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가설 설정
- 추진제 소모량 추정식에 다음과 같은 가정을 사용하였다. 가압제 탱크와 나머지 추력기 자세제어시스템 및 기체 프레임과는 열전달이 없다고 가정하였다. 가압제 탱크 브라켓은 아노다이징 처리되어 있으며 Multi-Layer Insulation (MLI)로 기체 프레임과 단열 처리되어있다.
- 파이로 밸브 Open 후 질소 가압제 가스의 에너지방정식을 아래에 기술하였다. 가압제 탱크와 추진제 탱크 기체부에 존재하는 질소 가압제 가스의 에너지의 합은 초기 충전 에너지와 같다고 가정하였다. 아직 추진제를 배출하지 않았으므로 추진제 탱크에 공급된 가압제가 추진제를 밀어내지 않아 유효일을 하지 않았기 때문이다.
- 이로 인해 질소 가압제 가스는 초기 충전 에너지에 열교환 에너지를 더한 에너지를 가지게 된다. 그리고 그 외 전도 등으로 공급되거나 배출되는 열에너지는 없다고 가정한다. 가압제 탱크와의 열교환을 고려한 에너지 방정식은 다음과 같다.
- 추진제 소모량 추정식은 2가지로 나누어 개발하였다. 우선 첫 번째는 가압제 탱크 내 질소 가압제 가스와 가압제 탱크간 열전달이 없다고 가정하는 것이다. 두 번째는 가압제 탱크 내 질소 가압제 가스가가압제 탱크와 열전달이 발생한다고 보는 것이다.
제안 방법
- 가압제 탱크 표면에 K-type 열전대를 부착하여 질소 가압제 가스 온도를 측정하였으며 정확도는 ±2.5K이다.
- 본 논문에서는 비행 중 추진제 소모량을 추정하기 위해압력 제어 방식에 적합한 기체 에너지 기반의 수식을 사용하였다. 각 상태에서의 기체 에너지를 계산하고 이상기체 방정식을 이용하여 압력, 온도로 나타낼 수 있게 변환하였다.
- 각 시퀀스에서 On/Off 시간에 맞추어 펄스 모드로 작동하고, 연속 모드로넘어가 연속 모드 On 시간만큼 솔레노이드 밸브를Open한다. 각 시퀀스 종료 후 배출된 증류수의 중량과 가압제 탱크 압력, 가압제 탱크 온도를 기록한다. 각 시험이 끝나면 모든 질소 가압제 가스와 증류수를 배출하고 다음 시험을 위해 증류수 및 질소 가압제를 충전한다.
- 이러한 작동 순서를 반영하여 비행 중 추진제 소모량 추정식은 아래와 같은 순서로 구성되어 있다. 먼저 가압제 탱크에 22MPa의 질소 가압제 가스를 충전하였을 때 가압제 탱크 내부에 충전된 가스의 에너지를 계산한다. 이를 초기 충전 에너지라고 칭한다.
- 한국형발사체 3단 추력기 자세제어시스템에서 비행 중 추진제 소모량을 추정하기 위해 사용할 수 있는 데이터는 가압제 탱크 압력, 가압제 탱크 표면 온도, 추진제 탱크 압력, 추력기 챔버 압력이다. 본 논문에서는 비행 중 추진제 소모량을 추정하기 위해압력 제어 방식에 적합한 기체 에너지 기반의 수식을 사용하였다. 각 상태에서의 기체 에너지를 계산하고 이상기체 방정식을 이용하여 압력, 온도로 나타낼 수 있게 변환하였다.
- 한국형발사체 비행 중 3단 추력기 자세제어시스템의 추진제 소모량을 추정할 수 있는 관계식을 구하였고, On-board 시스템과 유사한 시험 장치에서 시험을 하여 이를 검증하였다. 비행 중 사용할 것으로 예측되는 추진제 소모량 범위 내에서 시험 결과와 예측 값을 비교하였다. 그 결과 질소 가압제 가스의 열전달을 고려하지 않은 에너지 방정식을 사용할 경우 더 정확한 예측 값을 얻을 수 있었다.
- 0g/s) 유량을 배출할 수 있도록 하였다. 솔레노이드 밸브 배출구에 증류수 용기와 저울을 배치하여 배출된 증류수 중량을 측정할 수 있도록 하였다. 저울의 측정한계는 1g이며 정확도는 ±0.
- 3절의 중량의 의미는 증류수 중량을 과산화수소 추진제 중량으로 환산한 것이다. 솔레노이드 밸브 전단에 미터링 밸브를 배치하여 각 솔레노이드 밸브가 Open될 경우 증류수 기준 21.4g/s의 (과산화수소 추진제 기준 30.0g/s) 유량을 배출할 수 있도록 하였다. 솔레노이드 밸브 배출구에 증류수 용기와 저울을 배치하여 배출된 증류수 중량을 측정할 수 있도록 하였다.
- 작동 추력기 수에 따른 추진제 배출량을 모사하기 위해 솔레노이드 밸브 3개를 사용하였다. 시험에는 과산화수소 추진제를 직접 사용하지 않고, 안전을 위해 증류수를 추진제 탱크에 충전하였다. 그러나 실제 운용 중에는 과산화수소 추진제를 사용하므로 본 논문의 2.
- 추력기 작동에 따른 솔레노이드 밸브 Open 및 Close 시간은 한국형발사체의 예상 비행 프로파일을 참고하여 결정하였다. 총 3가지 시험을 수행하였고,추진제 소모량이 각각 2, 3, 4kg일 경우이다.
- 추진제 소모량 예측에 얼마나 불확실성이 관여하는지 확인하기 위해 오차 분석을 수행하였다.
- 추진제 소모량 추정식은 2가지로 나누어 개발하였다. 우선 첫 번째는 가압제 탱크 내 질소 가압제 가스와 가압제 탱크간 열전달이 없다고 가정하는 것이다.
- 추진제 소모량 추정식을 검증하기 위해 On-board 시스템과 최대한 동일하게 구성한 시험 장치를 사용하여 시험을 수행하였다. 시험 결과와 추진제 소모량추정식을 통해 구한 예측 값과 비교하였다.
- 한국형발사체 비행 중 3단 추력기 자세제어시스템의 추진제 소모량을 추정할 수 있는 관계식을 구하였고, On-board 시스템과 유사한 시험 장치에서 시험을 하여 이를 검증하였다. 비행 중 사용할 것으로 예측되는 추진제 소모량 범위 내에서 시험 결과와 예측 값을 비교하였다.
대상 데이터
- 측정 데이터는 가압제 탱크 압력, 압력조절기 후단 압력, 가압제 탱크 온도이다. 작동 추력기 수에 따른 추진제 배출량을 모사하기 위해 솔레노이드 밸브 3개를 사용하였다. 시험에는 과산화수소 추진제를 직접 사용하지 않고, 안전을 위해 증류수를 추진제 탱크에 충전하였다.
- 본 시험은 실제 비행 중 상황에 대비한 것이므로 시험 중에는 우회 밸브를 사용하였으나 실제로는 파이로 밸브가 작동하므로 추후 혼동을 피하기 위해 파이로 밸브를 Open 한 것으로 표기하였다. 측정 데이터는 가압제 탱크 압력, 압력조절기 후단 압력, 가압제 탱크 온도이다. 작동 추력기 수에 따른 추진제 배출량을 모사하기 위해 솔레노이드 밸브 3개를 사용하였다.
- 한국형발사체 3단 추력기 자세제어시스템에서 비행 중 추진제 소모량을 추정하기 위해 사용할 수 있는 데이터는 가압제 탱크 압력, 가압제 탱크 표면 온도, 추진제 탱크 압력, 추력기 챔버 압력이다. 본 논문에서는 비행 중 추진제 소모량을 추정하기 위해압력 제어 방식에 적합한 기체 에너지 기반의 수식을 사용하였다.
데이터처리
- 시험 결과와 추진제 소모량추정식을 통해 구한 예측 값과 비교하였다. 또한 오차 분석을 수행하여 시험 결과가 신뢰 가능한지 판별하였다. 마지막으로 시스템 수준 운용시험 결과에서 얻은 추진제 소모량 결과와 추정식을 이용한 예측 값을 비교하였다.
- 또한 오차 분석을 수행하여 시험 결과가 신뢰 가능한지 판별하였다. 마지막으로 시스템 수준 운용시험 결과에서 얻은 추진제 소모량 결과와 추정식을 이용한 예측 값을 비교하였다.
- 추진제 소모량 추정식을 검증하기 위해 On-board 시스템과 최대한 동일하게 구성한 시험 장치를 사용하여 시험을 수행하였다. 시험 결과와 추진제 소모량추정식을 통해 구한 예측 값과 비교하였다. 또한 오차 분석을 수행하여 시험 결과가 신뢰 가능한지 판별하였다.
이론/모형
- 추력기 작동에 따른 솔레노이드 밸브 Open 및 Close 시간은 한국형발사체의 예상 비행 프로파일을 참고하여 결정하였다. 총 3가지 시험을 수행하였고,추진제 소모량이 각각 2, 3, 4kg일 경우이다.
성능/효과
- 비행 중 사용할 것으로 예측되는 추진제 소모량 범위 내에서 시험 결과와 예측 값을 비교하였다. 그 결과 질소 가압제 가스의 열전달을 고려하지 않은 에너지 방정식을 사용할 경우 더 정확한 예측 값을 얻을 수 있었다. 오차 분석을 통해 비행 중 추진제 소모량 추정식이 믿음한계 99.
- 8%의 불확실성이 발생할 수 있다는 것을 확인했다. 그리고 추진제 소모량을 예측할 경우 질소 가압제 가스와 가압제 탱크간 열전달이 없다고 가정한 경우 더 신뢰성 높은 예측 결과를 주는 것을 오차 분석을 통해 확인하였다. 시스템 수준 운용시험에서 얻은 추진제 소모량과 예측 값을 비교한 결과 본 연구의 예측 방법이 실 시스템에 적용 가능함을 확인하였다.
- 4절에서 분석한 불확실성 내에 있다. 따라서 본 연구에서 개발한 추진제 소모량 예측 방법이 실제 한국형발사체 추력기 자세제어시스템에서 적용 가능함을 확인할 수 있었다.
- 그리고 추진제 소모량을 예측할 경우 질소 가압제 가스와 가압제 탱크간 열전달이 없다고 가정한 경우 더 신뢰성 높은 예측 결과를 주는 것을 오차 분석을 통해 확인하였다. 시스템 수준 운용시험에서 얻은 추진제 소모량과 예측 값을 비교한 결과 본 연구의 예측 방법이 실 시스템에 적용 가능함을 확인하였다.
- 시험 결과 실제 추진제 소모량은 3.89 kg이다. 오차는 2.
- 15K이다. 시험 종료 시 가압제 탱크 압력은 14.7MPa,가압제 탱크 온도는 286.85K이다. Vo는 2.
- 열전달을 배제하였을 때 믿음한계 68%일 때(1-σ) 불확실성은 5.94%이고, 믿음 한계 99.7%일 때(3-σ) 17.8%의 불확실성이 발생할 수 있다.
- 열전달을 포함하였을 경우 믿음한계 68%일 때(1-σ) 불확실성은 23.8%이고, 믿음한계 99.7%일 때(3-σ) 71.5%의 불확실성이 발생할 수 있다.
- 그 결과 질소 가압제 가스의 열전달을 고려하지 않은 에너지 방정식을 사용할 경우 더 정확한 예측 값을 얻을 수 있었다. 오차 분석을 통해 비행 중 추진제 소모량 추정식이 믿음한계 99.7%일 때 17.8%의 불확실성이 발생할 수 있다는 것을 확인했다. 그리고 추진제 소모량을 예측할 경우 질소 가압제 가스와 가압제 탱크간 열전달이 없다고 가정한 경우 더 신뢰성 높은 예측 결과를 주는 것을 오차 분석을 통해 확인하였다.
- Table 10에 각 시험별 예측치 오차를 정리하였다. 전체적으로 2~4kg (가압제 탱크 최종 압력이 16.1MPa 이상) 이내 소모량에서 추진제를 사용할 경우 질소가압제 가스 열전달을 고려하지 않는 방법이 더 좋은 예측결과를 도출할 수 있었다. 그러나 본 예측은 압축성 가스의 거동을 대상으로 예측한 것으로 항상 어느 정도 오차가 있을 수 있음을 감안해야 한다.
- 50K 변하였다. 질소 가압제 가스 열전달에 의한 효과를 고려할 경우 온도 변화가 예측 결과에 영향을 주므로 더 큰 예측 값이 도출되었다.
후속연구
- 따라서 비행 중 추력기 자세제어시스템의 추진제소모량을 추정할 수 있어야 한다. 그리고 추력기 자세제어시스템의 시스템 수준 비추력을 추정하여 향후 설계에 반영할 수 있다.
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