Basic Design of Propellant Ground Support Equipment and Flame Deflector for KSLV-II Launch Complex

1. 서 론

대한민국 최초의 우주발사체인 KSLV-I 나로호 Technical Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2015.19.1.076

한국형발사체 발사대시스템 추진제공급설비 및 화염유도로 설계

강선일

․ 오화영

․ 김대래

Basic Design of Propellant Ground Support Equipment and Flame Deflector for KSLV-II Launch Complex

Sunil Kang

․ Hwayoung Oh

․ Daerae Kim

a

Launch Complex Team, Korea Aerospace Research Institute, Korea

*

Corresponding author. E-mail: [email protected]

ABSTRACT

KSLV-II, a new launch vehicle of Korea, requires a new launch complex(LC) for its own and proper launch operations. The new launch complex will be constructed in NARO Space Center neighboring KSLV-I launch complex for maximizing operation efficiency and economic matters. The launch complex consists of three ground support equipments, i.e., mechanical, electrical, and fuel in general. The fuel ground support equipment could be defined as a combination of systems for storage and supply of propellants and gases which are required by a launch vehicle. The compositions, functions and capabilities of fuel ground support equipment are introduced in this paper. In addition, basic design results of flame deflector configurations are included.

초 록

대한민국의 새로운 우주발사체인 KSLV-II에는 적합한, 자신만의 발사운용을 위해서 새로운 발사대 시스템 개발이 요구된다. 새로운 발사대시스템은 운용 효율성의 극대화와 경제성 측면에서 나로우주 센터의 기존 KSLV-I 발사대 인근에 구축될 예정이다. 발사대시스템은 통상 기계설비, 전기설비, 그리 고 추진제설비의 세 가지 지상설비들로 구성되는데, 이 중 추진제공급설비는 발사체 운용에 필요한 추진제 및 각종 가스류를 보관하고 조건에 맞게 공급하는 시스템들의 집합체로 정의된다. 본 논문에 서는 한국형발사체 발사대시스템의 추진제공급설비에 대한 구성 및 기능과, 발사 시 발생하는 고온 고속의 연소 후류를 안전하게 배출하기 위한 화염유도로 형상에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다.

Key Words: KSLV-II(한국형발사체), Launch Complex(발사대시스템), Propellant Ground Support Equipment(추진제공급설비), Flame Deflector(화염유도로)

Received 2 June 2014 / Revised 8 October 2014 / Accepted 15 October 2014 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548

[이 논문은 한국추진공학회 2014년도 춘계학술대회(2014. 5. 29-30, 서울대학교) 발표논문을 심사하여 수정 ・ 보완한 것임.]

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Fig. 1 Layout of launch complex[2].

의 후속으로 개발 중인 한국형발사체(KSLV-II)는 75톤급 엔진 4기로 구성되는 1단과 75톤급 엔진 1기로 구성되는 2단, 그리고 7톤급 엔진 1기를 사용하는 3단으로 구성된 발사체이다. 한국형발 사체 개발계획에서는 75톤급 엔진 검증을 위한 시험발사체 발사와 한국형발사체 발사를 요구 하고 있다[1]. 한국항공우주연구원에서는 KSLV-I 나로호 발사대시스템의 일부(추진제 저장 및 공 급시설 등)를 공유하며 시험발사체발사와 한국형 발사체 발사를 담당하는 신규 발사대시스템을 Fig. 1과 같이 기존 나로우주센터 발사대 부지를 활용하여 구축하고 있다.

2. 발사대시스템 설계

2.1 한국형발사체 발사대시스템 기능적 구성

발사대시스템은 발사체의 발사운용에 직접 관 여하는 중요 시스템으로서, 발사체 점검, 추진제 충전/배출, 발사 후속 처리 등의 과정을 담당하 고 있으며, Fig. 2와 같이 운용된다.

한국형발사체 발사대시스템은 그 기능별로, 세 가지 부속 설비로 분류할 수 있다. 발사체를 발사대로 이송하고, 발사 운용을 위해 발사체를 기립한 후 발사체를 발사패드 상에 안전하게 고 정하는 등 발사체를 기계적으로 운용하는 부속 설비를 발사대 기계설비(Mechanical Ground Support Equipment, MGSE)라 한다. 발사대 기 계설비는 발사체가 장착되고 이륙하는 발사패드 와 발사체를 거치하는 고정 구조물, 발사체와 지

Fig. 2 Operation concept of launch complex[3].

상설비를 연계하는 엄빌리컬, 그리고 기타 기계 장치로 구성된다. 다음으로 연료, 산화제 및 압 축공기를 발사체에서 요구하는 적절한 조건에 맞게 저장/공급하며, 발사 취소 시 발사체로부터 안전하게 배출하는 기능을 담당하는 부속설비는 추진제 공급설비(Propellant Ground Support Equipment, PGSE)라 한다. 마지막으로 발사운용 동안 지상기계설비, 추진제공급설비 등의 발사대 시스템을 운용/통제하고 발사체의 전반적인 운 용/감시 및 사전 점검을 담당하는 부속 설비를 발사 관제설비(Electric Ground Support Equipment, EGSE)라 한다.

2.2 한국형발사체 발사대시스템 용도별 구성

한국형발사체 개발 계획의 요구에 따라 시험

발사체(2단형) 발사와 한국형발사체(3단형) 발사

를 모두 고려하는 발사대시스템은 두 개의 발사

대와 하나의 공용시설로 구성된다. 발사대시스템

은 발사체와 밀접한 연관을 가지기 때문에 통상

하나의 발사체에 전용으로 사용한다. 나로우주센

터의 발사대시스템도 한국형발사체 개발 계획에

따라 시험발사체 발사대(LC1, 기존 KSLV-I 나

로호 발사대시스템 개조)와 한국형발사체 발사대

(LC2, 신규 구축)의 2개 발사대와 양 발사대로

추진제 및 가스를 공급하는 중앙공용시설(CB,

기존시설 개선/보완 후 재사용, Fig. 1 및 Fig. 2

참조)로 구성하였다.

2.3 추진제공급설비

2.3.1 추진제공급설비의 구성

추진제공급설비는 발사대시스템의 일상운용을 비롯하여 발사운용 전반에서 주어진 기능을 수 행하도록 설계한다.

추진제공급설비는 발사체 요구조건에 맞게 주 어진 기능을 효율적으로 수행하기 위해 총 11개 부속시스템(계)으로 구성되었다. 각 부속시스템 (계)의 명칭 및 분류기호는 Fig. 3과 같다.

추진제공급설비의 11개 부속시스템(계)은 발사 운용 중 담당하는 역할과 사용 유체의 종류 등 에 따라 다시 고압가스 부속시스템 그룹, 초저온 부속시스템 그룹, 연료 부속시스템 그룹, 안전 부속시스템 그룹으로 분류하여 구축/운용하도록 설계하였다.

각 그룹별 구성 및 기능은 다음과 같다.

2.3.2 고압가스 부속시스템 그룹

발사체 발사운용을 위해서는 다량의 가스가 사용된다. 발사체 내부 공압 구동 밸브들의 구동 을 위한 탱크를 충전하고, 엔진의 시동 전 외기 유입 방지를 위한 퍼지가스를 제공하며, 엔진 점

Fig. 3 Subsystems of propellant ground support equipment.

화 전 연료/산화제탱크를 선가압하는 가스를 공 급하여야 한다. 고압가스는 또한 다수의 공압 구 동밸브의 구동압을 공급하고, 기계장치의 공압 구동 실린더의 작동압을 제공하며, 배관 및 탱크 내 외기 유입을 방지하기 위한 퍼지가스 공급 등 발사대시스템 자체 운용에도 많은 양의 가스 를 사용한다. 고압가스 부속시스템 그룹에서는 발사대시스템 자체와 발사체 운용을 위해 필요 한 고압가스를 생산/인수/저장하고 목적에 맞게 압력 및 유량을 조절하여 공급하는 역할을 한다.

고압가스 부속시스템 그룹을 구성하는 시스템 (계)은 다음 다섯 가지이다.

- 고압가스 공급계 - 고압가스 생산계 - 화염유도로 냉각계 - 전자식유공압패널 - 발사대 온도제어계

고압가스 공급계(Compressed Gas Supply System, CGSS)는 고압가스 부속시스템 그룹의 핵심으로, 발사대시스템 운용에 사용되는 공기, 헬륨 및 질소가스 3종을 인수 및 저장하고, 발사 체 및 발사대시스템의 각 수요처에서 요구하는 압력과 유량으로 조절하여 공급하는 것이 주 역 할이다.

고압가스의 저장을 위해서는 고압용기(저장압 력 380 bar, 내용적 1 Nm

) 144개를 사용하는데, 기존 나로호 발사대시스템의 고압가스 저장/공 급시설(CB 부분)을 그대로 활용하며, 시험발사체 발사대시스템과 한국형발사체 발사대시스템에 공유되도록 설계하였다. 공급계는 또한 압력 및 유량 조절을 위해 통제실에서 원격 조작되는 자 동 패널(29개)과 현장 수동 조작하는 수동 패널 (60개)을 사용한다. 각 패널들에는 유로의 개방 과 폐쇄를 위한 밸브들과 과압 방지용 안전밸브, 이물질 제거용 필터, 유량 조절용 압력조절밸브 등이 설치되어 유량과 압력을 적절히 조절한다.

시험발사체 발사대시스템은 기존 나로호 발사대

시스템의 자동, 수동 패널을 그대로 활용할 수

있지만, 한국형발사체 발사대시스템에서는 발사

체로 가스 공급을 위한 패널들을 신규 구축하도

록 설계하였다.

Fig. 4는 기존 KSLV-I 나로호 발사대시스템의 고압가스 공급계의 설비들을 보여주고 있다. 한 국형발사체를 위해 개조되거나 신규 구축하는 고압가스 공급계의 설비들도 유사한 형태로 설 계하고 있다.

Table 1은 현재까지 설계된 고압가스 공급계 의 공급 능력을 보여주고 있다. 기존 KSLV-I 나 로호 발사대시스템의 공급능력과 동일한 수준으 로, 기본설계 수행 과정에서 한국형발사체 가스 공급 요구조건[4]과의 용량 비교 검토를 통해 시 험발사체 발사는 물론 한국형발사체의 발사운용 에도 적정한 수준임을 확인하였다.

고압가스 생산계(Compressed Gas Production System, CGPS)는 압축기를 이용하여 발사대시스 템에 필요한 고압 공기(Air)와 고압 헬륨(He) 가 스를 생성하고 고압가스공급계의 저장시설로 공 급하는 설비이다. 각각 2대의 헬륨압축기와 공기 압축기를 사용하며, 승압 후 응축수 제거를 위해

(a) Gas storage bottles

(b) Gas supply panels

Fig. 4 Compressed gas supply system for KSLV-I.

수분 흡착 및 필터 방식의 수분제거 유닛을 사 용한다. 고압가스공급계는 중앙공용시설에 위치 하며, 기능 상 추가 또는 변경의 필요가 없으므 로 기존 시설을 유지/보수하여 사용하도록 설계 하였다.

화염유도로 냉각계(Flame Deflector Cooling System, FDCS)는 발사체 이륙 시 발사체 연소 후류가 나오는 지점에 물을 분사시켜 고온, 고속 의 가스 및 충격파로부터 발사대 구조물 및 발 사체를 보호하는 것을 목적으로 한다(Fig. 5 참 조). 냉각계는 냉각수 저장탱크와 물 분사 노즐 그리고 유량 측정을 위한 압력 센서 및 레벨 센 서 등으로 구성된다.

화염유도로 냉각계 설계 시 중요한 것은 냉각 수 분사 방식 및 냉각수 분사 유량의 결정이다.

이와 관련하여 KSLV-I 발사대 설계자료[5] 및 강선일[6], 문윤완[7] 등의 연구 결과에서는, 연소 후류의 중앙부에 냉각수를 분사하는 KSLV-I 발 사대와 같은 형태에서의 냉각계에서 추진제 질 유량의 1.5배의 냉각수를 분사하는 것이 적절한

항목 규격

고압용기 수량 144개

(N

106, He 20, Air 18) 고압용기 부피 1.0 N㎥/개 최대 사용 압력 380 kgf/㎠

공급압력 (저압) 0.8 ~ 100 kgf/㎠

공급압력 (고압) 100 ~ 230 kgf/㎠

공급 유량 ~ 1.0 kg/sec Table 1. Specifications of CGSS.

Fig. 5 Flame deflector cooling system for KSLV-I.

추진제 질유량 (kg/sec)

필요 냉각수

유량 (ℓ/sec)

냉각수 설계값 (ℓ/sec) KSLV-I[5] 600 900 900 시험발사체[4] 255.6 383.4 900 한국형발사체[4] 1020.4 1530.6 1800

Table 2. Required cooling water flow-rate.

것으로 제시하고 있다. 이러한 연구 결과를 바탕 으로 각 발사대의 냉각수 유량을 결정하였다. 시 험발사체 발사대의 경우 기존 시설에서 공급 가 능한 냉각수 유량이 추진제 질유량의 3배 이상 이므로(Table 2 참조) 기존 냉각계를 개조 없이 그대로 사용하도록 설계하였다. 반면 한국형발사 체 발사대에서는 약 1,500 ℓ 내외의 냉각수 분 사가 가능한 냉각계가 요구되는데, 기존 냉각계 설계를 최대한 활용하기 위해 초당 1,800 ℓ의 냉각수 분사하는 것으로(KSLV-I 발사대의 냉각 계 2배 확장) 설계하였다. 분사 유지시간은 냉각 효과를 고려하여 엔진 점화 전후 약 15초간 도 합 30초를 유지할 것을 제안하는 KSLV-I 설계자 료[5]를 기준으로 동일한 유지시간을 갖도록 설 계하고 있다. KSLV-I은 엔진 점화 약 3초 후 이 륙하였고[5], 한국형발사체는 엔진 점화 약 5초 후 이륙할 것이므로[4] 화염유도로의 냉각에 충 분한 유지시간으로 판단된다.

전자식유공압패널(Electro-Pneumatic Panel, EPP)은 추진제공급설비의 고압가스 공급라인과 발사체를 연결하는 관문의 역할을 수행한다. 특 히 이 시스템은 발사체 내부의 밸브들과 연계되 어 작동하여야 하며, 발사체 운용 시퀀스에 직접 통제를 받기 때문에 매우 높은 신뢰도가 요구된 다. 시스템은 전기식 밸브와 압력센서 등으로 구 성된 박스 형태로 제작될 것이며, 모든 밸브는 발사 운용 통제시스템으로부터 정해진 시퀀스에 따라 원격으로 동작하게 된다.

시험발사체 운용을 위한 전자식유공압패널은 기존 KSLV-I에 적용된 시설(Fig. 6 참조)을 일부 개선하여 그대로 사용하도록 설계하고 있다. 반

(a) Electro-pneumatic panels

(b) Electro-pneumatic valves and sensors Fig. 6 Electro-pneumatic panel of KSLV-I.

면 한국형발사체를 위한 발사대는 신규 구축하 여야 하므로 규격에 맞게 설계가 진행 중이다.

특히 2단 및 3단 운용도 고려하여야 하므로 패 널의 수량이 상당히 늘어나야 할 것으로 파악되 고 있다. 전자식유공압패널은 발사체 내부 유공 압 설계와 온보드 제어시스템의 설계가 반영되 어야 하는데, 아직 한국형발사체의 설계가 완료 되지 못한 관계로 개념 수립 및 기초 조사 수준 의 설계만 진행하였다.

고압가스 부속시스템 그룹의 마지막 부속시스

템은 발사대 온도제어계(Launch Complex

Thermal-control System, LCTS)이다. 이 시스템

은 발사체 주요 탑재시스템 및 탑재위성의 온도,

습도, 압력을 각각의 요구조건에 맞게 조절하는

것을 목적으로 한다. 발사체 및 위성은 매우 정

밀한 전자기기를 포함하기 때문에 발사체의 운

(a) Compressor and diesel engine (air producing part)

(b) Heat exchanger and heater (air conditioning part) Fig. 7 Launch complex thermal-control system for

KSLV-I.

용을 위해서는 고청정 공기를 일정 온도와 습도 로 공급하는 설비가 필요하다. KSLV-I 발사대의 발사대 온도제어계는 청정공기를 생산하기 위한 설비(압축기, 팽창기, 열교환기, 히터, 필터 등)를 갖추고 있다(Fig. 7 참조). 한국형발사체의 발사 대 온도제어계는 기존 시설인 중앙공용시설에서 청정공기를 생산하여 온도 및 습도를 조정한 후, 발사체 요구조건에 맞추어 시험발사체 및 한국 형발사체 양 발사대에 공급하도록 설계하고 있 다. 요구되는 청정공기의 청정도 및 공급 조건은 Table 3과 같다.

2.3.3 초저온 부속시스템 그룹

대부분의 상용 발사체와 같이 한국형발사체에 도 연료를 연소시키는 산화제로 액체산소를 사 용한다. 액체산소는 끓는점이 –183℃에 달하는

수요처 유량

(kg/hr)

온도

(℃) 청정도

페어링/

위성 3000 8~34 ISO 10,000 (Class 7) 2단/3단

연결부 1800 8~50 ISO 100,000 (Class 8) 1단/2단

연결부 3600 8~50 ISO 100,000 (Class 8) 1단

인터탱크부 3200 10~40 ISO 100,000 (Class 8) 1단

후방동체부 2600 8~50 ISO 100,000 (Class 8) Table 3. Requirements of thermal-control air for

KSLV-II[4].

초저온 유체이다. 또한 한국형발사체 발사대시스 템에서는 액체산소 이외에 여러 가지 목적으로 초저온 유체인 액체질소를 사용하고 있다. 초저 온 부속시스템 그룹은 다음과 같다.

- 산화제 공급계 - 질소 공급계

산화제 공급계(Oxidizer Filling System, OFS)

는 발사체에 필요한 산화제(액체 산소, Liquid

Oxygen)를 저장하고 공급하는 설비이며, 발사

취소 시 충전된 산화제를 안전하게 회수하는 역

할도 수행한다. 공급계는 초저온 상태인 액체산

소를 저장하는 초저온탱크와 각종 초저온 밸브,

그리고 액체산소를 발사체로 공급하기 위한 초

저온 펌프 및 단열배관 등으로 구성되어 있다

(Fig. 8 참조). 초저온탱크는 내용적 250 N㎥의

크기이며, 액체산소를 안전하게 보관하기 위해

진공 단열처리 된 이중탱크를 채용하였다. 배관

및 밸브들도 모두 초저온액체를 취급하기에 적

절한 재질 및 구조를 가지고 있으며, 진공단열을

기본으로 하는 단열처리가 적용되었다. 한국형발

사체 발사대시스템에서는 KSLV-I 나로호 발사대

시스템에 적용 되었던 액체산소를 과냉각하여

공급하는 공정을 채택하였으며, 발사체 산화제

탱크 가압용 헬륨가스의 온도를 초저온 상태로

낮추기 위해 초저온 열교환기를 포함하도록 설

계하고 있다. 초저온열교환기 역시 진공단열처리

가 필요하고, 액체산소 및 헬륨이 각각 통과하는

코일을 액체질소에 잠기는 형태의 구조를 가지 도록 설계하고 있다.

Table 4는 한국형발사체에서 요구하는 산화제 공급 조건을 보여주고 있다. 발사체 충전량이나 충전 유량, 충전 온도 등의 조건은 발사운용 절 차(냉각 → 저속충전 → 정격 충전 → 저속 충전

→ 레벨보정) 및 충전 시간(KSLV-II의 경우 산화 제 충전 총소요시간 2시간 내외)에 맞추어 발사 체 운용 요구조건으로 주어지는 것이 일반적이 다. 발사대에서는 공급 조건을 맞추기 위한 펌프 의 토출 유량 및 양정, 그리고 배관 및 밸브에서 적정 유속을 만들기 위한 배관 직경을 선정하는 설계를 진행하게 된다.

본 연구에서는 기존 시설의 공급 가능용량이 Table 4의 충전 요구조건에 적합한지를 파악하 였고, 1단, 2단, 3단 동시 충전의 가능여부를 검 토하였다. 그 결과 공급계는 중앙공용시설(CB)의 저장탱크 및 공급펌프 등을 그대로 사용할 수 있는 것으로 파악되었고, 초저온열교환기 및 유 량조절 밸브블록 등 발사대(LC1)에 위치하는 시 설은 시험발사대의 경우 일부 개선하여 사용하 되, 한국형발사체 발사대(LC2)는 신규 구축하는 것으로 결정하였다.

질소 공급계(Nitrogen Supply System, NSS)는 발사대시스템 및 발사체로 액체/기체 질소를 공 급하는 것을 목적으로 하는 시스템이다. 질소 공 급계는 다시 고압가스 공급시스템에서 사용되는 다량의 질소가스를 초저온 펌프를 이용하여 생 산하는 고압부와 연료 냉각, 액체산소 및 헬륨 냉각 목적으로 액체질소를 공급하는 초저온부,

그리고 발사 직전 발사체 내부를 질소 환경으로 만들기 위해(Table 3의 1단 후방 동체부 청정공 기 공급을 질소 퍼지로 대체) 발사체온도제어계 를 거쳐 저압 질소가스를 공급하는 저압부로 구 성된다. 질소 공급계는 250 N㎥ 크기의 액체질 소 저장탱크와 고압 질소가스 생산용 초저온 펌 프 및 기화기, 저압 질소가스 생산용 기화기, 그 리고 단열배관 및 각종 밸브류 등으로 구성되어 있다.

설계과정의 용량 검토 결과 고압부나 초저온 부의 경우 기존 발사대의 설비를 별다른 개선 없이 사용 가능할 것으로 파악되었다. 저압부의 경우는 발사체의 퍼지 요구량 변동 여하에 따라 설비 증설 및 개량이 필요할 수 있다.

항목 규격

액체산소 저장량 약 250 ton 내외 발사체 충전량 약 125 ton

(1단 90, 2단 26, 3단7.5)

발사체 충전 유량 (1단 기준)

1300~1600 LPM (정격) 150~210 LPM (저속) 10~16 LPM (레벨보정*)

250~530 LPM (냉각) 발사체 충전 온도

(액체산소)

90~92 K (정격) 87~91 K (레벨보정*) 발사체 충전온도

(냉각헬륨) 90~120 K

* 레벨보정 : 산화제 충전 종료 후 증발에 의한 레벨 하강을 보정하기 위한 소량 충전

Table 4. Requirements of liquid oxygen supply for KSLV-II[4].

(a) Storage tank (b) Filling pumps and valves (c) Cryogenic heat exchanger and filling control valves

Fig. 8 Liquid oxygen filling system for KSLV-I.

2.3.4 연료 부속시스템 그룹

한국형발사체는 KSLV-I 나로호와 마찬가지로 케로신(Kerosene)을 연료로 사용하는 케로신-액 체산소 추진제 조합의 발사체이다. 따라서 발사 대시스템에서는 발사체로 케로신을 공급하고 수 거하는 부속시스템을 포함하고 있다.

발사대시스템의 연료 부속시스템 그룹은 다음 과 같이 구성된다.

- 연료 공급계 - 잔류연료 수거계

연료 공급계(Fuel Filling System, FFS)는 발사 체에 필요한 연료를 발사운용에 대비하여 저장 하고, 발사 운용 시 발사체 요구조건에 맞게 공 급하는 것을 목적으로 한다. 공급계는 또한 발사 취소 시 발사체 내부 연료탱크에 주입된 연료를 안전하게 회수하는 역할도 수행한다. 이러한 역 할을 위하여 공급계는 케로신 저장탱크 및 이송 펌프 등의 주요 장비로 구성되어 있으며, 연료 공급 및 회수를 위한 각종 밸브 및 센서, 필터 등으로 구성되어있다(Fig. 9 참조). 연료공급계는 발사대 지하에 위치하므로 한국형발사체의 연료 공급계는 신설되는 발사대(LC2)의 지하에 신규 구축하도록 설계하였다. 설계된 연료 공급계의 주요 규격은 Table 5와 같다. 저장탱크는 발사체 충전량을 최대 저장량의 70%가 되도록 설계하였 다(KSLV-I 나로호 발사대시스템의 경우 70 N㎥, 50 ton 연료 저장). Table 5의 공급 요구조건은 액체산소 공급계의 경우와 마찬가지로 발사 운 용 조건 및 절차에 따라 결정되었으며, 1단, 2단, 3단 동시 충전조건으로 펌프용량 및 배관 구성 등에 대한 설계가 진행 중이다. 또한 KSLV-I과

마찬가지로 케로신의 온도를 조절(-25~+15℃, 냉 각을 통한 밀도 증가 및 용존 수분 제거 목적, 통상 발사운용 2~3일 전 케로신의 온도 조절 작 업을 수행)하여 공급할 것이 요구되므로, 저장탱 크 설계 시 이를 위한 질소가스 및 액체질소 분 사구의 설치를 고려하고 있다.

시험발사체 발사대의 연료 공급계의 경우는 용량 검토 결과 기존 시설을 그대로 활용하는 것이 가능할 것으로 판단되어, 그에 따른 설계를 진행하고 있다. 다만 연료로 사용될 케로신 종류 변화(러시아 케로신 → JET A-1)에 따른 일부 개 선이 고려되고 있다.

2.3.5 안전 부속시스템 그룹

발사대시스템은 인화성 물질인 케로신을 취급 하며, 다량의 고압가스 및 초저온 유체를 취급한 다. 따라서 가스 누출 및 화재 발생 위험이 상존 한다. 이에 발사대시스템에서는 건물 자체의 안 전설비 외에 가스누출을 사전에 감지할 수 있는 시스템과 발사대 주변에서 화재 발생 시 이의

항목 규격

케로신 저장량 최대 80 ton 발사체 충전량 최대 56.5 ton

(1단 41, 2단 11.7, 3단 3.5) 발사체 충전 온도 -25~+15℃

발사체 충전 유량 (1단 기준)

700~1100 LPM (정격) 65~140 LPM (저속) 발사체 드레인 유량 700 LPM 저장탱크 단열 조건 온도상승 1.5℃/day이하

Table 5. Requirements of FFS for KSLV-II[4].

(a) Kerosene storage tank (b) Oil/gas separator (c) Kerosene supply pumps (d) Filter units

Fig. 9 Fuel filling system for KSLV-I.

확산을 저지할 수 있는 시스템을 갖추고 있다.

이들 시스템을 안전 부속시스템 그룹으로 분류 하며, 다음과 같이 구성된다.

- 발사대 화재확산 방지설비 - 산소량 모니터링계

발사대 화재확산 방지설비(Fire Protection System, FPS)는 발사대 주변 또는 발사체에서 발생한 화재를 초기 진압하거나, 소방차 등 외부 설비가 투입되기 전까지 발생 화재의 확산을 억 제하는 것을 목적으로 한다. 발사대소화설비는 유류 화재에 대비 화약용제 거품을 생성하여 발 사대 주변 4곳에 설치된 노즐을 통해 분사한다 (Fig. 10 참조). 설계 시 주요 고려사항은 명령 발생 후 분사 시간과 분사 시 소화용제의 도달 거리 및 분사 각도 등이다. 한국형발사체의 화재 확산 방지설비는 가동 명령 발생 30초 이내에 소화용제가 분출되도록 설계하고 있으며, 약 20 분간 유지되도록 한다. 분사각도 및 분사 시 도 달거리 등은 발사체 형상과 관련이 있으며, 펌프 용량 선정 시 주요 고려사항으로, 발사체 형상에 맞게 설계 진행 중이다.

시험발사체는 KSLV-I에 비해 크기가 작기 때 문에 기존 시설의 기능 및 용량으로 충분히 확 산방지가 가능하여, 기존 시설을 그대로 사용하 도록 설계하고 있다. 한국형발사체 발사대를 위 한 발사대소화설비는 기존 시설 중 용수 저장소 를 공유하고 펌프, 공급시설, 분사노즐 등은 한 국형발사체에 맞도록 신규 구축하는 것으로 설 계하고 있다.

산소량 모니터링계(Oxygen Monitoring System, OMS)는 발사대 건물 내부 공간 대기 중 산소

농도를 계측함으로써 작업 영역 내 가스 누출 여부를 모니터링하고 주변에 경고하는 것을 목 적으로 한다. 대기 중 산소 농도가 가스 누출 또 는 산소 누출로 비정상 상태(산소농도 19.5% 이 하, 22.0% 이상)가 되면 통제실 및 주변에 경광 등과 사이렌을 이용하여 경고하도록 구성되어 있다. 한국형발사체 발사대의 산소량 모니터링 계에서도 동일한 산소 농도를 기준으로 산소농 도 계측 방법, 시스템의 구성, 산소량 모니터링 위치 등에 대한 설계가 진행 중이다. 시험발사체 발사대를 위한 산소량 모니터링계는 기존 시설 의 계속 사용하도록 설계 중이다. 다만 산소량 측정 센서와 모니터링 모듈의 경우는 수명 연한 과 신제품 출시 등을 고려하여 교체 예정이다.

3. 화염유도로 형상설계

화염유도로(Flame Deflector)는 발사체 엔진에 서 발생하는 고온 고속의 연소 후류를 안전하게 유도하여 배출함으로써 발사 순간 발사체 및 지 상설비에 피해가 발생하지 않도록 하는 구조물 이다. 화염유도로는 발사대시스템의 가장 중앙에 위치하고, 형상이 결정되면 변경하기가 어렵기 때문에 신중한 접근이 요구된다.

3.1 화염유도로 설계 기본 파라미터

화염유도로는 로켓 연소시험설비(수직형)와 발 사대에 거의 대부분 채용되는 구조로서 로켓 역사 초기부터 그 형상에 대한 연구가 진행되어 왔다 [8,9]. 항공우주연구원에서는 과거 KSR-III 개발 단

(a) Pumps (b) Spray Monitor (c) Water spray (stream) (d) Water spray (fog)

Fig. 10 Fire protection system for KSLV-I.

계의 수직형 연소시험설비인 PTA-II에 화염유도로 를 채용하였으며[10], KSLV-I을 거쳐 한국형발사 체의 각종 연소시험설비 및 발사대시스템에 적용 되고 있다[11,12]. 이들 화염유도로 설계에 있어 공통적으로 사용된 설계 원칙은 J. D. Philips[13]

의 연구결과이다. J. D. Philips는 화염유도로 형상 을 결정하는 다섯 가지 주요 변수를 제시하였고, 이들 설계변수는 로켓 연소기 출구 직경의 배수로 결정된다고 저술하였다. J. D. Philips가 제시한 화 염유도로의 일반적인 형상은 Fig. 11과 같고 다섯 가지 주요 변수는 다음과 같다.

- 충돌각 (Impinging Angle)

- 충돌 이격 거리(Separation Distance) - 출구 원호 반경 (Exit Radius) - 출구 상승각 (Uplift Angle) - 화염유도로 폭(Deflector Width)

3.2 한국형발사체 발사대시스템 화염유도로 형상 3.1절에서 설명한 설계 원칙과 주요 설계 변수 를 바탕으로 한국형발사체의 설계 자료[4]를 고 려한 화염유도로 형상을 설계하였다. Table 6은 그 설계 결과를 나타내고 있으며, KSLV-I 나로 호 화염유도로의 설계 결과를 함께 표현하여 비 교할 수 있도록 하였다.

Table 6의 설계 Data를 보면 한국형발사체의 의 깊이가 줄어든 반면, 폭은 넓어진 것을 알 수

Fig. 11 Typical deflector profile[13].

화염유도로는 KSLV-I과 비교할 때 화염유도로 있다. 이는 설계 기준이 되는 엔진 출구 직경이 한국형발사체가 KSLV-I에 비해 작아졌지만, 발 사체 1단에 클러스터링 타입의 4개 엔진이 적용 되었기 때문이다. 이는 J. D. Philips[13]의 연구 결과 중 클러스터링 엔진 케이스를 따른 것이다.

Fig. 12는 Table 6의 설계 Data를 적용한 화염 유도로 형상의 3차원 캐드 모델이다. 설계된 화염

Parameter KSLV-I [5] KSLV-II ^Recommend

[13]

Nozzle Exit

Dia.[D](m) 1.445 1.046 -

Impinging

Angle(°) 30 30 30

Separation Distance(m)

8.9 (≈6.2D)

6.3

(≈6.0D) ∠3D Exit

Radius(m)

2.8 (≈1.94D)

2.1

(≈2.0D) ∠1.7D Width(m) 4.0

(≈2.8D)

8.5

(≈2.0*4D) ∠1.6D Table 6. Deflector configuration data.

Fig. 12 Basic configuration of KSLV-II flame deflector.

유도로 형상이 발사체 연소 후류를 안전하게 배 출할 수 있는지의 여부에 대해서는 전산유동해석 을 이용하여 검증할 계획이다. 또한 화염유도로 냉각계를 이용한 냉각수 분사를 포함하는 전산유 동해석을 통해 냉각 효과를 확인할 계획이다.

4. 결 론

본 논문에서는 한국형발사체 개발계획의 일환 으로 개발 중인 한국형발사체 발사대시스템의 전반적인 구성 및 기능과 현재까지의 설계 결과 를 소개하였다. 발사대시스템은 세 가지 지상지 원설비로 구성되며, 이 중 본 논문에서는 발사체 로 추진제와 각종 가스를 공급하고, 발사대시스 템 자체 운용에 필요한 가스류를 저장, 공급하는 추진제공급설비에 대해 집중적으로 소개하였다.

또한 발사대시스템 전체 구성 및 배치 결정에 큰 영향을 미치는 화염유도로의 형상에 대한 기 본 설계 결과를 덧붙여 소개하였다.

후속 설계 과정에서는 발사대시스템의 각 부 속시스템의 상세 규격 및 구성 등을 확정하고, 필요한 구성품의 규격 및 수량을 결정하게 된다.

아울러 시스템 계통도 및 배관 배치도 등을 확 정한 후 공정 해석, 유동해석 등을 통해 적절성 을 파악할 예정이다.

References

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2. Korea Aerospace Research Institute, “A Basic Design Results of Launch Complex for KSLV-II,” 2014

3. Sunil Kang, Joongwon Nam, ”Introduction of Ground Support Equipment of Launch Complex for KSLV-I NARO Launch Operations,“ Proceeding of KSAS Fall Conference, pp. 1427~1431, 2013

4. Korea Aerospace Research Institute,

“System Design Review of KSLV-II," 2013 5. Korea Aerospace Research Institute,

“Design Data for Launch Pad for KSLV-I,"

Critical Design Package for KSLS, 2007 6. Sunil Kang, “Numerical Study of the

effects of water spray on the Rocket Exhaust Plume,” Thesis of Ph. D., Chungnam National University, 2012 7. Yoonwan Moon, “A Study of Water

Injection Effect Influencing Plume in 75tonf 1st Stage Liquid Propellant Rocket Engine Ground Test : Core Injection Type,”, KARI-RET-TM-2010-003, Korea Aerospace Research Institute, 2010

8. Lays E., “Design Handbook for Protection of Launch Complexes from Solid Propellant Exhaust,” Martin-CR-66-11, NASA CR-76058, 1966

9. Evans R.L., Sparks O.L., "Launch Deflector Design Criteria and their Application to Saturn C-1 Deflector," NASA TN D-1275, 1963

10. Seungkyung Park, Bonggeun Choi, Kyungtaek Yoon, Yoocheol Woo, Daesung Lee, Sunil Kang, “Three Dimensional Supersonic Jet Flow Analysis Impinging on Flame Deflector Surface,” Proceeding of KSME Spring Conference, pp. 494~498, 2001 11. Sunil Kang, Seungho Ra, et. al.

“Preliminary Study for Launch Pad Flame Deflector Based on KSLV-I Flight Test Data,” Korea Aerospace Research Institute, 2010

12. Sunil Kang, Jungwon Nam, Hwanil Huh,

“A Study for Rocket Exhaust Flow Cooling due to the Central Spray Type Water Injection,” Aerospace Engineering and Technology No. 12 Vol. 1, pp. 163~172, 2013 13. Philips J.D., “Flame Deflector Design,

Standard For,” KSC-STD-Z-0012B, 1980