도를 가지는 추진제, 안정된 추력을 공급하기 위한 중립형 추진제 그레인, 선택적 노즐 사용이 가능한 노즐 개방장치로 구성되었다.

제안 방법

노즐개방형 추진제의 조성은 HTPB 바인더를 기반으로 2400 K의 연소온도를 만족할 수 있도록 조성을 개발하였다. Table 1과 같이 각 성분들의 종류와 양에 따른 추진제의 화학평형계산을 통해 적절한 추진제의 조성을 설계하고 시험평가를 통하여 검증하였다.
노즐개방형 추진제의 조성은 HTPB 바인더를 기반으로 2400 K의 연소온도를 만족할 수 있도록 조성을 개발하였다. Table 1과 같이 각 성분들의 종류와 양에 따른 추진제의 화학평형계산을 통해 적절한 추진제의 조성을 설계하고 시험평가를 통하여 검증하였다. 추진제의 화학평형계산은 NASA에서 개발한 CEA (Chemical Equillibrium for Application)을 사용하였다.
추진제의 조성설계를 완료한 후 실제로 추진제 시편을 제작하여 추진제의 특성을 확인하였다. 추진제의 특성에서 연소속도 상수와 지수는 가장 중요한 추진제 특성 중 하나이다.
추진제 그레인은 Fig. 3과 같이 필요 연소시간 동안 최대추력의 75% 이상을 유지할 수 있도록 설계하였으며, 비행체의 궤도 수정을 위해 필요한 추력을 발생시킬 수 있도록 하였다.
추진기관의 설계에 사용하는 최대예상작동압력(MEOP)은 고온상태에서의 추진제 최대압력을 기준으로 여러 번의 추진제 조성시험 및 지상연소시험을 통해 결정하였다. 설계가 완료된 노즐 개방형 측추력기는 Fig.
노즐개방형 측추력기 가스발생기의 경계조건은 대칭면에 대칭조건을 설정하였으며, 전방 스커트부에 슬라이딩 경계조건을 설정하였다. 해석에 적용한 압력은 MEOP에 대하여 설계 안전계수 1.
9는 작동한 후 노즐개방장치이다. 작동 원리는 먼저 연소압력이 작용하는 경우에도 강구(Steel ball)와 전단 핀(Shear pin)으로 고정하여 노즐마개가 개방되지 않도록 하였다. 개방하고자 하는 노즐의 착화기를 점화하면, 착화기 압력에 의해 전단 핀이 파단되고, 노즐마개를 제외한 나머지 장치가 방출된다.
노즐개방장치의 작동 성능을 확인하기 위하여 노즐개방장치 공압시험을 수행하였다. 노즐개방 장치의 내부에 400 psia를 가압한 후 5개의 노즐 개방장치 착화기에 전원을 인가하여 노즐이 개방되는 지 확인하였다.
노즐개방장치의 작동 성능을 확인하기 위하여 노즐개방장치 공압시험을 수행하였다. 노즐개방 장치의 내부에 400 psia를 가압한 후 5개의 노즐 개방장치 착화기에 전원을 인가하여 노즐이 개방되는 지 확인하였다. Fig.
Null thrust test를 통해 전체 노즐 중 일부 노즐을 이용하여 측추력을 발생한 후 반대쪽의 일부 노즐을 사용하여 측추력을 제거하는 작동 과정을 구현하였다.

대상 데이터

5와 같이 연소관, 인터페이스, 체결 볼트가 포함되었으며, 대칭구조이므로 1/30 모델을 사용하였다. 해석에 적용된 요소는 C3D8R (8-node linear brick, reduced integration, hourglass control)을 사용하였다[5]. 총 절점 수는 41,405개, 총 요소 수는 34,036개이다.
해석에 적용된 요소는 C3D8R (8-node linear brick, reduced integration, hourglass control)을 사용하였다[5]. 총 절점 수는 41,405개, 총 요소 수는 34,036개이다.
Table 4. AISI 4130 material property.

데이터처리

노즐개방형 측추력기 가스발생기의 응력해석에 사용한 재료의 기계적 물성은 Table 4와 같으며, Bilinear 응력-변형률 선도를 이용하여 비선형 탄소성 해석을 수행하였다.

이론/모형

Table 1과 같이 각 성분들의 종류와 양에 따른 추진제의 화학평형계산을 통해 적절한 추진제의 조성을 설계하고 시험평가를 통하여 검증하였다. 추진제의 화학평형계산은 NASA에서 개발한 CEA (Chemical Equillibrium for Application)을 사용하였다.
노즐개방형 측추력기 연소관의 3차원 유한요소해석은 ABAQUS V6.11을 사용하였으며, Fig. 5와 같이 연소관, 인터페이스, 체결 볼트가 포함되었으며, 대칭구조이므로 1/30 모델을 사용하였다. 해석에 적용된 요소는 C3D8R (8-node linear brick, reduced integration, hourglass control)을 사용하였다[5].
노즐개방형 측추력기 가스발생기의 경계조건은 대칭면에 대칭조건을 설정하였으며, 전방 스커트부에 슬라이딩 경계조건을 설정하였다. 해석에 적용한 압력은 MEOP에 대하여 설계 안전계수 1.2를 적용하였다.

성능/효과

노즐을 모두 개방한 후에 추력이 발생하지 않으므로 총 역적과 평균압력, 추력은 무의미하다. 수치해석과 시험에서 압력적과 최대압력은 동일한 결과가 나타났으며, 최대추력은 내탄도해석 결과에 비해 약 70 lbf 높게 나타났으나 요동이 심한 결과이며, 평균추력은 내탄도해석 결과에 비해 낮은 것으로 나타났다. 그 이유는 평균적으로 추진제 그레인의 형상이나 여러 개의 노즐을 사용하면서 측추력기의 효율이 해석에 사용한 95%에 비해 낮은 것으로 판단되었다.
수치해석과 시험에서 압력적과 최대압력은 동일한 결과가 나타났으며, 최대추력은 내탄도해석 결과에 비해 약 70 lbf 높게 나타났으나 요동이 심한 결과이며, 평균추력은 내탄도해석 결과에 비해 낮은 것으로 나타났다. 그 이유는 평균적으로 추진제 그레인의 형상이나 여러 개의 노즐을 사용하면서 측추력기의 효율이 해석에 사용한 95%에 비해 낮은 것으로 판단되었다. Fig.
P*는 노즐목에서의 임계압력이다. 1, 2차 노즐이 개방된 후의 노즐목의 면적이 2배 확장하면서 압력이 저감하는 것을 확인할 수 있었으며, 2차 노즐 개방 후 연소압력은 약 70% 감소하는 것을 확인할수 있었다.

후속연구

16은 Null thrust test와 내탄도 해석 결과의 시간-추력선도를 비교한 결과이다. 내탄도해석은 Null thrust를 반영할 수 없으나 결과를 통해 각 노즐의 추력을 알 수 있으며, 향후 설계에 활용할 수 있다.
본 연구를 통하여 개발된 노즐개방장치는 노즐개방을 통한 측추력제어를 통해 비행체의 궤도 수정에 활용할 수 있다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	노즐개방형 측추력기란?	노즐개방형 측추력기는 고체 추진기관을 사용하는 비행체의 궤도 수정 기능을 제공하는 장치이다. 노즐개방형 측추력기는 비교적 낮은 연소온도를 가지는 추진제, 안정된 추력을 공급하기 위한 중립형 추진제 그레인, 선택적 노즐 사용이 가능한 노즐개방장치로 구성되었다.
	노즐개방형 측추력기는 궤도 수정이 요구되면 어떻게 작동하는가?	노즐개방형 측추력기는 비교적 낮은 연소온도를 가지는 추진제, 안정된 추력을 공급하기 위한 중립형 추진제 그레인, 선택적 노즐 사용이 가능한 노즐개방장치로 구성되었다. 궤도 수정이 요구되면 추력 반대방향으로 필요한 추력만큼 노즐을 개방하여 비행체에 측추력을 발생시킨다. 궤도 수정 후 추력방향으로 노즐을 개방하여 측추력을 제거함으로써 추력 발생을 정지한다.
	노즐개방형 측추력기는 어떻게 구성되는가?	노즐개방형 측추력기는 고체 추진기관을 사용하는 비행체의 궤도 수정 기능을 제공하는 장치이다. 노즐개방형 측추력기는 비교적 낮은 연소온도를 가지는 추진제, 안정된 추력을 공급하기 위한 중립형 추진제 그레인, 선택적 노즐 사용이 가능한 노즐개방장치로 구성되었다. 궤도 수정이 요구되면 추력 반대방향으로 필요한 추력만큼 노즐을 개방하여 비행체에 측추력을 발생시킨다.

참고문헌 (5)

Sutton, G.P., Rocket Propulsion Elements, 6th ed., John Wiley & Sons Inc., 1992.
Solid Propellant Selection and Characterization, NASA SP-8064, 1971.
Solid Propellant Frain Design and Internal Ballistics, NASA SP-8076, 1972.
Solid Rocket Motor Metal Cases, NASA SP-8025, 1970.
ABAQUS Analysis User's Manual, 2009.

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