저비용 발사체를 개발 중인 많은 스타트업들이 소형 로켓 엔진을 확보하기 위해 적층제조 기법을 개발 중이다. 또한, 미국의 SpaceX, Rocket Lab 등을 비롯하여, 유럽의 Ariane Group, 일본의 IHI와 같은 엔진 제작업체들은 로켓 엔진의 주요부품에 적층제조를 채택하여 생산하고 있다. 본 논문에서는 적층제작기법의 타당성을 조사하기 위해서 기존 로켓 엔진의 밸브 하우징을 적층제조 하는 사례연구 결과를 소개한다.
저비용 발사체를 개발 중인 많은 스타트업들이 소형 로켓 엔진을 확보하기 위해 적층제조 기법을 개발 중이다. 또한, 미국의 SpaceX, Rocket Lab 등을 비롯하여, 유럽의 Ariane Group, 일본의 IHI와 같은 엔진 제작업체들은 로켓 엔진의 주요부품에 적층제조를 채택하여 생산하고 있다. 본 논문에서는 적층제작기법의 타당성을 조사하기 위해서 기존 로켓 엔진의 밸브 하우징을 적층제조 하는 사례연구 결과를 소개한다.
Additively manufactured, small rocket engines are perhaps the focal activities of space startups that are developing low-cost launch vehicles. Rocket engine companies such as SpaceX and Rocket Lab in the United States, Ariane Group in Europe, and IHI in Japan have already adopted the additive manufa...
Additively manufactured, small rocket engines are perhaps the focal activities of space startups that are developing low-cost launch vehicles. Rocket engine companies such as SpaceX and Rocket Lab in the United States, Ariane Group in Europe, and IHI in Japan have already adopted the additive manufacturing process in building key components of their rocket engines. In this paper on technology trends, an existing valve housing of a rocket engine is chosen as a case study to examine the feasibility of using additively manufactured parts for rocket engines.
Additively manufactured, small rocket engines are perhaps the focal activities of space startups that are developing low-cost launch vehicles. Rocket engine companies such as SpaceX and Rocket Lab in the United States, Ariane Group in Europe, and IHI in Japan have already adopted the additive manufacturing process in building key components of their rocket engines. In this paper on technology trends, an existing valve housing of a rocket engine is chosen as a case study to examine the feasibility of using additively manufactured parts for rocket engines.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
이탈리아 발사체 개발을 주도하고 있는 AVIO와 CIRA에서도 AM을 이용한 연소기 제작이 이루어지고 있다. 목표는 VEGA 발사체 상단 엔진을 메탄을 사용하는 다중 점화 방식의 팽창식 사이클로 구성하여 발사비용을 줄이고 임무를 다각화하여 VEGA-E 발사체의 경쟁력을 증가시키는 것이다[16].
본 연구에서는 발사체 소형 엔진 개발을 위하여 미국과 유럽, 일본 등에서 사용하고 있는 적층제조 현황과 국내의 개발 현황 등에 대해서 조사하였으며 다음과 같은 결론을 얻을 수 있었다.
SpaceX의 Falcon 9 성공 이후 많은 민간 우주 업체들이 발사체 제작에 뛰어들었는데, 금속 AM을 사용하여 복잡한 발사체 엔진을 저렴하고 신속하게 제작하는 것이 가능해 지면서, 발사체 분야에서의 AM의 사용은 갈수록 증가하고 있다 [3-17]. 본 연구에서는 발사체 엔진 분야에서의 AM 적용 기술에 대한 동향에 대해서 조사하였으며, 국내에서도 이러한 기술을 사용하여 차기 발사체 엔진 부품을 경량화 시키고 비용을 낮추 는데 중요한 참고가 될 수 있다.
또한 일부 자료들에서 언급 되는 비용 및 시간 절약은 같은 터보펌프를 AM과 전통적인 방법으로 생산했을 때를 비교한 결과가 아니기 때문에 주의가 필요하다. 이번 절에서는 미국, 유럽, 일본의 AM 터보펌프 개발 사례를 간략하 게 언급하도록 하겠다.
제안 방법
5배가량 우수하며 보다 중요하게는 AM 제작성 및 제품 품질이 충분히 검증된 AM 소재라는 점에서 Inconel 분말을 밸브 하우징 소재로 사용하였다. 소재의 증가된 강도 이점을 감안하여 구조해석을 통해 기존 밸브 두께에 비해 대략 13% 가량 얇게 설계-제작하였다. 한편, 연소기 산화제 개폐밸브는 극저온 환경(-183 ℃)에서 운용되는 특수한 상황을 고려하여야만 한다.
전기펌프 공급 엔진이라는 기존에 발사체에 사용되지 않는 새로운 방식을 사용하였으며, 이로 인해 엔진 구조를 단순화 시키고 제작 시간을 단축시킬 수 있었다.
전체 발사체 제품의 95% 이상을 3D 프린팅으로 제작하려는 목표를 가진 Relativity Space는 그들의 발사체 Terran을 위하여 개발한 메탄엔진 Aeon 1을 SLS(Selective Laser Sintering) 방식으로 개발하였다(Fig. 3). 크게 두 파트를 나사 체결로 조립한 형태를 가지고 있는 Aeon 1은 단축 노즐 상태에서 연소시험을 수행하였다.
9). 축소형 연소기 시험은 성공적으로 수행되었으며, 실물형 연소기도 제작되어 제작성 및 강도 시험등을 수행하였다. 3차로 만 들어지고 있는 실물형 연소기는 2019년 하반기 부터 연소시험이 수행될 예정이다[16].
3). 크게 두 파트를 나사 체결로 조립한 형태를 가지고 있는 Aeon 1은 단축 노즐 상태에서 연소시험을 수행하였다. 시험 장소는 NASA의 Stennis Space Center 였다 [8].
대상 데이터
2017년에 처음 발사 시도하였고, 2018년에 궤도에 도달한 발사체 Electron[4]에 사용된 Rocket Lab의 Rutherford 엔진(Fig. 2)은 연소실, 인젝터, 펌프 및 주 추진 밸브가 EBM 방식의 3D 프린팅으로 제작되었다[5]. 전기펌프 공급 엔진이라는 기존에 발사체에 사용되지 않는 새로운 방식을 사용하였으며, 이로 인해 엔진 구조를 단순화 시키고 제작 시간을 단축시킬 수 있었다.
AM 이후 추가적으로 요구되는 정밀기계가공 측면에서 기존 소재에 비해 절삭성 등 기계가공성이 떨어지는 단점은 있지만, 소재 강도가 대략 1.5배가량 우수하며 보다 중요하게는 AM 제작성 및 제품 품질이 충분히 검증된 AM 소재라는 점에서 Inconel 분말을 밸브 하우징 소재로 사용하였다. 소재의 증가된 강도 이점을 감안하여 구조해석을 통해 기존 밸브 두께에 비해 대략 13% 가량 얇게 설계-제작하였다.
크게 두 파트를 나사 체결로 조립한 형태를 가지고 있는 Aeon 1은 단축 노즐 상태에서 연소시험을 수행하였다. 시험 장소는 NASA의 Stennis Space Center 였다 [8]. 또한 Relativity Space는 Terran의 직경 2.
지상 비추력은 235초로서 모노메틸히드라진(Monomethylhydrazine) 연료를 사용하여 다중 재점화에 유리하다. 초기에 개발된 제품은 AM을 사용한 제품이 아니었지만, 2013년에 DMLS 방식의 AM을 사용하여 제작하였으며, Inconel 초합금 분말을 사용하였다. SuperDraco는 Crew Dragon의 비행 중단 시스템(launch abort system)과 저궤도 재사용 프로토타입 로켓인 DragonFly에 사용될 예정이다 (Fig.
성능/효과
(1) 발사체 엔진 부품을 제작하기 위해서 사용하는 적층 제조 방식은 대부분 PBF 방식 으로서, DMLS, SLM, SLS, EBM 등의 기법들이 사용되었다.
(3) 엔진 부품을 적층제조를 사용하여 제작하는 이유는 제작 비용이 절감되고 제작 시 간이 짧아지는 장점이 가장 큰 이유였으며, 또한 구성품 수량 감소, 설계 유연성 확보, 경량화 등의 장점들이 있기 때문에 사용 범위가 갈수록 넓어지고 있다.
(5) 현재 발사체 엔진 부품의 적층 제조에 사용되었던 소재는 대부분 Inconel 718이었 으며, 일부 Ti-6Al-4V 또는 구리합금 등을 사용하는 업체가 있었다.
독일의 항공우주연구원에 해당하는 DLR에서 는 유럽의 소형위성 발사체를 목표로 하는 SMILE 프로젝트를 통해 AM을 이용한 연소기 헤드 제작을 진행하였으며, 연소시험을 통해 성능 적합성도 검증하였다. AM을 이용한 연소기 헤드 제작으로 30개의 부품을 1개로 통합하여 잠재적인 누설이나 조립 불량의 가능성을 낮추었고, 헤드부의 무게도 10% 정도 감소시킬 수 있었다(Fig. 7).
첫째는 AM을 이용한 밸브 구조 최적화로서, 첫 개발품이 AM 가능성에 초점을 맞췄다면 이후 개발품은 구조적으로나 기능적으로 불필요한 부분을 과감히 제거하고 격자(lattice) 등 경량화 구조를 활용함으로써 AM만이 제공할 수 있는 구조적 이점을 최대한 끌어내야 한다는 것이다. 둘째로는 제작비용 즉 경제적인 관점에서의 접근으로서, 상당한 정밀도가 요구되는 밸브 하우징의 경우에는 AM 제작비용뿐만 아니라 후처리 정밀기계가공에 필요한 비용 또한 무시할 수 없이 높은 수준이다. AM 밸브 하우징이 현시점에서 다른 방식으로 제작된 제품에 비해 일정 수준 가격 경쟁력을 갖추기 위해서는 AM 비용 자체를 줄이는 것뿐만 아니라, 후처리 정밀가공에 필요한 비용을 낮출 수 있는 AM 소재 및 열처리 공정 등에 대한 깊이 있는 검토가 요구될 수밖에 없다.
이에 AM 소재의 세 가지(0°, 45°, 90°) 적층방향 변화에 따른 상온 및 극저온 환경에서의 강도와 취성 특성을 확인하기 위해 인장시험과 샤르피 충격시험을 수행하였으며, 항복강도와 극저온 충격에너지가 각각 요구조건을 충분히 만족하는 것으로 확인되었다.
의미 있고 지속 가능한 AM적용 밸브 하우징 개발을 위해서는 두 가지 주요한 부분에 대한 면밀한 접근이 필요한 것으로 보인다. 첫째는 AM을 이용한 밸브 구조 최적화로서, 첫 개발품이 AM 가능성에 초점을 맞췄다면 이후 개발품은 구조적으로나 기능적으로 불필요한 부분을 과감히 제거하고 격자(lattice) 등 경량화 구조를 활용함으로써 AM만이 제공할 수 있는 구조적 이점을 최대한 끌어내야 한다는 것이다. 둘째로는 제작비용 즉 경제적인 관점에서의 접근으로서, 상당한 정밀도가 요구되는 밸브 하우징의 경우에는 AM 제작비용뿐만 아니라 후처리 정밀기계가공에 필요한 비용 또한 무시할 수 없이 높은 수준이다.
후속연구
0 MPa 연소압을 가진 연소기 E-1 엔진을 개발하였고, 현재 시험 중에 있다. 3D 프린팅을 사용한 업체로서는 매우 드물게 구리합금을 챔버 소재로 프린팅 하는데 성공하였으며, 향후 10톤급의 다단 연소 방식의 엔진인 E-2를 DMLS를 사용하여 제작할 계획이다[6].
AM 밸브 하우징에 대한 후처리 정밀기계가공 이후 밸브 하우징에 대한 강도시험을 수행하여 구조적 건전성을 확인할 예정이다. 이후로는 다른 밸브 부품들과 함께 AM 밸브 하우징을 사용한 밸브를 조립하여 엔진 납품에 필요한 밸브 인증시험을 통해 밸브 성능을 최종 확인할 계획 이다.
AM 밸브 하우징에 대한 후처리 정밀기계가공 이후 밸브 하우징에 대한 강도시험을 수행하여 구조적 건전성을 확인할 예정이다. 이후로는 다른 밸브 부품들과 함께 AM 밸브 하우징을 사용한 밸브를 조립하여 엔진 납품에 필요한 밸브 인증시험을 통해 밸브 성능을 최종 확인할 계획 이다.
PROMETHEUS 엔진 연소기 구성품 중 인젝터와 연소실에 대해서는 많은 진전이 있었으며, 연소실 전체를 AM으로 제작하는 방향으로 개발이 추진되고 있다. 전체를 AM으로 제작한 가스발생기에 대한 제작과 성능은 2017년, 2018년의 2회 시험 과정을 통해 확인되었으며, 곧 최종 성능 시험을 통해 최종 설계에 대한 검증이 이루어질 예정이다.
그 과정에서 AM을 이용한 연소기 제작도 추진되고 있으며, Ti-6Al-4V 합금을 활용하여 EBM 방식의 AM을 적용한다. 축소형 연소기는 헤드와 연소실 2개로 구성되며(Fig. 8), 2019년에 기능시험을 수행하여 AM 제작 연소기의 가능성을 검증할 계획이다 [17].
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
발사체 부품의 경우 엔진 부품에는 대부분 PBF 방식을 사용하는 이유는 무엇인가?
또한 PBF 방식과 같이 제품이 아닌 부분까지 층층이 분말로 채울 필요가 없기 때문에 PBF에 비해 비교적 제작 속도가 빠른 장점이 있다. 그러나 DED로 제작된 제품은 표면 조도가 PBF에 비해서 좋지 않기 때문에 후가공을 필요로 하는 경우가 많다. 따라서 발사체 부품의 경우 엔진 부품에는 대부분 PBF 방식을 사용하며, 대형 부품인 탱크에는 DED 방식을 많이 사용 한다.
금속을 프린팅 하는 대표적인 방식은 무엇인가?
금속을 레이저로 정밀하게 프린팅하여 생산하는 기술의 품질이 좋아지면서, 항공우주 및 국방 분야와 바이오 분야에 AM 방식이 많이 응용되고 있다. 금속을 프린팅 하는 대표적인 방식으로 PBF (Powder Bed Fusion)와 DED(Directed Energy Deposition)가 가장 많이 사용되고 있다.
발사체 제작에 금속 AM을 사용하는 이유는 무엇인가?
SpaceX의 Falcon 9 성공 이후 많은 민간 우주 업체들이 발사체 제작에 뛰어들었는데, 금속 AM을 사용하여 복잡한 발사체 엔진을 저렴하고 신속하게 제작하는 것이 가능해 지면서, 발사체 분야에서의 AM의 사용은 갈수록 증가하고 있다 [3-17]. 본 연구에서는 발사체 엔진 분야에서의 AM 적용 기술에 대한 동향에 대해서 조사하였으며, 국내에서도 이러한 기술을 사용하여 차기 발사체 엔진 부품을 경량화 시키고 비용을 낮추 는데 중요한 참고가 될 수 있다.
참고문헌 (25)
"3D Printing Additive", 3D Systems, https://make.3dexperience.3ds.com/processes/powder-bed-fusion, 2 Mar. 2020.
"3D Printing and Design", https://www.additive.blog/knowledge-base/3d-printers/laser-sintering-melting-sls-slm-dmls-dmp-ebm-shs/, 2 Mar. 2020.
"Launcher a space start up making..3D Printed Rocket Engines", 3DPrint.com, https://3dprint.com/220518/launcher-a-space-start-up-making-3d-printed-rocket-engines/, 26 Oct. 2019.
"Ursa Major Tech", https://www.ursamajortechnologies.com/, 23 Oct. 2019.
"Ursa Major Technologies wants outsourcing engines to be the norm", Spacenews, https://spacenews.com/ursa-major-technologies-wants-outsourcing-engines-to-be-the-norm/, 23 Oct. 2019.
P. Sabin, A. Michallet, N. Meyers, S. Durteste, J.-F. Delange, S. Saubadine, and J.M. Ruault, "Vulcain 2.1, the European Reference for Ariane 6 Lower Stage cryogenic Propulsive System," 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, EUCASS2019-FP0639, Madrid, Spain, 2019.
L. Schelhorn, M. Gosch, L. Debeugny, P. Schroter, W. Schwarz, and S. Soller, "Optimal Design and Process Simulation for Additive Manufacturing," 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, EUCASS2019-FP0354, Madrid, Spain, 2019.
P. Simontacchi, R. Blasi, E. Edeline, S. Sagnier, N. Ravier, A. Espinosa-Ramos, J. Breteau, and Ph. Altenhoefer, "PROMETHEUS: Precursor of New Low-Cost Rocket Engine Family," 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, EUCASS2019-FP0743, Madrid, Spain, 2019.
"German Aerospace Center (DLR) Designs Liquid Rocker Engine Injector with 3D systems", World Wide Web location https://www.3dsystems.com, 28 Oct. 2019.
D. kajon, D.Liuzzi, D. Boffa, M. Rudnykh, D. Drigo, L. Arione, N. Ierardo, and A. Sirbi, "Development of the Liquid Oxygen and Methane M10 Rocket Engine for the Vega-E Upper Stage," 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, EUCASS2019-FP0315, Madrid, Spain, 2019.7.
F. Battista, D. Ricci, P. Natale, D. Cardillo, M. Fragiacomo, M. Ferraiuolo, R. Borrelli, and V. Salvatore, "The HYPROB Demonstrator Line: Status of the LOX/LCH4 Propulsion Activities," 8th European Conference for Aeronautics and Space Sciences, EUCASS2019-FP0621, Madrid, Spain, 2019.7.
Tchou-Kien, D., Iannetti, I., Girard, N., Bonhomme, C., Ravier, N. Edeline, E., "PROMETHEUS, a low cost LOX/CH4 Engine Prototype," 53rd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, AIAA 2017-4750, 2017.
Forsberg, L. and Andersson, J., "Development and Qualification of Turbines for the Vinci Upper Stage Engine for Ariane 6," 69th International Astronautical Congress (IAC), IAC-18- C4.3.8, 2018.
Ogawara, A., Kimura, T., Adachi, M., Nagasaki, A., Hiramatsu, N., Minoya, M., Tamura, T., Okita, K., Kawashima, H., Sakai, H., Higuchi, N., "Additive Manufacturing Development for LE-9 Engine," 69th International Astronautical Congress (IAC), IAC-18.C4.3.3, 2018.
Tsukano, T., Nagao, N., Tomaru, H., and Kuga, T., "Component tests of a LOX/ methane full-expander cycle rocket engine: Single-shaft LOX/methane turbopump," 8TH EUROPEAN CONFERENCE FOR AERONAUTICS AND SPACE SCIENCES (EUCASS), 2019.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.