선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 본 연구팀은 LCH4 /LOx 이원추진제 소형로켓 엔진의 핵심요소 부품인 인젝터, 연소실, 그리고 초음속 노즐 등으로 구성되는 추력실의 최적설 계제원 도출과 엔진성능평가기반 구축을 목표로 하고 있다.
- 로켓엔진의 기초 시험데이터 확보를 위해 이론설계점이 아닌 탈설계점에서 시험결과를 바탕으로 산화제 공급압력 및 연소실 종횡비를 시험변수로 적용한 성능평가가 기술된다. 소형로켓엔진의 정상상태 연소모드(steady-state firing mode)로 수행된 연소시험을 통해 시험모델별 추진제 유량, 추력, 비추력 및 특성속도 등을 정량적으로 비교하고 그 성능을 검증하고자 한다. 추가적으로 최종평가 결과의 합리적인 신뢰를 부여하고 타당성을 확보하고자 1993년에 국제표준화 기구에서 발행한 ‘측정불확도 표현 지침서(Guide to the expression of Uncertainty in Measurement, GUM)’에 따라 측정불확도를 평가하였다[15].
제안 방법
- 200 N급 GCH4/LOx 이원추진제 소형로켓엔진을 설계제작하여 성능평가를 위한 연소시험을 수행하였다. 또한, 측정값의 표준불확도를 계산하고 이를 입력량으로 하는 비추력 및 특성속도에 대한 확장불확도를 도출하였다.
- 가 주입되어 로켓엔진이 작동된다. GCH4 의 시험유량조건은 약 10 g/s(설계유량의 약 78.7%)로 유지하여, 산화제 공급압력의 변화를 통해 단계적으로 추진제 유량을 조절하였다. 본 논문에서 사용된 로켓엔진은 막냉각시스템이 적용되지 않아 부품손상 및 안전을 고려하여 연소시간을 7초 이내로 제한하였다.
- 개발모델의 연소성능 평가를 위해 고정된 연소실의 특성길이(characteristic length, L*) 1.71 m에서 종횡비(Aspect Ratio, AR=Lc /Dc)에 따른 변화를 관찰하고자 AR 1.5, 1.8 및 2.1의 연소실을 설계/제작하였다.
- 또한, NASA의 CEA (Chemical Equilibrium with Applications)를 활용하여 메탄을 연료로 사용하는 이원추진제 로켓엔진의 이론성능특성을 분석하여 설계변수를 도출하였으며[14], 이에 따른 200 N급 GCH4 /LOx 로켓엔진의 진공에서의 이론성능을 Table 1에 요약한다.
- 이원추진제 소형로켓엔진을 설계제작하여 성능평가를 위한 연소시험을 수행하였다. 또한, 측정값의 표준불확도를 계산하고 이를 입력량으로 하는 비추력 및 특성속도에 대한 확장불확도를 도출하였다.
- 본 논문(Part II)에서는 Part I에서 구축된 시험장치로부터 200 N급 GCH4 /LOx 로켓엔진의 기초 시험데이터 확보를 위해 이론설계점이 아닌 탈설계점에서 시험결과를 바탕으로 산화제 공급압력 및 연소실 종횡비를 시험변수로 적용한 성능평가가 기술된다. 소형로켓엔진의 정상상태 연소모드(steady-state firing mode)로 수행된 연소시험을 통해 시험모델별 추진제 유량, 추력, 비추력 및 특성속도 등을 정량적으로 비교하고 그 성능을 검증하고자 한다.
- 이와 같이, 소형로켓엔진의 설계와 지상연소시험을 통해 시험장치의 작동성, 안정성 그리고 정밀한 데이터 획득을 검증하였다. 이에 기초설계 자료 및 시험절차를 확립하였으며, 본 시험 결과로부터 설계인자의 수정을 통하여 최적화를 진행할 계획이다.
- 정밀추력측정장치는 레일시스템을 이용한 수직형 1분력 측정장치로, 추력손실량을 최소화하고자 힘의 작용 방향으로 원활한 이동이 가능하도록 제작하였으며, 교정용 추(calibration mass)를 사용하는 하중인가 방식으로 보정곡선을 산출한다. 연소시험준비가 완료되면 엔진과 계측기에 관계하는 모든 부속물들이 연결된 상태에서 교정용 추를 단계별로 적재하여 TMR의 정밀보정을 수행하는데 Fig.
대상 데이터
- 7%)로 유지하여, 산화제 공급압력의 변화를 통해 단계적으로 추진제 유량을 조절하였다. 본 논문에서 사용된 로켓엔진은 막냉각시스템이 적용되지 않아 부품손상 및 안전을 고려하여 연소시간을 7초 이내로 제한하였다. 실험과정에서 압력, 추력, 유량 데이터 등은 DACS를 통해 100 Hz로 샘플링하여 실시간 저장된다.
- 연소실에서 추진제가 연소하는 동안 가능한 한 완전연소를 위해 추진제 미립화 성능이 우수하고 연소불 안정성이 적은 스월인젝터를 사용한다. 본 시험에 사용된 인젝터는 중심부에서 액체산소가 스월을 가지고 분사되고 환형부에서는 기체메탄이 스월없이 jet 분사가 이뤄진다. 인젝터는 SS (Stainless Steel) 316L로 제작되었으며 연소챔버와 초음속 노즐은 높은 화염온도를 고려하여 Inconel625로 제작하였다.
- 소형로켓엔진은 단일 동축형 스월인젝터, 토치 스파크 점화기(torch spark igniter), 연소실, 그리고 초음속 노즐 등으로 구성되어 있다. 연소실에서 추진제가 연소하는 동안 가능한 한 완전연소를 위해 추진제 미립화 성능이 우수하고 연소불 안정성이 적은 스월인젝터를 사용한다.
- 인젝터는 SS (Stainless Steel) 316L로 제작되었으며 연소챔버와 초음속 노즐은 높은 화염온도를 고려하여 Inconel625로 제작하였다.
데이터처리
- 추가적으로 최종평가 결과의 합리적인 신뢰를 부여하고 타당성을 확보하고자 1993년에 국제표준화 기구에서 발행한 ‘측정불확도 표현 지침서(Guide to the expression of Uncertainty in Measurement, GUM)’에 따라 측정불확도를 평가하였다[15].
이론/모형
- 연소기 및 초음속 노즐의 냉각을 위해 막냉각이 적용되는 조건과 비교자료로 활용하기 위해 냉각은 heat sink 방식으로 진행하였다. 개발모델의 연소성능 평가를 위해 고정된 연소실의 특성길이(characteristic length, L*) 1.
- 1의 연소실을 설계/제작하였다. 초음속 노즐은 고고도 혹은 우주공간에서의 작동을 목표로 팽창비 50으로 설계되 었으나, 성능검증 단계인 지상연소시험시 노즐 내부에 충격파 및 유동박리의 발생을 최소화할수 있도록 팽창비 3.2를 갖는 별도의 벨형 노즐(bell nozzle)을 Rao 작도법[16]으로 설계/제작하여 본 시험에 적용하였다.
성능/효과
- 8 모델의 산화제 공급압력에 따른 추진제의 유량변화(LOx 유량((mo ), GCH4 유량(mf)) 및 추력거동을 나타낸다. 고정된 메탄 유량(약 10 g/s)에서 산화제 공급압력이 증가하면 산화제 유량이 증가하는데 이에 따라 연소실의 압력증가로 추력이 상승하는 것이 확인된다.
- 비추력 Isp은 AR 2.1, Ps,o=2.21 MPa의 경우를 제외하고 산화제 공급압력 220 psia(≒1.52 MPa)에서 320 psia(≒2.21 MPa)로 증가함에 따라 비추력 및 효율이 상승한 것이 확인된다. 특성속도 c*는 산화제 공급압력 변화에 따라 비추력과 유사한 경향으로 변화하였으며, 그 효율 또한 유사하였다.
- 성능시험결과, 산화제 공급압력의 증가로 LOx 유량이 증가하였으며 이에 따라 연소압이 증가하였다. 반면 LOx 유량증가에 따라 연료과농조건에서 연료희박조건으로 추진제 혼합비가 증가하였음에도 특성속도는 감소하지 않고 오히려 증가하는 경향이 확인되는데 이는 인젝터에서 LOx의 미립화가 향상됨에 따라 연소효율이 증가하여 나타난 결과로 판단된다.
- 산화제 공급압력(LOx supply pressure, Ps,o)은 산화제 주밸브 전단의 압력이며, 산화제 주입압력(LOx injection pressure, Pi,o)은 산화제 주밸브 후단과 인젝터 전단의 압력을 측정한 것이다. 시험에 사용된 엔진은 밸브의 개구 (opening)와 동시에 400 ms 전후의 압력상승시간을 거쳐 안정적인 추력성능을 보인다. 산화제주입압력 Pi,o이 연소시험 작동 종료 후 비선형적인 tail-off 양상을 보이는데 이는 산화제 주공급밸브에서부터 인젝터 면에 이르는 공급계통의 용적에 해당하는 드리블 볼륨(dribble volume) 내 액체산소의 증발의 영향으로 판단된다.
후속연구
- 동일 공급유량임에도 연소압이 낮을 경우 특성속도의 저감이 예측되는 바, 추후 지상연소시험시 해당 내용을 재고할 수 있을 것으로 판단된다.
- 이에 기초설계 자료 및 시험절차를 확립하였으며, 본 시험 결과로부터 설계인자의 수정을 통하여 최적화를 진행할 계획이다. 또한 막냉각 방식을 도입하여, 연소실의 냉각성능에 미치는 영향을 심층분석하고 3분 이상 장기간 작동할 수 있는 소형로켓엔진 개발을 지속적으로 수행할 예정이다.
- 연소실 종횡비에 따른 연소시험에서는 비추력 및 특성속도의 성능에 큰 변화가 관찰되지 않았다. 본 결과는 향후 200 N GCH4/LOx 소형로켓엔진의 개발과정에서 연소성능을 예측하는 기본데이터로 활용될 것이다.
- 이와 같이, 소형로켓엔진의 설계와 지상연소시험을 통해 시험장치의 작동성, 안정성 그리고 정밀한 데이터 획득을 검증하였다. 이에 기초설계 자료 및 시험절차를 확립하였으며, 본 시험 결과로부터 설계인자의 수정을 통하여 최적화를 진행할 계획이다. 또한 막냉각 방식을 도입하여, 연소실의 냉각성능에 미치는 영향을 심층분석하고 3분 이상 장기간 작동할 수 있는 소형로켓엔진 개발을 지속적으로 수행할 예정이다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.