액체 로켓 엔진에 대한 에너지 밸런스 해석, 모드 해석, 비정상 해석 프로그램을 소개하였다. 유사 프로그램에 대한 결과, 공개된 실험 결과와 비교하여 해석 방법을 검증하였다. 에너지 밸런스 해석은 초기 개발 단계에서 활용된다. 모드 해석은 엔진 작동 조건, 시험조건 설정 및 엔진 성능 분산 분야에 활용된다. 비정상 해석을 통하여 추진제 유량, 추력, 비정상 조건에 대한 임펄스를 예측할 수 있다. 비정상 해석은 시동/종료 시퀀스 설정에 필수적이다. 본 해석 프로그램들은 한국형 발사체 엔진 개발에 활용될 것이다.
액체 로켓 엔진에 대한 에너지 밸런스 해석, 모드 해석, 비정상 해석 프로그램을 소개하였다. 유사 프로그램에 대한 결과, 공개된 실험 결과와 비교하여 해석 방법을 검증하였다. 에너지 밸런스 해석은 초기 개발 단계에서 활용된다. 모드 해석은 엔진 작동 조건, 시험조건 설정 및 엔진 성능 분산 분야에 활용된다. 비정상 해석을 통하여 추진제 유량, 추력, 비정상 조건에 대한 임펄스를 예측할 수 있다. 비정상 해석은 시동/종료 시퀀스 설정에 필수적이다. 본 해석 프로그램들은 한국형 발사체 엔진 개발에 활용될 것이다.
Programs of energy balance, mode analysis and transient analysis for a liquid rocket engine have been introduced. The analysis methods have been verified through comparison between the present results, and the results of the other program and experimental data. An energy balance analysis is used for...
Programs of energy balance, mode analysis and transient analysis for a liquid rocket engine have been introduced. The analysis methods have been verified through comparison between the present results, and the results of the other program and experimental data. An energy balance analysis is used for engine system design at the early development phase. A mode analysis is used for decision of engine operation conditions and test conditions, and studying deviation of an engine performance. A transient analysis can predict a propellant flow rate, thrust, impulse at transient phase. It is essential to establish a startup/shut down sequence. The analysis programs will be used to develop the engines of KSLV-II.
Programs of energy balance, mode analysis and transient analysis for a liquid rocket engine have been introduced. The analysis methods have been verified through comparison between the present results, and the results of the other program and experimental data. An energy balance analysis is used for engine system design at the early development phase. A mode analysis is used for decision of engine operation conditions and test conditions, and studying deviation of an engine performance. A transient analysis can predict a propellant flow rate, thrust, impulse at transient phase. It is essential to establish a startup/shut down sequence. The analysis programs will be used to develop the engines of KSLV-II.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
본 문서에서는 액체로켓엔진 설계에서 가장 기본적인 해석 분야인 ①공칭 조건에 대한 엔진 성능 예측, ②엔진 시스템의 성능 변동 범위 예측, ③시동/종료를 포함한 엔진의 비정상 특성예측에 대해서 소개하고자 한다. 로켓엔진 개발을 위해서는 이 외에도 분산 해석, 레귤레이션, 비상상태 모사 등 로켓엔진 전문 분야 해석기술과 일반적인 열해석, 구조해석, 진동해석 기술이 필요하다.
개발된 액체로켓 엔진의 시동해석 프로그램의 경우 실제 검증을 위해서는 엔진의 거의 모든 요소에 대한 기본적인 정보가 필요하며, 현재 엔진 시스템 시험이 수행되지 못하여 가용한 검증 데이터를 확보하는데 어려움이 있다. 이에 본 연구에서는 연소기와 터보펌프+가스발생기 두 개의 구성품 모델로 분리하여 각각의 모델에 대한 검증을 수행하고, 이를 통해 간접적으로 해석 기법의 유효성을 검증하였다. 즉, 시동해석 모델에 있어서 연소기의 초기 점화 및 연소압 상승(buildup) 모델에 대한 적절성을 연소기 단품 시험 결과[11]를 이용하여 별도로 검증하고, 개방형 사이클 엔진에서 폐루프를 형성하는 터보펌프+가스발생기 연계 특성을 연계시험 결과[12]와 그림 4와 같이 비교하여 엔진 구성품 모델의 타당성을 검증하였다.
제안 방법
30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험으로부터 얻은 정상상태 결과로부터 터보펌프와 가스발생기의 성능 특성을 유추하여 모드해석 프로그램의 검증을 수행하였다. 비교 결과 공칭 유량에 대하여 헤드 1.
가스발생기 산화제 공급라인의 제어밸브 손실계수(loss coefficient)를 변화시킴에 따라 엔진 작동점의 변화를 계산한 결과를 그림 3에 도시하였다. 계산과정에서 가스발생기의 온도를 일정하게 유지하기 위하여 가스발생기 연료 유량제어를 포함시켰다. 그림에서 알 수 있듯이 제어밸브의 손실계수를 증가시킴에 따라 제어밸브의 차압은 증가하고, 이에 따라 가스발생기에 공급되는 추진제가 감소함에 따라 가스발생기 압력이 감소하고, 터보펌프 동력이 줄어들어 연소압과 터보펌프 회전수가 감소하는 결과를 확인할 수 있다.
서브시스템의 성능은 개발 주체의 개발 능력에 따라 다르기 때문에 성능 모델의 정확성을 확인하기 위해서는 제작과 성능 시험이 이루어져야 한다. 본 연구에서 사용하는 성능 모델은 본 연구기관에 축적된 실험결과와 과거의 설계를 기반으로 한 것이다. 연소기 노즐목의 직경이 실제 개발된 엔진에 비하여 작게 평가되었다.
엔진의 작동영역 설정과 분산해석, 시험결과 분석 및 구성품의 설계 요구조건 도출 등에 이용된다. 세 번째, 비정상 해석[3, 4]은 상용프로그램인 Flowmaster[5]의 해석모델을 개발하여 수행한다. 즉 Flowmaster에서 비정상 해를 줄 수 있도록 열유체 배관 시스템을 1차원 모델화하고 배관, 밸브, 터보펌프 등의 요소에 대한 성능모델을 개발하여 엔진 시스템의 열유동 특성을 모사한다.
액체로켓엔진의 성능 해석 기술분야 중 에너지 밸런스 해석, 모드해석, 비정상 해석 기술을 소개하였다. 에너지 밸런스 해석은 엔진 시스템의 주요 규격 설정에 활용되며 모드해석은 작동조건 변경에 대한 영향 분석에, 비정상 해석은 시동/종료 특성 예측과 시퀀스 개발에 활용된다.
세 번째, 비정상 해석[3, 4]은 상용프로그램인 Flowmaster[5]의 해석모델을 개발하여 수행한다. 즉 Flowmaster에서 비정상 해를 줄 수 있도록 열유체 배관 시스템을 1차원 모델화하고 배관, 밸브, 터보펌프 등의 요소에 대한 성능모델을 개발하여 엔진 시스템의 열유동 특성을 모사한다. 이를 통하여 엔진의 시동/종료 특성과 비정상 구간에서의 추진제 소모량, 시동/잔류 추력 및 임펄스 등을 평가하게 된다.
SEQ를 사용한 해석[7]에서도 동일한 경향이 확인된다. 터보펌프와 연소기의 연소 효율이 확인되지 않아 본 프로그램에서 가지고 있는 성능 모형을 사용하였으며 이 점에서 문헌과 차이가 있을 수 있다. 가스발생기 유량이 참고문헌에 비하여 많이 소요되는 것으로 미루어 터보펌프의 효율이 낮게 평가된 것으로 판단할 수 있다.
데이터처리
에너지 밸런스 해석은 엔진 시스템의 주요 규격 설정에 활용되며 모드해석은 작동조건 변경에 대한 영향 분석에, 비정상 해석은 시동/종료 특성 예측과 시퀀스 개발에 활용된다. 각 해석 분야에 대한 기존의 연구와 실험 결과와 비교를 통하여 해석 방법의 정확성을 검증하였다.
성능/효과
계산과정에서 가스발생기의 온도를 일정하게 유지하기 위하여 가스발생기 연료 유량제어를 포함시켰다. 그림에서 알 수 있듯이 제어밸브의 손실계수를 증가시킴에 따라 제어밸브의 차압은 증가하고, 이에 따라 가스발생기에 공급되는 추진제가 감소함에 따라 가스발생기 압력이 감소하고, 터보펌프 동력이 줄어들어 연소압과 터보펌프 회전수가 감소하는 결과를 확인할 수 있다. 산화제펌프와 연료펌프가 하나의 축으로 연결되어 있어서 두 펌프의 회전수 감소는 동일하다.
이에 본 연구에서는 연소기와 터보펌프+가스발생기 두 개의 구성품 모델로 분리하여 각각의 모델에 대한 검증을 수행하고, 이를 통해 간접적으로 해석 기법의 유효성을 검증하였다. 즉, 시동해석 모델에 있어서 연소기의 초기 점화 및 연소압 상승(buildup) 모델에 대한 적절성을 연소기 단품 시험 결과[11]를 이용하여 별도로 검증하고, 개방형 사이클 엔진에서 폐루프를 형성하는 터보펌프+가스발생기 연계 특성을 연계시험 결과[12]와 그림 4와 같이 비교하여 엔진 구성품 모델의 타당성을 검증하였다.
회전수와 연소압은 공칭값으로 정규화된 값을 나타낸다. 파이로시동기 점화에 따라 터보펌프 회전수가 증가하며 이후 가스발생기와 연소기가 점화되면서 연소압이 급격하게 발달하는 모습이 확인된다. 점화에 앞서 주밸브가 개방되는 순서를 가진다.
후속연구
점화에 앞서 주밸브가 개방되는 순서를 가진다. 이와 같이 앞으로 본 해석 방법을 활용하여 엔진개발 시험 전영역에서 해석적인 지원이 가능할 것으로 판단된다.
액체로켓 엔진 개발 과정에서 시험의 위험을 감소시키고, 개발비용을 절감하기 위하여 시동 과정에 대한 해석적인 연구가 활발히 진행 중이며, 국산 액체로켓 엔진 개발을 위해서도 이러한 해석적 연구가 선행되어야 한다. 항공우주연구원에서는 상용 1차원 유동시스템 해석 프로그램인 Flowmaster[5]를 기반으로 가스발생기 사이클 액체로켓 엔진의 시동 과도해석 기법을 개발하고, 이를 이용하여 시동 과정 최적화에 대한 수치적 연구를 수행하여 향후 국내 액체로켓 엔진 개발에 적용하고자 한다.[10]
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
가스발생기 사이클 액체로켓엔진은 무엇으로 구성되는가?
가스발생기 사이클 액체로켓엔진은 주연소기, 터보펌프, 가스발생기, 터빈 출구 노즐, 밸브나 배관 등의 공급계로 구성된다. 새로운 엔진을 개발할 때 엔진의 임무에 해당하는 요구 추력과 요구 비추력을 줄 수 있는 각 서브시스템의 성능 요건을 결정해야하며 이를 위하여 서브시스템의 성능조합으로부터 엔진 시스템의 성능을 계산해야 한다.
액체로켓엔진 설계에서 가장 기본적인 해석 분야는 무엇이 있는가?
본 문서에서는 액체로켓엔진 설계에서 가장 기본적인 해석 분야인 ①공칭 조건에 대한 엔진 성능 예측, ②엔진 시스템의 성능 변동 범위 예측, ③시동/종료를 포함한 엔진의 비정상 특성예측에 대해서 소개하고자 한다. 로켓엔진 개발을 위해서는 이 외에도 분산 해석, 레귤레이션, 비상상태 모사 등 로켓엔진 전문 분야 해석기술과 일반적인 열해석, 구조해석, 진동해석 기술이 필요하다.
엔진 시스템에 대한 에너지 밸런스 해석을 통해 알아볼 수 있는 것은 무엇이 있는가?
첫 번째는 엔진 시스템에 대한 에너지 밸런스 해석[1]을 통해서 수행된다. 이 해석 과정은 엔진 개발에 있어 가장 기본이 되는 해석을 볼 수 있으며 이를 통해서 엔진 서브시스템의 성능 요건을 도출하고 이에 대한 조합으로서 엔진 시스템의 성능을 구하게 된다. 두 번째 모드 해석[2]은 구성품의 성능을 알고 작동조건이 정의될 때 엔진 시스템의 작동 특성과 성능 예측하는 과정이다.
참고문헌 (12)
Cho, W.K., Park, S.Y. and Seol, W.S., 2008, "Development of Performance Analysis Program for Gas Generator Cycle Rocket Engine," J. of the Korean Soc. of Propulsion Eng., Vol.12, No.5, pp.18-25
Park, S.-Y. and Cho, W.K., 2008, "Program Development for the Mode Calculation of Gas-Generator Cycle Liquid Rocket Engine," 2008 KSPE Fall Conference, pp.336-370
Moon, Y., Kim, S.H. and Seol, W.S., 2009, "Analysis of startup characteristics for 30 ton liquid propellant rocket engine TPU-GG coupled tests," KSAS09-3153
Park, S.-Y., Cho, W.K. and Moon, Y., 2011, "Improvement of the startup transient analysis on the liquid rocket engine using the TP+GG coupled test result," 2011 KSPE Fall Conference, pp.821-826
Ballard, R.O. and Olive, T., 2000, "Development status of the NASA MC-1(Fastrac) engine," AIAA-2000-3898
Kauffmann, J., Herbertz, A. and Sippel, M., 2001, "Systems analysis of a high thrust, low-cost rocket engine," 4th Int. Conf. on green propellants for Space Propulsion
Cho, W.K., Kim, C.W. and Park, S.-Y., 2012, System analysis programs for liquid rocket engine, KARI-RET-TM-2012-001
Cho, W.K., Park, S.Y., Moon, Y.W., Nam, C.H., Kim, C.W. and Seol, W.S., 2010, "Liquid rocket engine system of Korean launch vehicle," J. of the Korean Soc. of Propulsion Eng., Vol.14, No.1, pp.56-64
Park, S.-Y., Cho, W. K. and Moon, Y. W., 2011, "Improvement of the startup transient analysis on the liquid rocket engine using the TP+GG coupled test result," 2011 KSPE Fall Conference, pp.821-826
Moon, I., Kim, S.H., Kim, J., Lim, B., Lee, K. and Kim, I., 2005, "Ignition experiments of a high pressure liquid propellant thrust chamber," 2005 KSPE Spring Conference, pp.265-268
Moon, Y., 2009, Analysis of startup characteristics for turbopump unit-gas generator-combustor coupled test, KARI-RET- TM-2009-005
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.