[논문]액체로켓엔진 연소시험설비에서의 캐비테이션 벤튜리 유량공급 특성

강동혁; 안규복; 임병직; 한상훈; 최환석; 서성현; 김홍집

doi:10.6108/kspe.2014.18.3.084

초록
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본 연구에서는 하류의 압력 변동이 있을 때 캐비테이션 벤튜리에 의한 유량 제어 성능을 평가하였다. 이를 위해 액체로켓엔진 연소시험설비에 적용할 캐비테이션 벤튜리를 설계, 제작하였다. 캐비테이션 벤튜리에 대한 실험과 수치해석을 수행하여 유량 특성을 분석한 결과 캐비테이션 벤튜리는 캐비테이션이 발생하는 영역에서 일정한 유량을 공급하는 것이 입증되었다. 그러나 실제공급압력이 설계압력보다 작을 경우 캐비테이션 벤튜리의 기능을 하지 못해 유량을 일정하게 공급할 수 없는 구간을 알 수 있었다.

Abstract ▼ AI-Helper

The flow rate control of a cavitating venturi has been investigated with downstream pressure variation. A set of cavitating venturies for a liquid rocket engine thrust chamber firing test facility have been designed and manufactured. The flow characteristics of the cavitating venturies have been ana...

The flow rate control of a cavitating venturi has been investigated with downstream pressure variation. A set of cavitating venturies for a liquid rocket engine thrust chamber firing test facility have been designed and manufactured. The flow characteristics of the cavitating venturies have been analyzed by experimental and computational methods. Results showed that constant mass flow rate condition was established by the cavitation inside the venturi. However, upstream pressure less than the actual design pressure of the cavitating venturi could not supply a constant flow rate.

주제어

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문제 정의

먼저 캐비테이션 발생에 대한 유동해석을 수행하여 사용된 벤튜리 전후의 압력차와 이에 따른 유량관계를 확인하였다. 다음으로 이를 연소시험에서의 결과와 비교하여 사용된 캐비테이션 벤튜리의 특성을 파악하고자 하였다. 이를 통해 얻어지는 본 연구의 결과들은 향후 구축될 추력기 수준으로부터 고추력 엔진까지 다양한 규모의 연소시험 설비에 적용할 수 있는 유량 공급용 캐비테이션 벤튜리에 대하여 설계자료를 정립하기 위한 데이터로 유용하게 사용될 수 있을 것이다.
그러나 점화초기에는 연소실 압력이 대기압 상태로서 추진제의 공급유량은 설계치 이상으로 되기 때문에 추진제 과잉공급으로 인해 Hard-start가 발생하여 설비나 개발시제에 치명적인 손상을 줄 수 있다. 본 연구에서는 연소초기의 Hard-start를 방지하고, 안정된 연소를 위해 일정한 유량을 공급할 수 있는 캐비테이션 벤튜리를 설계, 제작하였다. 캐비테이션 밴튜리의 성능을 확인하기 위하여 연소시험을 수행하고, 추가적으로 유동해석을 통해 실제 실험결과와 비교하였다.

가설 설정

캐비테이션 현상은 기체-액체 다상 유동 특징이 나타나는 물리적 현상이므로 ANSYS/Fluent의 다상유동 모델 중의 하나인 Mixture modeling 방법을 이용하였고, 캐비테이션 모델링으로 Schnerr-sauer 모델이 적용되었다[10]. 해석은 난류를 고려한 2차원 축대칭 정상 상태의 모델로 가정하여 계산하였다. 수치기법은 압력기반 기법(Pressure-based solver)의 일종인 Coupled 기법을 이용하였다.

제안 방법

캐비테이션 벤튜리의 목은 Eq. 8을 사용하여 목 면적을 구한 후 D_t를 산출하였다. L_in, L_out, D_out은 Eq.
캐비테이션 밴튜리의 성능을 확인하기 위하여 연소시험을 수행하고, 추가적으로 유동해석을 통해 실제 실험결과와 비교하였다. 먼저 캐비테이션 발생에 대한 유동해석을 수행하여 사용된 벤튜리 전후의 압력차와 이에 따른 유량관계를 확인하였다. 다음으로 이를 연소시험에서의 결과와 비교하여 사용된 캐비테이션 벤튜리의 특성을 파악하고자 하였다.
수치 해석은 P_ratio를 0.78부터 0.95까지 변화시키면서 수행하였다. P_ratio가 0.
연소시험은 두 개의 수평형 로켓엔진 연소시험설비(Rocket Engine Test Facility(RETF), model Rocket Engine Test Facility(mRETF))에서 수행되었고, 연소시험 조건으로 압력, 유량, 혼합비 등은 시험설비에 상관없이 동일한 조건에서 연소시험을 수행하였다[7,8]. 실험 데이터를 계측하기 위해 캐비테이션 벤튜리의 전, 후단에 온도센서와 압력센서를 설치하고 터빈유량계와 질량유량계를 설치하여 유량을 측정하였다.
44이다. 연소시험은 두 개의 수평형 로켓엔진 연소시험설비(Rocket Engine Test Facility(RETF), model Rocket Engine Test Facility(mRETF))에서 수행되었고, 연소시험 조건으로 압력, 유량, 혼합비 등은 시험설비에 상관없이 동일한 조건에서 연소시험을 수행하였다[7,8]. 실험 데이터를 계측하기 위해 캐비테이션 벤튜리의 전, 후단에 온도센서와 압력센서를 설치하고 터빈유량계와 질량유량계를 설치하여 유량을 측정하였다.

대상 데이터

본 논문에 사용한 연소기 하드웨어(Fig. 2)는 추력 30톤급의 축소형 모델로 정격 조건에서 연소압력 52.5 bar, 산화제 유량 4.42 kg/sec, 연료유량 1.59 kg/sec, O/F ratio 2.44이다. 연소시험은 두 개의 수평형 로켓엔진 연소시험설비(Rocket Engine Test Facility(RETF), model Rocket Engine Test Facility(mRETF))에서 수행되었고, 연소시험 조건으로 압력, 유량, 혼합비 등은 시험설비에 상관없이 동일한 조건에서 연소시험을 수행하였다[7,8].
9, 10을 사용하였다. 본 실험에 사용한 캐비테이션 벤튜리의 규격을 Table 2에, 제작된 벤튜리 중 연료용 캐비테이션 벤튜리를 Fig. 1에 나타내었다.
난류 모델로는 2-방정식 난류 모델인 Standard wall function을 사용한 Realizable κ-ε 모델을 사용하였다[9]. 연료용 캐비테이션 벤튜리에 사용된 격자수는 6,410개이고, 산화제용 캐비테이션 벤튜리에 사용된 격자수는 6,000개 이다.

데이터처리

본 연구에서는 연소초기의 Hard-start를 방지하고, 안정된 연소를 위해 일정한 유량을 공급할 수 있는 캐비테이션 벤튜리를 설계, 제작하였다. 캐비테이션 밴튜리의 성능을 확인하기 위하여 연소시험을 수행하고, 추가적으로 유동해석을 통해 실제 실험결과와 비교하였다. 먼저 캐비테이션 발생에 대한 유동해석을 수행하여 사용된 벤튜리 전후의 압력차와 이에 따른 유량관계를 확인하였다.

이론/모형

수치기법은 압력기반 기법(Pressure-based solver)의 일종인 Coupled 기법을 이용하였다. 공간정확도 향상을 위해 2차 Upwind 기법과 2차 중심차분법의 하이브리드 기법인 Quick scheme이 적용되었다. 난류 모델로는 2-방정식 난류 모델인 Standard wall function을 사용한 Realizable κ-ε 모델을 사용하였다[9].
난류 모델로는 2-방정식 난류 모델인 Standard wall function을 사용한 Realizable κ-ε 모델을 사용하였다[9].
해석은 난류를 고려한 2차원 축대칭 정상 상태의 모델로 가정하여 계산하였다. 수치기법은 압력기반 기법(Pressure-based solver)의 일종인 Coupled 기법을 이용하였다. 공간정확도 향상을 위해 2차 Upwind 기법과 2차 중심차분법의 하이브리드 기법인 Quick scheme이 적용되었다.
캐비테이션 벤튜리의 유동해석을 위해 열유동 해석 상용패키지인 ANSYS/Fluent Ver.13을 사용하였다[9]. 캐비테이션 현상은 기체-액체 다상 유동 특징이 나타나는 물리적 현상이므로 ANSYS/Fluent의 다상유동 모델 중의 하나인 Mixture modeling 방법을 이용하였고, 캐비테이션 모델링으로 Schnerr-sauer 모델이 적용되었다[10].
13을 사용하였다[9]. 캐비테이션 현상은 기체-액체 다상 유동 특징이 나타나는 물리적 현상이므로 ANSYS/Fluent의 다상유동 모델 중의 하나인 Mixture modeling 방법을 이용하였고, 캐비테이션 모델링으로 Schnerr-sauer 모델이 적용되었다[10]. 해석은 난류를 고려한 2차원 축대칭 정상 상태의 모델로 가정하여 계산하였다.

성능/효과

2) 산화제용 캐비테이션 벤튜리 7.233 mm의 #와 K_f값은 P_ratio가 증가함에 따라 점점 증가하는 현상을 확인할 수 있었으며, 이는 캐비테이션 벤튜리 후단 압력이 임계 압력 보다 높아 질식이 되지 않아 과도한 유량이 흐른 것으로 판단된다. 이러한 현상은 연료용 캐비테이션 벤튜리 4.
3) 산화제용 캐비테이션 벤튜리와 연료용 캐비테이션 벤튜리를 RETF와 mRETF에서 각각 실험한 결과 유사한 유량특성을 나타내었다.
41 kg/s과 다소 차이가 발생되는데, 이것은 캐비테이션 모델링의 정확도에 따라 좌우될 수 있을 것으로 판단되며 더욱 정확한 계산을 위해서는 다양한 캐비테이션 모델들을 테스트해 볼 필요가 있을 것으로 사료된다. 그러나 본 논문의 해석을 통해 일정 P_ratio이하에서 캐비테이션이 발생하였을 시 질량 유량율이 일정해지는 일반적인 현상을 정성적으로 확인할 수 있었다.
4) 설계, 제작한 캐비테이션 벤튜리들은 캐비테이션이 발생하는 영역에서 일정한 유량을 공급하는 것이 입증되었다. 그러나 실제 공급압력이 설계압력보다 작을 경우 P_ratio가 증가함에 따라 캐비테이션 벤튜리의 기능을 하지 못해 유량을 일정하게 공급할 수 없는 구간을 알 수 있었다. 따라서 캐비테이션 벤튜리는 로켓엔진 연소시험설비와 같이 압력 강하량이 16% 이상인 시스템에서 매우 효과적일 것으로 판단된다.
따라서 이상의 결과를 종합해 볼 때 동일한 시험조건에서 시험설비와 관계없이 산화 제용 캐비테이션 벤튜리 7.233 mm의 임계 압력비 (critical Pratio)는 0.84임을 알 수 있다.
이상의 결과를 종합해 볼 때 동일한 시험조건에서는 시험설비와 관계없이 연료용 캐비테이션 벤튜리 4.35 mm의 임계 압력비(critical Pratio)는 0.86이 되는 것을 알 수 있었다.
82에서는 질량 유량율이 일정해지는 것으로 예측된다. 해석결과 연료유량과 산화제 유량은 각각 1.22 kg/s, 4.10 kg/s로 실험에서 도출된 연료 유량 1.59 kg/s, 산화제 유량 4.41 kg/s과 다소 차이가 발생되는데, 이것은 캐비테이션 모델링의 정확도에 따라 좌우될 수 있을 것으로 판단되며 더욱 정확한 계산을 위해서는 다양한 캐비테이션 모델들을 테스트해 볼 필요가 있을 것으로 사료된다. 그러나 본 논문의 해석을 통해 일정 P_ratio이하에서 캐비테이션이 발생하였을 시 질량 유량율이 일정해지는 일반적인 현상을 정성적으로 확인할 수 있었다.

후속연구

다음으로 이를 연소시험에서의 결과와 비교하여 사용된 캐비테이션 벤튜리의 특성을 파악하고자 하였다. 이를 통해 얻어지는 본 연구의 결과들은 향후 구축될 추력기 수준으로부터 고추력 엔진까지 다양한 규모의 연소시험 설비에 적용할 수 있는 유량 공급용 캐비테이션 벤튜리에 대하여 설계자료를 정립하기 위한 데이터로 유용하게 사용될 수 있을 것이다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	액체로켓엔진의 추진 장치는 무엇으로 구성되는가?	액체로켓엔진의 추진 장치는 추력을 발생시키는 엔진과 추진제 공급 장치로 구성되는데, 추진제 공급 장치는 추진제 공급량을 일정하게 유지하여 안정적인 연소를 이루고 원하는 추력을 발생시키는 역할을 한다. 액체로켓엔진의 시험 시, 점화과정에서 연소실 압력은 대기압에서 설계압력까지 넓은 영역에서 변화하며, 연소불안정 현상과 같은 원치 않은 현상이 발생할 때에도 큰 압력 변동을 겪을 수 있다.
	캐비테이션 벤튜리는 어떤 역할을 하는가?	이런 목적을 이루기 위해 로켓엔진 시험설비에서 널리 사용되는 것이 캐비테이션 벤튜리(Cavitating venturi)이다[1,2]. 캐비테이션 벤튜리는 상류의 압력에만 영향을 받음으로써, 연소 초기의 Hard start에서도 유량 변화를 방지하고, 이상 연소에 의한 연소실 압력 변동과 이에 따른 추진제 공급 변화를 방지한다. 일정한 유량을 공급하기 위해서는 캐비테이션 벤튜리의 목(Throat)에서 공동현상(Cavitation)이 발생되는 것이 중요한데 이는 상하류의 압력차, 유량, 목직경 등의 영향을 많이 받는 것으로 알려져 있다[3].
	엑체로켓엔진 설비 측면에서는 넓은 압력 범위와 압력 진동 조건에서도 안정적인 유량 공급이 필요한 이유는 무엇인가?	액체로켓엔진의 추진 장치는 추력을 발생시키는 엔진과 추진제 공급 장치로 구성되는데, 추진제 공급 장치는 추진제 공급량을 일정하게 유지하여 안정적인 연소를 이루고 원하는 추력을 발생시키는 역할을 한다. 액체로켓엔진의 시험 시, 점화과정에서 연소실 압력은 대기압에서 설계압력까지 넓은 영역에서 변화하며, 연소불안정 현상과 같은 원치 않은 현상이 발생할 때에도 큰 압력 변동을 겪을 수 있다. 따라서 설비 측면에서는 넓은 압력 범위와 압력 진동 조건에서도안정적인 유량 공급이 가능하도록 하여야 한다.

참고문헌 (10)

Randall, L.N., "Rocket Applications of the Cavitating Venturi", Journal of the American Rocket Society, Vol. 22, No. 1, pp. 28-38, 1952.

상세보기
Ghassemi, H. and Fasih, H.F., "Application of small size cavitating venturi as flow controller and flow meter," Flow Measurement and Instrumentation, Vol. 22, No. 5, pp. 406-412, 2011.

상세보기
Yazici, B., "Numerical & Experimental Investigation of Flow Through a Cavitation Venturi," Recent Advances in Space Technologies, pp. 236-241, 2007.
Kumar, P.S. and Pandit, A.B., "Modeling Hydrodynamic Cavitation," Chemical Engineering & Technology, Vol. 22, No. 12, pp. 1017-1027, 1999.

상세보기
Xu, C., Heister, D. and Field, R., "Modeling Cavitating Venturi Flows," Journal of Propulsion and Power, Vol. 18, No. 6, pp. 1227-1234, 2002.

상세보기
Ulas, A., "Passive Flow Control in Liquid-Propellant Rocket Engines with Cavitating Venturi," Flow Measurement and Instrumentation, Vol. 17, pp. 93-97, 2006.

상세보기
Kim, S.H., Lim, B.J., Han, Y.M., Seol, W.S., Lee, S.Y. and Moon, I.Y., "LOx/Kerosene Sub-scale LRE Firing Test Facility", Proceedings of The KSPE Fall Conference, pp. 166-169, 2004.
Kang, D.H., Lim, B.J., Moon, I.Y., Seo, S.H., Han, Y.M. and Choi, H.S., "Operation and Maintenance Techniques for Liquid Rocket Combustor Ground Firing Test Facility", Journal of the Korea Society of Propulsion Engineers, Vol. 11, No. 3, pp. 43-49, 2007.
ANSYS Fluent Ver. 13 manual reference.
Schnerr, G.H. and Sauer, J., "Physical and Numerical Modeling of Unsteady Cavitation Dynamics," In Fourth International Conference on Multiphase Flow, New Orleans, USA, 2001.

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