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문제 정의
- 본 연구에서는 미국에서 발간된 보고서 중 한국형 발사체와 가장 유사한 형태인 Liquid Rocket Booster(LRB)의 플룸 복사 열전달 계산 과정[4]을 복사 열전달 해석 프로그램인 Thermal Desktop(TD)[6]을 이용하여 재현하였다. 이 과정을 통해 TD를 적용하기 위한 적절한 방법이나 모델링 작업 등의 적절성을 검토하였다. 마지막으로 한국형 발사체에 적용 가능한 플룸 형상 모델과 복사 모델을 제안하였다.
제안 방법
- 75톤급 4기의 엔진을 엮은 한국형 발사체 1단을 LRB와 동일한 개념으로 플룸 복사 모델을 제안할 수 있다. 한국형 발사체의 플룸 형상은 새턴과 가압식 LRB에 가깝고, 팽창비는 새턴 H-1과 F-1 사이에, 출구 압력과 출구 온도는 H-1 엔진에 가깝다.
- NASA LRB 플룸 복사열 예측 결과를 TD로 모델링하여 플룸 복사가열을 계산하여 NASA 예측 결과와 비교하였다. TD 예측 결과는 NASA 결과에 비하여 기저부 단열면에 가해지는 복사열은 비슷하게 예측하는 반면 노즐 외피나 스커트 복사열은 정도의 차이는 있지만 낮게 예측하고 있다.
- NASA 결과는 스커트의 가열량을 내부와 외부로 구분하였기 때문에 우선 스커트 내부의 플룸 복사 가열량을 구하여 비교하였다. 그림 2.
- 검증을 명확히 하기 위해서 노즐 표면에 대해서도 같은 계산을 진행하였다. 노즐 표면의 경우 엔진 기저부에서 반사되는 복사열을 고려할 필요가 없으므로 기저부를 제외하고 모델링 하였다.
- 검증을 명확히 하기 위해서 노즐 표면에 대해서도 같은 계산을 진행하였다. 노즐 표면의 경우 엔진 기저부에서 반사되는 복사열을 고려할 필요가 없으므로 기저부를 제외하고 모델링 하였다. 우선 최대 복사열이 나타나는 곳을 확인하고자 적은 수의 방사선과 적은 노드수의 노즐 표면을 고려하여 그림 2.
- 이 과정을 통해 TD를 적용하기 위한 적절한 방법이나 모델링 작업 등의 적절성을 검토하였다. 마지막으로 한국형 발사체에 적용 가능한 플룸 형상 모델과 복사 모델을 제안하였다.
- 복사 가열량 만을 추출하기 위해 각 노드의 thermal mass를 매우 크게 설정하여 열전달을 계산하였다. 우선 엔진 기저부에서의 가열량을 구하기 위해 저부면에 직경 1cm의 작은 원판을 일정 방향으로 위치시켜 원판에 가해지는 복사열을 구하였다.
- 본 연구에서는 미국에서 발간된 보고서 중 한국형 발사체와 가장 유사한 형태인 Liquid Rocket Booster(LRB)의 플룸 복사 열전달 계산 과정[4]을 복사 열전달 해석 프로그램인 Thermal Desktop(TD)[6]을 이용하여 재현하였다. 이 과정을 통해 TD를 적용하기 위한 적절한 방법이나 모델링 작업 등의 적절성을 검토하였다.
- 앞 절에서 노즐 외피의 가열량 예측에서 NASA와 TD 계산이 차이를 보였기 때문에 스커트에서 가열량을 계산하여 그 차이를 비교하였다. 스커트는 참고문헌[4]의 동체 직경 183inch, 스커트 끝 직경 265.
- 복사 가열량 만을 추출하기 위해 각 노드의 thermal mass를 매우 크게 설정하여 열전달을 계산하였다. 우선 엔진 기저부에서의 가열량을 구하기 위해 저부면에 직경 1cm의 작은 원판을 일정 방향으로 위치시켜 원판에 가해지는 복사열을 구하였다. RadK 계수를 구하기 위한 복사 광선의 수는 2,000,000개로 충분히 크게 하였다.
- 이럴 경우 플룸 사이의 반사를 고려하지 않는 NASA 플룸 모델링에서 사용한 방식에서 벗어나기 때문에 다른 결과가 나올 수밖에 없다. 이를 피하기 위해 본 연구에서는 방사율을 1로 고정하는 방식을 택하였다. 그에 따른 플룸 표면 온도는 가열량 100, 50, 25BTU/sqft-sec에 각각 2115, 1779, 1496K에 해당한다.
- 최댓값이 발생한 곳이 노즐의 최외곽(outboard) 지점과 일치하지 않지만 이 위치에서 NASA 예측치와 비교하였다. 그림 2.
- 5inch, 스커트 길이 207inch를 참고하여 모델링하였다. 최종적인 형상은 그림 2.10과 같으며 노즐은 형상 계수만 구하면 되기 때문에 간단히 4노드로 모델링 하였다.
- 노즐 외피는 노즐목 이후의 팽창비를 4가 되도록 노즐목 외피의 반경을 약간 크게 설정하였다. 플룸 면에서의 발열량은 새턴 F-1과 같으며 이를 방사계수를 1.0으로 맞춘후 방사열에 맞는 노드 온도로 설정하였다.
- 1과 같다. 한국형 발사체도 터보펌프 방식이라 터빈 배기가스의 영향을 받게 되므로 노즐 직후는 터보 펌프식 LRB와 같이 낮은 방사열을 갖도록 할 수 있지만 터빈 배기 노즐의 위치가 클러스터드 엔진의 중간에 있는게 아니라 외곽 쪽으로 노즐과 노즐 사이의 중간 지점에 위치하기 때문에 플룸을 가리는 면적이 크지 않을 것으로 사료되어 가압식 방식을 적용하였다. 고도가 높아질수록 터빈 배기 가스의 팽창이 커질 것이므로 고도 상승에 따른 플룸 복사 가열의 감쇄폭은 LRB 보다 클 것으로 사료된다.
대상 데이터
- 앞 절에서 노즐 외피의 가열량 예측에서 NASA와 TD 계산이 차이를 보였기 때문에 스커트에서 가열량을 계산하여 그 차이를 비교하였다. 스커트는 참고문헌[4]의 동체 직경 183inch, 스커트 끝 직경 265.5inch, 스커트 길이 207inch를 참고하여 모델링하였다. 최종적인 형상은 그림 2.
이론/모형
- 1에서 주의할 것은 터보 펌프 방식은 NPL(Normal Propulsion Level)상태이며, 가압식 방식은 EPL 상태이다. LRB에 대한 플룸 모델은 Saturn F-1엔진 플룸 모델을 따랐다.
후속연구
- 우주 왕복선 플룸을 모델링하면 보다 정확한 비교가 가능할 것을 사료된다. LRB 복사 모델에 기초하여 한국형 발사체의 플룸 모델을 제안하였으며 추후 연구를 통해 복사열 분석을 진행할 예정이다.
- 이는 NASA 플룸 모델링에 있어서 LRB 플룸뿐이 아니라 우주왕복선의 3 노즐 메인 엔진의 플룸 복사까지 한꺼번에 고려하여 나타난 결과이지 않을까 추정된다. 우주 왕복선 플룸을 모델링하면 보다 정확한 비교가 가능할 것을 사료된다. LRB 복사 모델에 기초하여 한국형 발사체의 플룸 모델을 제안하였으며 추후 연구를 통해 복사열 분석을 진행할 예정이다.
- 2는 Saturn H-1 플룸 복사 모델로 앞의 세 경우와는 달리 실린더 형태가 아니라 노즐 출구 직후에는 콘 형태의 플룸 형상으로 표현하였다. 이는 H-1 엔진의 작은 팽창비 때문으로 판단되나 각 엔진 특성과 플룸 팽창 특성을 같이 비교하여야 정확한 분석이 가능하고 한국형 발사체에도 적용 가능한 형상을 만들 수 있을 것이다.
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