접수일 2010. 7. 14, 수정완료일 2010. 8. 11, 게재확정일 2010. 8. 16
* 종신회원, 한국항공우주연구원 연소기팀
** 정회원, 한국항공우주연구원 연소기팀
†교신저자, E-mail: [email protected]
[特輯] 技術論文
한국형발사체 액체로켓엔진 연소기 설계의 해석적 고찰
최환석*†․ 한영민* ․ 유철성** ․ 김성구*
Analytic Considerations of Liquid Rocket Engine Thrust Chamber Design for the KSLV-II
Hwan-Seok Choi*†․ Yeoung-Min Han* ․ Chul-Sung Ryu** ․ Seong-Ku Kim*
ABSTRACT
The KSLV-II(Korea Space Launch Vehicle-II) which being a successor of the KSLV-I is a space launch vehicle capable of delivering 1.5 ton-class satellite into a low earth orbit. The development of a 75 tonf-class liquid rocket engine(LRE) is planned on the basis of the technologies mastered through the preceded research of a 30 tonf-class LRE. The thrust chamber of the LRE is required to have higher combustion stability, structural integrity and thermal durability. This paper deals with the design requirements of the 75-tonf thrust chamber and a variety of technical considerations which have been conducted analytically in the course of the design for the realization of the requirements.
초 록
한국형발사체(KSLV-II)는 소형위성발사체(KSLV-I)의 후속으로 개발되는 1.5톤급 지구 저궤도 위성 발 사체이다. 한국형발사체를 위해 75톤급 액체로켓엔진을 자력 개발할 예정이며, 이 엔진은 선행 연구로 수행된 30톤급 액체엔진 기술에 기반을 두고 있다. 액체로켓엔진 연소기는 높은 연소안정성과 구조적 건전성, 열적 내구성을 요구한다. 본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 설계요구조건과 이를 구현하기 위한 설계 과정에서 해석적 기반을 활용하여 수행한 제반 기술적 검토 사항을 제시하였다.
Key Words: Korea Space Launch Vehicle-II(한국형발사체), Liquid Rocket Engine(액체로켓엔진), Thrust Chamber Design(연소기 설계), Analytic Consideration(해석적 고찰)
1. 서 론 100 kg급 소형위성을 지구 저궤도에 투입할 수 있는 소형위성발사체(KSLV-I)의 후속으로 우 주개발진흥기본계획에 의거하여 1.5톤급 위성을 지구 저궤도에 운반할 수 있는 능력을 가진 한 국형발사체(KSLV-II) 개발사업이 착수되었다. 한 국형발사체는 추력 75톤급 액체산소/케로신 엔
Characteristic velocity(C*) 1,730 m/s Chamber diameter 524 mm Throat diameter 302.5 mm Nozzle exit diameter 1,048 mm Nozzle expansion ratio 12.0 Thrust Vacuum 74.8 tonf
sea level 65.9 tonf Specific impulse Vacuum 306.9 sec
sea level 270.6 sec 액체엔진 1기를 사용하는 3단형 발사체를 기본
형상으로 고려하고 있다[1].
소형위성발사체 개발에서는 발사체 체계종합 기술과 발사운용기술 등 발사체 시스템 기술 습 득에 주안점을 둔 반면, 한국형발사체 개발에서 는 선행 사업에서 상대적으로 부족하였던 고추 력 액체추진기관 개발에 가장 큰 비중을 두고 있다. 따라서 한국형발사체 개발에서는 75톤급 액체로켓엔진의 성공적인 개발 여부가 사업의 성패를 가르는 핵심 요건이라 할 수 있다.
한국형발사체용 75톤급 액체엔진은 소형위성 발사체 개발사업 과정에서 한국항공우주연구원 (항우연)이 액체엔진기술 선행연구로 수행한 30 톤급 액체로켓엔진 개발연구 경험[2, 3]에 기반 을 두고 있다.
본 논문에서는 한국형발사체용 75톤급 액체로 켓엔진 시스템 설계[4] 결과로 도출된 요구사항 을 충족시키기 위한 연소기의 설계와 그 기술적 고려사항에 대하여 기술하였다.
2. 연소기 요구사항과 규격
발사체시스템 요구사항에 따른 엔진시스템 절충설계 결과로 추진제 조합과 엔진 사이클, 시 동방식 등의 주요 사항이 결정되고, 엔진시스템 성능 요구사항을 달성하기 위한 서브시스템 요 구사항이 도출된다. 연소기 설계에 가장 중요한 성능 인자인 추력 및 비추력 요구사항은 한국형 발사체 1단용 75톤 엔진 연소기의 경우 진공 추 력 74.8톤(비추력 306.9초), 해면 추력 65.9톤 (비 추력 270.6초) 이상이다. 또한 임무 수행을 위한 엔진 연소시간은 134초 이상을 요구한다. 이러한 요구사항을 만족시키기 위한 연소기 주요 설계 규격을 Table 1에 나타내었다.
연소기의 연소압과 혼합비 등은 동일한 추진 제를 사용하여 선행연구로 수행되었던 30톤급 연소기[2]와 동일하게 설정되었으며, 연소특성속 도는 30톤급 연소기 개발 경험을 바탕으로 당시 설계 목표값 1,710 m/s보다 증가시킨 1,730 m/s 로 설정하였다.
연소기의 냉각방식은 연소압력과 임무 연소시 간을 고려하여 재생냉각 방식으로 결정하였으며, 초기 점화는 강한 자발착화성을 가진 10~15%의 TEA(triethylaluminum)와 TEB(triethylborane)의 혼합물을 사용하여 높은 점화 신뢰성을 추구하 였다.
3. 연소기 설계 고찰
한국형발사체 75톤급 엔진 연소기는 선행연구 로 수행되었던 30톤급 엔진 연소기를 이력 (heritage)으로 삼아 많은 설계 사항들이 유사성 을 갖고 있으며, 75톤급 연소기로 추력이 확대되 면서 설계가 변경된 부분에 대해서는 75톤 연소 기의 40% 축소형 연소기를 통해 변경된 설계의 타당성을 이미 검증한 바 있다[5].
75톤급 1단 엔진용 연소기의 설계 형상을 Fig.
1에 나타내었다. 연소기는 헤드부(mixing head) 와 연소실부, 노즐부로 크게 구분되며, 연소실부
Fig. 1 Thrust chamber design configuration
Fig. 2 Bi-sectional view of mixing head
Fig. 3 Arrangement of injectors in mixing head 와 노즐부는 냉각을 위해 사각 단면 형상으로
가공된 냉각유로를 갖는 내피(inner liner)와 구 조적으로 이를 에워싸면서 지지하는 외피(outer jacket)의 이중벽 구조로 되어있다. 열유속이 큰 연소실과 노즐목부의 추가적인 냉각을 위해 연 소실부 입구와 노즐목부 시작 지점에 막냉각 벨 트(film-cooling belt)를 설치하였다.
연료와 산화제를 분사기를 통해 연소실로 분 사하는 연소기 헤드의 형상은 Fig. 2와 같다. 산 화제는 연소기 헤드 중앙에 있는 공급 배관을 통해 유입되어 산화제 매니폴드를 채우고 분사 기를 통해 연소실로 분사된다. 연료는 2차 노즐 부에 있는 연료 입구를 통해 냉각 유로와 연결 된 연료 링(ring)에 공급되고, 냉각 유로를 거치 면서 연소실과 노즐을 냉각한 후 연소기 헤드의 연료 매니폴드로 유입되어 분사기를 통해 연소 실로 분사된다. 산화제 매니폴드는 돔(dome) 형 태이며, 수평 분배기와 구조 보강을 위한 두 개 의 수직 분배기가 설치된다. 연소기 헤드부에는 Fig. 3과 같이 동심원 형태로 15열에 걸쳐 721개 의 분사기가 설치되며, 헤드 중앙에 1개의 점화 용 와류 분사기와 점화 신뢰도 향상을 위해 배 플분사기에 의해 형성되는 외곽의 6개 구획에 각각 하나씩 총 6개의 제트(jet)형 점화분사기가 설치된다. 이와 같은 연소기 설계가 도출되기까 지 다양한 설계 해석적 검토가 필요하며 그 세 부적인 내용을 다음에 기술하였다.
3.1 열화학적 고찰
연소기 설계는 요구 추력과 비추력을 만족시 키기 위한 열화학적 설계로부터 시작된다. 연소 기의 비추력(Isp)은 그 정의에 따라 연소 특성속 도(C*)와 노즐 추력계수(Cf)의 곱으로 구해지며, 이들은 각각 연소효율과 노즐 성능의 척도를 나 타낸다. 특성속도에 가장 큰 영향을 미치는 인자 는 연소압(Pc)과 혼합비인데 연소압에 대해서는 단조적으로 증가하며, 혼합비에 대해서는 특정값 에서 최댓값을 갖는다. 노즐 추력계수는 팽창비 에 따라 단조적으로 증가하는데 목표 비추력과 노즐 출구 압력 등을 고려하여 결정된다.
75톤 연소기의 연소압력은 가스발생기 사이클 을 채택한 해외 엔진 사례 및 국내 선행연구 경 험을 고려하여 6.0 MPa로 선정하였다. 연소기 내 부의 화학모델을 이동화학평형(shifting chemical equilibrium)으로 가정할 경우 Fig. 4에서 보듯이 최대 진공 비추력을 얻을 수 있는 혼합비는 노 즐 팽창비()에 따라 변한다. 노즐 팽창비 10~50
Fig. 5 Thrust chamber shape design parameters Fig. 4 Dependence of combustion temperature and
vacuum specific impulse on mixture ratio
범위에서는 혼합비 2.53~2.76에서 진공 비추력이 최대가 되는데 이 범위에서 혼합비가 증가하면 연소가스의 온도도 증가하므로 연소실 냉각 면 에서 불리하게 된다. 또한 연소기에서 연료 유량 의 10% 정도를 연소실 벽면 막냉각으로 사용하 기 때문에 이것을 고려할 경우 연소실 중앙의 주된 연소반응 영역에서의 실제 혼합비는 공칭 혼합비보다 더 높아지게 되므로 최대 진공 비추 력을 얻을 수 있는 공칭 혼합비는 앞서 제시된 값보다 낮은 값이 된다. 이러한 사항들을 고려하 여 75톤급 엔진 연소기의 공칭 혼합비는 2.45로 정하였다.
정해진 연소압과 혼합비에서 이론 연소특성속 도는 1,796 m/s로서 목표 특성속도 1,730 m/s는 연소 효율 96.3% 정도에 해당하며 기존 경험을 고려할 때 달성할 수 있는 수준이라 평가된다.
노즐 팽창비는 요구 비추력을 얻는데 필요한 추 력계수와 노즐 출구압 등을 고려하여 결정되는 데, =12의 경우 비추력 요구조건을 만족하면서 노즐 출구 압력이 0.069 MPa로 통상적인 1단용 엔진 노즐 출구압력 수준이 된다.
3.2 연소실 형상 설계
연소실에서 노즐 목까지의 형상은 잔류시간 확보에 필요한 연소실 체적, 분사기 배열에 필요 한 연소실 단면적, 그리고 연소실 수축 곡률반경 에 의한 냉각특성 등을 고려하여 설계된다. 연소
기의 노즐 목 직경은 주어진 추진제 연소가스 질유량(mp)을 통과시키기 위한 압축성 유체의 질식(choking) 조건으로부터 구해진다. 연소기의 형상을 결정하는 주요 변수인 연소실 수축비와 노즐 팽창비는 각각 노즐목 면적(At)에 대한 연 소실 단면적(Ac)과 노즐 출구 면적(Ae)으로 정의 되며, 따라서 노즐 목 직경은 연소기의 크기를 결정하는 중요한 인자가 된다. 연소압을 증가시 키면 연소 효율이 향상될 뿐만 아니라 동일 유 량을 통과시키기 위한 노즐 목 면적이 줄어들어 연소실과 노즐의 직경이 모두 감소하므로 무게 절감 효과도 얻을 수 있다. 반면에 열유속 증가 에 따른 냉각문제와 구조적 건전성 확보를 위한 구조 보강 문제 등의 반대급부가 따르므로 이러 한 요인들을 절충하여 결정해야 한다.
연소실의 직경은 연소기 헤드의 면적과 직결 되므로 적절한 개수의 분사기를 분포시킬 수 있 는 면적을 확보해야 하며, 안정적이며 효율적인 연소를 위해 q mpPc⋅At로 정의되는 상대 유량밀도가 추진제 조합에 따라 추천되는 범위 내에 들도록 결정한다. 또한 불완전 연소에 의한 성능 손실을 막기 위해 연소실에서 추진제가 반 응하는데 충분한 체류시간을 제공하여야 한다.
Figure 5에 나타낸 연소기 형상 변수에서 연소 실 수축 반경 R1과 수축각 θc는 연소실 벽면 냉 각을 위해 연소실 수축부 직전에 막냉각 벨트를 통해 유입되는 연료가 벽면에서 층(layer)을 이 루며 원활히 흐를 수 있도록 고려하여 결정한다.
Fig. 6 Optimization of supersonic nozzle shape
B1 B2 B3
B4 B5
Fig. 7 Baffle design configurations 3.3 초음속 노즐 형상 설계
노즐 목 이후의 초음속 노즐부의 형상은 노즐 추력계수를 최대로 하는 형상을 찾는 방법으로 구해진다. 항우연에서는 액체로켓 추력실의 성능 예측 및 노즐 형상 설계를 위한 축대칭 압축성 유동 전용해석코드를 개발하여 사용해왔다[6].
초음속 노즐의 형상을 Fig. 5에서와 같이 노즐 목 하류의 원호(반경 R3)와 변곡점 N에서 접하 고 노즐 출구점 E를 지나는 3차 함수 yN-E=f(x) 로 정의하면 최종적으로 초기각 θn과 출구각 θe
에 따라 노즐 형상이 유일하게 결정된다.
초음속 노즐의 길이(Ln)를 반각 15° 원추형 노 즐 길이의 80%로 설정하고, Fig. 6과 같이 초기 각 θn과 출구각 θe을 변화시켜가며 추력 성능해 석을 수행하여 θn-θe 평면에서 진공 비추력이 최 대가 되는 지점을 찾으면 최적 노즐 형상을 결정 할 수 있다. 추력성능 예측에는 이동화학평형을 고려한 비점성 압축성 유동해석을 적용하였다.
3.4 연소안정성 고찰
로켓엔진에서 연소불안정 현상은 엔진 개발에 있어 매우 중요한 이슈이다. 발생하는 주파수의 범위에 따라 원인이 대별되는 연소불안정 현상 중에서 고주파의 특성을 가지는 연소불안정의 경우에는 주로 연소기 내부에서의 여러 물리적 인 현상과의 상호작용에 의하여 발생하는 것으 로 알려져 있으며, 가장 파괴적인 결과를 초래할
수 있어 설계 초기 단계에서부터 반드시 검토되 어야 한다. 연소불안정을 제어하기 위한 수동제 어기구로 가장 널리 쓰이는 것이 배플(baffle)이 며, 75톤급 연소기 배플의 형상을 예비설계 단 계에서 해석적으로 검토하였다[7]. 해석에는 액 체로켓 엔진 연소기의 음향안정성 평가에 적용 할 목적으로 개발한 3차원 선형 음향해석 전용 코드[8]을 사용하였다. 이 프로그램은 convected Helmholtz equation을 유한요소법으로 풀이한다.
배플 설계에서 배플의 축방향 길이는 중요한 설계 인자이지만 이전의 연구 결과를 바탕으로 초기 설계 단계에서는 연소실 직경의 10%로 가 정하였다. 설계 초기 단계에 Fig. 7에 도시한 것 과 같이 단일 또는 이중 허브(hub)에 복수의 스 포크(spoke)를 갖는 다양한 배플 형상을 검토하 였다. 연소불안정 발생 가능성이 있는 1차 및 2 차 접선방향 음향 모드(1T, 2T)의 공진주파수에 대해 배플이 설치되는 경우에 대한 감쇠인자비 (damping factor ratio)를 Fig. 8에 나타내었다.
배플이 없는 경우(B0)에 비해 음향학적 감쇠 능 력이 현저하게 상승함을 확인할 수 있으며, 배플 의 개수가 가장 많은 B3, B5 형상이 음향학적 감쇠능력이 가장 뛰어난 것으로 나타났다. 이러 한 해석적 검토가 연소안정성 여부에 대한 절대 적 기준을 제시하지는 못하지만 서로 다른 배플 형상에 대한 상대적 비교 관점에서는 설계에 유
Fig. 8 Damping factor ratios for different baffle
configurations Fig. 9 Result of cooling analysis in thrust chamber
Fig. 10 Thermal analysis model for a baffle injector 용한 정보를 제공해 준다. 실제 설계에는 B5 형
상을 채택하였으며 설계된 배플 형상은 Fig. 3에 나타낸 것과 같다. 배플의 주요 설계인자로서 유 해 음향모드의 파장 길이 λ에 대한 배플에 의한 구획의 내부 길이 wmax의 비를 정의한다. 현재 설계안은 일반적으로 가장 유해하다고 알려져 있는 1T 음향모드에 대해 안쪽과 바깥쪽 구획에 서의 wmax/λ1T는 각각 0.184와 0.307이다. 여기서 1T 모드가 갖는 음향학적 특성상, 압력과 속도 섭동은 반경방향으로 바깥쪽 영역에서 주로 발 생하고 중앙부에서는 진폭이 현저히 감소하게 된다. 따라서 설계 상 중요한 것은 바깥 구획에 서의 길이 비이며, 이것은 참고문헌[9]에서 제시 한 설계지침(0.2<wmax/λ1T<0.4)을 만족한다[10].
3.5 냉각 설계
고온․고압 조건에서 작동하는 로켓엔진 연 소기는 열적 손상을 쉽게 받을 수 있는 환경에 노출되어 있으므로 설계 시 열적 보호 방안을 강구하여야 한다. 고온의 연소가스에 직접 노출 되는 연소기 헤드의 분사기 면과 연소실 및 노 즐의 내벽은 열적인 보호가 필요하며, 이를 위해 열차폐 코팅과 연료를 이용한 냉각을 적용한다.
또한 연소안정성 제어를 위해 연소실로 돌출되 는 배플분사기를 사용하는 경우 배플분사기의 냉각도 고려하여야 한다.
분사기 면에 대해서는 열 차폐를 위해 ZrO2
코팅을 적용하고, 원활한 냉각을 위해 연료 매니 폴드에서 유속이 일정 속도 이상이 되도록 한다.
연소실과 노즐의 재생냉각 유로 설계를 위해 서는 열해석이 필요하며, 이를 위해 로켓엔진 연 소기 전용 열해석 프로그램을 사용한다. 해석은 연소실과 노즐을 길이 방향으로 적절한 개수의 섹션으로 나누고 각 섹션에서 반경 방향으로 대 류와 전도를 고려한 일차원 복합열전달을 수행 한다. 연소실 벽면으로의 복사 열전달을 고려할 수 있으며, 연소실 내벽의 열차폐 코팅과 연소실 에서의 막냉각 효과를 고려할 수 있다. 75톤급 엔진 연소기에서 연료 유량의 10%를 막냉각으로 사용하고, 연소실부에 ZrO2 열차폐 코팅을 적용 한 경우에 대한 열해석 결과를 Fig. 9에 나타내 었다. 연소실 막냉각이 적용되는 두 지점에서 국 부적으로 열유속과 벽면 온도가 급격히 감소하 였고, 노즐 목 이후 노즐 팽창부에서 냉각 유로 의 병합/분기가 일어나는 지점과 연소실 벽면
Fig. 11 Thermal analysis result for a baffle injector
열차폐 코팅이 끝나는 지점 등 해석상의 특이점 에서 벽면 온도의 급격한 변화가 나타나고 있다.
해석 결과 연소가스와 접하는 연소실 벽면의 최 대 온도는 640 K, 최대 열유속은 17.3 MW/m2 정도로 예측되었다. 냉각 유로에서의 케로신 온 도 상승은 147 K이고 케로신의 최고 온도는 445 K 정도인 것으로 나타났다.
냉각 유로를 갖는 배플분사기의 설계를 위해 상용 해석 프로그램인 Fluent[11]를 사용하여 유 로 내부의 대류열전달과 내부 몸체 및 외피에서 의 열전도를 동시에 고려한 복합열전달 해석을 수행하였다[10]. 효율적인 계산을 위해 Fig. 10에 나타낸 것과 같이 한 개의 나선형 냉각 유로에 대해 주기적 경계조건을 적용하여 계산을 수행 한다. 총 20개의 나선형 냉각 유로를 갖고 연소 실로 돌출되는 길이가 69 mm인 배플분사기의 열해석 결과를 Fig. 11에 나타내었다. 배플분사 기 외벽에 가해지는 열유속을 7 MW/m2로 가정 한 경우 냉각 유로를 지나면서 케로신의 평균 온도는 약 125 K 상승하였으며, 동합금 외벽 (w1)의 최대 온도는 소재가 기계적 강도를 유지 하는 700 K 이하로 나타났다.
3.6 수력학 설계
터보펌프에서 토출되는 연료와 산화제는 이송
배관과 엔진시스템 압력 편차 조정을 위한 오리 피스 등을 거쳐 연소기로 공급된다. 연소기의 연 료 및 산화제 입구에서부터 각각의 유동 경로를 거쳐 최종적으로 분사기를 통해 연소실로 공급되 는 과정에서 유로 각 부분에서 압력 손실이 발생 하게 된다. 이 값을 예측하여 설계에 반영하기 위하여 수력학 해석을 수행한다.
재생냉각 연소기에서는 일반적으로 재생냉각 유로에서 발생하는 차압이 연소기 전체 차압에 서 가장 큰 부분을 차지하기 때문에 차압 관리 측면에서 중요하게 다루어진다.
수력학 해석에서는 추진제 경로에서 국부압력 손실과 마찰손실을 계산한다. 국부압력손실은 유 로 단면적의 변화나 유로의 분기/병합/방향전환 등과 같은 유로 형상 자체의 변화에 의해 야기 되는 압력손실이며, 마찰 손실은 유체와 유로 벽 면과의 마찰 저항에 의한 압력 손실이다. 국부압 력손실은 유로 상에서 필터나 유로 형상의 변화 등 국부적 압력 손실을 유발하는 요소에서의 차 압을 부기(bookkeeping)하는 방식으로 계산한다.
다양한 유로 형상 변화에 대한 경험적 국부손실 계수는 참고문헌[12]에서 찾을 수 있다. 마찰손 실계수는 레이놀즈수와 유로 벽면의 유효 거칠 기의 함수로 구해지며 참고문헌[12]에 제공된 값 을 사용하였다. 차압 계산에서 연료인 케로신의 밀도와 점성계수는 온도의 함수로 고려하여 냉 각유로에서 온도 상승에 따른 케로신 물성치 변 화를 고려할 수 있다. 수력학 해석 결과 설계점 작동 조건에서 연료 측 차압은 21 bar 정도로 예측되었다.
3.7 구조 설계
로켓엔진의 연소기는 연소가스를 노즐로 분출 시켜 추력을 발생시킬 뿐만 아니라 이 추력을 발사체로 전달하는 역할을 한다. 이를 위해 추력 전달을 위한 구조물이 연소기에 부착되며, 이러 한 구조물이 연소기 헤드에 구조적인 영향을 미 치게 되므로 설계 시 이를 고려하여야 한다.
연소기가 작동할 때 연소기 헤드부에는 극저 온의 액체산소와 상온의 케로신이 고압으로 공
Fig. 12 Combustion chamber mixing head with thrust carrying structure
Copper Alloy
Cooling Channel Thickness Cooling Channel Height Internal Wall Hot Gas
Fig. 14 Structural analysis model for a cross section of thrust chamber
Fig. 13 Von-Miises stress distribution from mixing head structure analysis
급되기 때문에 헤드부 돔(dome) 이나 분사기 면 이 구조적으로 변형될 소지가 있다. 특히 연소기 헤드의 돔은 액체산소와 직접 접하기 때문에 정 상(steady) 상태에서는 극저온 조건에서 동작하 게 된다. 헤드부에 사용하는 STS316L 소재는 극 저온에서의 항복응력이 상온에서의 값에 비해 46% 정도 더 높으며, 충격인성 값도 상온보다 극저온에서 더 높은 값을 갖는다. 이러한 소재의 특성으로 인해 구조 설계 시 작동 환경을 고려 할 필요가 있다. 연소기 제작 과정에서 수행하는 헤드부 강도시험은 물을 이용하여 상온 상태에 서 수행하기 때문에 실제 작동 조건에 비해 소 재가 구조적으로 더 약하게 된다는 점을 상기하 여야 한다. 또한 제작과정 중에 수행하는 브레이
징과 같은 고온 열처리에 의해 소재의 기계적, 물리적 성질이 변하므로 이러한 사항을 구조 설 계에 반영하여야 한다. 연소기 헤드에서 두 개의 수직 분배기와 돔 커버를 연결하기 위해 용접을 적용하는데 구조해석 시 용접의 효과를 고려하 기 위해 용접부의 용입 깊이와 용접 비드(bead) 의 형상을 고려하여 모델링하고 해석을 수행하 였다. 구조 해석에는 상용 유한요소해석 프로그 램인 MSC.Marc®[13]를 사용하였다.
추력 전달 구조물이 연결된 연소기 헤드의 형 상은 Fig. 12와 같으며, 이 형상에 대한 구조해 석 결과 중 폰 미세스 응력 분포를 Fig. 13에 나 타내었다. 국부적인 영역을 제외하면 최대 응력 이 재료의 항복 응력 이하로 나타나 구조적으로 안정한 것으로 평가되었다.
연소기의 추력실부는 고온의 연소가스에 노출 되어 연소압을 받는 동시에 냉각 유로에도 높은 압력이 작용한다. 추력실의 전형적인 단면 형상 은 Fig. 14와 같으며 연소기 작동환경에서 추력 실의 구조적 건전성을 평가하기 위해 축 방향 위치 중 대표적 단면에 대해 열-구조해석을 수행 하였다. 해석 지점은 연소가스의 온도가 가장 높 은 지점, 냉각유로의 폭이 가장 넓은 지점, 열하 중이 가장 큰 지점 등 열적, 기하학적 조건에서 구조적으로 가장 취약한 특성을 보이는 복수의 단면을 선정하였다. 냉각유로가 원주방향으로 반 복성을 가지므로 Fig. 14의 빗금 친 부분만을 계 산 영역으로 하였다. 실제 열-구조해석이 수행된 추력실 단면의 형상은 Fig. 15와 같다. 계산은 연소기가 작동을 시작하면서 냉각유로에 압력이
Fig. 15 Cross-sections of thrust chamber for thermo-structural analysis
가해지고 점화가 되어 온도와 압력이 급격히 상 승하는 천이구간을 거쳐 정상 작동상태에 도달 하고, 이후 연소가 종료되면서 온도와 압력이 작 동 전 상태로 돌아가는 천이(transient) 해석으로 수행하였다. 계산에서 경계조건으로 필요한 연소 가스 온도와 재생냉각 유로 내의 케로신 온도 및 벽면에서의 대류열전달 계수는 앞서 기술한 추력실 냉각해석 결과를 사용하였다. 계산에는 헤드부와 동일하게 MSC.Marc®[13]를 사용하였다.
열-구조해석 결과 최대온도에서의 응력분포 및 연소기 작동 종료 후 잔류 소성변형률 분포로부 터 실제 연소기 작동 조건에서 재생냉각 연소실 및 노즐부가 구조적으로 안전하게 설계되었음을 확인하였다.
4. 결 론
한국형발사체(KSLV-II) 75톤급 액체로켓엔진 연 소기 개발을 위한 설계 과정에서 해석적 기반을 활용한 기술적 검토사항에 대해 기술하였다. 액체 로켓엔진 연소기는 열적, 구조적으로 열악한 조건 에서 작동하며, 로켓엔진 연소기가 본질적으로 갖 는 위험 요소인 연소불안정성을 극복하기 위해 엄격한 설계 기준과 이에 대한 검증을 요구한다.
본 논문에서 제시한 연소기 설계 과정 및 이 에 수반되는 제반 해석적 검토 방법들은 30톤급 액체로켓 연소기 자력개발 과정에서 체계화되고 시험 결과와의 비교 등을 통해서 정확도의 개선
및 신뢰도의 향상이 이루어 진 것이다.
엄정한 설계기준 및 해석적 검토에 기반을 둔 연소기 설계는 향후 개발시험 과정에서 나타날 수 있는 문제들을 사전에 배제하여 설계 사이클 을 단축시킴으로써 개발 일정 및 비용 측면에서 효율적인 개발을 가능하게 할 것으로 기대한다.
참 고 문 헌
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