전기모터를 이용하여 액체로켓 엔진의 펌프를 구동하는 추진제 공급 시스템인 전기펌프 사이클은 시스템 구성이 간단하고 공급 유량 및 압력 제어가 용이한 장점이 있다. 본 논문에서는 전기펌프 사이클의 국외 연구 동향을 조사하여 분석하였다. 또한 연구개발 국가, 수행기관, 적용 대상, 엔진 추력, 펌프 압력상승, 모터 동력, 회전수 등을 정리하였다. 그 중 0.445~2.2 kN의 추력 범위를 가지는 상단 추진 시스템에 적용한 국외 연구의 설계 변수들은 국내에서 유사한 전기펌프 사이클 연구 시 활용할 수 있을 것이다.
전기모터를 이용하여 액체로켓 엔진의 펌프를 구동하는 추진제 공급 시스템인 전기펌프 사이클은 시스템 구성이 간단하고 공급 유량 및 압력 제어가 용이한 장점이 있다. 본 논문에서는 전기펌프 사이클의 국외 연구 동향을 조사하여 분석하였다. 또한 연구개발 국가, 수행기관, 적용 대상, 엔진 추력, 펌프 압력상승, 모터 동력, 회전수 등을 정리하였다. 그 중 0.445~2.2 kN의 추력 범위를 가지는 상단 추진 시스템에 적용한 국외 연구의 설계 변수들은 국내에서 유사한 전기펌프 사이클 연구 시 활용할 수 있을 것이다.
An electric-pump cycle, which is a propellant supply system for driving pumps of a liquid rocket engine using an electric motor, has the advantages of simple system configuration and easy control of supply flow rate and pressure. This paper investigates and analyzes the overseas research trends of t...
An electric-pump cycle, which is a propellant supply system for driving pumps of a liquid rocket engine using an electric motor, has the advantages of simple system configuration and easy control of supply flow rate and pressure. This paper investigates and analyzes the overseas research trends of the electric-pump cycle. In addition, the research and development country, performing organization, application, engine thrust, pump pressure increase, motor power, and rotation speed are summarized. Among them, the design variables of the overseas research that applied the upper-stage propulsion system with the thrust range of 0.445~2.2 kN could be used in the study of a similar electric-pump cycle in Korea.
An electric-pump cycle, which is a propellant supply system for driving pumps of a liquid rocket engine using an electric motor, has the advantages of simple system configuration and easy control of supply flow rate and pressure. This paper investigates and analyzes the overseas research trends of the electric-pump cycle. In addition, the research and development country, performing organization, application, engine thrust, pump pressure increase, motor power, and rotation speed are summarized. Among them, the design variables of the overseas research that applied the upper-stage propulsion system with the thrust range of 0.445~2.2 kN could be used in the study of a similar electric-pump cycle in Korea.
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문제 정의
전기펌프 사이클은 상단 추진 시스템뿐만 아니라 우주발사체에서도 적용 시도가 이루어지고 있으며 최근 뉴질랜드계 미국기업인 Rocket Lab의 Electron 발사체의 비행시험 성공에 힘입어 관심이 증대되고 있다. 따라서 본 논문에서는 상단 추진 시스템뿐만 아니라 우주발사체로의 적용을 위한 전기펌프 사이클 선행 연구들도 함께 조사하였다.
본 논문에서는 국외 선행 연구를 조사하고 위와 같은 설계 변수들을 중점적으로 정리하여 현재 수행중인 상단 추진 시스템용 전기펌프 사이클 연구에 활용하고자 하였다. 전기펌프 사이클은 상단 추진 시스템뿐만 아니라 우주발사체에서도 적용 시도가 이루어지고 있으며 최근 뉴질랜드계 미국기업인 Rocket Lab의 Electron 발사체의 비행시험 성공에 힘입어 관심이 증대되고 있다.
전기모터를 이용하여 액체 추진제를 공급하는 전기펌프 사이클은 시스템 구성이 간단하고 제어가 용이하다는 장점을 가진다. 본 논문에서는 상단 추진시스템에 전기펌프 사이클을 적용하기 위한 기초 연구로써 전기펌프 사이클의 국외 선행 연구를 조사하고 연구 동향에 대하여 분석하였다. 상단 추진 시스템을 적용대상으로 한 연구 결과를 분석하였으며, 향후 국내 연구 및 개발 시 설계 변수들을 참고할 수 있을 것으로 기대한다.
본 논문에서는 전기펌프 사이클에 대한 이해를 돕기 위해 전기펌프 사이클에서 주로 사용되고 있는 모터와 배터리의 유형에 대해서 세부절로 정리하였다. 특히 배터리는 시스템의 무게비에 큰 영향을 미치기 때문에 기술 현황 및 동향에 대한 분석을 포함하였다.
제안 방법
Table 3에 조사한 국외 전기펌프 사이클 연구사례들을 연도순으로 정렬하고 국가, 수행기관,적용대상, 적용대상의 추력, 펌프의 가압, 필요전력, RPM 등을 포함하여 정리하였다. 조사된 선행연구 중 2005년 NASA Glenn research center의 연구와 2010년 Lockheed Martin의 연구, 그리고 2012년 Poland Mikroma S.
또한 상사매질인 액체질소를 액체수소 및 액체메탄과 동일한 효율로 모사하기 위해서는 회전수 16,000 RPM에서 1,600 W의 전력이 필요함을 보였다. 개념 설계 결과로 도출된 모터 형상은 Fig. 12와 같으며, 고정자와 회전자 사이의 틈에 소량의 추진제를 흐르게 하는 포일 베어링을 적용하여 냉각 및 윤활 작용을 수행하게 하였다.
8 bara)의 성능을 나타냈다. 목표 가압보다 가압이 낮은 원인은 로터 효율의 이론값과 실제값 간의 차이와 확산 시스템에서의 손실 등으로 분석하였다.
NASA Glenn research center의 Schneider 등[3]은 MMH(MonoMethylHydrazine)/N2O4 추진제 조합의 100 lbf(445 N)급 위성 추력기의 추진제 공급용 펌프를 설계 및 제작하였다. 설계된 펌프는 총 4단으로 구성하였고, 60,000 RPM에서 500 psia(34.47 bara)의 가압을 설계 목표로 하였다. 펌프 설계 검증을 위해 250 psia(17.
독일 DLR의 Waxenegger-Wilfing 등[33]은 소형 발사체에 전기펌프 사이클 적용 시 성능 분석 연구를 수행하였다. 성능 분석을 위한 입력변수로써 모터 비출력 3.8 kW/kg, 인버터 비출력 60 kW/kg, 배터리 팩 비출력 0.83 kW/kg, 배터리 팩 비에너지 150 Wh/kg 등을 사용하였다. 이러한 값들은 기술현황과 기술성숙도를 참고하여 선정되었으며, 특히 배터리 팩의 비에너지와 비출력을 모두 높은 조건으로 선정하는 것 은 현실적이지 않기 때문에 주의해야 함을 강조하였다.
연소실 압력이 결정되면 펌프의 전·후단 공급 압력을 계산하여 시스템에 요구되는 펌프 가압을 계산한다. 이후 계산된 펌프 가압을 만족시키기 위한 작동 회전수를 결정하고, 모터에 필요한 전력을 구한다. 따라서 전기펌프 사이클에서는 추력, 펌프 가압, 요구 전력, 회전수 등이 주요 설계 변수이다.
전기펌프 사이클을 적용할 경우 가압식 사이클에서 문제가 되는 고압의 배관요소를 제거함으로써 무게를 감소시킬 수 있고 유량 제어가 쉽게 가능할 것으로 파악하였다. 전원장치로는 고 비에너지의 배터리 팩, 슈퍼커패시터, 역 회전 플라이휠 등을 활용할 수 있을 것으로 분석하였다.
본 논문에서는 전기펌프 사이클에 대한 이해를 돕기 위해 전기펌프 사이클에서 주로 사용되고 있는 모터와 배터리의 유형에 대해서 세부절로 정리하였다. 특히 배터리는 시스템의 무게비에 큰 영향을 미치기 때문에 기술 현황 및 동향에 대한 분석을 포함하였다.
47 bara)의 가압을 설계 목표로 하였다. 펌프 설계 검증을 위해 250 psia(17.24 bara)의 가압이 가능한 2단 펌프를 Fig. 6과 같이 설계 및 제작하고 상사매질로 물을 사용해 추진제 공급 모사 실험을 수행하였다. 펌프는 BLDC 모터를 이용하여 구동하였다.
대상 데이터
이탈리아 Politecnico di Torino의 Casalino 등[30]은 고체 추진제 로켓인 Vega의 기존 3단을하이브리드 로켓으로 대체하고 산화제 공급 시스템에 전기펌프 사이클을 적용하여 최적화하는 연구를 수행하였다. 배터리는 비출력이 높은 티탄산 리튬 배터리를 사용하였으며, 비출력은 3.0kW/kg, 비에너지는 90 Wh/kg이었다. 연구 결과, 기존 Vega 의 700 km 궤도 임무에 전기펌프 사이클이 적용된 하이브리드 상단 로켓을 사용함으로써 최대 791.
이탈리아 Sapienza Universita di Roma의 Spiller 등[31]은 액체로켓 엔진용 전기펌프 사이클의 시연장치를 구성하였다. 인젝터 플레이트를 제외한 대부분의 구성요소들을 기성품으로 사용하였으며, 펌프의 경우 소형 기어펌프인 SHIMADZU 사의 YP10 시리즈를 사용하였다. 항공기용 모터들은 경량화가 잘 되어 있지만 연구에 사용하는 펌프에 비해 RPM이 높기 때문에빌트인 기어박스 모터를 사용하였다.
58 GPM을 요구조건으로 설계를 수행하였다. 임펠러는 높은 수두와 적은 체적유량, 그리고 낮은 비속도에 적합한 Barske의 직선형 베인을 사용하는 임펠러를 적용하였다. Fig.
Table 3에 조사한 국외 전기펌프 사이클 연구사례들을 연도순으로 정렬하고 국가, 수행기관,적용대상, 적용대상의 추력, 펌프의 가압, 필요전력, RPM 등을 포함하여 정리하였다. 조사된 선행연구 중 2005년 NASA Glenn research center의 연구와 2010년 Lockheed Martin의 연구, 그리고 2012년 Poland Mikroma S.A.의 연구는 상단 추진 시스템을 적용대상으로 수행한 연구 사례이다. 해당 연구들에서 적용대상의 추력은 각각 0.
인젝터 플레이트를 제외한 대부분의 구성요소들을 기성품으로 사용하였으며, 펌프의 경우 소형 기어펌프인 SHIMADZU 사의 YP10 시리즈를 사용하였다. 항공기용 모터들은 경량화가 잘 되어 있지만 연구에 사용하는 펌프에 비해 RPM이 높기 때문에빌트인 기어박스 모터를 사용하였다. 시연장치는 Fig.
성능/효과
9는 설계를 바탕으로 제작한 액체산소 펌프이다. 기초시험 수행 결과, 전력 공급의 문제로 가장 효율이 높을 것으로 추정한 펌프 회전수인 20,000 RPM보다 낮은 16,500 RPM에서 284 psia(19.59 bara)의 가압성능을 나타냈다.
이러한 값들은 기술현황과 기술성숙도를 참고하여 선정되었으며, 특히 배터리 팩의 비에너지와 비출력을 모두 높은 조건으로 선정하는 것 은 현실적이지 않기 때문에 주의해야 함을 강조하였다. 성능 분석 결과, 대부분의 임무 조건에서 터보펌프 사이클보다 무게가 높게 나타났으나 RP-1/LOX 추진제 조합의 페이로드 200 kg, LEO 임무 조건에서는 터보펌프 사이클보다 상단추진 시스템의 초기 질량이 약 6.7% 낮았다.
11과 같이 구성하였다. 시험을 통해 회전수 증가에 따라 유량과 펌프 가압이 비례하여 증가함을 확인하였으며, 이는 기어 펌프의 이론적 성능 예측과 부합하였다. 그러나 인버터, 모터에서의 에너지 손실과 낮은 회전수 운전에 따른 기어박스에서의 에너지 손실로 인해 펌프의 효율은 10~20% 수준으로 낮게 나타났다.
펌프는 BLDC 모터를 이용하여 구동하였다. 실험 결과, 모터 회전수 57,000 RPM에서 가압하여 200 psia(13.8 bara)의 성능을 나타냈다. 목표 가압보다 가압이 낮은 원인은 로터 효율의 이론값과 실제값 간의 차이와 확산 시스템에서의 손실 등으로 분석하였다.
0kW/kg, 비에너지는 90 Wh/kg이었다. 연구 결과, 기존 Vega 의 700 km 궤도 임무에 전기펌프 사이클이 적용된 하이브리드 상단 로켓을 사용함으로써 최대 791.8 kg의 페이로드 이득을 얻을 수 있음을 보였다.
우주발사체를 대상으로 설계된 경우 비록 1단과 2단 등 운용 범위에 차이가 있지만 적용대상의 추력은 2.2~30 kN의 범위로 상단 추진 시스템보다는 전체적으로 추력이 높게 나타났다. 펌프의 가압과 회전수는 각각 10~47 bara, 20,000~50,000 RPM으로 상단 추진 시스템과 크게 다르지 않았다.
5는 Abel 등이 제안한 구성도로 연소 시간 동안 펌프를 연속적으로 구동할 수 있는 전기펌프 사이클이다. 전기펌프 사이클을 적용할 경우 가압식 사이클에서 문제가 되는 고압의 배관요소를 제거함으로써 무게를 감소시킬 수 있고 유량 제어가 쉽게 가능할 것으로 파악하였다. 전원장치로는 고 비에너지의 배터리 팩, 슈퍼커패시터, 역 회전 플라이휠 등을 활용할 수 있을 것으로 분석하였다.
Lockheed Martin의 Henderson 등[2]은 LAE(Liquid Apogee Engine)용 전기펌프 사이클을 설계하고 성능을 분석하여 기존 가압식 사이클과 무게를 비교하였다. 전기펌프 사이클을 적용할 경우 질량 여유가 -225 kg에서 91 kg으로 증가함으로써 가압식 사이클에서 수행 불가능했던 임무를 수행할 수 있음을 보였다.
NASA JPL(Jet Propulsion Laboratory)의 Vaughan 등[25]은 MAV(Mars Ascent Vehicle)용 전기펌프 사이클에 대한 개념 설계 연구를 수행하였다. 추력 3,560 N급 MAV의 추진제 공급 시스템으로 전기펌프 사이클을 사용할 경우 추진제 탱크 무게의 감소로 인해 전체 시스템의 무게가 감소할 수 있음을 보였다. 이후 Fig.
후속연구
전체적인 효율과 토크가 낮게 나타나 고정자와 회전자 사이 간격의 조정에 따른 성능 분석이 필요할 것으로 판단하였다. 또한 향후 우주 환경에서의 방열 및 방사선 차단에 대한 검토도 필요할 것으로 제안하였다.
우주발사체를 적용대상으로 한 연구들은 상단 추진시스템을 대상으로 한 연구 결과와 비교하였을 때, 펌프 가압성능과 회전수는 유사하게 나타났으나 더 높은 추력을 요구함에 따라 펌프의 용량이 증가하여 펌프의 요구 전력은 더 높게 나타났다. 모터의 냉각을 고려한 선행 연구사례들은 향후 연구 수행 시 적합한 냉각 방법을 고려하는데 참고할 수 있을 것으로 사료된다.
본 논문에서는 상단 추진시스템에 전기펌프 사이클을 적용하기 위한 기초 연구로써 전기펌프 사이클의 국외 선행 연구를 조사하고 연구 동향에 대하여 분석하였다. 상단 추진 시스템을 적용대상으로 한 연구 결과를 분석하였으며, 향후 국내 연구 및 개발 시 설계 변수들을 참고할 수 있을 것으로 기대한다. 우주발사체를 적용대상으로 한 연구들은 상단 추진시스템을 대상으로 한 연구 결과와 비교하였을 때, 펌프 가압성능과 회전수는 유사하게 나타났으나 더 높은 추력을 요구함에 따라 펌프의 용량이 증가하여 펌프의 요구 전력은 더 높게 나타났다.
전고체 배터리는 전해질을 고체로 대체함으로써 열과 충격에 더욱 강한 특성을 가지므로 추진 시스템의 안정성 확보에 기여할 수 있다[23]. 이러한 연구 결과들을 바탕으로 향후 기술 발전에 따라서 대형 발사체로의 적용 또한 가능할 것으로 전망된다.
극저온 추진제 조합에서는 회전자와 고정자 사이의 틈에 흐르는 소량의 추진제를 이용해 모터를 냉각하였으며[32], 상온 추진제 조합의 모사 수류실험에서는 워터 쿨링 재킷을 통해 모터를 냉각하였다[3]. 이를 참고하여 향후 설계 및 모사 시험 수행 시 모터와 배터리 팩 등에 적합한 냉각 방법을 고려해야 할 것으로 판단한다.
추력 3,560 N급 MAV의 추진제 공급 시스템으로 전기펌프 사이클을 사용할 경우 추진제 탱크 무게의 감소로 인해 전체 시스템의 무게가 감소할 수 있음을 보였다. 이후 Fig. 7과 같이 41.37 bara의 연료 공급용 펌프를 제작하였으며, 향후 시험을 통한 성능 검증 및 MAV로의 적용을 계획 중이다.
7 kW/kg으로 입력하였다. 전체적인 효율과 토크가 낮게 나타나 고정자와 회전자 사이 간격의 조정에 따른 성능 분석이 필요할 것으로 판단하였다. 또한 향후 우주 환경에서의 방열 및 방사선 차단에 대한 검토도 필요할 것으로 제안하였다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
상단 추진 시스템이란?
상단 추진 시스템은 고도 30 km 이상의 상단구간 또는 우주환경에서 비행체의 궤도전이나 자세제어 등을 수행하기 위한 추진 시스템이다. 상단 구간 및 우주환경에서는 주변 공기가 희박하기 때문에 공기역학적인 자세제어가 불가능하고 공기를 산화제로 사용할 수 없어 주로 로켓엔진을 추진 시스템으로 사용한다.
가압식 사이클의 단점은?
가압식 사이클은 연소실 압력보다 추진제 탱크 압력이 높게 유지되어야 추진제를 공급할 수 있으며, 가압제 탱크 압력은 추진제 탱크 압력보다 높아야 한다. 따라서 연소실 압력이 높아질수록 추진제 탱크와 가압제 탱크의 압력이 높아지게 되고 이를 견디기 위해 구조 중량이 증가하여 전체 시스템의 무게 역시 증가하게 된다는 단점이 있다.
전기펌프 사이클의 장점은?
전기모터를 이용하여 액체로켓 엔진의 펌프를 구동하는 추진제 공급 시스템인 전기펌프 사이클은 시스템 구성이 간단하고 공급 유량 및 압력 제어가 용이한 장점이 있다. 본 논문에서는 전기펌프 사이클의 국외 연구 동향을 조사하여 분석하였다.
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