[국내논문]75톤급 액체로켓엔진 연소시험에서의 액체산소 공급부 예냉특성 고찰 Investigation of Chill Down Characteristics of Liquid Oxygen Feeding System in 75 Tonf-class Liquid Rocket Engine Firing Test원문보기
한국형발사체의 1단 및 2단 엔진으로 사용될 75톤급 액체로켓엔진의 연소시험이 엔진 연소시험설비에서 수행되었다. 이 엔진은 산화제로 극저온 유체인 액체산소를 사용하므로, 연소시험을 위해서는 필수적으로 설비의 공급 배관 및 엔진의 예냉과정이 진행되어 주어진 엔진 입구 온도 및 압력 요구조건이 만족되어야 한다. 따라서 향후 효율적인 시험 운용을 위해서는 시험 시 설비와 엔진에서의 예냉특성 및 예냉과정에서 소모되는 액체산소의 양을 파악하는 것이 중요하다. 이 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진의 연소시험에서 예냉과정의 고찰을 통하여 런탱크 가압 전, 후 각 단계에서의 설비배관 및 엔진의 예냉특성을 평가하였으며, 시험 시 소모되는 액체산소의 양을 평가하였다.
한국형발사체의 1단 및 2단 엔진으로 사용될 75톤급 액체로켓엔진의 연소시험이 엔진 연소시험설비에서 수행되었다. 이 엔진은 산화제로 극저온 유체인 액체산소를 사용하므로, 연소시험을 위해서는 필수적으로 설비의 공급 배관 및 엔진의 예냉과정이 진행되어 주어진 엔진 입구 온도 및 압력 요구조건이 만족되어야 한다. 따라서 향후 효율적인 시험 운용을 위해서는 시험 시 설비와 엔진에서의 예냉특성 및 예냉과정에서 소모되는 액체산소의 양을 파악하는 것이 중요하다. 이 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진의 연소시험에서 예냉과정의 고찰을 통하여 런탱크 가압 전, 후 각 단계에서의 설비배관 및 엔진의 예냉특성을 평가하였으며, 시험 시 소모되는 액체산소의 양을 평가하였다.
A firing test of the 75 tonf-class liquid rocket engine to be used as the first and second stage engines of the KSLV-II was carried out at the rocket engine test facility(RETF). Since this engine uses liquid oxygen as the oxidizer, which is a cryogenic fluid, it is essential that the chill down of t...
A firing test of the 75 tonf-class liquid rocket engine to be used as the first and second stage engines of the KSLV-II was carried out at the rocket engine test facility(RETF). Since this engine uses liquid oxygen as the oxidizer, which is a cryogenic fluid, it is essential that the chill down of the supply pipe line and engine proceed for the firing test; thus, the given inlet requirements must be met. Moreover, it is important to understand the chill down characteristics of the facility and the engine and the amount of liquid oxygen consumed in the chill down process for efficient test operation in the future. In this paper, chill down characteristics of the supply pipe and the engine were evaluated through the investigation of the chill down process of the 75 tonf-class liquid rocket engine at each stage before and after run tank pressurization. In addition, the amount of liquid oxygen consumed was also evaluated.
A firing test of the 75 tonf-class liquid rocket engine to be used as the first and second stage engines of the KSLV-II was carried out at the rocket engine test facility(RETF). Since this engine uses liquid oxygen as the oxidizer, which is a cryogenic fluid, it is essential that the chill down of the supply pipe line and engine proceed for the firing test; thus, the given inlet requirements must be met. Moreover, it is important to understand the chill down characteristics of the facility and the engine and the amount of liquid oxygen consumed in the chill down process for efficient test operation in the future. In this paper, chill down characteristics of the supply pipe and the engine were evaluated through the investigation of the chill down process of the 75 tonf-class liquid rocket engine at each stage before and after run tank pressurization. In addition, the amount of liquid oxygen consumed was also evaluated.
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제안 방법
따라서 보다 효율적인 시험 준비 및 수행을 위해서는 예냉과정에서의 특성을 파악하고 소모되는 액체산소량에 대한 데이터를 확보하는 것이 필수적이다. 이를 위해 본 논문에서는 75톤급 엔진의 개발시험에서 설비 및 엔진의 예냉과정의 고찰을 통해 예냉 특성을 파악하고 예냉에 소모되는 추진제 양을 평가하였다.
1과 같이 연소시험에 필요한 액체산소를 저장탱크로부터 공급받아 운용하는 런탱크/시동탱크와 액체산소를 엔진으로 공급해주기 위한 공급배관, 배관내 액체산소의 흐름을 제어하기 위한 밸브, 탱크 가압을 위한 가스 레귤레이터와 온도/압력/유량 측정을 위한 센서들로 구성된다[3]. 설비 내에서 이들은 산화제 런탱크실과 테스트 스탠드에 나뉘어 설치하였는데, 먼저 산화제 런탱크실에는 런탱크 2개와 레귤레이터를 포함한 런탱크 가압 시스템을 런탱크 상부에 설치하였으며 런탱크 아래에는 배관 및 밸브를 설치하여 런탱크실 외부의 테스트 스탠드로 연결되도록 하였다. 테스트 스탠드에는 런탱크실에서 이어진 배관이 밸브와 시동탱크를 거쳐 엔진으로 연결되며, 유량, 온도, 압력 측정을 위한 센서들을 배관 곳곳에 설치하였다.
설비 내에서 이들은 산화제 런탱크실과 테스트 스탠드에 나뉘어 설치하였는데, 먼저 산화제 런탱크실에는 런탱크 2개와 레귤레이터를 포함한 런탱크 가압 시스템을 런탱크 상부에 설치하였으며 런탱크 아래에는 배관 및 밸브를 설치하여 런탱크실 외부의 테스트 스탠드로 연결되도록 하였다. 테스트 스탠드에는 런탱크실에서 이어진 배관이 밸브와 시동탱크를 거쳐 엔진으로 연결되며, 유량, 온도, 압력 측정을 위한 센서들을 배관 곳곳에 설치하였다.
예냉의 진행상태는 터보펌프 산화제 입·출구(TILP, TELP), MOV 밸브 전단(TIMOV), 산화제 재순환 라인에 설치된 온도센서(TLOChill) 및 산화제펌프 표면에 설치된 온도센서(TLPS1, TLPS2)를 통하여 확인하였으며, 이들 온도센서와 함께 산화제 펌프 입구에 설치된 압력센서(PILP)를 통해 산화제 입구 압력 요구조건 만족 여부를 확인하였다.
런탱크의 충전이 완료되면 테스트스탠드에 위치하고 있는 밸브를 개방하여 액체산소를 엔진으로 주입하게 되는데, 이 시점부터 테스트 스탠드 배관 및 엔진의 예냉과정이 시작된다. 여기서 배관의 급격한 수축현상과 그로 인한 구조적 부하를 최소화하기 위해 테스트스탠드에는 Fig. 2와 같이 배관 직경과 같은 직경 8인치 밸브 전/후단으로 직경 1인치우회 배관 및 밸브를 추가적으로 설치하여 예냉초기 단계에서는 소량의 액체산소만이 주입되도록 하였다.
7과 같다. 약 70초 시점에서 예냉이 시작되자 마자 증발된 기체산소가 주입되면서 TILP, TELP, TIMOV, TLOChill 의 온도가 테스트 스탠드의 배관 온도와 같이 하강하였다. 그러나 배관 온도의 경우 배출밸브가 개방될 때까지 약 140초간 온도 변화가 거의 없으나 엔진의 경우는 액체와 기체가 혼합된 annular flow 또는 slug flow가 형성되면서 온도센서 tip에 접촉되는 상(phase)에 따라 온도가 급격히 변화하는 결과를 나타내었다.
75톤급 엔진의 연소시험 준비 단계에서 산화제 펌프의 표면온도 TLPS1, TLPS2 가 일정한 온도를 유지하기 시작한 시점까지 초기 예냉단계가 완료된 것으로 간주하고, 이후 런탱크를 가압하여 최종적으로 산화제 펌프 입구 요구조건을 맞추는 단계로 진행하였다. 입구 요구조건 중 압력은 펌프가 정상 가동되어 설계유량이 흐를 때의 압력이므로, 유량 생성 시의 배관에서의 압력손실과 수두압 손실, 레귤레이터의 오차범위를 고려하여 런탱크 가압 압력을 설정하였다.
75톤급 엔진의 연소시험 준비 단계에서 산화제 펌프의 표면온도 TLPS1, TLPS2 가 일정한 온도를 유지하기 시작한 시점까지 초기 예냉단계가 완료된 것으로 간주하고, 이후 런탱크를 가압하여 최종적으로 산화제 펌프 입구 요구조건을 맞추는 단계로 진행하였다. 입구 요구조건 중 압력은 펌프가 정상 가동되어 설계유량이 흐를 때의 압력이므로, 유량 생성 시의 배관에서의 압력손실과 수두압 손실, 레귤레이터의 오차범위를 고려하여 런탱크 가압 압력을 설정하였다.
75톤급 액체로켓엔진의 연소시험 준비 단계에서 예냉과정을 고찰하고 예냉특성 및 소모되는 액체산소량을 평가하였다. 런탱크 가압 전 초기 예냉단계에서는 배관 및 엔진 내부에 이상유동이 형성되면서 이상유동의 유동 형태에 따라 냉각 상태가 결정되었다.
앞서 기술한 것과 같이 엔진 연소 시험설비에서는 예냉이 완료된 후 온도를 유지하기 위하여 배출 방법을 적용하였으므로, 향후 보다 효율적인 시험 운용을 위하여 예냉 각 단계에서의 액체산소 소모량을 확인하였다.
극저온 공급계통의 예냉에 있어서는 초기 배관 충전 및 예냉시에는 유체의 압력을 낮추어 증발을 촉진시켜야 하는 단계가 필요하며, 이후에는 압력을 높여서 액체상태가 되게 하여 냉각을 촉진시켜야 하는 단계가 필요하다[4]. 이에 따라 RETF에서의 75톤급 엔진 시험에서는 산화제 런탱크에 액체산소가 충전된 후 충전된 액체산소를 설비배관 및 엔진에 런탱크의 수두압으로만 흘려 초기 예냉을 실시하는 단계와 런탱크를 가압하여 엔진입구의 압력 요구조건을 만족시킴과 동시에 배관 내부에 액체 상태의 흐름을 생성해 엔진입구의 온도 요구조건을 만족시켜주는 단계로 진행되었다. 또한 온도 요구조건이 만족 된 이후에도 모든 시스템의 시험준비 단계가 종료되어 연소시험이 시작될 때까지 배관 및 엔진 내부에는 그 시간 동안 외부로부터의 열전달에 의해 액체산소의 온도가 상승할 가능성이 존재한다.
대상 데이터
한국항공우주연구원에서는 한국형 발사체의 1단 및 2단 엔진으로 사용되는 추력 75톤급의 액체로켓엔진을 개발하고 있다. 이 엔진은 연료로는 케로신, 산화제로는 액체산소가 사용되며, 터보펌프를 사용하여 연료 및 산화제가 연소실로 공급되는 터보펌프식 액체로켓엔진이다. 주요 엔진 구성품(연소기, 터보펌프, 가스발생기, 밸브)들의 개발과정을 거쳐 75톤급 엔진의 초도기가 조립 완료되었으며, 조립 후 나로우주센터 내 엔진 지상 연소시험설비(Rocket Engine Test Facility, RETF) 에 장착되어 15회에 걸친 연소시험이 성공적으로 수행되었다[1].
엔진 시험 준비 과정에서 이 밸브들의 조작을 통해 런탱크과 엔진 사이의 공급배관 및 엔진 예냉을 수행하게 된다. 설비의 예냉상태를 확인하기 위해 런탱크 실에는 시험 설비의 센서 Tag 번호 식별 체계에 따라 명명된 TT2202, TT2203 온도센서를 설치하였으며, 테스트 스탠드에는 엔진 입구까지 순서대로 Tag 번호가 TT2403, TT2401, TT2503인 온도센서를 설치하였다(Fig. 2 참조).
성능/효과
이 엔진은 연료로는 케로신, 산화제로는 액체산소가 사용되며, 터보펌프를 사용하여 연료 및 산화제가 연소실로 공급되는 터보펌프식 액체로켓엔진이다. 주요 엔진 구성품(연소기, 터보펌프, 가스발생기, 밸브)들의 개발과정을 거쳐 75톤급 엔진의 초도기가 조립 완료되었으며, 조립 후 나로우주센터 내 엔진 지상 연소시험설비(Rocket Engine Test Facility, RETF) 에 장착되어 15회에 걸친 연소시험이 성공적으로 수행되었다[1].
약 230초 시점 테스트스탠드의 배출밸브 3가 개방되어 배관 내 기체들이 배출되면서 TILP, TLOChill 센서가 약 100K에 도달하였다. TELP와 TIMOV 센서의 경우에는 센서의 삽입 깊이 및 위치에 의해 TELP는 약 640초 시점에서 약 100 K에 도달하였으며, TIMOV는 700초 시점까지도 약 180 K를 유지하였다. 따라서 MOV 입구 부분의 예냉을 위해서는 압력을 높여 MOV를 통해 외부로 배출되는 유량을 증가시켜 액체가 MOV 전단 부분에 접촉되도록 하는 것이 필요하다고 판단되었다.
예냉이 진행되면서 산화제 펌프 표면온도 센서는 TLPS1은 약 800초 시점에 110 K에 도달한 후 거의 일정한 온도를 유지하며, TLPS2는 약 2000초부터 125 K에 도달한 후 일정한 온도를 유지하였다. 표면온도 센서가 일정한 온도를 유지한다는 것은 런탱크가 가압되지 않은 조건에서 펌프 내부가 충분히 냉각되어 외부와의 열평형 상태를 유지한다는 것이므로, 런탱크를 가압하지 않는 초기 예냉단계에서는 펌프가 충분히 냉각되기까지 약 1700초가 필요함을 확인하였다.
따라서 가압이 완료된 약 400초 시점에서 TT2203 센서 후단에 있는 배출 밸브 2를 먼저 개방하여 이 부분에 정체되어 있던 기체를 강제적으로 배출해 주었다. 밸브의 개방에 따라 배관 내부 정체된 기체가 배출됨과 동시에 증발이 일어나면서 배관 및 엔진의 온도는 다시 하강하기 시작하여 약 600초 시점에서 TILP 온도는 목표 온도인 93 K, 그리고 산화제 펌프 표면온도인 TLPS1, TLPS2 는 각각 106.5K, 119 K에 근접하였다. 약 650초 시점에서 최종적으로 테스트 스탠드의 배출밸브 3을 개방한 후 배관 온도는 전 구간에서 액체산소의 포화온도인 약 91 K를 나타내었으며, 엔진 입구 온도도 93 K 이하를 나타내어 연소시험을 위한 예냉 단계가 완료되었다.
5K, 119 K에 근접하였다. 약 650초 시점에서 최종적으로 테스트 스탠드의 배출밸브 3을 개방한 후 배관 온도는 전 구간에서 액체산소의 포화온도인 약 91 K를 나타내었으며, 엔진 입구 온도도 93 K 이하를 나타내어 연소시험을 위한 예냉 단계가 완료되었다.
따라서 런탱크가 가압된 후 배출 밸브를 개방하면 초당 10 리터의 많은 유 량이 배출되므로 배관 및 엔진의 최종 온도조절을 위해 배출 밸브를 개방하는 것은 다른 시스템의 모든 준비가 끝난 후 실시하는 것이 효율적인 시험 운영 측면에서 바람직하다고 판단할 수 있다. 그리고 배출 밸브를 개방하지 않더라도 런탱크 가압 상태에서는 초당 3.4 리터로 액체산소가 배출되는 상태이므로, 타 시스템에서 10분 이상의 지연 사유가 발생하면 탱크를 해압하고 준비가 완료될 때까지 대기 후 재가압하는 것이 액체산소 소모를 최소화하는 데에 더욱 유리한 것으로 판단할 수 있다.
예냉시작 직후에는 액체산소의 포화온도와 배관 내부온도의 차이가 크고 또한 적은 유량으로 액체산소가 주입되므로 유동의 기체 비율이 높아 설비배관은 낮은 속도로 냉각이 진행되었으나, 엔진내부의 경우에는 소량의 액체가 낮은 위치에 있는 엔진으로 바로 주입되면서 배관보다 빠르게 냉각이 진행되었다. 테스트 스탠드에 설치된 배출밸브를 개방하여 배관 내부의 기체를 배출시키자 액체 상태의 비율이 높아지면서 냉각량이 증대되어 배관 및 엔진은 포화온도에 도달하였다. 산화제 펌프 표면 온도는 배출 밸브의 개방여부에 관계없이 약 1700초 후 펌프 내부가 충분히 냉각됨에 따라 평형 상태에 도달하였다.
따라서 효율적인 시험 운용을 위해서는 런탱크 가압은 시험 준비 단계의 최대한 마지막에 진행하는 것이 유리하며, 배출 밸브 개방은 연소 시험 직전 최종적으로 입구 온도를 조절을 위해 개방하는 것이 바람직한 것으로 판단되었다.
이것은 엔진이 장착된 위치가 테스트 스탠드의 배관보다 아래에 있어 주입된 액체 상태의 산소가 배관 하부로 흘러 엔진으로 바로 주입되기 때문으로 볼 수 있다. 약 230초 시점 테스트스탠드의 배출밸브 3가 개방되어 배관 내 기체들이 배출되면서 TILP, TLOChill 센서가 약 100K에 도달하였다. TELP와 TIMOV 센서의 경우에는 센서의 삽입 깊이 및 위치에 의해 TELP는 약 640초 시점에서 약 100 K에 도달하였으며, TIMOV는 700초 시점까지도 약 180 K를 유지하였다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
한국항공우주연구원에서 개발 중인 추력 75톤급의 액체로켓엔진의 연료와 산화제는 무엇인가?
한국항공우주연구원에서는 한국형 발사체의 1단 및 2단 엔진으로 사용되는 추력 75톤급의 액체로켓엔진을 개발하고 있다. 이 엔진은 연료로는 케로신, 산화제로는 액체산소가 사용되며, 터보펌프를 사용하여 연료 및 산화제가 연소실로 공급되는 터보펌프식 액체로켓엔진이다. 주요 엔진 구성품(연소기, 터보펌프, 가스발생기, 밸브)들의 개발과정을 거쳐 75톤급 엔진의 초도기가 조립 완료되었으며, 조립 후 나로우주센터 내 엔진 지상 연소시험설비(Rocket Engine Test Facility, RETF) 에 장착되어 15회에 걸친 연소시험이 성공적으로 수행되었다[1].
한국항공우주연구원에서 개발 중인 액체로켓엔진의 주요 엔진 구성품은 무엇인가?
이 엔진은 연료로는 케로신, 산화제로는 액체산소가 사용되며, 터보펌프를 사용하여 연료 및 산화제가 연소실로 공급되는 터보펌프식 액체로켓엔진이다. 주요 엔진 구성품(연소기, 터보펌프, 가스발생기, 밸브)들의 개발과정을 거쳐 75톤급 엔진의 초도기가 조립 완료되었으며, 조립 후 나로우주센터 내 엔진 지상 연소시험설비(Rocket Engine Test Facility, RETF) 에 장착되어 15회에 걸친 연소시험이 성공적으로 수행되었다[1].
RETF의 산화제 공급 시스템은 무엇으로 구성되어 있는가?
RETF의 산화제 공급 시스템은 Fig. 1과 같이 연소시험에 필요한 액체산소를 저장탱크로부터 공급받아 운용하는 런탱크/시동탱크와 액체산소를 엔진으로 공급해주기 위한 공급배관, 배관내 액체산소의 흐름을 제어하기 위한 밸브, 탱크 가압을 위한 가스 레귤레이터와 온도/압력/유량 측정을 위한 센서들로 구성된다[3]. 설비 내에서 이들은 산화제 런탱크실과 테스트 스탠드에 나뉘어 설치하였는데, 먼저 산화제 런탱크실에는 런탱크 2개와 레귤레이터를 포함한 런탱크 가압 시스템을 런탱크 상부에 설치하였으며 런탱크 아래에는 배관 및 밸브를 설치하여 런탱크실 외부의 테스트 스탠드로 연결되도록 하였다.
참고문헌 (6)
Kim, S. et al., "Development Test of 75 tonf Engine System for KSLV-II," KSPE Fall Conference, Jeongsun, Korea, pp. 888-891, Dec. 2016.
Kim, J., Choi, C., Jung, E., Jeon, S. and Hong, S., "Development Status of a Turbopump for Korea Space Launch Vehicle (KSLV-II)," KSAS Fall Conference, Jeju, Korea, pp. 254-263, Nov. 2012.
Seo, D. et al., "Chill down Characteristisc of 75 tonf-class Engine 1G for KSLV-II," KSPE Fall Conference, Jeongsun, Korea, pp. 930-933, Dec. 2016.
Cho, N., Seo, D., Yu, B., Kim, S. and Han, Y., "Investigation of chilling Procedure of LOX Supply System of Liquid Rocket Engine," KSPE Fall Conference, Jungsun, Korea, pp. 863-867, Dec. 2016.
Liebenberg, L. and Meyer J.P., "The Characterization of flow regimes with power spectral density distributions of pressure fluctuations during condensation in smooth and micro-fin tubes," Experimental Thermal and Fluid Science, Vol. 31, No. 1, pp. 127-140, 2006.
Dr. Jacob and N. Chung, "Two Phase Flow Characteristics and Boiling Heat Transfer Rates During Cryogenic Chilldown and Transport in Reduced Gravity," NASA CR-2008-215440/PART3, 2008.
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