200 N급 GCH4/LOx 소형로켓엔진의 형상설계와 성능시험평가 (Part I: 예비설계와 시험장치) Configuration Design, Hot-firing Test and Performance Evaluation of 200 N-Class GCH4/LOx Small Rocket Engine (Part I: A Preliminary Design and Test Apparatus)원문보기
메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 성능평가를 위한 형상설계 및 시험평가시스템을 구축하였다. 인젝터는 추진제 미립화 성능이 우수하고, 연소불안정성이 적은 스월 동축형(swirl-coaxial) 방식을 채택하였다. 연소효율 비교를 위해 연소실의 종횡비는 1.5, 1.8, 2.1로 각각 설정하였다. 그리고 정밀추력측정장치의 측정 신뢰성을 높이기 위해 pre/post calibration을 실시하였다. 그 결과, 예비 지상연소시험에서 추력과 비추력은 89.2 N, 181.8 s로 78.4%의 효율을 가지고, 특성속도는 84.2%의 효율을 갖는 것이 확인되었다.
메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 성능평가를 위한 형상설계 및 시험평가시스템을 구축하였다. 인젝터는 추진제 미립화 성능이 우수하고, 연소불안정성이 적은 스월 동축형(swirl-coaxial) 방식을 채택하였다. 연소효율 비교를 위해 연소실의 종횡비는 1.5, 1.8, 2.1로 각각 설정하였다. 그리고 정밀추력측정장치의 측정 신뢰성을 높이기 위해 pre/post calibration을 실시하였다. 그 결과, 예비 지상연소시험에서 추력과 비추력은 89.2 N, 181.8 s로 78.4%의 효율을 가지고, 특성속도는 84.2%의 효율을 갖는 것이 확인되었다.
In this study, a configuration design of a CH4/LOx small rocket engine was made and test system was established for the performance evaluation. A coaxial swirl injector was chosen because of its remarkable atomization performance and low combustion instability. Three aspect ratios for the combustion...
In this study, a configuration design of a CH4/LOx small rocket engine was made and test system was established for the performance evaluation. A coaxial swirl injector was chosen because of its remarkable atomization performance and low combustion instability. Three aspect ratios for the combustion chamber configuration, i.e., 1.5, 1.8, and 2.1 were also set for the comparison of the combustion efficiency. The reliability of the thrust measurement rig was enhanced by pre-and post-calibration process. From the preliminary ground hot-firing test, the measured thrust and specific impulse values were 89.2 N and 181.8 s, respectively, which were 21.6% lower than the ideal values. In addition, the efficiency of characteristic velocity was measured as 84.2%.
In this study, a configuration design of a CH4/LOx small rocket engine was made and test system was established for the performance evaluation. A coaxial swirl injector was chosen because of its remarkable atomization performance and low combustion instability. Three aspect ratios for the combustion chamber configuration, i.e., 1.5, 1.8, and 2.1 were also set for the comparison of the combustion efficiency. The reliability of the thrust measurement rig was enhanced by pre-and post-calibration process. From the preliminary ground hot-firing test, the measured thrust and specific impulse values were 89.2 N and 181.8 s, respectively, which were 21.6% lower than the ideal values. In addition, the efficiency of characteristic velocity was measured as 84.2%.
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문제 정의
또 점화기 및 각종 센서류 등의 instrumentation이 TMR에 전달되는 정미 추력을 감소시킬 뿐만 아니라 로드셀로 전달되는 추력의 선형성을 해칠 가능성이 있기 때문이다. 따라서 본 연구팀에서는 추진제 공급계의 안정성을 확보함과 동시에 유연성을 갖도록 추진제 공급 배관 및 instrumentation을 설계하였다. 또한 수직형 정밀추력측정장치의 무게와 TMR시스템 내부의 마찰이 정미추력측정에 부정적 영향을 줄수 있기 때문에, 이를 최소화시키기 위해 무게 밸런스를 맞추고 마찰이 작은 무빙 프레임을 사용하였다.
본 연구는 이전 연구결과를 확장시켜 기체메탄/액체산소를 이원추진제로 사용하는 소형로켓엔진(Small Rocket Engine, SRE)의 성능최적화를 위한 엔진 형상설계 및 성능시험평가 제반 시스템(정밀 추력/유량 측정, 연소실 냉각, 극저온 추진제 handling 등)의 구축 및 검증내용을 기술하고자 한다.
본 연구팀에서는 모델연소실을 이용한 기체메탄/기체산소 확산화염의 연소특성과 리세스에 따른 스월/전단 인젝터의 성능특성을 연구한 바있다[8-10]. 본 연구는 이전 연구결과를 확장시켜 기체메탄/액체산소를 이원추진제로 사용하는 소형로켓엔진(Small Rocket Engine, SRE)의 성능최적화를 위한 엔진 형상설계 및 성능시험평가 제반 시스템(정밀 추력/유량 측정, 연소실 냉각, 극저온 추진제 handling 등)의 구축 및 검증내용을 기술하고자 한다.
가설 설정
연소실의 최적 설계를 위해 도출된 특성길이 값과 노즐 목 면적(At)을 통해 특성 길이의 정의식인 아래의 Eq. 3으로부터 연소실의 부피를 구한 후 연소실 종횡비(aspect ratio, ra =Lc/Dc) 를 1.5, 1.8, 2.1로 가정하여 연소실을 설계하였다.
액적반경(r0)의 크기는 유사 연구의 측정값을 바탕으로 95 μm로 가정했다 [14].
그러나 시험 직전에 수행하는 정밀한 보정작업에도 불구하고 실제 시험 중에 발생하는 정밀추력측정장 치의 온도변화 및 갑작스러운 추력 등의 변화는 히스테리시스(hysteresis)적인 정밀추력측정장치의 변화를 초래할 수도 있다[17]. 이와 같은 변화를 보정하기 위하여 엔진 작동 전후에 pre-calibration 과 post-calibration을 수행하여 시험 전후 TMR시스템의 변화를 측정하고, TMR시스템의 계측 특성이 선형적이라는 가정하에 추력보정선도를 구하였다[17]. 이와 같은 과정을 통해 획득한 추력 보정 선도를 바탕으로 최종적인 추력을 도출해낸다.
인젝터의 분무각은 선행연구 시험 결과를 바탕으로 60º 로가정했다[13].
제안 방법
기체메탄/액체산소를 이원추진제로 사용하는 소형로켓엔진의 형상설계 및 시험평가시스템의 작동성, 안정성, 데이터 획득 검증을 위한 예비 지상 연소시험을 실시하였다. 시험 결과 추력과 비추력은 이론대비 78.
다음으로 연소실 압력과 추진제 혼합비에 따른 지상에서의 비추력 성능을 비교하기 위하여 노즐 팽창비를 각각의 연소실 압력에서 (O/F)mass =3.3일 때 도출되는 최적 팽창비로 설정하였다.
따라서 본 연구팀에서는 추진제 공급계의 안정성을 확보함과 동시에 유연성을 갖도록 추진제 공급 배관 및 instrumentation을 설계하였다. 또한 수직형 정밀추력측정장치의 무게와 TMR시스템 내부의 마찰이 정미추력측정에 부정적 영향을 줄수 있기 때문에, 이를 최소화시키기 위해 무게 밸런스를 맞추고 마찰이 작은 무빙 프레임을 사용하였다.
메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 형상설계를 위한 첫 번째 단계로 이론성능해석을 통하여 설계인자들을 결정하였다. 이론성능해석 시 연소실및 노즐에서의 화학반응은 평형 상태로 가정하여 NASA에서 제공하는 CEA (Chemical Equilibrium with Applications) code[12]를 사용하였고, 이를 통해 특성길이(characteristic length, L*)를 구하는데 필요한 열역학적 물성치, 최적 노즐 팽창비와 추진제 혼합비((O/F)mass) 등을 도출하였다.
소형로켓엔진의 작동환경인 진공 상태에서 최적의 추진제 혼합비를 찾기 위하여 노즐 팽창비를 50으로 설정하였다. 그리고 연소실 압력과 (O/F)mass 변이에 따라 얻은 진공 비추력 및 화염 온도 변화를 Fig.
현재 본 소형로켓엔진은 heat sink 냉각 방식을 사용하고 있으므로 연소시간을 7초 이내로 제한하 였다. 연소실의 압력과 온도는 Fig. 8과 같이 상단, 중단, 하단 등 세 곳에서 측정하였다.
연소실의 종횡비와 압력변화에 따른 정상상태 소형로켓엔진의 성능평가에 앞서, 시험평가시스템 검증을 위해 연소실 종횡비 1.8을 갖는 소형 로켓엔진의 예비 지상연소시험을 수행하였다. Fig.
이론성능해석으로 얻은 열역학적 물성치를 바탕 으로 Spalding의 1차원 액적기화해석을 통해 연소실 설계의 핵심 파라미터인 특성길이(characteristic length, L*)를 도출했다[15]. 액적반경(r0)의 크기는 유사 연구의 측정값을 바탕으로 95 μm로 가정했다 [14].
스월 인젝터는 미립화 성능이 우수하여 넓은 작동 조건에서 연소 불안정성이 낮아 전단형 인젝터에 비해 연소효율을 높일 수 있다는 장점을 갖는다[3]. 인젝터는 Principle of Maximum Flow와 Ideal Liquid Theory에 의해 유도된 식을 바탕으로 인젝터를 통한 액체산소의 압력강하를 줄이기 위해 계산 값보다 20% 더 크게 설계하였다[14]. 인젝터의 분무각은 선행연구 시험 결과를 바탕으로 60º 로가정했다[13].
정밀한 추력 측정을 위해서 시험 준비가 끝난후 엔진과 계측에 관계하는 모든 부속물들이 연결된 상태에서 교정용 추를 단계별로 적재하여 TMR시스템의 정밀 보정작업을 수행하였다. 그러나 시험 직전에 수행하는 정밀한 보정작업에도 불구하고 실제 시험 중에 발생하는 정밀추력측정장 치의 온도변화 및 갑작스러운 추력 등의 변화는 히스테리시스(hysteresis)적인 정밀추력측정장치의 변화를 초래할 수도 있다[17].
그로 인해 지상 환경에서 성능시험평가를 실시하여 진공에서의 작동성능을 유추하게 된다. 지상연소시험을 고려한 로켓엔진의 노즐 팽창비를 결정하기 위하여 먼저 목표 연소실 압력 조건인 1.44 MPa에서 노즐의 준 1차원 등엔트로피 성능해석을 수행하였다. 그 해석 결과를 토대로 팽창비는 3.
대상 데이터
도시한 정밀 추력측정장치는 레일시스템과 1개의 로드셀을 이용한 수직형 1분력 시스템이다. 로드셀은 Omega Engineering의 LC213-100 모델을 사용하였다.이 제품의 최대 정격 하중은 100 lb(444.
소형로켓엔진의 시험평가장치는 데이터 수집및 제어장치(Data Acquisition and Control System, DACS), 정밀유량계, 정밀추력측정장치 (Thrust Measurement Rig, TMR), 각종 유량제 어밸브(Flow Control Valve, FCV) 및 센서, 그리고 연료 및 산화제 공급장치로 구성되며 시험장 치의 P&ID (Piping & Instrumentation Diagram) 와 실제 시험 장치를 Fig. 6과 Fig. 7에 각각 도시하였다.
10은 그 시험평가 사진을 나타낸다. 시험시 산화제와 연료는 각각 (1.37, 1.32) MPa로 공급해주었으며, 이때의 유량은 각각 (39.7, 10.4) g/s으로 측정되었다. 여기서 추진제 공급압력은 인젝터주밸브의 후단과 인젝터 전단 사이의 압력을 일컫는다.
이 렌더링 이미지의 소형로켓엔진은 인젝터(upper chamber, liquid oxygen manifold, gaseous methane manifold)와 연소실 및 노즐 (chamber & nozzle), torch spark ignitor 그리고 추진제 밸브들로 구성된다. 인젝터 파트는 내부식성이 우수한 STS316L, 연소실 및 노즐은 내열성이 있는 Inconel625로 제작하였다.
데이터 수집 및 제어장치는 압력, 유량, 추력, 온도 등의 데이터를 100 Hz로 샘플링하여 실시간으로 저장한다. 정밀유량계는 Emerson의 코리올리 유량계(모델명 : CMF025M)를 사용하였다. 이 정밀유량계는 극저온 유체에서 ±0.
이론/모형
4는 종횡비에 따라 제작된 연소실 조립체를 도시한 것이다. 노즐의 형상은 추력 손실을 최소화하면서 무게를 줄일 수 있도록 80%의 길이를 갖는 벨형 노즐을 선택했고, Rao 작도법으로 설계하였다[16].
동축형 인젝터는 스월(swirl) 방식과 전단(shear) 방식으로 나눠진다. 본 시험평가에는 스월 방식의 동축형 인젝터를 사용했다. 스월 인젝터는 미립화 성능이 우수하여 넓은 작동 조건에서 연소 불안정성이 낮아 전단형 인젝터에 비해 연소효율을 높일 수 있다는 장점을 갖는다[3].
메탄/산소 이원추진제 소형로켓엔진의 형상설계를 위한 첫 번째 단계로 이론성능해석을 통하여 설계인자들을 결정하였다. 이론성능해석 시 연소실및 노즐에서의 화학반응은 평형 상태로 가정하여 NASA에서 제공하는 CEA (Chemical Equilibrium with Applications) code[12]를 사용하였고, 이를 통해 특성길이(characteristic length, L*)를 구하는데 필요한 열역학적 물성치, 최적 노즐 팽창비와 추진제 혼합비((O/F)mass) 등을 도출하였다.
성능/효과
3에 도시하였다. 계산 결과, 지상연소시험 환경에서는 연소실 압력이 각각 (1.03, 165) MPa 일때, 최대 비추력 값이 (245.7, 266.1) s로 20.4 s의 차이를 보였다. 설계점인 연소실 압력 1.
1에서 제시하는 바와 같이 케로신이나 프로판에 비해 코킹이 일어나기 시작하는 온도인 coking limit이 높아 재사용 엔진의 추진제로써 유리하다. 둘째, LCH 4 /LOx 조합의 밀도 비추력은 LH 2 /LOx 보다 2배 크며, Kerosene(RP-1)/LOx와는 거의 동일한 성능을 갖는다[3]. 셋째, 메탄은 케로신에 비해 3배 정도 저렴하다[3].
추력계수의 효율은 노즐 설계와 관련 있다. 본 시험에서는 낮은 연소성능으로 인해 연소실 압력이 목표보다 낮은 1.08 MPa로 형성되었고, 이때의 최적 팽창비는 2.6으로 계산되었다. 따라서 낮은 추력계수 효율의 원인은 해당 연소 압력에서 최적화 되지 못한 노즐팽창비 때문으로 사료된다.
4 s의 차이를 보였다. 설계점인 연소실 압력 1.44 MPa, (O/F)mass =3.3일 때는 비추력 253.8 s를 갖는 것으로 나타났다. 진공 환경에서와 달리 지상 환경에서 연소실 압력이 증가함에 따라 비추력이 크게 증가하는 것은 대기압 조건에서는 연소실 압력이 높아짐에 따라 추력계수(thrust coefficient, CF)가 크게 증가하기 때문이다.
성능시험평가 시스템의 핵심요소 중 하나인 정밀추력측정장치의 작동성을 검증한 결과 초기 차이는 0.47%이고 연소시험 중 TMR 측정값의 변화율은 0.2 %p로 나타난 바, 적절한 정밀추력 측정시스템이 구축된 것으로 판단할 수 있다.
둘째, LCH 4 /LOx 조합의 밀도 비추력은 LH 2 /LOx 보다 2배 크며, Kerosene(RP-1)/LOx와는 거의 동일한 성능을 갖는다[3]. 셋째, 메탄은 케로신에 비해 3배 정도 저렴하다[3].
기체메탄/액체산소를 이원추진제로 사용하는 소형로켓엔진의 형상설계 및 시험평가시스템의 작동성, 안정성, 데이터 획득 검증을 위한 예비 지상 연소시험을 실시하였다. 시험 결과 추력과 비추력은 이론대비 78.4%의 효율을, 특성속도와 추력계수는 이론대비 각각 (84.2, 93.1)%의 효율을 갖는 것으로 나타났다. 추후 연소성능을 높이기 위해서는 인젝터 출구 오리피스 직경을 줄여 미립화 성능을 향상시킴과 동시에 연소실 크기의 적절성에 대한 검증이 필요할 것으로 보인다.
여기서 추진제 공급압력은 인젝터주밸브의 후단과 인젝터 전단 사이의 압력을 일컫는다. 시험에 사용된 엔진은 추진제 밸브의 개구(opening)와 동시에 약 400 ms 정도의 압력상승시간을 거쳐 안정적인 추력을 보이는 것이 확인되었다. Fig.
일반적으로 발열량의 감소는 연소실 온도가 높아질수록 그리고 추진제 혼합비가 이론 당량비에 수렴할수록 커진다[13]. 연소실 압력에 따른 진공 비추력 값을 비교해본 결과, (O/F)mass =3.3이고, 연소실 압력이 각각 (1.03, 1.65) MPa일 때 진공 비추력은 (372.1, 373.1) s로 나타났다.
이상의 해석 결과를 토대로 추력실 내부압력 1.44 MPa, (O/F)mass =3.3, 총 추진제 질량 유량 0.0547 kg/s 일 때, 1.71 m의 특성길이를 가지는 연소실을 설계하였다. Fig.
전 세계적으로 메탄이 차세대 로켓 연료로 각광 받는 이유는 메탄이 가진 여러 장점 때문이다. 첫째, 메탄은 목성형 행성의 대기와 토양으로 부터 현지자원활용(in-situ resource utilization, ISRU)이 가능하고, 친환경적일 뿐만 아니라 Fig. 1에서 제시하는 바와 같이 케로신이나 프로판에 비해 코킹이 일어나기 시작하는 온도인 coking limit이 높아 재사용 엔진의 추진제로써 유리하다. 둘째, LCH 4 /LOx 조합의 밀도 비추력은 LH 2 /LOx 보다 2배 크며, Kerosene(RP-1)/LOx와는 거의 동일한 성능을 갖는다[3].
예비 지상연소시험의 이론성능 값과 실제 측정된 성능 값은 Table 2에 요약하였다. 측정된 추력과 비추력은 각각 89.2 N, 181.8 s로 이론대비 78.4%의 효율을 보이고, 특성속도와 추력계수는 이론대비 각각 (84.2, 93.1)%의 효율을 보였다. 비추력, 특성속도, 추력계수 등의 효율이 낮게 나온 것은 본 시험이 시험평가요소기술 확보 및 검증 차원으로 탈설계점에서 진행되었기 때문으로 추측된다.
비추력, 특성속도, 추력계수 등의 효율이 낮게 나온 것은 본 시험이 시험평가요소기술 확보 및 검증 차원으로 탈설계점에서 진행되었기 때문으로 추측된다. 특성속도 효율은 인젝터의 추진제 미립화 성능 및 연소실 부피와 관계되어 있는데, 본 시험에 사용된 인젝터의 출구 오리피스 직경은 압력강하를 줄이고자 설계값보다 20% 더 크게 설계되었다. 그로 인해 목표 압력에서 인젝터를 통한 액체산소의 미립화가 충분히 이뤄지지 못한 것이 낮은 특성속도 효율의 원인으로 짐작된다.
후속연구
본 연구는 이전 연구결과를 확장시켜 기체메탄/액체산소를 이원추진제로 사용하는 소형로켓엔진(Small Rocket Engine, SRE)의 성능최적화를 위한 엔진 형상설계 및 성능시험평가 제반 시스템(정밀 추력/유량 측정, 연소실 냉각, 극저온 추진제 handling 등)의 구축 및 검증내용을 기술하고자 한다. 기체메탄/액체산소 이원추 진제 소형로켓엔진 개발연구를 통해 앞으로 expander 또는 staged combustion cycle을 채택 하는 엔진개발에 유용한 정보를 제공할 수 있을 것으로 기대된다.
추후 연소성능을 높이기 위해서는 인젝터 출구 오리피스 직경을 줄여 미립화 성능을 향상시킴과 동시에 연소실 크기의 적절성에 대한 검증이 필요할 것으로 보인다. 또 작동 연소실 압력에 최적화된 팽창비를 갖는 노즐을 사용함으로써 추력계수 효율을 높일 수 있을 것으로 예상된다.
1)%의 효율을 갖는 것으로 나타났다. 추후 연소성능을 높이기 위해서는 인젝터 출구 오리피스 직경을 줄여 미립화 성능을 향상시킴과 동시에 연소실 크기의 적절성에 대한 검증이 필요할 것으로 보인다. 또 작동 연소실 압력에 최적화된 팽창비를 갖는 노즐을 사용함으로써 추력계수 효율을 높일 수 있을 것으로 예상된다.
한편, 연소실에서 추진제 잔류시간(residence time)이 2.42 ms로 도출된 바, 연소실 크기의 적절성 여부는 추후 연구를 통한 검증이 필요해 보인다. 추력계수의 효율은 노즐 설계와 관련 있다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
메탄을 연료로 사용하는 새로운 로켓 개발이 상업로켓 시장에 활기가 있는 이유는?
민간 기업의 선두 주자인 SpaceX는 효율성과 경제성을 고려해 차세대 로켓 엔진으로 메탄과 산소를 추진제로 사용하는 Raptor Engine 을 개발하고 있다[1]. 또 추진제로써 메탄이 가진 여러 장점 덕분에, 메탄을 연료로 사용하는 새로운 로켓 개발이 상업로켓 시장에 활기를 불어 넣고 있는 중이다[2].
민간주도 로켓 사업의 핵심은 무엇인가?
과거에는 국가가 주도하여 로켓사업을 이끌었던 것에 반해, 최근에는 민간주도의 로켓사업이 국제무대에서 크게 늘어나고 있다. 민간주도 로켓 사업의 핵심은 효율성과 경제성으로 압축될수 있다. 민간 기업의 선두 주자인 SpaceX는 효율성과 경제성을 고려해 차세대 로켓 엔진으로 메탄과 산소를 추진제로 사용하는 Raptor Engine 을 개발하고 있다[1].
메탄이 Kerosene(RP-1)/LOx와 비교하여 갖는 장점은 무엇인가?
1에서 제시하는 바와 같이 케로신이나 프로판에 비해 코킹이 일어나기 시작하는 온도인 coking limit이 높아 재사용 엔진의 추진제로써 유리하다. 둘째, LCH 4 /LOx 조합의 밀도 비추력은 LH 2 /LOx 보다 2배 크며, Kerosene(RP-1)/LOx와는 거의 동일한 성능을 갖는다[3]. 셋째, 메탄은 케로신에 비해 3배 정도 저렴하다[3].
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