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문제 정의
- 70 N급 하이드라진 추력기 개발모델의 추력응답특성이 연소실 압력진동 강도와 갖는 상관관계 도출을 위한 지상연소시험이 수행되었다. 연소실의 특성길이와 추진제 분사압력이 변화할 때 정체실의 압력진동 특성을 관찰하고 펄스 상승시간 및 감쇠시간을 산출하였다.
- 본 연구에서는 개발모델 추력기의 기초성능 및 압력 불안정 특성 고찰에 이어, 촉매대를 포 함한 추력실에서의 압력진동(pressure oscillation)이 시험모델의 응답성능(response performance)에 미치는 영향을 분석하고자 한다. 이를 위해, 연소실의 특성길이 및 추진제 분사압력을 시험 변수로 적용하여 지상연소시험을 수행하였다.
제안 방법
- 개발모델은 고고도 혹은 우주공간에서의 운용을 위하여 노즐 확대비는 50:1, 추진제 질량 유량은 공급압력 2.41 MPa (350 psia)에서 29.2 g/s가 되도록 설계/제작되었으며, 목표추력은 정상상태 진공환경 기준 67±5 N (15±1 lbf)이다.
- 0초로 설정하였다. 기준 시험압력은 0.34-2.41 MPa 범위이며, 기체질소를 이용한 압력조절(pressure regulated) 방식으로 추진제를 공급하였다.
- 성능검증 시험 시, 추력기 노즐은 면적비 10:1의 지상연소시험용 노즐을 별도로 설계/제작하여 사용하였다. 또, 시험평가모델의 경우 플랜지 조립방식을 채택하여 매개변수 연구(parametric study)가 가능하도록 하였으며, 각 구성품별로 온도, 압력, 배기조성 등과 같은 성능변수 측정/포집을 위한 별도의 포트를 구성하였다. Fig.
- 이에 따라, 0-5초 구간의 진동 강도는 adjacent-averaging 평활화법(smoothing method)으로 생성한 곡선(smoothed curve)과 원자료(raw data) 간의 평균 편차로 정의하였다. 또한, Fig. 3과 4를 통해 추력과 압력의 직접적인 인과 관계가 검증된 바, 본 논문에서는 추력기의 정체 실 압력을 이용하여 도출한 응답특성 결과를 제시하기로 한다. L* = 2.
- 42 m의 추력기가 갖는 응답성능을 추진제 분사압력에 따라 압력진동 강도와 함께 Table 3에 요약한다. 로켓엔진 응답성능 평가의 대표적 척도인 압력 상승시간 그리고 감쇠시간은 Fig. 2에 정의한 바와 같이 추력기 밸브 차폐시점으로부터 5초전까지의 평균압력을 기준으로 계산되었다. 압력진동 강도는 추력기 작동 초기(p′cp.
- 5 wt%)[9] 하이드라진이 연소시험용 추진제로 선정되었다. 성능검증 시험 시, 추력기 노즐은 면적비 10:1의 지상연소시험용 노즐을 별도로 설계/제작하여 사용하였다. 또, 시험평가모델의 경우 플랜지 조립방식을 채택하여 매개변수 연구(parametric study)가 가능하도록 하였으며, 각 구성품별로 온도, 압력, 배기조성 등과 같은 성능변수 측정/포집을 위한 별도의 포트를 구성하였다.
- 압력진동 강도는 추력기 작동 초기(p′cp.f) 및 말기(p′cp,l) 두 구간으로 구분하여 응답특성과의 상관도를 분석하였다.
- 70 N급 하이드라진 추력기 개발모델의 추력응답특성이 연소실 압력진동 강도와 갖는 상관관계 도출을 위한 지상연소시험이 수행되었다. 연소실의 특성길이와 추진제 분사압력이 변화할 때 정체실의 압력진동 특성을 관찰하고 펄스 상승시간 및 감쇠시간을 산출하였다.
- 이를 위해, 연소실의 특성길이 및 추진제 분사압력을 시험 변수로 적용하여 지상연소시험을 수행하였다. 응답성능 판별을 위한 매개변수로는 정체실의 압력 상승시간 및 감쇠시간을 적용하였고, 추력실의 압력진동 강도는 기준압력 대비 평균편차를 산출하여 제시하였다.
- 전체 시험 데이터의 추력, 압력, 온도 등의 경향을 분석한 결과, 추력기 밸브 개도 5초 이후에는 모든 성능변수의 값이 더 이상 증가하지 않는 것으로 확인되었다. 이를 근거로, 20초의 FSIG-on 조건으로 수행된 본 시험을 초기(0-5초), 중기(5-15초), 그리고 말기(15-20초)의 작동 구간으로 대별하여 압력진동 강도 산출에 필요한 기준을 각 구간별로 도입하였다. 한편, 추력기 작동 말기의 압력 섭동량은 공칭값 대비 편차라는 명확한 정의가 가능하지 만, 초기에는 매개변수의 수치가 유한한 시간 동안 급격하게 증가하는 구간이 존재하는 까닭에 산술평균의 개념을 도입하는 것이 적절하지 않다.
- 본 연구에서는 개발모델 추력기의 기초성능 및 압력 불안정 특성 고찰에 이어, 촉매대를 포 함한 추력실에서의 압력진동(pressure oscillation)이 시험모델의 응답성능(response performance)에 미치는 영향을 분석하고자 한다. 이를 위해, 연소실의 특성길이 및 추진제 분사압력을 시험 변수로 적용하여 지상연소시험을 수행하였다. 응답성능 판별을 위한 매개변수로는 정체실의 압력 상승시간 및 감쇠시간을 적용하였고, 추력실의 압력진동 강도는 기준압력 대비 평균편차를 산출하여 제시하였다.
- 2에 나타낸다. 지상연소 시험은 정상상태 연소모드(steady-state firing mode) 조건에서 추력실 특성길이(characteristic length, L* = Vc / At)에 따라(추력실의 길이 및 내경 변화) 수행되었으며, 추력기 작동을 위한 밸브개구신호(firing signal, FSIG)의 펄스 폭(electrical pulse width, EPW)은 20.0초로 설정하였다. 기준 시험압력은 0.
대상 데이터
- 2 g/s가 되도록 설계/제작되었으며, 목표추력은 정상상태 진공환경 기준 67±5 N (15±1 lbf)이다. 본 연구에 적용된 소형 액체로켓엔진의 추력실은 상단/하단 촉매대와 초음속 노즐 전단에 위치한 정체실(stagnation chamber)로 구분된다. 촉 매대에는 18-30 mesh 규격의 이리듐/알루미나 (Ir/Al2O3) 촉매가 충전되었으며, 단일추진제급(≥ 98.
성능/효과
- 21 MPa) 밸브 개도와 동시에 저주파 진폭이 발현하여 약 2초가량 지속된 후 감쇠되는 이상(unexpected)현상이 식별된다. FFT(fast Fourier transform) 분석결과, 해당구간에 10 Hz 내외의 저주파 불안정 특성이 내재되어 있는 것으로 확인되었다. 이 같은 저주파 불안정성은 추진제 분무의 비정상 유동(unsteady flow) 현상이 일반적인 원인이며, 이에 따라 추력실 내 분무액적의 기화 및 착화 지연 등이 유발되어 상기와 같은 현상이 발현된 것으로 사료된다[5].
- 하이드라진 추력기는 우수한 성능특성을 배경으로, 거개의 경우 우주발사체 상단(upper stage) 의 3축(롤/피치/요) 정밀자세제어용 엔진, 인공 위성 및 행성 탐사선/착륙선 등의 자세제어를 포함한 궤도 기동/천이용 엔진으로 적용되고 있다[12,13]. 따라서, 하이드라진 추력기의 펄스 응답특성 및 재현성(repeatability)은 매우 중요한 성능변수이며, 개발모델의 우수한 펄스 재현성은 기 검증된 바 있다(Fig. 6 참조 : 최초 2-3회의 펄스주기를 지나면 그 경향과 크기가 매우 유사하게 반복되는 것이 그림에서 관찰된다[4]).
- 연소시험을 통해, 개발모델이 이론성능(CEA) 대비 95% 이상의 특성속도 효율과 우수한 펄스 재현성을 확보하였음이 검증되었다. 또, 시험조건 내에서의 촉매대 직경 및 분사압력의 감소는 안정적인 연소를 저해하는 요소로 작용하는 것이 관찰되었다. 펄스 상승시간 및 감쇠시간은 압력 진동 강도에 비례하는 사실이 확인되었고, 추력 응답특성은 근본적으로 분사압력에 종속하는 인젝터 분무의 특성에 기인하는 것으로 사료된다.
- 연소시험을 통해, 개발모델이 이론성능(CEA) 대비 95% 이상의 특성속도 효율과 우수한 펄스 재현성을 확보하였음이 검증되었다. 또, 시험조건 내에서의 촉매대 직경 및 분사압력의 감소는 안정적인 연소를 저해하는 요소로 작용하는 것이 관찰되었다.
- 상승시간의 경우 추력기 작동 종료 시점이 아닌 추력실로의 추진제 공급이 시작된 직후부터 일정시간 동안의 연소특성에 지배적인 영향을 받을 것이 자명하고, 감쇠시간은 연료공급 중단 직전의 상태에 종속될 것이다. 전체 시험 데이터의 추력, 압력, 온도 등의 경향을 분석한 결과, 추력기 밸브 개도 5초 이후에는 모든 성능변수의 값이 더 이상 증가하지 않는 것으로 확인되었다. 이를 근거로, 20초의 FSIG-on 조건으로 수행된 본 시험을 초기(0-5초), 중기(5-15초), 그리고 말기(15-20초)의 작동 구간으로 대별하여 압력진동 강도 산출에 필요한 기준을 각 구간별로 도입하였다.
- 3에 나타낸다. 추진제 공급압력 2.41 MPa에서 67 N의 진공추력을 발생시키도록 설계한 본 추력기는 면적비 10:1의 cut-off 노즐을 장착한 지상연소시험결과, 분사압력 2.33 MPa, 추진제 질량유량 27.3 g/s의 조건에서 40.7 N의 추력을 발생시키는 것이 확인된다. 이 때, 특성 속도는 1,257 m/s로 그 성능효율은 CEA code[10]를 이용한 이론해석결과 대비 95%를 상회하는 수치이다.
- 또, 시험조건 내에서의 촉매대 직경 및 분사압력의 감소는 안정적인 연소를 저해하는 요소로 작용하는 것이 관찰되었다. 펄스 상승시간 및 감쇠시간은 압력 진동 강도에 비례하는 사실이 확인되었고, 추력 응답특성은 근본적으로 분사압력에 종속하는 인젝터 분무의 특성에 기인하는 것으로 사료된다.
- 한편, 본 연구의 최소 분사압력 조건에(~0.34 MPa) 10 Hz 전후의 저주파 불안정(low frequency instability) 특성이 내재되어 있는 것으로 확인되었다. 해당 현상은 추진제 분무의 비정상 유동(unsteady flow)이 일반적인 원인으로 알려져 있는 바, 추진제 공급특성에 대한 면밀한 연구가 추가적으로 요구되는 바이다.
후속연구
- 한편, 추진제 공급계의 구조는 비행시스템 적용 시 그 설계형상이 변경되는 것이 일반적이다. 때문에, 본 연구에서 관찰된 불안정 특성이 비행급 모델에서 동일하게 나타날 가능성은 크지 않으며, 체계적용 시점에서의 단계별 성능검증이 계속적으로 요구된다. 추가로, L* = 2.
- 이 같은 저주파 불안정성은 추진제 분무의 비정상 유동(unsteady flow) 현상이 일반적인 원인이며, 이에 따라 추력실 내 분무액적의 기화 및 착화 지연 등이 유발되어 상기와 같은 현상이 발현된 것으로 사료된다[5]. 참고로, 추진제 분무의 비정상 유동은 연소실 내부의 압력진동, 추진제 공급 계통의 구조적 특성 등에 의해 유발될 수 있으므로, 해당 특성에 대한 면밀한 연구가 추가적으로 요구된다. 한편, 추진제 공급계의 구조는 비행시스템 적용 시 그 설계형상이 변경되는 것이 일반적이다.
- 34 MPa) 10 Hz 전후의 저주파 불안정(low frequency instability) 특성이 내재되어 있는 것으로 확인되었다. 해당 현상은 추진제 분무의 비정상 유동(unsteady flow)이 일반적인 원인으로 알려져 있는 바, 추진제 공급특성에 대한 면밀한 연구가 추가적으로 요구되는 바이다.
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