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2021년 2월 박사학위 논문
JET A1-산소 동축류 확산화염에서 산화제 조성 변화가 연소특성에
미치는 영향에 관한 실험적 연구
조선대학교 대학원
기계시스템·미래자동차공학과
류 명 호
[UCI]I804:24011-200000375230
[UCI]I804:24011-200000375230
JET A1-산소 동축류 확산화염에서 산화제 조성 변화가 연소특성에
미치는 영향에 관한 실험적 연구
An Experimental Study of Effects of Changes in Oxidant Stream Composition on Combustion Characteristics in
JET-A1/Oxygen Coaxial Diffusion Flames
2021년 02월 25일
조선대학교 대학원
기계시스템·미래자동차공학과
류 명 호
JET A1-산소 동축류 확산화염에서 산화제 조성 변화가 연소특성에
미치는 영향에 관한 실험적 연구
지도교수 박 설 현
이 논문을 공학박사학위 신청 논문으로 제출함 2020년 10월
조선대학교 대학원
기계시스템·미래자동차공학과
류 명 호
목 차
LIST OF TABLES Ⅰ
LIST OF FIGURES Ⅱ
NOMENCLATURE Ⅴ
ABSTRACT Ⅷ
제 1 장 서 론 1
1.1 연구 배경 및 필요성 1
1.2 JET A1 연소 연구 동향 11
1.3 연구 목적 및 내용 13
제 2 장 실험장치의 구성 및 방법 14
2.1 JET A1 액체 연료의 성분 및 자연 발화점 분석 14
2.2 주요 실험장치 및 구성 17
2.2.1 JET A1 증발 장치 및 동축류 화염 버너 17
2.2.2 화염의 점화 및 가시화 장치 20
2.2.3 화염의 온도 및 그을음 농도 측정 장치 23
2.3 실험 절차 및 방법 25
제 3 장 JET A1 연료의 점화와 화염 생성 과정 고찰 28 3.1 질소와 헬륨가스로 희석된 산화제 환경에서 JETA1연료의 28
점화 특성 28
3.2 질소와 헬륨가스로 희석된 산화제 환경에서 발생된 JET A1 37
삼지화염의 전파 특성 37
3.3 질소와 헬륨으로 희석된 산화제 환경에서 JETA1동축류 제트
확산화염의 길이변화 52
제 4 장 JET A1 동축류 제트 확산화염 내 그을음 입자의 생성
및 산화 과정 고찰 63
4.1 동축류 제트 확산화염 내 그음을 입자의 생성과 산화 63 4.1.1 동축류 제트 확산화염 길이와 그을음 입자 생성의
상호 관계 63
4.1.2 연소과정 시 그을음 입자 생성의 메카니즘 66 4.2 JETA1동축류 제트 확산화염의 온도 및 화염 내 생성된
그음을 입자의 농도측정 방법 70
4.2.1 이색법을 이용한 확산화염의 온도 측정 70
4.2.2 전역 광소멸법을 이용한 확산화염 내 그을음 입자 농도
측정 77
4.3 질소와 헬륨으로 희석된 산화제 환경에서 JETA1동축류 제트
확산화염 내 그을음의 생성 및 산화 82
제 5 장 결 론 97
【참고문헌】 100
LIST OF TABLES
Table 1.1.1 LRE accidents caused by leakage 6 Table 2.1.1 Summary of GC/MS test conditions 14 Table 2.1.2 Summary of chemical composition of JET A1 used in
the present study 15
Table 2.1.3 Measurement summary of auto ignition temperature for JET A1 used in the present study 16 Table 2.2.1 Specification of CEM assembly to used to evaporate
JET A1 fuel 18
Table 2.3.1 Summary of measured MIE for given oxidant stream
compositions 27
Table 3.1.1 Summary of measured MIE for given oxidant stream
compositions 31
Table 3.3.1 Calculated binary diffusivity and Froude number for
O2-N2 and O2-He gas mixtures 59
Table 4.1.1 Results of aromatic contents analysis in domestic
Jet A-1 64
Table 4.3.1 Thermophysical properties of Ar, N2, and He
at 400 K 92
Table 4.3.2 Summary of measured maximum flame temperatures, soot volume fractions and flame length for all experimental
conditions 95
LIST OF FIGURE
Figure 1.1.1 Roadmap for the Development of Space Launch
Vehicles by Countries 1
Figure 1.1.2 Layout of Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ
(KSLV-Ⅱ) 3
Figure 1.1.3 75ton class liquid rocket engine and 1st stage propulsion
system of KSLV-II 4
Figure 1.1.4 75ton class turbo pump configuration diagram and
Configuration of turbo pump assembly test 5 Figure 1.1.5 Illustration for the fire prevention system (FPS)
installed 8
Figure 2.2.1 Images of CEM and controller used to evaporate JET
A1 liquid fuel 17
Figure 2.2.2 Experimental configuration of coaxial diffusion jet
burner 19
Figure 2.2.3 Experimental configuration of coaxial diffusion jet
burner 20
Figure 2.2.4 Schematic diagram of high voltage spark ignition
control circuit 21
Figure 2.2.5 Experimental configurations for measuring spark ignition energy with a high voltage (HV) probe and a current transformer connected to an oscilloscope 21 Figure 2.2.6 Schematic diagram of Schlieren optic system for
visualizing flame spread after ignition 22 Figure 2.2.7 Optical system configurations for two color method
and full-field light extinction method 23
Figure 2.3.1 Configuration for experimental apparatus used to
invetigate 25
Figure 2.3.2 Schlieren images of stabilized and lifted-off flames 26 Figure 3.1.1 Schlieren images of flame propagation after ignition 29 Figure 3.1.2 Simultaneous voltage, current and power signals
captured on an oscilloscope 30
Figure 3.1.3 Minimum ignition energy measured as a function of the oxygen mole concentration in a coaxial flow 32 Figure 3.1.4 Dimensionless height above burner (HAB) configuration
of ignitability tests 33
Figure 3.1.5 Calculated ignition probability as a function of dimensi -onless HAB for given oxidant stream compositions 34 Figure 3.1.6 Schematics of pilot ignition mechanism 35 Figure 3.1.7 Control volume for flames developed after ignition
under 50% O2 in N2 and He conditions 36 Figure 3.2.1 Schematics of tripple flame configurations 38 Figure 3.2.2 Series of schlieren images of triple flame propagation
for given oxidant stream compositions 39 Figure 3.2.3 Measured triple point moving distance from ignition
source as a function of time 45
Figure 3.2.4 Measured triple propagation velocity for given oxidant
stream compositions 46
Figure 3.2.5 Measured and calculated n-decane burning velocity
versus equivalence ratio 48
Figure 3.2.1 Development of tailing diffusion flames 50 Figure 3.3.1 Images of co-axial diffusion flame influenced by
inert gas dilutions 53
Figure 3.3.2 Images of co-axial diffusion flame influenced by
inert gas dilutions 54
Figure 3.3.3 Mass flow rate of O2–inert gas mixture plotted versus
the O2 mole consecration 55
Figure 3.3.4 Calculated viscosity of O2–inert gas mixture plotted
versus the O2 mole consecration 56
Figure 3.3.5 Calculated Reynolds number of O2–inert gas mixture 57 Figure 3.3.6 Measured flame temperature as a function of the
HAB (height above burner) 60
Figure 3.3.7 Measured flame length as a function of the fuel mass
flow rate and co-flow temperature 62
Figure 4.1.1 Soot emission released from the KSLV-II ground
combustion test 65
Figure 4.1.2 Schematic of soot formation process 66 Figure 4.1.3 HACA reaction sequence for growth of PAHs 67 Figure 4.1.4 PAH growth process through polymerization 68 Figure 4.2.1 Experimental configuration for tungsten lamp
calibration 71
Figure 4.2.2 Tungsten lamp current variations with regards to
supplied voltages 72
Figure 4.2.3 Experimental configuration for CCD camera
performance tests 72
Figure 4.2.4 Spatial distribution of 8 bit intensity measured from
each of CCD cameras 73
Figure 4.2.5 Measured intensity measured from each of CCD
cameras equipped with 500 and 700 nm band-pass filters
corresponding to filament temperature 74
Figure 4.2.6 Radiative intensities versus measured gray values at
500 nm and 700 nm 75
Figure 4.2.7 Radiative intensities versus measured gray values at
500 nm and 700 nm 76
Figure 4.2.8 Configuration of Full-field light extinction optics used to measure the concentration of soot particles
formed in diffusion jet flames 77
Figure 4.2.9 Schematics of light-of sight projection
distribution 78
Figure 4.2.10 Calculated soot volume fraction plotted versus
radial positions 81
Figure 4.3.1 Full field light extinction images of sooting flames 83 Figure 4.3.2 Reductions in incident light intensity by soot particles 84 Figure 4.3.3 Calculated soot volume fraction plotted as a function
of HAB 86
Figure 4.3.4 Calculated flame temperature plotted as a function
of HAB 87
Figure 4.3.5 Schematic of the concentric semi-circular sections
in a flame 88
Figure 4.3.6 Distribution of the ture field values, deonvoluted values
using 50 concentric circles 89
Figure 4.3.7 Calculated soot volume fraction plotted versus
radial positions 91
Figure 4.3.9 Calculated soot volume fraction plotted versus
radial positions 94
Figure 4.3.10 Measured maximum flame temperature plotted versus
radial positions 96
ABSTRACT
An Experimental Study of Effects of Changes in Oxidant Stream Composition on Combustion Characteristics in JET-A1/Oxygen Coaxial Diffusion Flames
Ryu, Myung-Ho Advisor : Prof. Park, Seul-Hyun, Ph.D.
In the present study, JET A1/oxygen coaxial diffusion flames were investigated to provide fundamental knowledge that is crucial to understand fires and explosion characteristics for the Korea Space launch vehicle II (KSLV-II). To this end, the experimental conditions were carefully selected to mimic atmospheric conditions similar to those inside the first stage of KSLV-II considering the characteristics of the propellant (oxygen-nitrogen /oxygen-helium) supplied to a main combustor (engine). Atmospheric parameter adjustments including the molar oxygen concentration and inert dilution in the coaxial flow, fuel mass flow and coaxial flow temperature have been made to qualitatively investigate the characteristics of ignition energy, flame length and temperature, tripple flame propagation speed, and soot particles formation in JET A-1 diffusion flames.
The inert gas supplied to the coaxial flow was found to influence ignitability and triple flame spread rate. For the helium-diluted flames, the measured minimum ignition energy and triple flame spread rate greatly increased compared to the nitrogen-diluted flames due to the thermal diffusion characteristics of helium gas. Experimental results also clearly indicated that the measured flame lengths were proportional to the JET A1 fuel mass flow rate as well as increases in the temperature of the oxidizer stream. Moreover, increases in the inert gas concentration in the oxidizer stream resulted in stretching the flame. In particular, the flame was further elongated in the oxidizer steam diluted with nitrogen gas.
Inert dilution in the oxidizer stream that can adjust the viscous drag and flow-induced momentum was believed to be one of important mechanism to affect the length of coaxial diffusion flames.
Significant increases in soot volume fraction within JET A1/oxygen coaxial diffusion flames were observed with inert dilution in the co-axial flow. The experimental measurements demonstrate that nitrogen-diluted flames produced the higher soot volume fraction than the helium-diluted flames. The coupled analysis of the flame temperature and the residence time (affected by the flame length) provides correlation with the observed variations in sooting in JET A1/oxygen coaxial diffusion flames.
As the flame temperature with molar oxygen concentration increased, the measured soot volume fraction initially increased and then began to decrease after reaching a maximum value. Experimental results clearly indicate that the flame temperature can control the sooting behavior for JET A1/oxygen coaxial diffusion flames by mediating the competition among the fuel pyrolysis reactions, fragmentation of formed soot precursors, and oxidation of soot precursors and particles which eventually result in an interesting non-monotonic sooting behavior at elevated oxygen concentration.
제 1 장 서 론
1.1 연구 배경 및 필요성
위성과 다양한 종류의 탑재체를 우주 공간으로 이동시킬 수 있는 발사체 기술의 완 성도는 한 국가의 국방 기술을 넘어 전체적인 기술 발전의 잠재력을 가늠해 볼 수 있 는 중요한 척도이다. 세계 우주 강국들은 자주적 발사능력의 확보를 뛰어넘어 안정적 인 발사체 기술을 바탕으로 우주 개발의 민간 영역을 확대하고 있다. 성능 향상뿐만 아니라 저비용 및 재사용 우주 발사체 개발에 대한 관심이 증가되면서 우주개발 선진 국은 차세대발사체 개발 계획을 마련하고 민간 기업을 주축으로 한 혁신적인 기술 개 발이 추진되고 있다.[1] 우주 개발 선진국인 미국과 유럽, 중국, 일본 등은 우주 발사체 기술을 물자 수송용으로 활용할 뿐만 아니라 재사용 및 저비용 우주 발사체를 개발하 여 정치적, 경제적, 사회적 가치 창출을 목적으로 활용하고 있고 기술적 우위를 바탕으 로 우주 공간에 대한 지배력을 강화하고 있으며 발사 서비스 시장의 점유율 확대를 위 해 민간 기업에 대한 정책적인 지원을 지속적으로 시행하고 있다.
Figure 1.1.1 Roadmap for the Development of Space Launch Vehicles by Countries[1]
Figure 1.1.1는 우주 개발 선진국의 우주 발사체 개발 로드맵으로 우주 발사체 분야 최고 기술보유국인 미국은 민간기업인 스페이스X사와 유엘에이(United Launch Alliance, ULA)사, 블루 오리진(Blue Origin)사를 필두로 발사 서비스 목적의 저비용 재사용 발사 체나 유인 탐사를 위한 대형발사체를 개발 중에 있고 수차례 발사에 성공 하였다.[2]
유럽 엽합국(European Space Agency, ESA)은 기존 엔진의 성능을 개선하여 아리안 (Ariane)과 베가(Vega) 및 소유즈 (Soyuz) 발사체 시리즈로 세계 발사 서비스 시장에서 경쟁력을 확보하고 있으며, 기존 엔진의 성능을 개선하여 차세대 발사체 엔진을 개발 중에 있는 것으로 알려져 있다.[1] 러시아는 우주 발사체 재사용 기술보다 엔진의 성능 을 개량한 차세대발사체 개발이나 유인 우주탐사를 목표로 한 대형발사체 개발에 집중 하고 있는 것으로 알려져 있고[3] 중국은 창정(Chan Zheng, CZ) 발사체를 개발하여 소 형부터 중형 및 대형 위성까지 수송할 수 있는 우주 발사체 독자 기술을 확보 중에 있 으며 2018년 들어 중국은 미국이 주도하고 있는 발사 서비스 시장에 적극적으로 참여 하기 시작하였으며, 최근 급성장 중인 소형 위성 시장을 겨냥한 우주 발사체를 개발 중에 있는 것으로 알려져 있다.[4, 5] 아울러 일본은 기존의 가스 발생기 사이클을 활 용한 엔진에 이어 기술적 난이도가 높은 단계식 연소 사이클과 액화수소를 연료로 사 용하는 LE-7 엔진을 개발하였으며 우주 발사체 시장에서의 경쟁력 확보를 목표로 차 세대 엔진을 개발 중이고 2020년에 LE-9 엔진을 적용한 차세대발사체인 H-3 발사체의 첫 시험 발사를 계획하고 있으며, 소형 위성 발사가 주목적인 입실론(Epsilon) 발사체를 개발 중으로 알려져 있다.[6]
우주 발사체 기술 자립화는 외국의 기술 의존 없이 우주 개발을 독자적으로 수행할 수 있는 수단을 얻는 것이며 이를 위해서는 발사체 기술의 핵심적인 요소인 액체 로켓 엔진의 기술 확보가 필수적이다. 하지만, 발사체와 관련된 기술의 이전은 MTCR (Missile Technology Control Regime)과 같은 국제 규약에 의해 제한을 받기 때문에, 기 초 데이터의 확보에서 부터 설계, 제작에 이르기까지 광범위한 분야에서 기술 축적이 독자적으로만 이루어져야 한다. 우리나라의 우주 발사체 기술은 2013년도에 발표된 우 주 개발 중 장기계획에 따라 한국형발사체 개발 주관 연구기관인 한국항공우주연구원 (이하, 항우연)에서 1993년 1단형 고체추진과학로켓(KSR-I), 1998년 2단형 고체추진과학 로켓(KSR-II), 그리고 2002년 한국최초의 액체추진과학로켓(KSR-III) 발사에 성공함으로 써 저궤도 실용위성 발사체 기술 확보 및 상용화를 목표로 우주 발사체 개발 사업이 추진되었고 이후 진행된 KSLV(Korea Space Launch Vehicle, 이하 나로호) 프로그램의 1
단계로서 나로호 개발을 통해 100kg급 인공위성을 지구 저궤도에 진입시킬 수 있는 발 사체를 개발하여 발사에 성공하였다. 2단계인 KSLV-II(이하, 한국형발사체) 핵심 기술 인 1단 액체 추진 로켓 자체개발을 포함해 나로호 개발 경험을 바탕으로 2021년까지 1.5톤의 실용위성을 지구 저궤도(600~800 km)에 투입하고 궁극적으로 독자적인 우주 발사체 기술을 확보하기 위한 중형발사체 급인 한국형발사체를 개발 중에 있다.[7]
(a) KSLV-II overall Structure
(b) Single 75ton engine for 2nd stage
(c) Clustered 75ton engines for 1st stage
Figure 1.1.2 Layout of Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ(KSLV-Ⅱ)[8]
한국형발사체(KSLV-Ⅱ)는 Figure 1.1.2에 제시되어 있는 바와 같이 총 3단으로 구성 된 발사체이다. 총 길이 약 46m, 직경 약 33m, 중량 약 200톤으로 15톤급의 페이 로드 를 600~800km 고도의 태양 동기 궤도에 투입할 수 있는 성능을 목표로 세계적인 발사 체 개발 방향에 부합하여 추진제인 액체 산소와 케로신 계열의 항공 터빈유인 JET A1 연료을 사용하며 터보 펌프 방식의 가스 발생기 개방형 엔진 사이클(open cycle)을 채 택한 액체로켓엔진을 1, 2, 3,단에 모두 적용하고 있다. 한국형발사체의 1단을 구성하는
엔진은 Figure 1.1.3에 제시된 바와 같이 75톤급의 추력을 갖는 액체 엔진 4기를 클러 스터링 하여 총 300톤급의 추력을 발생시키는 엔진이며 2단 엔진은 1단 엔진과 동일한 추력을 갖는 엔진이지만 확대 노즐을 갖는 75톤급 액체 엔진 1기를 사용하고 3단 엔진 은 7톤급 액체 엔진 1기가 사용된다.[7]
Figure 1.1.3 75ton class liquid rocket engine and 1st stage propulsion system of KSLV-II[10]
앞서 서술한 바와 같이 한국형발사체 1단 엔진의 클러스터링 기술은 우주개발 선진 국에서 널리 활용되고 있고 발사체 엔진 기술에 비해서는 상대적으로 기술적 난이도가 낮다고 알려져 있지만 우리나라에서는 처음 적용되는 기술로서 4개의 엔진이 묶여 운 용 시 발생할 수 있는 시동 충격, 발사 후 비행 중에 극심한 진동 환경뿐만 아니라 고 압의 추진제, 극저온 산화제나 고온 연소 가스에 의한 열하중 등의 다양한 정적 하중 을 겪고 다수의 서브 시스템과 부품들이 직렬 및 회귀(feedback)결합으로 연결된 복잡 한 기계시스템으로서 큰 에너지 긴장도의 상태에서 작동되므로 많은 형태의 사고 위험 성을 가지고 있다. 뿐만 아니라 화재나 폭발 위험성이 큰 물질을 추진제로 사용하므로 사고 시 인적 피해와 물적 손실을 일으킬 수 있다. 발사체 내부의 고산소 환경에서의
화재 및 폭발 가능성이 매우 높아 이에 따른 연소 불안정 현상이 발생 될 가능성이 높 고 이는 추진제의 발화 특성과 산화제의 가연 능력 때문에 화재 및 폭발 위험이 상존 하기 때문이다. 또한 Figure 1.1.4에 제시된 바와 같이 연료펌프, 산화제 펌프, 터빈이 일축(single-axis) 형태인 75톤급 액체 로켓 엔진의 터보 펌프에서는 작동 안정성을 확보 하기 위해 산화제와 액체 연료의 혼합을 방지하는 기술이 필수적이나 현재의 터보 펌 프 혼합 방지 씰(Inter-Propellant Seal)은 어느 정도의 누설이 불가피한 것으로 알려져 있어 폭발 사고의 가능성은 존재한다.[11] Table 1.1.1에는 발사체의 추진체 누설에 의 한 사고의 사례가 정리되어 있다.[14, 15]
Figure 1.1.4 75ton class turbo pump configuration diagram and Configuration of turbo pump assembly test[12, 13]
Date Launch Vehicle Descriptions 1957.5.15 R-7
(RD-107)
The seal was destroyed in the high-pressure kerosene supply system, causing a fire in the first stage block.
1978.5.27 Proton Fuel leaked due to connector failure and a fire broke out in the first-stage engine room.
1983.9.26
Soyuz-T 10-1
Before launch, fuel leaked and the the lauach vehicle was engulfed in flames
1983.12.8
columbia (SSME)
While returning to Earth after completing the mission, hydrazine fuel leaked from the APU (Auxiliary Power Units) 2 minutes before landing and a fire occurred, destroying the APU control valve, and the fire continued until all of the leaked fuel was burned.
1986.7.30
Zenit-2 (RD-171)
A fire occurred in the engine room as the oxidizing agent supply pipe for cooling the combustor of RD-171 was removed.
2006.3.24
Falcon1 (Merlin)
A fire broke out due to a fuel leak, damaging the pneumatic system and thus stopping the engine in 29 seconds.
1985.9.12
Ariane-3 (HR7-B)
Liquid hydrogen leaked from the valve of the three-stage engine, which is a cryogenic engine, cooled the combustion chamber, and normal ignition did not occur. As the valve on the injector side of the liquid hydrogen supply system of the three-stage engine leaks and cools the combustion chamber, the combustion pressure and O/F ratio are lowered, making normal start-up impossible. Later, a redesign of the injector valve using a different airtight method was performed and it was confirmed that no leak occurred in the fuel supply system.
1988.9.2 Titan 34D (LR-91)
During launch preparation, helium gas that pressurized the fuel of the upper engine was leaked. Re-ignition failed because the pressurization system did not operate normally, and the fuel tank cap, cover, seal, line, and fitting were reassembled to prevent recurrence.
Table 1.1.1 LRE accidents caused by leakage
누설 원인으로는 설계 결함, 수리 불량 및 충격으로 인한 손상이 있으며, 주로 밸브, 배관, 탱크 등에서 발생하였다. 액체 로켓 엔진에서 주로 누설이 발생하는 부위는 밸브 류와 체결부이다. 누설이 가능한 체결부로는 공압 용기 체결부, 제어 가스 공급라인 체 결부, 추진제 배관 체결부, 재순환 배관 체결부, 퍼지 공압 라인 체결부, 측정라인 체결 부 등이 있다. 아울러 앞서 기술한 바와 같이 한국형 발사체의 엔진은 액체 로켓 엔진 으로 추진제는 국내 정유사에서 생산되고 사용되는 항공 터빈유인 JET A1이 사용되고 산화제는 액체 산소가 사용되어[16] 화재 및 폭발의 위험성이 매우 크고 이에 대한 대 비가 필요하다고 알려져 있어[17, 18] Figure 1.1.5와 같이 한국형 발사체 또한 발사체 내부의 화재 및 폭발을 방지하기 위한 하나의 대비책으로 개발되고 있는 발사체 비행 화재 안전 시스템의 능동적인 화재 및 폭발 원인 제거를 위한 방법으로 고압의 질소 또는 헬륨 같은 불활성 기체를 사용하여 가연성 가스의 농도를 낮추어 발사체에서 배 출시키는 방법으로 화재 위험성을 방지하고 발사체는 발사 직후 비행 고도가 높아짐에 따라 동체 내부의 압력이 낮아지고 동체 내부에 불활성 기체가 공급되어 산소 농도가 낮아지면 가연 혼합물의 점화를 통한 화재나 폭발 가능성도 낮아진다. 하지만 발사체 폭발사고 사례로 비추어 볼 때, 화재 및 폭발 안전 측면에서 작동 환경을 고려한 심층 연구가 반드시 필요한 것으로 판단된다.
Figure 1.1.5 Illustration for the fire prevention system (FPS) installed[19, 20]
앞서 살펴본 바와 같이 한국형 발사체의 엔진은 추진제인 액체 산소와 케로신 계열 의 JET A1을 연료로 사용하며 터보 펌프 방식의 가스 발생기 개방형 엔진 사이클 (open cycle)을 채택한 액체 로켓 엔진이다. 액체 추진제를 사용하는 발사체의 추진기관 은 추력을 발생시키는 엔진과 추진제 및 기타 필요 유체를 공급하는 추진제 공급시스 템으로 구성되어 있고 추진제 공급시스템은 다시 추진제 탱크, 추진제 가압시스템, 추 진제 충전 및 배출 시스템, 밸브 구동 시스템, 퍼지 시스템으로 구성된다. 그리고 추진 제를 엔진으로 공급하는 방식에 따라 압축 가스공급 방식과 터보 펌프 방식으로 구분 할 수 있다.
추진제 공급시스템의 선택은 추력의 범위, 연소시간, 추진제의 종류, 로켓의 가속도, 비행경로, 무게, 개발 비용 등에 의해 결정된다. 일반적으로 추진제 탱크를 직접 가압 하여 엔진으로 공급하는 가압식은 소형로켓에 이용되고 있으며 대형 로켓의 경우 무게 절감을 위해 터보 펌프 방식의 추진제 공급시스템을 채택하는 것으로 알려져 있다.[21]
추진제 공급시스템은 추진제를 엔진 연소실까지 주어진 유량과 압력으로 공급하기 위 한 공급시스템이 요구된다. 압축 가스공급 방식은 추진제 탱크의 압력을 고압으로 유 지하여 엔진 연소기와의 직접적인 압력 차에 의해 추진제가 공급되도록 하는 방식이
고, 터보 펌프 방식은 엔진에 장착된 터보 펌프에 의해 엔진으로 공급되는 추진제의 압력을 높여주는 방식이다. 이 두 가지 방식 모두 추진제 탱크에 대한 가압이 필요하 다. 발사체 비행 중 추진제가 엔진으로 공급되면 추진제 탱크의 얼리지(Ullage) 영역은 추진제의 체적유량과 동일한 크기로 팽창하게 되는데, 추진제 탱크의 압력을 요구 조 건에 맞게 유지하기 위해서는 적절한 유량의 가압 가스를 공급해 주어야 하고 이러한 역할을 수행하는 시스템이 추진제 탱크 가압시스템이다.
한국형 발사체의 추진제 탱크 가압시스템은 연료 탱크를 가압하는 물질로 불활성 가 스인 헬륨이 사용된다. 불활성 기체인 헬륨은 앞서 설명한 바와 같이 발사체 비행 안 전 시스템과 아주 작은 반응에도 폭발의 위험성이 있는 액체 산소인 산화제 탱크의 가 압 기체로도 사용된다. 헬륨은 산화제 탱크 내부에 위치한 고압 탱크에 저장된다. 헬륨 탱크가 산화제 탱크 내부에 위치하는 이유는 온도와 무게 때문이다. 산화제 탱크에 저 장된 액체 산소는 –183℃의 극저온 상태를 유지하는데 헬륨 또한 동일한 온도로 저장 할 수 있고 동일한 압력 조건에서 상온으로 저장할 때보다 부피를 약 1/3로 줄여서 저 장이 가능하다. 저온 상태로 저장했다가 터보펌프 구동을 위해 연소 가스를 발생시키 는 가스 발생기(Gas Generator,G.G.)에서 발생 된 배기가스가 배출되는 곳에 열교환기가 위치하여 산화제 탱크 내부에 설치된 가압제(Pressurant) 저장 탱크로부터 토출되는 극 저온 헬륨을 열팽창 시키는 것이다. 열팽창된 가압제는 추진제 탱크를 가압하여 추진 제를 터보 펌프까지 공급하는데 이용되며 부피를 팽창시킨 후 추진제 탱크 가압에 사 용된다. 또한 불활성 기체인 헬륨은 액체 로켓 엔진의 안정적인 시동 과정을 유지하고 종료 시의 잔류 추력을 최소화하기 위해서 필수적으로 필요한 퍼지(Purge) 기능을 수행 한다. 먼저 시동 전 연소실 내로 외부로부터 이물질이 유입되는 것을 막고 배관과 매 니폴드의 슴기를 제거하기 위한 prestart drying/inerting purge(PS)가 필요하다. 그리고 시 동 시에 연소기와 가스 발생기의 연소실로 공급되는 산화제 또는 연료의 순차적인 공 급으로 인하여 반대쪽 분사기를 통하여 추진제가 매니폴드로 유입되는 것을 방지하고, 점화되지 않는 추진제가 연소실로 적체되어 점화 시에 급격히 압력이 상승하는 것을 막기 위해 분사기의 buffer purge(BF 퍼지)가 필요하고 엔진 종료시에 종단 밸브 후단 부터 연소실까지의 배관이나 매니폴드에 채워져 있는 산화제나 연료를 가능한 빨리 연 소실로 밀어내어 발사체의 잔류 추력을 최소화하기 위한 shutdown purge(SD 퍼지) 기 능을 수행하기 위해 사용된다. 그리고 산화제 펌프와 연료펌프 사이에 누설된 두 추진 제가 섞여 발생할 수 있는 문제를 방지하기 위해서, 두펌프 사이를 밀봉하는 inter
propellant seal purge(IPS 퍼지)가 있다. IPS 퍼지의 경우 터보 펌프의 밀봉방식에 따라 터보 펌프에 추진제가 채워질 때부터 회전하기 전까지 수행하는 방식과 터보 펌프가 회전하고 난 이후에도 계속 수행하는 방식으로 이 기능 또한 불활성 기체인 헬륨을 이 용하여 퍼지 기능을 수행한다.
이와 같이 불활성 기체인 질소와 헬륨은 한국형 발사체의 엔진 시동부터 시동이 종 료되는 시점까지 전 영역에 사용되는 불활성 기체로 액체 엔진의 연소과정에서 실제 환경을 고려한 기초연소 특성에 관한 연구가 필요하다고 판단된다. 그리고 한국형 발 사체의 본격적인 상업용 발사체 시장으로의 진입을 위해서는 발사체 기술의 핵심 요소 인 75톤급 액체 엔진의 성능 향상이 필요하고 이를 위해 한국형 발사체 실제 사용 연 료인 JET A1 연료를 사용하여 연소 시 조성되는 발사체 연소 환경을 모사하여 점화에 너지, 화염의 길이 및 전파속도 그을음 농도 측정을 통해 기초적인 화염특성을 연구하 고자 한다.
1.2 JET A1 연소 연구 동향
한국형 발사체 채택 연료인 JET A1은 항공기를 비롯하여 우주 발사체에 이르기까지 항공 우주 분야에 널리 사용되는 연료이다. 케로신 계열(kerosene-type)의 JET A1 연료 는 수백 가지 화학 성분으로 구성된 복잡한 혼합물로 화학 구조의 복잡성으로 인해 실 제 연료의 연소 및 물리적 특성을 일부 나타내기 위해 모사 연료(Surrogate fule)를 이 용하여 대다수의 연구가 진행 되어 왔다. 이를 위해 모사 연료를 구성하고 이에 대한 상세한 화학 반응 모델을 개발하여 평가하고 검증하기 위해 모사 연료의 개별 구성 요 소에 대한 주요 연소 물성 인자의 측정 데이터가 필요하고 연소반응 해석모델 개발과 화염전파속도, 점화지연시간 등의 모사 연료의 상세한 화학 반응 모델 검증을 위한 실 험이 필요하다. 모사 연료의 화학 반응 모델을 검증하기 위한 실험으로는 화염전파속 도 측정, 점화지연시간 측정 등이 있다. 그중 점화지연 시간에 대한 연구는 1950년대 이후부터 지금까지 활발히 수행되고 있으며 유동 반응기로부터 분무된 액체 연료나 증 발된 연료를 주입하는 방법으로 실험이 수행 되었다.[22-26] 최근 수행된 점화지연시간 에 관한 연구는 급속 압축기(rapid compression machine) 또는 충격 파관(shock tube) 장 치를 이용하여 수행되었다. Dean 등[27]은 충격 파관을 이용하여 JET A의 압력 범위 8.5 ± 1 atm, 온도 범위 1000-1700 K, 당량비 0.5, 1, 2 조건에서 점화지연시간을 측정 하였다. 또한 Benzene, hexane, decane을 모사 연료로 구성하여 같은 조건에서 실험을 수행하였고 실제 연료와 모사 연료의 점화지연시간을 비교하였다. Vase 등[28]은 JET A, JP-8에 대해 압력 범위 8-51 atm, 온도 범위 715-1230 K, 당량비 0.5, 1 조건에서 점 화지연시간을 측정하였다. Dooley 등[29]은 JET A의 4가지 물성치를 파악하여 n-dodecane, isooctane, toluene을 모사 연료를 구성하였고 각각 순서대로 42.67/33.02/24.31 mol%로 구성하여 상세 화학 반응 모델(detailed kinetic model)을 개발 하였다. 이렇게 개발된 상세 화학 반응 모델로 충격 파관을 이용한 점화 지연 실험, 유 동 반응기(flow reactor)를 이용한 화학 반응 실험, 급속 압축기를 이용하여 측정값과 해 석값을 비교한 후 모델을 검증하였다. Wang 등 [30]은 충격 파관을 이용하여 Jet A, JP-8, Shell GTL, Sasol IPK 연료들의 점화지연시간을 압력 범위 8-39 atm, 온도 범위 650-1300 K, 당량비 0.25-1.5 조건에서 측정하였으며, 700-1000 K의 온도구간과 20 atm 이상의 고압 조건에서 온도가 높아짐에 따라 점화지연시간이 더 길어지는 negative temperature coefficient(NTC) 거동을 관찰하였다. Dooley 등[31]은 기존에 파악한 JET A
의 4가지 물성치를 참고하여 n-dodecane, n-propylbenzene, iso-octane, 1,3,5-trimethylbenzene (1,3,5-TMB)으로 모사 연료를 구성한 뒤 상세 화학 반응 모델을 개발하였고 개발된 모델은 실제 연료의 여러 실험값과 이전에 구성한 모사 연료의 해 석값과 비교하여 검증하였다.
실제 연료와 모사 연료를 이용한 동축류 확산 화염에서 그을음 형성과 진화에 대한 실험적 연구도 수행되었다. Mohammad [32]는 JET A1, Synthetic Paraffinic Kerosene 및 모사 연료의 대기, 층류, 동축류 확산 화염에서 그을음 형성과 진화에 대한 실험적 연 구를 수행하였고 Gulder 등[33] 은 확산 화염에서 불활성 기체인 질소 희석 및 화염의 온도가 그을음 형성에 미치는 영향에 대한 실험적 연구를 수행하였다. Guo 등 [34, 35]
은 에틸렌 확산 화염에서 그을음 형성에 대한 열 확산 영향의 수치 조사를 수행하였고 층류 에틸렌 확산 화염에서 불활성 기체인 질소 헬륨 아르곤 첨가에 따른 그을음 형성 영향에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 뿐만 아니라 Kelly-Zion [36]의 연구 결과에 의 하면 절대압력이 낮아지면 증기-가스 혼합물과 주위 가스와의 밀도 차로 인해 발생하 는 부력과 물질 확산이 증가하여 액체 표면 막을 통한 증발이 촉진되는 것으로 보고되 고 있다. 또한 von Elbe [37] 등은 Diethylether/산소/공기 예혼합 화염에서 측정한 최소 점화에너지를 측정한 결과, 압력이 낮을수록 점화에 필요한 에너지는 커지며, 이론 공 연비 근처에서 점화에너지가 가장 낮고 연료 과농 영역과 희박 영역에서 점화에너지가 다시 증가하는 현상을 보고하였다. Shepherd [38] 등은 JET A 연료를 이용하여 항공기 고도 조건에 해당하는 대기압 조건에서 점화 에너지의 크기 따라 달라지는 팽창하는 압력을 측정하였고 Singh [39] 등은 정적 연소기를 이용하여 n-Decane, Jet-A 및 S-8 화 염의 층류 화염 속도 및 화염 신장율 특성에 대해 고찰한 바 있다.
이처럼 앞서 제시한 바와 같이 기존의 연구 내용을 살펴보면 대부분의 실험 연료는 JET A1의 모사 연료를 사용하여 점화에너지 특성, 화염전파시간, 화염 길이, 그을음 특성 등의 실험적 연구가 수행되었으나 본 연구에서는 발사체 환경을 모사한 한국형 발사체에 사용되는 실제 연료인 JET A1을 이용하여 동축류 제트 화염 버너에서 동축 류의 산화제가 순수 산소로 공급 될때 산화제의 산소가 헬륨이나 질소로 희석되는 조 건에서 점화에너지 특성, 점화된 직후 발달되는 삼지화염의 전파 특성, 화염길이, 화염 온도 측정, 그을음 농도 측정 등의 발사체 환경을 구현해서 실험을 수행하여 기존 연 구들과의 차별성을 갖고자 하였다.
1.3 연구 목적 및 내용
앞 절에서 살펴본 바와 같이 JET A1은 항공기를 비롯하여 우주 발사체에 이르기까 지 항공·우주분야에 널리 사용되는 연료이다. 하지만, 앞서 언급한 바와 같이 JET A1 은 수백 가지 화학 성분으로 구성된 복잡한 혼합물로 화학 구조의 복잡성으로 인해 모 사 연료 (Surrogate fuel)를 이용하여 대다수의 연구가 진행되어왔다. 따라서 본 연구에 서는 실제 연료인 JET A1 동축류 제트 화염의 분석을 통해 화염 길이, 점화특성, 화염 전파속도, Soot의 배출 특성과 같은 실제 기초 연소 특성을 제시하고자 하였다. 특히 한국형 발사체의 작동 환경과 유사한 조건에서 JET A1-산소 동축류 제트화염을 생성 시키는 과정과 생성 후에 발달된 층류화염의 특성을 살펴보고자 연구를 수행하였다.
본 논문의 연구 내용을 정리하면 아래와 같다.
1) JET A1-산소 동축류 버너에 공급되는 산화제(순산소, Pure oxygen)가 헬륨과 질소 으로 각각 희석된 경우 점화특성
2) JET A1-산소 동축류 화염에서 산화제 조성이 산소-헬륨(Oxygen-helium)과 산소-질 소(Oxygen-nitrogen)로 치환된 환경에서 점화 직후 발생한 삼지 화염(Triple flame) 의 전파특성
3) 산소-헬륨과 산소-질소로 치환된 산화제 환경에서 JET A1 동축류 층류 화염의 길 이 변화 특성
4) 산소-헬륨과 산소-질소로 치환된 산화제 환경에서 생성된 JET A1 동축류 층류 화 염 입자상 물질(Soot)의 발생 및 산화특성
제 2 장 실험장치의 구성 및 방법
2.1 JET A1 액체 연료의 성분 및 자연 발화점 분석
나로호 발사 성공 이후, 러시아나 미국의 발사체 엔진에 사용되는 것과 유사한 고밀 도 등유(Kerosene)계 연료를 개발하는 움직임이 진척되어 상당한 성과를 거두었으나 양산 시 필요한 설비와 부대 비용 증가로 한국형 발사체의 연료로는 결국 상용 항공유 인 JET A1이 채택되었다[40]. 본 연구에 사용된 JET A1의 성분을 분석하기 위해 기체 크로마토그래프/질량 분석기(Gas Chromatograph/Mass Spectrometer, PerkinElmer社 Clarus 600)를 이용하였다. 기체 크로마토그래프/질량 분석기는 혼합물인 유기화합물을 기체 크로마토그래프로 분리한 뒤 질량분석기를 이용하여 이온화시킨 뒤 화학 성분의 질량 스펙트럼을 분석을 통해 물질의 화학적 구조, 화학 분자량 등을 분석하는 장치이다. 본 연구에서 분석을 위해 기체 크로마토그래프/질량 분석기에 적용된 조건은 Table 2.1.1 에 정리되어 있다.
GC
Column Elite-5MS(30m*0.25mm, 0.25㎛)
Oven temperature (K)
50K-5 min
220K-5 min (5K/min ) 300K-2 min (10K/min) Inlet temperature (K) 280
Split ration 50 : 1 Injection volumn (㎕) 1
MS
Ionization mode EI (Electron Ionization) Electron energy(eV) 70
Interface temperature (K) 473 Ion source temperature (K) 473
Mass analyzer(V) Quadrupole Multipler voltage(V) 370
Scan range(m/z) 35~550
Data base MS Search v2.0 Table 2.1.1 Summary of GC/MS test conditions
본 연구에 사용된 JET A1 연료의 GC/MS 분석 결과는 Table 2.1.2에 정리하였다. 분 석 결과 표에 정리되어 있는 바와 같이 알케인 계열(CnH2n+2)의 탄화수소가 주로 이루 어졌음을 확인하였다.
Compounds detected CAS number
Chemical formula
Molecular
Weight Total(%) 01 Trichloromethane 67-66-3 CHCI3 118 0.18 02 Heptane 142-82-5 C7H16 100 0.44 03 Octane 111-65-9 C8H18 114 1.97 04 1-Hexanol, 2-ethyl- 104-76-7 C8H18O 130 1.07 05 Octane, 3-methyl- 2216-33-3 C9H20 128 2.00 06 Nonane 111-84-2 C9H20 128 8.45 07 Octane, 2,6-dimethyl- 2051-30-1 C10H22 142 3.61 08 Nonane, 4-methyl- 17301-94-9 C10H22 142 3.93 09 Decane 124-18-5 C10H22 421 11.38 10 Decane, 4-methy- 2847-72-5 C11H24 156 3.18 11 Decane, 4-methy- 2847-72-5 C11H24 156 1.64 12 Decane, 3-methy- 13151-34-3 C11H24 156 3.45 13 Undecane 1120-21-4 C11H24 156 11.58 14 Benzene, 1,2,3,5-tetramethyl- 527-53-7 C10H14 134 2.10 15 Undecane, 5-methyl- 1632-70-8 C12H26 170 2.81 16 Undecane, 3-methyl- 1002-43-3 C12H26 170 1.87 17 Dodecane 112-40-3 C12H26 170 10.86 18 Undecane, 2,6dimethyl- 17301-23-4 C13H28 184 2.33 19 Dodecane, 2-methyl- 1560-97-0 C13H28 184 1.64 20 Tridecane, 7-methyl- 26730-14-3 C14H30 198 1.75 21 Tridecane 629-50-5 C13H28 184 9.15 22 Tridecane. 2-methyl- 1560-96-9 C14H30 198 1.22 23 Dodecane, 2,6,10-trimethyl- 3891-98-3 C15H32 212 1.44 24 Tetradecane 629-59-4 C14H30 198 7.84 25 Pentadecane 529-62-9 C15H32 212 3.40 26 Hexadecane 544-76-3 C16H34 226 0.71
Table 2.1.2 Summary of chemical composition of JET A1 used in the present study
본 연구에서는 발사체 동체 내부의 고온 환경을 모사하기 위하여 점화 이후 확산화 염 버너 동축류에 공급되는 산화제의 온도을 최대 823K까지 가열하였다. 따라서 실험 이 개시된 직후 강제 점화 이전 확산화염 버너 내축으로 공급되는 증발된 JET A1 연 료가 점화원과 직접적인 접촉없이 주위로부터 충분한 에너지를 받아서 스스로 점화되 는 자연발화를 억제하기 위해 실험 전 자연 발화온도을 측정하였다. JET A1 액체 연 료의 자연 발화온도은 Semi-automatic autoignition temperature tester(Z PA-3, PETROTEST 社)를 이용하여 측정하였다. 이 장치는 크게 가열로의 온도 조절과 기록을 위한 컨트 로러와 입력된 가열속도에 의해서 전기로를 가열하는 오븐으로 구성되어 있다. 상온 대기압 상태에서 최대 923K까지의 자연 발화온도 측정이 가능하고 시료의 자연발화 여부는 Ni-Cr 센서로 구성된 화염 감지기로 자동 감지되며 시험 방법은 표준 시험 규 격 DIN 51794에 의해 실시하였다. 자연 발화온도의 경우 통상은 3회를 실시하여 평균 값 및 통계 처리하는 것을 원칙으로 본 연구에 사용된 JET A1 연료의 자연발화점 측 정 결과의 경우에는 반복성 허용오차(5K)를 초과하여 4회를 실시하였다 Table 2.1.3에 정리되어 있는 바와같이 DIN 51794 규격에 측정된 의해 최종값에서 5K 단위로 하양 절삭하여 표기하는 것이 원칙이므로 최종 자연 발화온도는 523K, 시험 중 측정 된 최 저값은 513K이였다.
Test # 1 2 3 4 Average Standard Deviation Auto Ignition Temperature
[K] 528 513 523 255 528 7.1 Table 2.1.3 Measurement summary of auto ignition temperature for JET A1 used in the
present study
2.2 주요 실험장치 및 구성
2.2.1 JET A1 증발 장치 및 동축류 화염 버너
본 연구에서 사용된 연료 JET A1은 상온 대기압에 액체로 존재하기 때문에 Figure 2.1에 제시된 Bronkhorst社의 등유 전용 CEM (Controlled Evaporator and Mixer)를 사용 하여 액체 JET A1의 증발과 이송을 제어하였다. CEM 장치는 크게 JET A1 액체 연료 를 포화온도 이상으로 가열하여 증발시키는 히팅 시스템과 액체 등유의 증발량을 제어 하기 위한 등유계 연료 전용 질량 유량계(Mass flow controller)로 구성되어 있다. 증발 된 JET A1을 동축류 제트 확산화염 버너로 전달하는 캐리어 가스로는 질소를 사용하 였고 Brokhorst社 질소 전용 질량 유량계로 제어하였다. 실험 중 CEM의 가열기 설정 온도는 2.1절에 제시된 자연 발화온도를 넘지 않도록 제어하였다,
Figure 2.2.1 Images of CEM and controller used to evaporate JET A1 liquid fuel
본 연구에 사용된 CEM 장비는 Zhang 등 [41]과 Meghdad 등 [42, 43]이 확산 JET A1-공기 확산화염 내부에 생성되는 그을음 특성을 연구하기 위해 사용한 것과 동일하 다. 선행연구를 통해서 증명된 바와 같이, CEM의 등유 전용 질량 유량계에 설정된 유 량은 실험이 진행되는 동안 JET A1 연료를 완전히 증발시킬 수 있고 최대 ~ 12 g/h까 지 안정적으로 응축과정 없이 질량 유량 제어가 가능하다. Table 2.2.1에는 본 연구에 사용된 CEM과 CEM을 구성하는 질량 유량계의 사양이 정리되어 있다.
Maker Bronkhorst (CEM)
Model W-102A-122-K
Material Max. heating
temp. Press. range Power Max. power.
Stainless
steel 316L 473K 100 bar 42 VAC 150 VA Flow Power consumption Heater capacity 60 g/h() 12 g/h(Fuel Oil) Mixing valve:
4 W(Max)
Heater:
150 W(nominal) 10W Maker Bronkhorst (MFC for JET A1 fuel)
Model L13-AAD-11-K-10S Ⓐ Spec.
Flow Accuracy Press. & Temp.
Range Material 12 g/h Fuel oil ± 1% FS 5 bar, 293K Stainless steel
316L/320 Power Power supply at voltageI/O at current I/O
15 V 100 mA 120 mA
Maker Bronkhorst (MFC for N2 carrier gas) Model F-201CB-1K0-AAD-00-V Ⓑ
Spec.
Flow Accuracy Press. & Temp.
Range Material N2 ± 1% FS 5 bar, 293K Stainless steel
316L/320 Power Power supply at voltage I/O at current I/O
15 V 290 mA 320 mA
Table 2.2.1 Specification of CEM assembly to used to evaporate JET A1 fuel
Figure 2.2.2은 실험에 사용된 동축류 버너의 단면도이다. 동축류 버너 내축과 외축 의 내경은 각각 1.8mm와 25.2mm이며, 내축과 외축의 사이에는 산화제-불활성 가스의 균일한 유동을 돕기 위해 지름이 6.0mm인 스테인리스 비드로 채워져 있다. 버너의 외 축에는 산소와 불활성 가스(질소, 헬륨)가 원활하게 공급될 수 있도록 별도의 가스 라 인이 연결되어 있다. 이때 산소와 불활성 가스는 정적 믹서(Static mixer)를 이용하여 충 분히 혼합될 수 있도록 교반하였고, 배관용 히터를 통해 충분히 가열한 뒤 버너 동축 류에 공급하였다. 아울러 버너 내축으로 증발되어 공급되는 JET A1 연료가 버너 팁에 도달하기 전 액화하는 것을 방지하기 위해서 버너의 외축 및 배관에는 선 히터를 감아 실험이 실시되기 전부터 가열하였고, 스테인리스 비드의 가열을 통해 버너 내축도 동
시에 가열될 수 있도록 하였다. 아울러 버너 내축과 동축류의 유동이 완전 발달할 수 있도록 버너의 길이를 충분히 길게 설계·제작하였다.
Figure 2.2.2 Experimental configuration of coaxial diffusion jet burner
2.2.2 화염의 점화 및 가시화 장치
본 연구에 적용된 강제 점화(Pilot ignition)는 Figure 2.2.3에 제시된 2개의 점화플러그 의 간극 사이에 전기 스파크를 발생시켜 혼합기를 활성화시키는 방식으로 짧은 시간에 연소반응이 개시될 수 있도록 점화플러그 간극 사이에 순간적으로 고전압을 인가하였 다. 고전압 발생장치는 전원공급장치에서 발생된 24V의 직류 전압을 DC-DC 컨버터를 통해 최대 ~15kV 고전압 변환시키고 다수의 고전압 콘덴서가 연결되어 최대 50nF의 전하량를 충전시킬 수 있도록 설계되어 있다.
Figure 2.2.3 Experimental configuration of coaxial diffusion jet burner
Figure 2.2.4는 전원공급장치의 1차 직류 전압을 1 V에서 24 V로 가변하여 2차 출력 고전압의 크기를 1 kV 에서 15 kV 범위 내에서 제어할 수 있도록 설계된 출력 제어 회로이며, 출력부와 점화 전원 공급 라인의 전압상태를 확인할 수 있고 점화 1차 전압 의 측정이 가능하도록 제작되었다. 고전압 스파크 지속 시간은 고전압 고용량 콘덴서 를 연결하여 충전 전하량을 통해 제어하였으며 고전압이 인가되는 콘덴서는 그림에서 와 같이 제어회로와 분리하여 다른 제어기기에 영향을 주지 않게 하였다. 점화플러그 의 간극 사이에 전기 스파크의 점화에너지는 Figure 2.2.5에 제시된 바와 같이 오실로 스코프에 연결된 Fluke社의 고전압 프로브(High voltage probe, 80K-40)와 Magnelab社의 전류계(Current transformer, CT-F5.0)를 통해 실시간으로 측정된 전류와 전압의 상관관 계를 이용하여 계산하였다
Figure 2.2.4 Schematic diagram of high voltage spark ignition control circuit
Figure 2.2.5 Experimental configurations for measuring spark ignition energy with a high voltage (HV) probe and a current transformer connected to an oscilloscope
Figure 2.2.2에 제시된 동축류 확산화염 버너 팁 상단에 형성된 연료-산화제 유동장 에서 점화 직후 발생된 화염의 커널 발달 및 화염전파 과정은 쉴리렌 장치(Schlieren system)를 이용하여 분석하였다. 쉴리렌 장치는 매질에서의 빛의 속도가 화염의 발생으 로 인한 밀도의 급격한 변화에 따라 굴절되어 변하는 원리를 이용하는 것으로, 매질 내에 물리적 영향을 주지 않고 유동체의 밀도 구배 및 유동 패턴을 광학적으로 가시화 할 수 있다. 본 연구에 사용된 쉴리렌(Schlieren) 장치 장치의 구성은 Figure 2.2.6의 개 략도와 같이 슬릿(slit)이 장착된 Thorlabs社의 50 W 할로겐 광원(light source, QTH10) 램프, Edmund社의 직경 15 cm의 오목 거울(Concave mirror, #71-014) 2개, 그리고 나이 프 에지 (knife edge)로 구성되어 측정 영역에서 화염의 밀도 구배에 따른 굴절률의 변 화로 인해 화염전파 과정이 가시화된다. 그림에서와 같이 오목거울의 초점 거리에 집 광되는 부위에 칼날(knife edge)을 추가하여 광 경로상에서의 밀도 변화로 굴절된 광을 적절히 차단함으로써 화염전파 과정을 가시화 할 수 있으며, 쉴리렌(Schlieren) 화염전 파 영상을 촬영하기 위하여 IDT사의 초고속 카메라 (High speed camera, Y8S-3)를 사용 하였다. 본 실험에서는 사용한 초고속 카메라의 해상도 1280 × 1024 , 초당 700 프레 임으로 촬영된 영상이 실시간으로 컴퓨터에 저장된다.
Figure 2.2.6 Schematic diagram of Schlieren optic system for visualizing flame spread after ignition
2.2.3 화염의 온도 및 그을음 농도 측정 장치
본 연구에서는 서로 다른 파장에서 방사되는 매연 입자의 복사광을 동시에 측정하고 플랑크 법칙에 적용함으로써 방사율에 독립적인 방식으로 화염의 온도를 측정할 수 있 는 이색법(Two color method)[44, 45]을 적용하여 화염온도를 측정하였다. 화염에서 발 생되는 복사 강도를 측정하기 위해 Figure 2.2.7에 도시되어 있는 것과 같은 광학계를 구성하였다. 복사 강도를 측정하기 위해서 최대 프레임 획득 수가 120 fps인 Thorlabs社 의 CCD 카메라 (340M-USB) 2대가 그림에서와 같이 서로 직각을 이루도록 설치하였 다. 카메라의 선단에는 중심 파장이 각각 500 nm와 700 nm인 Thorlabs社의 대역 필터 (band pass filter, FB500, FB700)가 설치되어 있으며, 그 앞 쪽에는 Thorlabs社의 빔 스플 리터(Beamsplitters, VA5-PBS)를 장착하여 각각의 카메라로 화염의 이미지가 전달되도록 하였다. 아울러, 카메라를 통해 PC에 저장되는 화염의 이미지가 적절한 휘도 값을 유 지할 수 있도록 Edmund社의 흡수식 중립 필터(absorptive neural density filter,
#46-217~9)를 사용하였다.
Figure 2.2.7 Optical system configurations for two color method and full-field light extinction method
Figure 2.2.7에는 본 연구에서 확산 화염내 생성된 그을음 입자의 농도를 측정하기 위해서 사용된 전역 광소멸 광학계(Full-field light extinction optics)도 도시되어 있다.
전역 광소멸 광학계는 중심 Peak파장이 635nm인 Thorlabs社의 레이저 다이오드 (LDM670)를 광원으로 사용하였다. 다이오드에서 발생된 광은 광파이버를 통해 확대되 어 전달되며 Edmund社의 첫 번째 plano convex렌즈 (#49-974)와 두 번째 plano convex 렌즈 사이에서 직경이 50mm인 빔으로 직진하도록 설계되어 있다. 첫 번째와 두 번째 plano convex렌즈 사이에 화염이 위치하고 두 번째 plano convex렌즈를 통과한 빔은 다 시 집광되어, 핀홀을 통과하면서 노이즈가 제거된다. 전역 광소멸 이미지로 부터 화염 의 이미지를 제거하기 위해서 흡수식 중립(absorptive neutral density)필터와 635nm에서 Full Width-Half Max (FWHM)가 10nm인 Thorlabs社의 대역폭 필터를 장착하였다. 중립 필터와 대역폭 필터를 통과한 빔은 초당 최대 프레임 획득 수가 120fps인 FLIR社의 고 속 CCD 카메라에 도달하여 최종적으로 전역 광소멸 이미지로 변환되도록 설계되어 있다.
2.3 실험 절차 및 방법
Figure 2.3.1은 JET A1-산소 동축류 버너에 공급되는 산화제(순산소, Pure oxygen)가 헬륨과 질소으로 각각 희석된 환경에 화염의 점화 특성 및 기초 연소 특성을 측정하고 자 본 연구를 통해 제작된 연소 실험장치의 구성 개략도와 실제 설치 사진 이미지이 다.
(a) Schematics of experimental apparatus and configuration
(b) Image of a whole experimental setup
Figure 2.3.1 Configuration for experimental apparatus used to invetigate
CEM을 통해 증발된 JET A1 연료와 산소-불활성 가스가 버너 내축과 외축에 각각 공급되면 스파크 점화기를 이용하여 점화를 유도하였고 초고속 쉴리렌(Schlieren) 이미 지를 통해서 점화 성공여부를 판단하였다. 이때 실시간으로 스파크 점화기에 인가된 전압과 전류를 오실로스코프에 연결된 고전압 프로브와 전류계 통해 측정하여 점화에 너지를 계산하였다. 점화 직후 발달한 화염의 커널은 삼지화염 형태로 전이되어 Figure 2.3.2의 초고속 카메라로 찰영된 쉴리렌(Schlieren) 이미지와 같이 동축류 제트 버너의 상류쪽으로 전파된다. 점화 직후 발달된 삼지 화염이 버너 팁까지 전파되지 못하고 부 상하거나 날리지 않도록 연료와 산소-불활성 가스의 유량을 최적화하여 고정하고 모든 실험 조건에 동일하게 적용하였다. 본 연구에 사용된 설정 유량을 비롯한 실험 조건은 Table 2.3.1에 정리되어 있다. 주어진 조건에서 생성된 삼지화염은 쉴리렌(Schlieren) 장 치의 초고속 카메라를 통해 PC에 이미지로 저장하였고, 디지털 이미지 프로세싱 기법 을 이용하여 시간당 삼지화염의 삼지점 위치를 측정하고 화염전파 속도를 계산하였다.
(a) Images of flame spread resulting in the anchored triple flame
(b) Images of flame spread resulting in the lifted off triple flame Figure 2.3.2 Schlieren images of stabilized and lifted-off flames
앞서 언급한 바와 같이 본 연구에서는 불활성 가스로 희석된 동축류의 산소 몰농도 변화 이외에도 연료 유량, 버너 외축에 공급되는 동축류 가스 온도 변화 따른 연소특 성도 살펴보았다. 이를 위해 동축류 가스의 온도는 버너 외축에 연결된 배관 히터를 이용하여 JET A1의 포화온도 이상 433K ~ 473K 사이에서 가열하였고, 점화 직전 버 너 팁에서 K type 열전대를 이용하여 측정하였다. 가열된 산소-불활성 가스의 조성은 몰분율 기준으로 식 (2.3.1)을 통해 계산하였고, 산소의 농도(몰농도)가 100%에서 30%
까지 조정될 수 있도록 불활성 가스(질소, 헬륨)를 이용하여 희석하였다.
or
(2.3.1)
여기서 X는 각 가스의 몰분율, 아래첨자 O2는 산소, N2는 질소, He는 헬륨가스를 각 각 의미한다.
Type of experimental
parameters Parameter adjustments range used in the present study
Fuel mass flow rate
Typically 7g/hour
Reduced if necessary when changing flame length and spread rate.
Oxidant co-flow and its composition
3 slpm (O2, O2 in He, O2 in N2) / Oxygen molar concentration : 30~100%
Oxidant co-flow
supply temperature Typically 573K (increased or decreased if necessary)
Ignition energy
The same ignition energy [1.7 mJ] that can be ignited in all experimental conditions was applied.
(Increase or decrease when measuring the minimum ignition energy)
Table 2.3.1 Summary of measured MIE for given oxidant stream compositions
제 3 장 JET A1 연료의 점화와 화염 생성 과정 고찰
3.1 질소와 헬륨가스로 희석된 산화제 환경에서 JET A1 연료의 점화 특성
발사체와 관련된 기술의 이전은 세계 우주 강국들이 꺼리고 있을 뿐만 아니라, 한·
미 미사일협정이나 MTCR (Missile Technology Control Regime)과 같은 국제 규약에 의 해 제한을 받는다. 따라서 기초 데이터의 확보에서부터 설계, 제작에 이르기까지 광범 위한 분야에 걸쳐 기술 축적이 독자적으로만 이루어져야 한다. 우리나라 역시 우주 발 사체 기술 개발에 힘쓰고 있고 대표적인 예로 나로호(Korea Space Launch Vehicle-I, KSLV-I)가 있다. 나로호는 3차례 시도 끝에 발사에 성공 하였지만 발사 성공까지 2차 례 발사 실패를 겪어야만 했다. 특히 2차 발사 실패는 발사 137초 후 비행 중 폭발사 고로 추정되고 있다.[46]
나로호에 이어 현재 개발 중인 한국형 발사체(Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ, KSLV-
Ⅱ)는 앞서 서술한 바와 같이 75톤급 액체 엔진 4개가 클러스터링(clustering) 되어 1단 을 구성하고 75톤급 액체 엔진 1기가 2단을 구성하며, 7톤급 액체 엔진 1기로 3단이 구성되는 3단 액체 로켓이다.[47] 1단의 경우 75톤급 액체 엔진 4개가 클러스터링 되어 있는 만큼 발사 충격, 진동 등으로 인해 연료및 산화제 라인에서 누설 가능성이 상존 한다. 특히 산화제로 사용되는 액체 산소(LOx)가 누설되어 기체상태로 상변화 하면 부 피가 급속히 팽창하면 발사체 동체 내부에는 고산소 환경이 조성되어 점화 가능성이 높아질 수 있다. 특히 발사 초기 충격, 진동 등으로 인해 배관에서 누유 되는 경우 1단 동체 내부 가스 발생기의 작동으로 형성된 고온 환경과 결합되거나 각종 전기장치에서 발생할 수 있는 전기 스파크 등으로 인해 폭발사고로 이어질 수도 있다. 이런 우발적 인 폭발사고를 예방하기 위해서 한국형 발사체 1단 동체 내부에는 발사 직후부터 단 분리가 이루어지는 시점까지 불활성 기체인 질소나 헬륨를 연속적으로 충전하여 동체 내부의 산소의 농도를 낮춤으로써 점화 가능성을 줄일 수 있도록 설계되어 있다.[48, 49]
본 절에서는 앞서 기술한 바와 같이 한국형발사체의 작동시 조성될 수 있는 산화제 환경을 모사하고 JET A1 연료의 점화특성을 살펴보고자 하였다. Figure 3.1.1은 대기압 에서 동축류에 공급되는 순수 산소가 질소로 희석되어 30% O2 몰농도를 유지하면서
약 433K으로 가열되어 공급될 때 내축에서 기화된 액체 JET A1 연료가 점화된 직후 초고속 카메라로 촬영된 쉴리렌(Schlieren) 이미지이다. 주어진 산화제 환경에서 스파크 점화기를 이용하여 강제 점화(Pilot igntion)를 시도하였고 점화기는 버너의 팁으로부터 3 cm 떨어진 곳에 설치하였다. 그림에서 볼 수 있는 바와 같이 점화 직후 화염전파는 전형적인 예혼합 화염에서 관찰되는 Freely propagating 형태의 구형 전파로 진행되다가 571 μs 이후 미연 연료(Unburn fuel)를 따라 진행되는 삼지 화염(Tripple flame) 전파 형 태로 전이된다.
Figure 3.1.1 Schlieren images of flame propagation after ignition
앞서 기술한 바와 같이 본 연구에서는 동축류에 공급되는 산소가 질소와 헬륨가스로 희석되는 경우 산소의 몰농도 변화 따라 달라지는 점화에너지를 측정하였다. 점화에너 지(Eign)의 계산은 스파크 점화기에서 아크 방전이 개시된 직후 오실로스코프에서 측정 된 전압과 전류를 측정하고 식 (3.1.1)과 이용하여 계산하였다.
(3.1.1)식에서 v와 i는 각각 스파크 점화기 양단에서 실시간으로 측정된 전압과 전류이고, t 는 시간, t0는 방전이 완료된 시간을 의미한다. 방전이 완료된 시간은 오실로스코프를 통해 획득된 실시간 파형 (Figure 3.1.2)에서 방전이 종료되는 시점으로 정의하였고 이 시점까지를 적분하여 점화에너지를 계산하였다.
Figure 3.1.2 Simultaneous voltage, current and power signals captured on an oscilloscope
주어진 연료 유량 및 산화제 환경에서 인가된 점화에너지가 낮아 점화가 이루어지 지 않으면 방전 전압을 높여가면 점화가 이루어질 때가지 실험을 반복하였고, 점화가 성공적으로 이루어지면 그 시점의 방전 전압을 5회 반복 인가하여 오실로스코프에서 측정된 전압과 전류를 이용하여 최종 점화에너지를 계산하였다. 이때 주어진 실험 조 건에서 점화가 성공적으로 이루어지는 에너지 양을 최소 점화에너지(Minimum ignition energy, MIE)로 정의하였다. Table 3.1.1에 주어진 산화제 환경에서 측정된 최소 점화에 너지 정리하였고 Figure 3.1.3에 그 결과를 도시하였다. 각각 표와 그림에서 정리되어 있는 바와 같이 질소와 헬륨가스의 희석 여부와 상관없이 동축류에 공급되는 산소의 몰농도가 높아짐에 따라 최소점화에너지는 급격하게 줄어든다. 이는 동축류를 통해 공
급되는 산화제의 산소의 몰농도가 증가하면 낮은 에너지에서도 연료의 산화 열분해 (Oxidative pyrolysis) 반응이 보다 쉽게 일어나기 때문으로 사료된다.[50]
O2 % in He or N2 MIE for He [mJ]
Standard deviation
MIE for N2
[mJ]
Standard deviation
30 1.75 0.19 1.15 0.18
40 1.59 0.26 1.01 0.14
50 1.45 0.23 0.97 0.09
60 1.20 0.20 0.96 0.09
70 1.02 0.11 0.81 0.06
80 0.92 0.18 0.78 0.09
90 0.79 0.12 0.74 0.04
100 0.70 0.09 0.70 0.09
Table 3.1.1 Summary of measured MIE for given oxidant stream compositions
