[논문]한국형 다단연소사이클 로켓엔진 개발 동향

김채형; 한영민; 조남경; 김승한; 유병일; 이광진; 소윤석; 우성필; 임지혁; 황창환; 이정호; 김진한

doi:10.6108/kspe.2018.22.3.109

한국형 다단연소사이클 로켓엔진 개발 동향
Development Trend of Korean Staged Combustion Cycle Rocket Engine 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.22 no.3, 2018년, pp.109 - 118

초록
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한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있는 폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다.

Abstract ▼ AI-Helper

Korea Aerospace Research Institute has developed a staged combustion cycle rocket (SCCR) engine with high specific impulse to send a 3-ton class satellite into geostationary orbit while conducting a Korean Space Launch Vehicle (KSLV) II project. The SCCR engine is different from the KSLV-II engine, which is an open cycle engine using a gas-generator. The SCCR engine with a closed cycle engine is composed of a pre-burner, a turbo pump, and a main combustor. The technology demonstration model (TDM0) was assembled and tested in the 7ton-class engine combustion test facility of Naro Space Center, and the combustion test was successfully conducted.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본론에서는 2006년부터 현재까지 다단연소 사이클 로켓엔진을 구성하는 각 구성품의 초창기 개발부터 구성품에 대한 개발시험, 파워팩 시험, 엔진 시스템 형상의 기술검증 시제 엔진까지 국내에서 이루어지고 있는 다단연소 사이클 로켓엔진 개발 현황에 대해 소개하고자 한다.
연소기를 제외한 주요 구성품으로 구성된 파워팩 모델은 연소기로 공급되는 추진제의 최종 성능을 검증하기 위해 사용되는 모델이다. 이는 연소기를 사용한 실제 시험에서 발생하는 위험을 줄이고 연소기 장착 전 추진시스템의 성능을 검증하는 데 목적이 있다. 파워팩 시험은 크게 수류시험, 시동시험, 예연소기 연소시험으로 구성되어 있다[14].

제안 방법

산화제 과잉 가스이므로 하얀색 기체가 배출되는 것을 볼 수 있다. 10초 점화성능 검증 수행 후예연소기 연소 안정성 확인을 위해 연소시간은 30초 증가하여 연소시험을 수행하였으며, 그 결과는 Fig. 20과 같다. 터보펌프 회전수는 약 24000 rpm, 예연소기 연소압력 약 16 MPa, 산화제 과잉 가스 온도는 약 520 K의 시험결과를 보였다.
2015년 다단연소 사이클 로켓엔진 파워팩 시동 해석을 위한 코드를 개발하여 시뮬레이션이 이루어졌다[11]. 시뮬레이션은 Fig.
17에서 오른쪽 그림은 연소기를 장착안한 수류시험용 파워팩 모델 형상이고, 왼쪽은 연소기를 장착한 TDM0 모델 형상이다. TDM0는 파워팩 모델과 각 부품 위치나 배관의 길이가 달라졌기 때문에 이에 대한 시동 특성과 안정성에 대한 분석이 수행되었다 [22, 23].
TDM0의 점화 순서를 결정하고 정상상태에서의 성능평가를 위해 3초 연소시험이 수행되었으며 그 결과는 Fig. 21과 같다. 초기 점화 시 터보 펌프는 약 32000 rpm까지 상승했다가 29000rpm으로 감소하며 예연소기 압력에 따라 터보 펌프 회전수는 30000 rpm에서 안정화되었다.
2015년 다단연소 사이클 로켓엔진 파워팩 시동 해석을 위한 코드를 개발하여 시뮬레이션이 이루어졌다[11]. 시뮬레이션은 Fig. 3과 같이 예연 소기, 터보펌프, 시동펌프, 밸브, 오리피스 등으로 구성되어 있는 파워팩에 대한 압력, 유량, 터보펌프 회전속도 등을 계산하였다. 엔진 시동에 대한 시뮬레이션 자료를 토대로 2016년에 단일 분사기 예연소기-연소기 연계시험이 수행되었고 [12], 다단연소 사이클 로켓엔진 파워팩 연소 시험[13,14]과 기술검증시제 엔진 연소시험이 성공 적으로 수행되었다.
심플렉스 분사기가 적용된 산화제 과잉 예연소기는 1차, 2차로 구분되는 2단 시동방법을 사용하였다. 이는 최초 점화시에는 적은 유량으로 점화를 하여 시동 시 충격(hard start)을 완화하고 이후에 정상상태 조건으로 추진제를 주입하는 방식이다.
15와 같은 형상으로 계획하고 있다. 주요 설계 규격은 진공추력은 8~10 tonf, 진공추력비는 350 초 이상, 예연소기 연소압 20 MPa 이상, 주연소기 연소압 8 MPa 이상, 최대운용시간은 600 초 이상이다. 요구조건을 만족하는 엔진 개발을 위해 개발단계에서의 다단연소 사이클 로켓엔진 모델은 초기 기술 검증시제(TDM, technology demonstration model)로 명하여 시험이 진행되었다.

대상 데이터

1차 파워팩 시험 성공 후 다단연소 사이클 로켓엔진 시험은 한국형 발사체 엔진 시험이 이루 어지고 있는 나로우주센터 7톤급 엔진 연소 시험설비(Fig. 14)에서 이루어졌다. 다단연소 사이클 로켓엔진은 Fig.
연계시험에 사용된 단일분사기 연소기는 매우 적은 유량만 사용하기 때문에 예연소기의 분사기 한 개가 사용되었다. 설계된 예연소기로 공급되는 산화제 유량은약 275 g/s, 연료유량은 약 4.6 g/s, 예연소기 연소압력은 9.7 MPa이고, 단일분사기 연소기로의 산화제 과잉 가스 유량은 279.6 g/s, 연료는 92 g/s, 연소기 연소압력은 8.0 MPa이며, 연소기와 단일 분사기 예연소기의 점화제는 TEAB를 사용하였다[17]. 단일 분사기 예연소기-연소기 시험은 Fig.
파워팩 구성은 예연소기, 터보펌프와 추진제 유공압 부품들로 구성되어 있으며, 실제 시험에 사용된 파워팩은 Fig. 12와 같다.
파워팩 시험은 크게 수류시험, 시동시험, 예연소기 연소시험으로 구성되어 있다[14]. 파워팩 시험은 고흥 항공센터 에서 시험설비를 구축하여 시험이 되었다.

성능/효과

터보펌프 회전수는 약 24000 rpm, 예연소기 연소압력 약 16 MPa, 산화제 과잉 가스 온도는 약 520 K의 시험결과를 보였다. 고주파 분석을 통해서도 이상 진동은 감지되지 않았고 시험 후 TDM0 구성품의 상태도 양호하였다. 이를 통해 TDM0 엔진 연소 시험을 위한 모든 구성품 검증이 완료되었고 이후 진행될 TDM0의 시스템 구성에 무리가 없다고 판단되었다.
11과 같이 연소 시험이 수행되었다[12]. 시험결과 예연소기의 경우 연소압력이 9.7 MPa, 연소기 압력은 8.0 MPa을 보여주었고, 정상상태에서는 압력섭동은 예연소기 및 연소기모두 RMS 기준으로 1% 이내의 값을 보여주었다.
TDM0 연소 시험은 7톤급 엔진시험과 동일한 절차로 진행되며 후류 냉각수를 통해 배출된 화염은 냉각되어 외부로 배출된다. 연소불안정성이나 이상 주파수는 검출되지 않았으며, 시험 종료 후 TDM0의 구성품 상태는 양호하였다.
이 두 선행 시험을 통해 파워팩 연소 시험에 필요한 추진제 공급과 관련된 시동 사이클이 결정된다. 연소시험은 10초간 안정적으로 지속되었으며, 압력 섭동은 1% 정도로 안정적이었다. 예연소기에서 발생된 산화제 과잉 가스는 터보펌프의 터빈부를 통해 Fig.
초기 점화 시 터보 펌프는 약 32000 rpm까지 상승했다가 29000rpm으로 감소하며 예연소기 압력에 따라 터보 펌프 회전수는 30000 rpm에서 안정화되었다. 예연소기 연소실 압력은 20 MPa 이상 올라갔으며, 주 연소기의 연소실 압력은 9 MPa 이상 수준으로 유지되었다. TDM0의 연소 화면은 Fig.
고주파 분석을 통해서도 이상 진동은 감지되지 않았고 시험 후 TDM0 구성품의 상태도 양호하였다. 이를 통해 TDM0 엔진 연소 시험을 위한 모든 구성품 검증이 완료되었고 이후 진행될 TDM0의 시스템 구성에 무리가 없다고 판단되었다.
20과 같다. 터보펌프 회전수는 약 24000 rpm, 예연소기 연소압력 약 16 MPa, 산화제 과잉 가스 온도는 약 520 K의 시험결과를 보였다. 고주파 분석을 통해서도 이상 진동은 감지되지 않았고 시험 후 TDM0 구성품의 상태도 양호하였다.

후속연구

현재 개발 중인 다단연소 사이클 로켓엔진은 국내 개발 경험이 없으며 기술수준단계가 높지 않기 때문에 해외 기술협력을 통해 진행 중이다. 따라서 국내 개발 부품은 순차적으로 기술검증 시험을 통해 성능개량을 하고 있으며 지속적인 연구개발을 통해 한국형발사체와 같이 100% 자력 개발할 계획이다. 또한 해외 기술협력을 통해 진행되는 연구과제이기에 보안상의 이유로 논문 에는 자세히 세부기술사항을 서술하지 않았다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	다단연소사이클 로켓엔진은 어떤 것으로 구성되어있는가?	한국형발사체(KSLV-II) 개발과 함께 지구정지궤도 발사를 위해 비추력이 높은 다단연소사이클 로켓 엔진 개발이 한국항공우주연구원에서 진행되고 있다. 다단연소사이클 로켓엔진은 한국형발사체 엔진과 달리 가스발생기를 사용하는 개방형 엔진이 아니며, 크게 예연소기, 터보펌프, 주연소기로 구성되어 있는 폐쇄형 엔진이다. 기술검증시제 개발용 모델(TDM0)을 조립하여 나로우주센터의 7톤급 엔진 연소시험설비에서 연소시험이 진행되고 있으며, 기술검증시제 모델의 연소시험은 성공적으로 수행되었다.
	다단연소 사이클 로켓엔진 파워팩 시동 해석을 위한 코드를 개발하여 시뮬레이션은 무엇을 계산하는가?	시뮬레이션은 Fig. 3과 같이 예연 소기, 터보펌프, 시동펌프, 밸브, 오리피스 등으로 구성되어 있는 파워팩에 대한 압력, 유량, 터보펌프 회전속도 등을 계산하였다. 엔진 시동에 대한 시뮬레이션 자료를 토대로 2016년에 단일 분사기 예연소기-연소기 연계시험이 수행되었고 [12], 다단연소 사이클 로켓엔진 파워팩 연소 시험[13,14]과 기술검증시제 엔진 연소시험이 성공 적으로 수행되었다.
	스발생기에서 생성된 연료과잉 가스는 어떤 형태로 배출되는가?	2(좌)와 같은 가스 발생기를 사용하는 개방형 사이클 엔진(gas-generator cycle or open cycle)이다. 가스발생기에서 생성된 연료과잉 가스는 터빈을 구동하는데 사용되며 배기가스 형태로 외부로 배출된다. 이에 반해 다단연소사이클 엔진 (staged combustion cycle or closed cycle)은 Fig.

참고문헌 (23)

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