본 논문에서는 고체추진기관 밸브의 내부에 장착한 핀틀의 구동 응답, 추력 및 압력 데이터를 이용하여, 연소시험 시 발생한 고체추진기관 내부 압력의 비정상 특성을 분석하였다. 고체추진기관 밸브의 내부에 핀틀이라는 구조체를 장착하여 핀틀의 축방향 구동을 통해서 노즐목 면적을 조절하고, 이를 통해 고체추진기관의 압력 및 추력을 실시간으로 제어할 수 있다. 이때 연소관 내부의 압력에 비정상 특성이 나타날 수 있으며, 이러한 비정상 특성은 다양한 원인이 종합적으로 영향을 미친 결과이다. 이 경우 핀틀의 구동 응답을 이용한 내부 압력의 재예측 및 추력 대 압력 비 분석을 통해서 핀틀 구동 응답 오차와 중공 튜브 삭마에 의한 노즐목 면적 변화라는 두 가지 큰 비정상 특성의 원인을 찾아내고, 각 원인들이 연소관 내부 압력에 미치는 영향을 개별적으로 분석하였다.
본 논문에서는 고체추진기관 밸브의 내부에 장착한 핀틀의 구동 응답, 추력 및 압력 데이터를 이용하여, 연소시험 시 발생한 고체추진기관 내부 압력의 비정상 특성을 분석하였다. 고체추진기관 밸브의 내부에 핀틀이라는 구조체를 장착하여 핀틀의 축방향 구동을 통해서 노즐목 면적을 조절하고, 이를 통해 고체추진기관의 압력 및 추력을 실시간으로 제어할 수 있다. 이때 연소관 내부의 압력에 비정상 특성이 나타날 수 있으며, 이러한 비정상 특성은 다양한 원인이 종합적으로 영향을 미친 결과이다. 이 경우 핀틀의 구동 응답을 이용한 내부 압력의 재예측 및 추력 대 압력 비 분석을 통해서 핀틀 구동 응답 오차와 중공 튜브 삭마에 의한 노즐목 면적 변화라는 두 가지 큰 비정상 특성의 원인을 찾아내고, 각 원인들이 연소관 내부 압력에 미치는 영향을 개별적으로 분석하였다.
In this paper, unsteady characteristics of pressure in solid rocket motor were analyzed by using response of pintle actuation, pressure and thrust data from ground test. Pressure and thrust in solid rocket motor can be controlled in real time by varying nozzle throat area with pintle, installed in t...
In this paper, unsteady characteristics of pressure in solid rocket motor were analyzed by using response of pintle actuation, pressure and thrust data from ground test. Pressure and thrust in solid rocket motor can be controlled in real time by varying nozzle throat area with pintle, installed in the valve. Unsteady characteristics of pressure can be observed in this system occurred by various reasons. Two critical reasons, error of pintle actuation and ablation of center tube, are found and effects of each reason can be analyzed individually by re-prediction of pressure with response of pintle actuation and analyzing thrust to pressure ratio.
In this paper, unsteady characteristics of pressure in solid rocket motor were analyzed by using response of pintle actuation, pressure and thrust data from ground test. Pressure and thrust in solid rocket motor can be controlled in real time by varying nozzle throat area with pintle, installed in the valve. Unsteady characteristics of pressure can be observed in this system occurred by various reasons. Two critical reasons, error of pintle actuation and ablation of center tube, are found and effects of each reason can be analyzed individually by re-prediction of pressure with response of pintle actuation and analyzing thrust to pressure ratio.
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문제 정의
하지만 압력의 비정상 특성은 다양한 원인의 영향이 종합적으로 나타나므로, 비정상 특성에 대한 정확한 분석에 어려움이 있다. 따라서 각각의 원인이 연소관 내부 압력의 비정상 특성에 영향을 얼마나 주었는지 살펴보기 위하여, Fig. 11과 같이 핀틀 구동 응답 결과를 이용해 연소관 내부의 압력을 다시 예측해 보았다.
본 연구에서는 고체 추진기관의 추력을 제어하기 위한 방법으로, 핀틀의 움직임을 이용하여 연소관 내부 압력을 변화시키는 방법에 대해 이론적 및 실험적인 방법으로 접근하였다. 먼저 추진기관에 대한 동역학적 모델을 수립하여 핀틀의 위치에 따른 연소관 내부 압력의 변화를 예측하였다.
S.의 논문에서는 대칭성을 가지는 한 축의 밸브 및 핀틀 구조체를 대상으로 시스템을 모델링하고 이에 대한 제어기를 설계하여 연소관 내부의 압력을 제어하는 연구를 이론적 및 실험적으로 수행하였다[3]. Fig.
제안 방법
또한 본 연구에서 실험체로 사용한 추진기관에는 크기가 서로 다른 다수의 밸브가 장착되었다. 따라서 1개의 핀틀만을 이용한 기존의 선행연구와는 달리, 크기가 상대적으로 큰 밸브 1개와 크기가 작은 밸브 2개로 구성된 총 3개의 밸브를 장착하여 연소시험 및 연소관 내부 압력 제어를 수행하였다.
이러한 비정상 특성의 원인으로는 연소 탄화물 침적에 의한 노즐목 면적 변화, 핀틀 구동 응답의 오차 발생 및 구동기의 구동력 부족 등이 있으며 다양한 원인에 의한 영향이 종합적으로 나타난다. 따라서 다양한 원인에 의한 영향을 개별적으로 분석하기 위한 방법으로, 핀틀 구동 응답 결과에 대한 압력 변화를 다시 예측하여 핀틀 구동 응답 오차에 대한 비정상 특성의 원인을 기타 원인과 분리하여 분석할 수 있도록 하였다. 이러한 방법을 통해서 본 연구에서는 압력의 비정상 특성에 대한 핀틀 구동 응답 오차와 중공 튜브 삭마에 의한 노즐목 면적 변화의 영향을 구분하여 각 원인별 상세한 분석을 하였다.
4 mm임을 확인하였다. 따라서 압력 예측을 위한 시뮬레이션을 수행할 때는 정해진 핀틀의 스트로크를 그대로 사용하지 않고 해당 스트로크에 핀틀의 팽창량인 0.4 mm를 고려하여 시뮬레이션을 수행하였다. 이 때 핀틀이 팽창할 경우에는 팽창하지 않은 경우에 비하여 노즐목 면적이 감소하게 되므로 압력이 상대적으로 높아지게 된다.
먼저 추진기관에 대한 동역학적 모델을 수립하여 핀틀의 위치에 따른 연소관 내부 압력의 변화를 예측하였다. 또한 예측 결과의 정확성을 판단하기 위하여 핀틀 구동 및 실제 연소시험을 수행하였다.
본 연구에서는 고체 추진기관의 추력을 제어하기 위한 방법으로, 핀틀의 움직임을 이용하여 연소관 내부 압력을 변화시키는 방법에 대해 이론적 및 실험적인 방법으로 접근하였다. 먼저 추진기관에 대한 동역학적 모델을 수립하여 핀틀의 위치에 따른 연소관 내부 압력의 변화를 예측하였다. 또한 예측 결과의 정확성을 판단하기 위하여 핀틀 구동 및 실제 연소시험을 수행하였다.
본 논문에서는 압력을 직접 제어한 기존의 선행 연구와는 달리, 원하는 압력을 발생시키기 위한 핀틀의 스트로크를 시스템 모델 및 시뮬레이션을 통해 예측하고 주어진 핀틀의 요구 스트로크에 따라 핀틀의 위치를 제어하는 방식으로 연소관 내부의 압력을 변화시켰다. 또한 본 연구에서 실험체로 사용한 추진기관에는 크기가 서로 다른 다수의 밸브가 장착되었다.
이 외에도 연소관에 3개의 압력 센서를 부착하여 연소관 내부의 압력변화를 측정하였으며, 연소관 외부에 7개의 온도 센서를 부착하여 연소시험 중 중요 부품의 온도변화를 관측하였다. 본 연구에서는 전체 계측 결과 중 압력 및 추력 센서의 계측 결과만을 이용하여 시스템 성능에 대한 분석을 수행하였다.
본 연구에서는 직접적으로 압력을 제어하지 않고 원하는 압력이 발생되는 핀틀의 위치를 예측하고, 해당 위치로 핀틀이 움직이는 피드백 제어를 수행하였다. 따라서 예측한 압력값과 실제 연소시험을 통해 측정한 압력값은 다양한 원인으로 인해 차이를 보이며, 본 시험의 결과와 같이 측정한 압력값에 비정상 특성이 나타나기도 한다.
실제 연소시험 시 고체추진기관을 추력 측정이 용이한 시험대 위에 장착한 후에 시험을 수행하였다. 시험대에는 x, y, z 축 방향으로 발생하는 힘과 각 축 방향의 모멘트를 측정할 수 있는 센서가 부착되어 있다.
첫 번째로는 핀틀의 구동 응답 오차에 의한 연소관 내부 압력의 비정상 움직임이다. 앞에서 언급한 것과 같이 본 연구에서는 연소시험 시핀틀의 구동을 통해 연소관 내부의 압력을 변화시켰다. 이때 각 TCS 1 및 TCS 2, 3에 위치한 핀틀의 구동 명령 및 응답은 Fig.
따라서 시험대를 통해 장착된 3개의 밸브 각각에서 발생하는 추력의 크기를 측정할 수 있다. 이 외에도 연소관에 3개의 압력 센서를 부착하여 연소관 내부의 압력변화를 측정하였으며, 연소관 외부에 7개의 온도 센서를 부착하여 연소시험 중 중요 부품의 온도변화를 관측하였다. 본 연구에서는 전체 계측 결과 중 압력 및 추력 센서의 계측 결과만을 이용하여 시스템 성능에 대한 분석을 수행하였다.
따라서 다양한 원인에 의한 영향을 개별적으로 분석하기 위한 방법으로, 핀틀 구동 응답 결과에 대한 압력 변화를 다시 예측하여 핀틀 구동 응답 오차에 대한 비정상 특성의 원인을 기타 원인과 분리하여 분석할 수 있도록 하였다. 이러한 방법을 통해서 본 연구에서는 압력의 비정상 특성에 대한 핀틀 구동 응답 오차와 중공 튜브 삭마에 의한 노즐목 면적 변화의 영향을 구분하여 각 원인별 상세한 분석을 하였다. 다만 연구 결과와 같이 압력의 피크 형태로 나타나는 비정상 특성에 대한 원인은 구동 응답 오차 및 추력 대 압력 비율 분석을 통해 어느 정도 분석이 가능하나, 초기 2~4 초 사이 압력이 핀틀의 팽창에 의해 증가하지 않고 유지되는 구간 및 9 초 이후 급격한 노즐목 면적 변화에 의해 압력이 전체적으로 증가하였으나 다시 감소하지 않는 현상 등에 대해서는 주어진 정보만으로는 원인 분석이 불가능 하였다.
성능/효과
18 mm의 오버슛 현상이 나타나며, 분출 가스에 의한 강한 외란 및 기어의 백래쉬 현상 등에 의해서 연소 시작 초기에도 큰 오차가 발생한 것을 확인할 수 있다. 또한 제어기의 성능에 의해 최대 약 0.15 mm의 정상상태오차가 발생할 수 있는데, 2~6 초 구간 및 11~18 초의 수렴 구간에서 최대 약 0.08 mm의 정상상태 오차가 나타났음을 확인할 수 있으며 구동 응답이 명령을 비교적 잘 따라가고 있음을 알 수 있다. 이러한 핀틀의 구동 명령 대비 응답 오차에 의해 연소관 내부 압력의 비정상 특성이 나타날 수 있다.
즉 11 초에 나타난 노즐목 면적 변화에 의한 압력의 비정상 특성은 TCS 1만의 영향이며, 이는 해당 시간대의 비정상 특성이 TCS 1 핀틀의 구동 오차에 의한 영향이라는 앞의 분석 결과와 일치한다. 또한 중공튜브 삭마로 인한 탄화물은 대부분 TCS 2, 3의 방향으로 빠져나갔을 것으로 예상되며, 결과적으로 TCS 1에 비해 TCS 2, 3의 추력 대 압력의 비율의 변화량이 더 큰 것을 Fig. 12를 통해 확인할 수 있다.
앞에서도 설명하였듯이 연소시험에 사용되었던 추진기관에는 유량의 흐름을 위해서 연소관 중앙에 고무 재질의 중공튜브가 위치해있다. 본 연소시험 시 TCS 2, 3쪽 유량의 증가로 인해 중공튜브의 삭마량이 증가하여 연소시험 중 중공튜브가 완전 손실되었다. 중공튜브의 손실로 인해 중공튜브의 탄화물이 노즐목 및 핀틀에 침적됨에 따라 급격한 노즐목 면적 변화가 발생하였고, 따라서 Fig.
시험 및 시뮬레이션 결과를 최대압력 근처의 특정 값인 Pref로 정규화 하여서 표기하였다. 선행된 연소시험을 통해 연소시험 중핀틀의 길이방향 팽창량이 약 0.4 mm임을 확인하였다. 따라서 압력 예측을 위한 시뮬레이션을 수행할 때는 정해진 핀틀의 스트로크를 그대로 사용하지 않고 해당 스트로크에 핀틀의 팽창량인 0.
위 분석 결과를 살펴보면 실제 연소시험을 통해 측정된 압력의 비정상 특성 중 약 11 초에서 압력이 갑자기 상승했다가 감소하는 경향을 나타내는데 그 원인이 구동 응답의 오차에 의한 것임을 알 수 있다. 나머지 9.
위 그래프를 살펴보면 연소시작 후 약 9 초 이후에 급격한 노즐목 면적의 변화가 몇 차례 있음을 확인할 수 있다. 즉 마지막 핀틀의 구동이 수행된 9.5 초 이전에 급격한 노즐목 면적의 변화가 발생하였으며, 이로 인해 비정상 특성과 더불어 압력의 크기가 전체적으로 증가하는 현상 역시 나타났음을 알 수 있다. 이러한 현상이 나타난 시간대는 압력의 비정상 특성이 나타난 시간대인 9.
하지만 TCS 1의 핀틀은 상대적으로 큰 외란을 받음에 핀틀과 비교하여 같은 구동 시스템을 사용하므로 구동력은 동일하지만, 핀틀의 크기가 작아서 연소관 내부 압력에 의해 핀틀에 가해지는 외란이 상대적으로 작으므로 전 구간에서 큰 오차를 따라서 6 초 및 9.5 초에 구동 명령을 수행하기 위하여 최대 약 0.18 mm의 오버슛 현상이 나타나며, 분출 가스에 의한 강한 외란 및 기어의 백래쉬 현상 등에 의해서 연소 시작 초기에도 큰 오차가 발생한 것을 확인할 수 있다.
후속연구
다만 연구 결과와 같이 압력의 피크 형태로 나타나는 비정상 특성에 대한 원인은 구동 응답 오차 및 추력 대 압력 비율 분석을 통해 어느 정도 분석이 가능하나, 초기 2~4 초 사이 압력이 핀틀의 팽창에 의해 증가하지 않고 유지되는 구간 및 9 초 이후 급격한 노즐목 면적 변화에 의해 압력이 전체적으로 증가하였으나 다시 감소하지 않는 현상 등에 대해서는 주어진 정보만으로는 원인 분석이 불가능 하였다. 향후의 연구에서는 압력의 비정상 특성을 발생시키는 더욱 다양한 원인에 대한 분석 및 이를 해결할 수 있는 방법에 대한 연구가 필요할 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
그레인의 형상 설계를 이용한 추력 크기 조절 방법의 단점은 무엇인가?
이러한 단점을 해결하기 위하여 기존의 연구에서는 추진제 그레인의 형상 설계를 통해 추진제의 연소 중 추력의 크기를 변화시킬 수 있는 방법을 모색하였다[1,2]. 하지만 그레인의 형상 설계를 이용한 추력 크기 조절 방법은 그 한계가 명확하고 자유도가 매우 떨어진다. 따라서 최근에는 핀틀 구동 기술을 이용하여 고체 추진기관의 추력 크기 조절에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다.
고체 추진기관의 단점은 무엇인가?
최근 유도무기용 로켓모터는 기동성과 정밀 타격을 목표로 연구 및 개발되고 있는 실정이나, 유도무기용 로켓모터에 적용되는 고체 추진기관의 경우 추력의 크기 조절에 많은 제약이 있다. 고체 추진기관은 일단 연소가 시작되면 추진제를 모두 소비할 때까지 연소가 일어나기 때문에 연소 중 추력의 크기를 자유롭게 변화시킬 수 없는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하기 위하여 기존의 연구에서는 추진제 그레인의 형상 설계를 통해 추진제의 연소 중 추력의 크기를 변화시킬 수 있는 방법을 모색하였다[1,2].
고체 추진기관의 단점을 해결하기 위해서 기존의 연구에서는 어떤 방법을 모색하였나?
고체 추진기관은 일단 연소가 시작되면 추진제를 모두 소비할 때까지 연소가 일어나기 때문에 연소 중 추력의 크기를 자유롭게 변화시킬 수 없는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하기 위하여 기존의 연구에서는 추진제 그레인의 형상 설계를 통해 추진제의 연소 중 추력의 크기를 변화시킬 수 있는 방법을 모색하였다[1,2]. 하지만 그레인의 형상 설계를 이용한 추력 크기 조절 방법은 그 한계가 명확하고 자유도가 매우 떨어진다.
참고문헌 (5)
Muhammad, A.R. and Wang, L., "Design and Optimization of 3D Wagon Wheel Grain for Dual Thrust Solid Rocket Motors," Proppellants, Explosives, Pyrotechnics, Vol. 38, No. 1, pp. 67-74, 2013.
Sanal, K.V.R., Raghunandan, B.N. and Kawakami, T., "Studies on Internal Ballistics of Dual-thrust Motors for Nozzleless Propulsion," 46th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Nashville, T.N., U.S.A., July 2010.
John, L.B. and Roberto, D.S., "Solid Rocket Motor Control: Theoretical Motivation and Experimental Demonstration," 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Huntsville, A.L., U.S.A., July 2003.
Christina, A.D. and Amy, B.G., "Variable Thrust Solid Propulsion Control Using Labview," 39th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, Huntsville, A.L., U.S.A., July 2003.
Niu, W.Y., Bao, W., Chang, J., Cui, T. and Yu, D.R., "Control System Design and Experiment of Needle-type Gas Regulating System for Ducted Rocket," Journal of Aerospace Engineering, Vol. 224, No. 1, pp. 563-573, 2010
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