[논문]터보펌프식 발사체 추진기관의 기체공급계 개발

조남경; 정용갑; 권오성; 한상엽; 김영목

터보펌프식 발사체 추진기관의 기체공급계 개발
Development of Propellant On-Board Feeding System of Pump-fed Liquid Rocket Propulsion System 원문보기

조남경 (한국항공우주연구원 추진제어그룹) , 정용갑 (한국항공우주연구원 추진제어그룹) , 권오성 (한국항공우주연구원 추진제어그룹) , 한상엽 (한국항공우주연구원 추진제어그룹) , 김영목 (한국항공우주연구원 추진제어그룹)

터보펌프식 발사체 추진기관의 기체공급계 개발과정을 통하여 두 가지 방식의 가압시스템과 저중량 배관시스템에 대한 국산화 개발을 수행하였다. 서브시스템 시험을 통해 액체산소 얼리지 압력을 일정하게 유지시키기 위한 1단 및 2단 감압방식 가압시스템의 제어 성능을 확인할 수 있었다. 또한 열/유체적 측면과 구조적 측면을 체계적으로 고려하여 배관 시스템의 요구성능을 만족하고 발사체에서 요구되는 수준까지 무게가 저감된 배관 시스템 개발을 개발하였다. 이와 아울러 터보펌프에서의 케비테이션 방지 및 지상 대기시간동안에 배관에서 발생할 수 있는 가이저링을 방지하기 위한 액체 산소 컨디셔닝 기술을 확립할 수 있었다. 또한 가압부/산화제 공급계 연계시험을 통해 시스템 차원의 성능을 확인할 수 있었다.

Two types of pressurization system and low weight feeding piping system are developed. With sub-system tests, ullage pressure control performance was verified for 1 step and 2 step pressurization system and the feeding performance of feeding piping system was also verified. The weight of the feeding piping system is low enough for the application of launch vehicle. In addition, LOX conditioning system is developed for avoiding geysering and LOX temperature rise. Integrated performance was verified through integrated on-board feeding system performance tests.

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문제 정의

본 연구에서는 기체공급계 개발과정을 통하여 두 가지 방식의 가압시스템에 대한 국산화 개발을 수행하였으며, 저중량 배관시스템의 개발을 수행하였다. 또한 기체공급계 라인의 여러 곳에 적용되는 첵밸브, 릴리프 밸브, 차단밸브 둥의개발을 수행하였다.
또한 부품 구성이 액체산소 공급 시스템과 유사한 반면 규격 및 요구조건이 상대적으로 용이하다. 이러한 점을 고려하여 본 연구에서는 보다 난이도가 높은 액체산소 공급 시스템만을 대상으로 개발을 수행하였다.
일반적인 발사체의 경우 극저온 헬륨을 열교환기에서 가스발생기 배기가스와 열 교환하여 고온으로 추진제 탱크로 유입되게 되는더〕, 본 연구의 시험에서는 가스발생기가 장착되어 있지 않아 가상적으로 극저온 헬륨을 상온까지 가열했다고 생각할 경우에 대하여 가압시스템의 특성을 파악하고자 하였다. Fig.

제안 방법

가압부/산화제부 연계시험에 있어서 상온 온도의 헬륨을 감압하여 추진제 탱크를 가압/제어하였다. 일반적인 발사체의 경우 극저온 헬륨을 열교환기에서 가스발생기 배기가스와 열 교환하여 고온으로 추진제 탱크로 유입되게 되는더〕, 본 연구의 시험에서는 가스발생기가 장착되어 있지 않아 가상적으로 극저온 헬륨을 상온까지 가열했다고 생각할 경우에 대하여 가압시스템의 특성을 파악하고자 하였다.
가압시스템 (U) 시험은 극저온 시험을 수행하지 않고 상온 조건에서 시스템의 제어성 위주로 성능 시험을 수행하였다. 가압유체는 헬륨가스를 사 용하였고 얼리지 탱크 설정압은 4.
75 bar 이다. 가압시스템(I)과 마찬가지로 제어로직을 이용하여 압력제어를 실시하였다.
가압시스템(I)의 성능시험은 실제 발사체에서 널리 적용되는 헬륨가스와 액체산소를 사용하여 수행하였으며 제어로직(control logic)을 설정하여 얼리지 탱크부의 압력을 조절하였다. 가압제 헬륨 탱크를 액체산소가 충천된 탱크 내에 위치시킴으로 액체산소 온도까지 냉각시킨 후, 토출하였다.
가압제 헬륨 탱크를 액체산소가 충천된 탱크 내에 위치시킴으로 액체산소 온도까지 냉각시킨 후, 토출하였다. 가압시스템 시험설비는 액체산소 탱크에 직접 헬륨이 토줄되게 하는 대신에 액체산소 탱크의 .
또한 기체공급계 라인의 여러 곳에 적용되는 첵밸브, 릴리프 밸브, 차단밸브 둥의개발을 수행하였다. 서브시스템 시험의 수행을 통해 액체산소 얼리지 압력을 일정하게 유지시킬 수 있는 1단 및 2단 감압방식 가압시스템의 제어 성능을 확인할 수 있었다.
서브시스템 시험의 수행을 통해 액체산소 얼리지 압력을 일정하게 유지시킬 수 있는 1단 및 2단 감압방식 가압시스템의 제어 성능을 확인할 수 있었다. 또한 열/유체적 측면과 구조적 측면이 체계적으로 고려한 배관시스템 개발을 통해 배관 시스템의 무게를 발사체에서 요구되는 수준까지 낮출 수 있었으며 다양한 종류의 벨로우즈, 필터 등을 개발하였다. 또한 터 보펌프에서의 케 비테이 션(cavitation) 방지 및 지상 대기시간동안에 배관에서 발생할 수 있는 가이 저링 (geysering)을 방지 하기 위한 액 체산소 컨디셔닝(conditioning) 기술을 확립할 수 있었다.
유량 토출은 전 후단 차압 (수두) 및 배관에서의 압력 손실과 관계된다. 본 연구에서는 구조적인 강도(water hammering)를 고려하여 배관 내 액체산소의 유속은 6-10 m/sz 5 bar의 가압압력을 기준으로 개발을 수행하였다 [3], 여기서 얼리지 가압압력이 통상적인 발사체의 가압압력 (2.5 - 4 bar) 보다 다소 높은 것은 토출부 끝단의 압력상승 둥 실제 발사체와 다른 조건이 존재하게 되므로 이를 반영하였기 때문이다.
가압시스템 시험설비는 액체산소 탱크에 직접 헬륨이 토줄되게 하는 대신에 액체산소 탱크의 .얼리지를 모사하는 소형 버퍼 탱크를 제작하여 압력제어 성능을 확인하였다.
위성 발사체의 가압시스템의 경우 무게를 낮추는 것이 필수적으로 요구되기 때문에 헬륨 탱크를 극저온 액체산소 탱크 내에 저장하여 저장 압력을 낮추고, 헬륨을 고온으로 가열함으로 가압에 소요되는 헬륨 가스 량을 줄임으로서 전체적으로 고압 헬륨 탱크의 무게를 1/2 이하의 수준으로 낮추는 방식을 고려하였다 (2). 이러한 극저온 헬륨 열교환 방식 가압시스템은 Table 1과 같이 두 가지 방식으로 나눌 수 있다.
터보펌프식 발사체 추진기관의 기체공급계 개발 과정을 통하여 액체산소 얼리지 압력을 일정하게 유지시키기 위한 1단 및 2단 감압방식 가압 시스템과 발사체에서 요구되는 수준까지 무게가 저감된 배관 시스템 개발을 개발하였다. 이와 함께 지상 대기시간동안에 배관에서 발생할 수 있는 가이저링을 방지하기 위한 액체산소 컨디셔닝 기술을 확립할 수 있었다.

성능/효과

5bar로 일정하게 유지하게 하였다. Fig. 1에 제시되어 있듯이 전체적으로 솔레노이드 밸브 전단의 진폭이 적고 얼리지 압력이 일정하게 유지됨을 확인하였다. 헬륨탱크 내 헬륨온도는 최초 -175 ℃ 에서 -205 ℃ 로 온도가 떨어지는 것을 확인하였다.
또한 터 보펌프에서의 케 비테이 션(cavitation) 방지 및 지상 대기시간동안에 배관에서 발생할 수 있는 가이 저링 (geysering)을 방지 하기 위한 액 체산소 컨디셔닝(conditioning) 기술을 확립할 수 있었다. 최종적으로 가압부/산화제 공급계 연계시험을 통해 시스템적 차원의 성능을 확인할 수 있었다.
또한 기체공급계 라인의 여러 곳에 적용되는 첵밸브, 릴리프 밸브, 차단밸브 둥의개발을 수행하였다. 서브시스템 시험의 수행을 통해 액체산소 얼리지 압력을 일정하게 유지시킬 수 있는 1단 및 2단 감압방식 가압시스템의 제어 성능을 확인할 수 있었다. 또한 열/유체적 측면과 구조적 측면이 체계적으로 고려한 배관시스템 개발을 통해 배관 시스템의 무게를 발사체에서 요구되는 수준까지 낮출 수 있었으며 다양한 종류의 벨로우즈, 필터 등을 개발하였다.
34 liter/s 로토출 되었다. 설계치보다 약 10% 정도 적은 유량이 토출되었으며 이는 드레인부의 압력이 액체 산소의 기화에 의해 상승한 이유인 것으로 판단되 었다.
3은 추진제 탱크의 얼리지부와 탱크 하부에서의 압력 및 온도 선도이다. 탱크 상부 얼리지에서의 압력은 4.10±0.05 barg 로 일정하게 유지되었으며 탱크 하부 압력은 액체의 수두로 인하여 토출 초기에는 얼리지 압력보다 약 0.26 bar 높게 나타났다.

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