이론성능해석에 의한 메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 예비형상설계 A Preliminary Configuration Design of Methane/Oxygen Bipropellant Small-Rocket-Engine through Theoretical Performance Analysis원문보기
이론성능해석을 통하여 메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 형상설계에 필요한 설계인자들을 도출하였다. 로켓엔진의 이론성능 분석을 위해 CEA를 이용하였고, 추력실 내부의 화학반응을 화학평형 상태로 가정하여 엔진의 형상설계에 필요한 최적의 추진제 혼합비, 특성길이, 최적 팽창비 등을 도출하였다. 인젝터의 경우, 미립화 성능이 우수하고, 다른 인젝터 형상에 비해 연소효율이 높은 스월 동축 인젝터를 설계하였다. 노즐형상은 80%의 길이를 갖는 벨형 노즐을 설계하였고, 추력실 내부압력 1.72 MPa, 총 추진제 질량유량 0.18 kg/s, O/F ratio 2.7일 때의 지상연소시험용 로켓엔진의 형상설계 결과를 제시한다.
이론성능해석을 통하여 메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 형상설계에 필요한 설계인자들을 도출하였다. 로켓엔진의 이론성능 분석을 위해 CEA를 이용하였고, 추력실 내부의 화학반응을 화학평형 상태로 가정하여 엔진의 형상설계에 필요한 최적의 추진제 혼합비, 특성길이, 최적 팽창비 등을 도출하였다. 인젝터의 경우, 미립화 성능이 우수하고, 다른 인젝터 형상에 비해 연소효율이 높은 스월 동축 인젝터를 설계하였다. 노즐형상은 80%의 길이를 갖는 벨형 노즐을 설계하였고, 추력실 내부압력 1.72 MPa, 총 추진제 질량유량 0.18 kg/s, O/F ratio 2.7일 때의 지상연소시험용 로켓엔진의 형상설계 결과를 제시한다.
Design parameters required for Methane/oxygen bipropellant small-rocket-engine were derived through a theoretical performance analysis. The theoretical performance of the rocket engine was analyzed by using CEA and optimal propellant mixture ratio, characteristic length, and optimal expansion ratio ...
Design parameters required for Methane/oxygen bipropellant small-rocket-engine were derived through a theoretical performance analysis. The theoretical performance of the rocket engine was analyzed by using CEA and optimal propellant mixture ratio, characteristic length, and optimal expansion ratio were calculated by assuming chemical equilibrium. A coaxial-type swirl injector was chosen because of its outstanding atomization performance and high combustion efficiency compared to other types of injector and also a bell nozzle with 80% of its full length was designed. The rocket engine configuration with 1.72 MPa of chamber pressure, 0.18 kg/s in total propellant mass flow, and O/F ratio of 2.7 was proposed as a ground-firing test model.
Design parameters required for Methane/oxygen bipropellant small-rocket-engine were derived through a theoretical performance analysis. The theoretical performance of the rocket engine was analyzed by using CEA and optimal propellant mixture ratio, characteristic length, and optimal expansion ratio were calculated by assuming chemical equilibrium. A coaxial-type swirl injector was chosen because of its outstanding atomization performance and high combustion efficiency compared to other types of injector and also a bell nozzle with 80% of its full length was designed. The rocket engine configuration with 1.72 MPa of chamber pressure, 0.18 kg/s in total propellant mass flow, and O/F ratio of 2.7 was proposed as a ground-firing test model.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
이에 따라 본 논문에서는 메탄 추진제 성능특성을 분석하고 CEA(Chemical Equilibrium and Applications)를 통하여 로켓엔진의 이론성능 해석을 수행하였고 그 해석결과를 바탕으로 목표성능을 얻기 위한 최적의 형상설계변수들을 도출하여 메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 예비형상설계 결과를 제시한다.
가설 설정
본 논문에서는 Spalding[8]이 제안한 액적의 기화 해석을 통해 특성길이를 도출하였으며, 추진제의 증발시간은 액체메탄과 액체산소 모두 고려되어야 하지만 두 추진제의 열적특성(thermal property)이 유사하기 때문에 예비설계의 관점에서 액체메탄만을 고려하여 계산하였다[3]. 인젝터로부터 분사되는 액적의 반지름(r0) 및 분사속도(u0)는 110 µm와 65 m/s로 가정하였으며, 이 값은 선행연구 결과[9]를 바탕으로 가정되었다. 엔진의 특성길이는 Eq.
제안 방법
추력실 내부 화염온도는 추진제 이론 혼합비에서 가장 높은 것으로 확인되었지만, 연소 반응물의 해리에 근거한 정미 발열량 감소에 따라 보다 낮은 혼합비에서 최대 비추력 성능이 나타나고 있다. 1차원 액적의 기화 해석을 통해 특성길이를 구하였고, 추력실 내부압력에 따른 노즐의 준 1차원 등엔트로피 성능해석을 수행하여 최적 팽창비를 결정하였다.
CEA를 이용한 소형로켓엔진의 이론성능 해석을 수행하였고, 메탄/산소 이원추진제 소형로켓 엔진의 형상설계변수를 도출하였다. 추진제 혼합비 변화에 따른 로켓성능특성을 분석하여 메탄/산소 최적 혼합비를 구했다.
지상연소시험을 고려한 메탄/산소 이원추진제 로켓엔진의 노즐 팽창비(Ae /A*)를 결정하기 위하여 추력실 내부압력에 따른 노즐의 준 1차원 등 엔트로피 성능해석을 수행하였으며, 그 결과를 Fig. 4에 도시한다.
데이터처리
전술된 해석결과들을 이용하여 로켓엔진의 형상설계변수를 도출하였다. 인젝터 형상은 미립화 성능이 우수하고 연소효율이 좋은 스월 동축형 인젝터 타입으로 설계하였고, 노즐 형상설계는 80% 벨형 노즐(bell nozzle)을 택하였다.
이론/모형
전술된 이론성능 분석 결과들을 이용하여 엔진의 형상설계에 필요한 변수를 도출한다. 노즐 형상설계는 최적의 효율을 만들어낸다고 알려진 80% 벨형 노즐(bell nozzle)을 택하여 Rao 작도법[13]으로 설계하였다. 노즐 목 면적(A*), 추력실과 노즐간 축소비(Ac /A*), 엔진 추력실의 직경(Dc) 등은 각각 아래의 Eq.
메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 이론성능 분석을 위해 NASA의 CEA code[7]를 사용하였고, 추력실 내부의 화학반응은 화학평형 상태로 가정하여 엔진의 형상설계에 필요한 변수들을 도출하였다.
본 논문에서는 Spalding[8]이 제안한 액적의 기화 해석을 통해 특성길이를 도출하였으며, 추진제의 증발시간은 액체메탄과 액체산소 모두 고려되어야 하지만 두 추진제의 열적특성(thermal property)이 유사하기 때문에 예비설계의 관점에서 액체메탄만을 고려하여 계산하였다[3]. 인젝터로부터 분사되는 액적의 반지름(r0) 및 분사속도(u0)는 110 µm와 65 m/s로 가정하였으며, 이 값은 선행연구 결과[9]를 바탕으로 가정되었다.
인젝터의 설계는 유체역학적 지식[12]을 배경으로 진행되었다. Fig.
성능/효과
전술된 해석결과들을 이용하여 로켓엔진의 형상설계변수를 도출하였다. 인젝터 형상은 미립화 성능이 우수하고 연소효율이 좋은 스월 동축형 인젝터 타입으로 설계하였고, 노즐 형상설계는 80% 벨형 노즐(bell nozzle)을 택하였다.
추진제 혼합비 변화에 따른 로켓성능특성을 분석하여 메탄/산소 최적 혼합비를 구했다. 추력실 내부 화염온도는 추진제 이론 혼합비에서 가장 높은 것으로 확인되었지만, 연소 반응물의 해리에 근거한 정미 발열량 감소에 따라 보다 낮은 혼합비에서 최대 비추력 성능이 나타나고 있다. 1차원 액적의 기화 해석을 통해 특성길이를 구하였고, 추력실 내부압력에 따른 노즐의 준 1차원 등엔트로피 성능해석을 수행하여 최적 팽창비를 결정하였다.
CEA를 이용한 소형로켓엔진의 이론성능 해석을 수행하였고, 메탄/산소 이원추진제 소형로켓 엔진의 형상설계변수를 도출하였다. 추진제 혼합비 변화에 따른 로켓성능특성을 분석하여 메탄/산소 최적 혼합비를 구했다. 추력실 내부 화염온도는 추진제 이론 혼합비에서 가장 높은 것으로 확인되었지만, 연소 반응물의 해리에 근거한 정미 발열량 감소에 따라 보다 낮은 혼합비에서 최대 비추력 성능이 나타나고 있다.
후속연구
엔진의 정밀한 성능평가를 위해 실제 운용 조건에서의 지상연소시험평가를 계획하고 있다. 성능시험평가에 앞서 엔진의 형상설계인자 최적화 및 성능 비교·검증을 위해 수치해석적 연구가 필요하며, 극저온 추진제 공급 및 제어 시스템 구축이 필수적이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
이원추진제 로켓엔진의 특성길이는 무엇에 영향을 받는가?
이원추진제 로켓엔진의 형상에 직접적으로 관계하는 특성길이(characteristic length, L*)를 도출하기 위해 인젝터(injector)로부터 분사되는 추진제 액적(liquid droplet)의 기화시간을 고려하였다. 추력실의 부피와 노즐(nozzle)의 목면적에 의해 정의되는 특성길이는 추진제의 분사, 혼합, 기화 그리고 추진제의 화학반응(chemical reaction)에 관계하는 유동체류시간(flow residence time)에 직접적으로 영향을 받는다[3].
단일추진제를 사용하는 로켓엔진의 단점은 무엇인가?
단일추진제(monopropellant)를 사용하는 로켓엔진은 공급 시스템이 비교적 간단하나 추진제 성능이 높지 않으므로 그 용도는 주로 저추력의 보조적인 엔진에 한정되어 있다. 이에 반해 이원추진제(bipropellant)는 일반적으로 단일추진제보다 비추력 성능이 우수하고, 연료와 산화제 공급량을 조절하여 다양한 추력 성능을 제공하기 때문에 우주발사체(space launch vehicle), 우주비행체(spacecraft), 우주정거장(space station), 장시간의 임무 수명을 갖는 정지궤도 인공위성(satellite) 등에 사용된다.
이원추진제의 장점은 무엇인가?
단일추진제(monopropellant)를 사용하는 로켓엔진은 공급 시스템이 비교적 간단하나 추진제 성능이 높지 않으므로 그 용도는 주로 저추력의 보조적인 엔진에 한정되어 있다. 이에 반해 이원추진제(bipropellant)는 일반적으로 단일추진제보다 비추력 성능이 우수하고, 연료와 산화제 공급량을 조절하여 다양한 추력 성능을 제공하기 때문에 우주발사체(space launch vehicle), 우주비행체(spacecraft), 우주정거장(space station), 장시간의 임무 수명을 갖는 정지궤도 인공위성(satellite) 등에 사용된다. 현재 운용되고 있는 우주발사체의 주 엔진(main engine)에는 LOx/Kerosene(RP-1), LOx/LH2 추진제 조합이 주를 이루고 있으며, NTO/MMH(혹은 UDMH) 및 하이드라진(N2H2) 등은 자세제어용 엔진의 대표적인 추진제로 사용되고 있다[1,2].
참고문헌 (16)
Sutton, G.P. and Biblarz, O., Rocket Propulsion Elements, 8th ed., John Wiley & Sons Inc., New York, NY, USA, 2010.
Sutton, G.P., History of Liquid Propellant Rocket Engines, America Institute of Aeronautics and Astronautics Inc, Reston, VA, USA, 2006.
Kim, J.H., Jung, H. and Kim, J.S., "Analysis of the Theoretical Performance Characteristics for Methane-fuel Bipropellant Rocket Engine," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 18, No. 3, pp. 1-7, 2014.
Kim, S.J., Lee, Y.S. and Ko, Y.S., "Research Trend and Histories of Rocket Engines Using Hydrogen Peroxide and Liquid Methane as Green Propellants," Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, Vol. 14, No. 4, pp. 46-58, 2010.
Haeseler, D., Mading, C., Gotz, A., Roubinski, V., Khrissanfov, S. and Berejnoy, V., "Recent Developments for Future Launch Vehicle LOx/HC Rocket Engines," 6th International Symposium on Propulsion for Space Transportation of the 21st Century, Versailles, France, AAAF-02-100, 2002.
Excoffon, T. and Borromee, J., "Future European Reusable Propulsion System," Proceedings of the International Symposium on Space Technology and Science, Vol. 23, No. 2, pp. 2558-2563, 2002.
Gordon, S. and McBridge, B.J., "Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions and Applications," NASA RP-1311, 1994.
Spalding, D.B., "A One-Dimensional Theory of Liquid-Fuel Rocket Combustion," A.R.C Technical Report, C.P. No. 445, 1959.
Jung, H., Kim, J.S., Kim, S. and Park, J., "Effects of Fuel-Injection Pressure on the Spray Breackup Characteristics in Small LRE Injector," Journal of the Korean Society Propulsion Engineers, Vol. 11, No. 3, pp. 50-57, 2007.
Seo, S.H., Han, Y.M. and Choi, H.S., "Study on Flow Discharge Characteristics of Liquid Rocket Coaxial Injectors," 2009 KSPE Fall Conference, Gyeongju-si, Gyeongsangbuk-do, Korea, pp. 49-53, 2009.
Bostwick, C., Gibbs, T. and Anusha, P., "LOX/Methane Engine Utilizing Liquid/Liquid Co-axial Swirl Injector," 49th AIAA Aerospace Sciences Meeting including the New Horizons Forum and Aerospace Exposition, Orlando, FL, USA, AIAA 2011-838, Jan. 2011.
White, F.M., Fluid Mechanics, 6th ed., McGraw-Hill Inc., New York, NY, USA, 2008.
Rao, G.V.R., "Exhaust Nozzle Contour for Optimum Thrust," Jet Propulsion, Vol. 28, No. 6, pp. 377-382, Jun. 1958.
Turner, M.J.L, Rocket and Spacecraft Propulsion: Principles, Practice and New Developments, 2nd ed., Praxis Publishing Ltd, Chichester, UK, 2005.
Humble, R.W., Henry, G.N. and Larson, W.J., Space Propulsion Analysis and Design, McGraw-Hill Inc., New York, NY, USA, 1995.
Kim, D.H., Lee, G.W. and Koo, J.Y., "Combustion Characteristic of a Coaxial Porous Injector," Journal of Propulsion and Power, Vol. 30, No. 6, pp. 1620-1627, 2014.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.