액체로켓엔진(Liquid Rocket Engine) 의 천이성능 예측을 위해 선행연구 되었던 LRE 시스템 모듈화 프로그램의 결과를 살펴보고, 일본의 로켓엔진 동적 해석 프로그램(Rocket Engine Dynamic Simulator)의 엔진 시스템 동적 해석 방법과 모델링에 대해 고찰하였다. LRE 시스템 모듈화 프로그램에서는 각 구성품에 대한 설계 인자를 수학적으로 모델링하였고 구성품 간의 유량과 압력을 매칭시켜 통합하여, 로켓엔진 시스템의 요구조건을 만족하는 각 구성품에 대한 주요 설계 파라미터를 도출하는 과정에 관하여 논의하였다. 로켓엔진 시스템을 유한한 배관요소들의 연결로 모델링하고, 시간의 함수로 표현되는 보존방정식을 적용하여 터보펌프, 밸브, 오리피스，추력실 등 유체기기의 작동 특성을 모사하는 동특성 설계 과정에 관하여 고찰한다.
액체로켓엔진(Liquid Rocket Engine) 의 천이성능 예측을 위해 선행연구 되었던 LRE 시스템 모듈화 프로그램의 결과를 살펴보고, 일본의 로켓엔진 동적 해석 프로그램(Rocket Engine Dynamic Simulator)의 엔진 시스템 동적 해석 방법과 모델링에 대해 고찰하였다. LRE 시스템 모듈화 프로그램에서는 각 구성품에 대한 설계 인자를 수학적으로 모델링하였고 구성품 간의 유량과 압력을 매칭시켜 통합하여, 로켓엔진 시스템의 요구조건을 만족하는 각 구성품에 대한 주요 설계 파라미터를 도출하는 과정에 관하여 논의하였다. 로켓엔진 시스템을 유한한 배관요소들의 연결로 모델링하고, 시간의 함수로 표현되는 보존방정식을 적용하여 터보펌프, 밸브, 오리피스，추력실 등 유체기기의 작동 특성을 모사하는 동특성 설계 과정에 관하여 고찰한다.
Aiming at time-dependent performance prediction of Liquid Rocket Engine(LRE) system, Modular Program for Conceptual Design of LRE is reviewed, and a modeling and dynamic analysis of rocket engine system with reference to Rocket Engine Dynamic Simulator(REDS) is outlined. Component modeling is based ...
Aiming at time-dependent performance prediction of Liquid Rocket Engine(LRE) system, Modular Program for Conceptual Design of LRE is reviewed, and a modeling and dynamic analysis of rocket engine system with reference to Rocket Engine Dynamic Simulator(REDS) is outlined. Component modeling is based on classical thermodynamic and inviscid theories, and were formulated mathematically in terms of essential parameters. Essential design parameters are addressed. The rocket engine is modeled as a system of pipes with various hydraulic elements, and then the operate characteristic of that elements are simulated by solving conservation equation sequentially.
Aiming at time-dependent performance prediction of Liquid Rocket Engine(LRE) system, Modular Program for Conceptual Design of LRE is reviewed, and a modeling and dynamic analysis of rocket engine system with reference to Rocket Engine Dynamic Simulator(REDS) is outlined. Component modeling is based on classical thermodynamic and inviscid theories, and were formulated mathematically in terms of essential parameters. Essential design parameters are addressed. The rocket engine is modeled as a system of pipes with various hydraulic elements, and then the operate characteristic of that elements are simulated by solving conservation equation sequentially.
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문제 정의
가능할 것이다. 본 논문에서는 액체로켓엔진 시스템 모듈화 프로그램의 결과를 살펴보고, 일본의 'Rocket Engine Dynamic Simulator (REDS)2 * * * * 7[3] 연구에서의 엔진 시스템 동적 해석방법과 모델링에 대해 고찰하였다.
한다. 이를 위해 REDS에서의 각 구성품별 모델링 및해석 방법에 대해 고찰한다.
엔진시동 . 정지 시는 물론 정상작동 상태에서 엔진의 작동 및 기능불량 상황[2]에 대한 엔진 반응을 예측하는 것이다. 일반적으로 발사체.
가설 설정
배관의 3차원적인 형상은 직선의 관로로 가정하며, 휘어지는 부분에서 발생하는 압력손실은 운동방정식의 저항요소로 고려한다.
에너지 보존식을 연소가스 유로에서의 체적에 대해 적용하고, 혼합가스 상태량은 수소, 산소의 상태량으로부터 근사적으로 구한다. 산소와 수소, 연소가스는 열적, 화학적 평형상태로 취급하고, 연소실 내의 혼합가스 총량은 항상 일정하다고 가정한다. 혼합비가 설정한 기준에 이르면 착화가 되는 것으로간주하여 연소실 및 하류에서는 연소계산과 연소가스의 유동계산으로 이행한다.
K를 사용하여 포함한다. 터빈은 일정한 저항값을 가진다고 가정하고, 저항값에 관해서는 정상작동 시의 압력차, 유량, 밀도로부터 산출하여사용한다. 배관에서의 유로 직경의 변화, bending, elbow, 분기 등에 의해 발생하는 저항은 대표 저항값을 도입하고, 그 저항값은 정상상태의 엔진성능 해석 프로그램과 엔진연소시험으로부터 획득된 구간저항을 사용한다.
제안 방법
LRE 시스템 모듈화 프로그램에서 가스발생기의 설계는 실험데이터 부재로 검증 모델 엔진데이터의 가스발생기 혼합비(O/F Ratio)를 입력값으로 하여 유압밸런싱을 위해 질유량만을 설계 변수로 통합프로그램에 포함하였다. 재생냉각모듈에서는 Bartz식과 Sieder Tate식[2]을 사용하여 노즐의 냉각성능을 해석하고, 전체 시스템의추진제 공급 라인에서의 압력 강하 요인 중 상당 부분을 차지하는 냉각채널 유동에 대한 압력강하량을 도출하였다.
각 체적요소의 벽을 열질량(heat mass)으로 하여 체적요소와 그 내부 유체 사이의 열전달을계산한다. 관내에 극저온 유체가 유입될 때 관벽에서의 온도저하는 Dittus-Boelter식[4]을 적용하여 열유속을 예측하고, 열전도방정식을 통해 풀수 있다.
터빈은 일정한 저항값을 가진다고 가정하고, 저항값에 관해서는 정상작동 시의 압력차, 유량, 밀도로부터 산출하여사용한다. 배관에서의 유로 직경의 변화, bending, elbow, 분기 등에 의해 발생하는 저항은 대표 저항값을 도입하고, 그 저항값은 정상상태의 엔진성능 해석 프로그램과 엔진연소시험으로부터 획득된 구간저항을 사용한다.
밸브, 오리피스, 기타 제어기구 등은 유동의선형성을 가정하고 유량에 따른 압력강하량이계산되도록 하는 서브모듈을 터보펌프 모듈 프로그램에 추가하여 형상데이터를 입력값으로 추가적인 압력강하를 고려하였다. 유량 변동에 따른 압력강하 변화량은 폄프요구 동력을 만족시키기 위한 터빈 통과 질유량의 최소화 문제의변수가 되어 내부적으로 조율되도록 프로그램을구성하였다.
액체로켓엔진 시스템 모듈화 프로그램의 결과를 살펴보고, 이전의 엔진 시스템 동적 해석 방법과 모델링에 대해 고찰하였다. 액체로켓엔진 시스템 설계에 있어 전체 시스템의 performance 와 compatibility, instability 를 만족시 키 기 위 해시동 및 정지과정과 정상상태에서 변화 요소에의한 시스템 성능 변화의 예측은 매우 중요한설계 과정이다.
미연혼합가스 상태일 때는 수소, 산소 각각에 관해 질량. 에너지 보존식을 연소가스 유로에서의 체적에 대해 적용하고, 혼합가스 상태량은 수소, 산소의 상태량으로부터 근사적으로 구한다. 산소와 수소, 연소가스는 열적, 화학적 평형상태로 취급하고, 연소실 내의 혼합가스 총량은 항상 일정하다고 가정한다.
엔진의 배관과 유체기기는 체적요소로 취급하며 이들을 연결하는 관로계로서 엔진 시스템을모델링한다. 배관의 3차원적인 형상은 직선의 관로로 가정하며, 휘어지는 부분에서 발생하는 압력손실은 운동방정식의 저항요소로 고려한다.
연료 및 산화제 터보펌프에 대하여 회전가속도의 함수로 표현되는 동특성 표현식과 유동방정식 및 각종 손실에 관한 실험식을 사용하여양정 AH를 구하여 압력변화를 도출한다.
밸브, 오리피스, 기타 제어기구 등은 유동의선형성을 가정하고 유량에 따른 압력강하량이계산되도록 하는 서브모듈을 터보펌프 모듈 프로그램에 추가하여 형상데이터를 입력값으로 추가적인 압력강하를 고려하였다. 유량 변동에 따른 압력강하 변화량은 폄프요구 동력을 만족시키기 위한 터빈 통과 질유량의 최소화 문제의변수가 되어 내부적으로 조율되도록 프로그램을구성하였다.
이를 통해 목표 추력과 추력실노즐 출구 압력 조건을 만족시키기 위한 설계변수로 보유량과 노즐 출구 마하수를 사용하여 추력실 모듈 프로그램을 작성하였다.
우주발사체자력개발에 있어 가장 중요한 부분은 발사체-엔진 시스템 설계기술의 확보이다. 이에 선행연구로서 정상상태에서 작동하는 액체로켓엔진 시스템의 연구를 수행하여 발사체-엔진 시스템 개념및 예비설계 단계에서의 각 부분품의 성능을 예측하고 작동사양을 적절하게 조율함으로써 시스템의 performance, compatibility 조건을 만족하는 시스템 개념설계 프로그램을 작성하였다[1].
재생냉각모듈에서는 Bartz식과 Sieder Tate식[2]을 사용하여 노즐의 냉각성능을 해석하고, 전체 시스템의추진제 공급 라인에서의 압력 강하 요인 중 상당 부분을 차지하는 냉각채널 유동에 대한 압력강하량을 도출하였다. 하위 구성품 설계 프로그램들은 유량을 조절하면서 반복 계산을 통해 설계사양을 도출하고 구성품 모듈 상호간의 유량밸런싱을 통해 통합하였으며, Fig.
특히 펌프에서부터 추력실까지의 시퀀스중 주요한 압력강하 요인이라 할 수 있는 분사기에서의 유량에 따른 압력강하량을 계산하는서브 모듈을 추력실 모듈 프로그램에 추가하였다. 밸브, 오리피스, 기타 제어기구 등은 유동의선형성을 가정하고 유량에 따른 압력강하량이계산되도록 하는 서브모듈을 터보펌프 모듈 프로그램에 추가하여 형상데이터를 입력값으로 추가적인 압력강하를 고려하였다.
재생냉각모듈에서는 Bartz식과 Sieder Tate식[2]을 사용하여 노즐의 냉각성능을 해석하고, 전체 시스템의추진제 공급 라인에서의 압력 강하 요인 중 상당 부분을 차지하는 냉각채널 유동에 대한 압력강하량을 도출하였다. 하위 구성품 설계 프로그램들은 유량을 조절하면서 반복 계산을 통해 설계사양을 도출하고 구성품 모듈 상호간의 유량밸런싱을 통해 통합하였으며, Fig. 1에서와 같이압력밸런싱을 위해 매니폴드와 분사기, 추력실재생냉각, 오리피스, 밸브 둥 하위 구성품의 압력강하량을 합산하는 압력강하 기구모듈을 추가하였다.
이론/모형
관내에 극저온 유체가 유입될 때 관벽에서의 온도저하는 Dittus-Boelter식[4]을 적용하여 열유속을 예측하고, 열전도방정식을 통해 풀수 있다. 재생냉각 자켓에서의 열전달은 연소실조건 및 연소실, 노즐의 형상을 부여하고, Bartz 의 식으로부터 열전달계수를 구해 연소가스로부터의 열 유속을 예측하여 열전도방정식으로부터구할 수 있다.
수소와 산소의 물리량 계산에는 GASP코드[5J 를 사용한다. 미연혼합가스 상태일 때는 수소, 산소 각각에 관해 질량.
운동량. 에너지 보존식을사용하고, volume-junction법을 적용하여 각 체적요소에 관한 물리량을 시간에 따라 계산하고시간적분은 Runge-Kutta 방법을 사용한다.
터보펌프 하류의 연소실 온도 및 가스 물성치는 모델엔진의 주연소실 혼합비를 사용하고 연소효율을 100%를 가정하여 CEA를 사용하여 얻었고, 노즐은 아음속 영역에 대해서 1차원 열역학 이론을 사용하였으며, 초음속 영역에 대해서는 MOC를 이용한 Rao의 최적노즐 설계기법을사용하였다[기. 이를 통해 목표 추력과 추력실노즐 출구 압력 조건을 만족시키기 위한 설계변수로 보유량과 노즐 출구 마하수를 사용하여 추력실 모듈 프로그램을 작성하였다.
후속연구
정지 시와 같은 과도상태에서의 압력교란(Spiking), 급격한 열부하 증가와 정상상태에서의 연소실 과잉압력(Popping) 등의 장애 및 손상을 예측하기위한 것이다. 선행연구의 결과로 만들어진 통합프로그램을 통해 정상상태에서의 액체로켓엔진시스템 구성품들의 설계 파라미터를 도출하였고, 앞으로는 이를 바탕으로 엔진 시스템의 동적 특성변화에 대한 경향성을 파악하여야 한다.
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