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2018년 2월
석사학위 논문고산소-저기압 환경에서 Jet A1
액체연료의 최소 점화에너지 측정 및 고체연료의 화염전파 특성에 관한 연구
조선대학교 대학원
기계시스템공학과
권 행 준
고산소-저기압 환경에서 Jet A1
액체연료의 최소 점화에너지 측정 및 고체연료의 화염전파 특성에 관한 연구
Study of Minimum Ignition Energy Measurements for Jet A1 Liquid Fuel and Characteristics of Flame Spread for Solid Fuel under
Elevated Oxygen Concentrations and Reduced Atmospheric Pressures
2018년 2월 23일
조선대학교 대학원
기계시스템공학과
권 행 준
고산소-저기압 환경에서 Jet A1
액체연료의 최소 점화에너지 측정 및 고체연료의 화염전파 특성에 관한 연구
지도교수 박 설 현
이 논문을 공학석사학위 신청 논문으로 제출함
2017년 10월
조선대학교 대학원
기계시스템공학과
권 행 준
목 차
Ⅰ. 서론
1. 연구배경 및 필요성 1
2. 연구목적 및 내용 6
Ⅱ. 실험장치 및 실험방법
1. 실험장치 8
2. 실험방법 12
Ⅲ. 실험결과 및 고찰 1. 실험결과 및 고찰
1) 최소점화에너지 17
2) 화염전파속도 20
Ⅳ. 결론 26
【참고문헌】 28
LIST OF TABLES
Table 1.1 Emission gas regulations imposed by euro-6 3 Table 2.1 Summary of O2 mole % for each of excremental conditions 12
LIST OF FIGURES
Figure 1.1 Layout of Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ(KSLV-Ⅱ) 2 Figure 1.2 Illustration for the fire prevention system (FPS) installed in
KSLV-II 3
Figure 1.3 Schematic of fuel tank and inerting system on the CS100
aircraft 4
Figure 1.4 Soyuz cabin pressure variations before 1st stage separation 5 Figure 2.1 Experimental apparatus and configurations 9 Figure 2.2 Schematics of equipments inside a 10L combustion chamber 10 Figure 2.3 Light extinction image of Jet A1 droplet deployed on the
optical fiber 10
Figure 2.4 Measured voltage, current and integrated waveforms as a
function of time 13
Figure 2.5 Calculated ignition energy as a function of time 14 Figure 2.6 Comparisons of ignition energies calculated from different
methods 15
Figure 2.7 Flame image captured using a CCD camera after ignition 15 Figure 2.8 Images captured to determine the scale factor 16 Figure 3.1 Measured MIE as a function of oxygen concentration at 1 atm 17 Figure 3.2 Measured MIE as a function of ambient pressure for different
oxygen concentrations 18
Figure 3.3 Schematics of thermal ignition mechanism 19 Figure 3.4 Sequential images of flame spread in 30% O2 at different
atmospheric pressures 20
Figure 3.5 Flame moving distance measured as a function of time after
ignition. 21
Figure 3.6 Measured flame spread rate plotted as a function of time after
ignition 22
Figure 3.7 Schematics of flame spread on an optical fiber 23 Figure 3.8 Measured flame spread rate as function of oxygen concentration.
24
ABSTRACT
Study of Minimum Ignition Energy Measurements for Jet A1 Liquid Fuel and Characteristics of Flame Spread for Solid Fuel under
Elevated Oxygen Concentrations and Reduced Atmospheric Pressures
Kwon, Haeng Jun
Advisor : Prof. Park, Seul-Hyun, Ph.D.
Department of Mechanical Systems Engineering Graduate School of Chosun University
In the present study, the ignition characteristics of liquid fuel and flame spread on solid fuel were experimentally investigated under atmospheric conditions similar to those inside the first stage of launch vehicles. To quantify ignitability as ignition characteristics, the minimum ignition energy (MIE) for liquid fuel was defined and measured under elevated oxygen concentrations and reduced atmospheric pressures which are the most probable conditions during the space launch vehicle’s operating process. The experimental results demonstrate that the measured MIE decreased with increasing the oxygen concentration for given atmospheric pressures. When the atmospheric pressure was reduced from 1 atm to 0.2 atm at the fixed oxygen concentration, the measured MIE was found to vary with P-2 but the lowest MIE was observed at 0.8 atm.
The characteristics of flame spread were also investigated to provide fundamental knowledge to prevent fires and explosions of vehicles during launching operations.
To this end, the rate of flame spread on the solid fuel was measured at elevated oxygen concentrations and reduced atmospheric pressures. A 0.18 mm diameter optical fiber was used as a solid fuel. The experimental results indicated that elevated oxygen concentrations can increase the rate of flame spread while increasing the atmospheric pressures to 1 atm can lead to decreases in the rate of flame spread.
The increases in the rate of flame spread with pressure is due mainly to reductions in the convective heat loss that are clarified through an analysis of the pressure dependence on the convective heat transfer coefficient.
1. 서 론
1.1 연구 배경 및 필요성
우주 발사체 기술의 완성도는 한 국가의 국방 및 우주 기술 능력을 가늠해 볼 수 있는 척도이며, 세계 우주강국들은 자주적 발사능력을 확보하여 안정적인 우 주개발을 추진하고 있다. 또한 첨단기술 및 재래기술이 복합적으로 결합된 발사 체 기술의 확보를 통해 관련 산업계로의 기술파급을 꾀하고 있다. 하지만, 발사 체와 관련된 기술의 이전은 MTCR (Missile Technology Control Regime)과 같은 국제규약에 의해 제한을 받기 때문에, 기초 데이터의 확보에서 부터 설계, 제작 에 이르기까지 광범위한 분야에서 기술 축적이 독자적으로만 이루어져야 한다.
우리나라 역시 세 차례의 시도 끝에 발사에 성공한 나로호(Korea Space Launch Vehicle-I, KSLV-I)를 통해 우주강국을 향한 힘찬 발걸음을 내딛었다. 러시아의 1 단 발사체 기술에 의존하며 2차례 실패 끝에 발사에 성공한 나로호는 자주적 발 사체 기술 확보에 대한 필요성을 일깨워준 충분한 계기가 되었다. 특히, 나로호 2차 발사실패는 발사 137초 후 1단 연소 구간 비행 중 폭발사고[1]로 추정되고 있어 발사체 기술 중 화재 통제 기술의 중요성을 일깨워 주고 있다.
나로호에 이어 현재 개발 중인 한국형 발사체(Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ, KSLV-Ⅱ)는 Figure 1.1에 제시되어 있는 바와 같이 75톤급 액체엔진 4개가 클러 스터링(clustering) 되어 1단을 구성하고 75톤급 액체엔진 1기가 2단을 구성하며, 7톤급 액체엔진 1기로 3단이 구성되는 3단 액체 로켓이다[2]. 한국형 발사체의 추진 연료는 등유 계열의 Jet A1이며 1단의 경우 75톤급 액체엔진 4개가 클러스 터링 되어있는 만큼 발사 충격, 진동 등으로 인해 연료 공급 계통을 비롯한 관련 배관에서 누유 되는 경우, 동체 내부의 각종 전기장치에서 발생할 수 있는 전기 스파크나 고온의 표면에서 발생된 복사열 등과 결합하여 폭발 사고로 이어질 수 있는 가능성을 배제할 수 없다. 특히 산화제로 사용되는 액체산소(LOx)가 누설되 어 기체 상태로 상변화하면 부피가 급속히 팽창하여 발사체 동체 내부는 고산소 환경이 조성될 수 있어 발화 및 폭발 사고의 가능성이 높아질 수 있다. 따라서
발사체 동체 내부에서 화재·폭발 사고를 통제할 수 있는 기술은 발사체 안전과 직결되는 문제이며, 우주 발사체의 성공적 발사 여부를 결정짓는 중요한 요소 중 하나이다.
(a) KSLV-II overall Structure
(b) Single 75 ton engine for 2nd stage
(c) Clustered 75 ton engines for 1st stage Figure 1.1 Layout of Korea Space Launch Vehicle-Ⅱ(KSLV-Ⅱ) [3]
특히, 한국형 발사체와 같이 액체 연료를 사용하는 발사체는 화재 및 폭발위험 성이 매우 높아, 위험 요소를 제거하기 위해서 능동적인 관리 절차가 필요하다 [4, 5]. 발사체의 화재 및 폭발사고를 제어하기 위해 필요한 능동적 관리의 시작 은 기본적으로 연료와 산화제의 누출이 없도록 하는 것이 근본적 대책이겠지만, 어느 정도의 누출을 가정하여 동체 내부의 가연성 가스의 농도를 낮추는 일이다.
이를 위해 한국형 발사체는 Figure 1.2에서처럼 발사 직후부터 단 분리가 이루어 지는 시점까지 동체 내부에 불활성 기체인 질소 가스를 연속적으로 공급하여 동
체 내부의 산소의 농도를 낮춤으로서 화재 및 폭발의 가능성은 줄일 수 있도록 설계되어 있으며, 이러한 장치를 화재안전계(Fire Prevention System, FPS)로 명명 한다[4, 5].
Figure 1.2 Illustration for the fire prevention system (FPS) installed in KSLV-II [4]
우주 발사체뿐만 아니라 항공기도 연료 탱크와 관련된 크고 작은 폭발사고 의 심 사례가 보고되고 있다. Table 1.1에는 항공기의 연료 탱크와 관련되어 폭발사 고로 이어질 수 있었던 사례가 정리되어 있다.
Table 1.1 Accidents involving fuel tank explosions [6]
Identification
No. Date Aircraft Fuel tank explosion 1 14 Sep 1993 A320 Centre 2 21 Dec 1992 DC10 Centre and wing 3 14 Feb 1990 A320 Wing 4 15 Nov 1987 DC9 Centre 5 29 Mar 1979 F27 Wing 6 04 Apr 1977 DC9 Centre/wing 7 20 Nov 1974 B747 Centre and wing 8 07 Jun 1971 CV580 Centre/wing 9 28 Dec 1970 B727 Centre/wing 10 27 Nov 1970 DC8 Wing 11 08 Apr 1968 B707 Wing 12 20 Nov 1967 CV880 -
13 5 Mar 1967 DC8 Centre and wing
Table 1.1에 정리된 사고 이외에 1996년 7월 16일 미국 John F. Kennedy 국제 공항을 출발하여 프랑스 Charles de Gaulle 국제공항에 도착 예정이던 미국 Trans World Airlines사의 TWA800(보잉 747)기가 이륙 후 대서양 상공에서 폭발하여 230명 탑승자 전원이 사망한 사고가 발생한 뒤로 부터 항공기 폭발 사고 재발 방지를 위해 여러 가지 관련 규제가 강화되고 있다. 특히, 미국 연방교통위원회 (National Transportation Safety Board, NTSB)가 TWA 800기의 폭발사고 원인을 연
(a) Configuration of wing fuel tanks
(b) Configuration of fuel tank inerting system
Figure 1.3 Schematic of fuel tank and inerting system on the CS100 aircraft
료 탱크에 남아있던 유증기가 피복이 벗겨진 전선에서 발생된 스파크에 의한 것 으로 결론을 내리면서 미국 연방항공청(Federal Aviation Administration, FAA)은 모든 상업용 항공기에 발사체에 적용되는 화재안전계(FPS)와 유사한 시스템을 연료 탱크에 장착하도록 의무화하였다. Figure 1.3은 화재 및 폭발 사고를 예방하 기 위해 항공기에 장착되고 있는 불활성 기체 공급 장치(Inerting system)의 개략 도이다. 그림에서 볼 수 있는 바와 같이 이 장치는 항공기의 날개에 설치된 연료 탱크에 질소를 공급하여 산소 농도를 낮춤으로써 발화의 가능성을 줄이도록 설 계되어 있다.
우주 발사체나 항공기는 발사 혹은 이륙 직후 비행 고도가 높아짐에 따라 동 체 내부의 압력은 낮아진다. Figure 1.4는 한국형 발사체와 발사 과정이 유사한 러시아 소유즈(Soyuz)호의 동체 내부 압력을 1단 분리 시점 전까지 표시한 그래 프이다. 그림에서와 같이 동체 내부의 압력이 낮아지고 동체 내부에 불활성 기체 가 공급되어 산소 농도가 낮아지면 가연 혼합물의 점화를 통한 화재나 폭발 가 능성도 낮아진다. 하지만 앞서 살펴본 발사체나 항공기의 폭발사고 사례로 비추 어 볼 때, 화재 및 폭발 안전 측면에서 작동 환경을 고려한 점화 특성에 관한 연 구가 반드시 필요한 것으로 판단된다.
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2
0 20 40 60 80 100
P max P min
Pressure [atm]
Time [s]
Figure 1.4 Soyuz cabin pressure variations before 1st stage separation [7]
1.2 연구 목적 및 내용
Figure1.4는 러시아 우주발사체인 소유즈(Soyuz)호의 동체 내부 압력 프로파일 을 나타난 그래프이다. 한국형발사체는 발사 직후 127초에 1단이 분리된다. 소유 즈호는 1단이 분리되는 시점(발사 직후 120초 내외)에 고도가 상승함에 따라 동 체 내부의 압력은 0.1 atm(0.1 bar)이하로 떨어지게 된다. 한국형 발사체 또한 소 유즈호와 유사한 발사패턴을 가지고 있으므로 동체 내부 압력이 0.1atm 이하로 떨어질 것으로 예상이 된다.
액체연료의 최소 점화에너지와 고체연료의 화염전파 특성에 관한 연구의 궁극 적인 목표는 화재의 위험으로부터 인적, 물적 재원을 보호하는데 있다. 점화와 화염전파는 화재를 발생시키고 지속시켜 경제적 손실과 인명피해를 유발한다. 이 것을 예방하기 위해서는 점화에너지와 화염전파에 대한 지식이 요구된다.
따라서 본 연구에서는 발사체 발사 과정 중 1단 동체 내부에서 사고로 인해 발생될 수 있는 고산소-저기압 환경에서 발생한 화재의 특성 중 액체연료의 최 소 점화에너지와 고체연료의 화염전파 특성을 고찰하였다.
한국형 발사체의 우발적인 폭발사고를 예방하기 위해서 발사체 1단 동체 내부 에는 발사 직후부터 단 분리가 이루어지는 시점까지 불활성 기체인 질소를 연속 적으로 충전하여 동체 내부의 산소의 농도를 낮춤으로서 발화 가능성을 줄일 수 있도록 설계되어 있다[3]. 아울러, 발사 고도가 상승함에 따라 줄어드는 발사체 동체내부의 압력 역시 발화 가능성을 낮추는 요소이다. 하지만, 이러한 발사체 환경 (압력, 산소농도의 변화 등)에서 추진체의 연료로 사용되는 Jet-A1 연료의 점화 가능성에 대한 연구는 매우 제한적인 실정이다. 따라서 본 연구에서는 발사 체 발사 과정 중 1단 동체 내부에서 생성될 수 있는 고산소-저기압 환경에서 연 료의 누유로 인한 점화 가능성을 파악해 보고자 관련 실험을 진행하였다.
본 연구에서 사용된 고체연료는 가연성 피복(폴리에틸렌)의 두께가 얇은 광섬 유를 사용하였다. 이것은 피복의 물리적 두께가 열적 두께(Thermal trickiness)보다 두꺼워 열관성을 무시할 없는 전선의 화염전파 현상을 고찰한 선행연구[9-11]와 차별되는 점이다. 고체연료의 열관성을 무시 할 수 없는 경우, 화염 전파현상은 화염 면에서 고체연료 표면으로의 복사 열전달과 고체연료 주위의 유동에 의해
크게 영향을 받는 것으로 알려져 있다[12]. 특히, 화염 면으로 부터의 복사 열전 달 현상은 연소환경(압력, 산소농도, 그을음 농도, 연료 농도 등)에 따라 크게 달 라지므로 열적 두께가 두꺼운 고체연료의 화염전파 현상은 해석과정이 복잡하고 단순화된 해석이 불가능하다. 또한 열관성이 큰 전선 피복의 경우 화염 전파과정 에서 완전히 열분해되지 않은 폴리에틸렌이 화염 내부에 존재하여 전파 현상의 해석을 더욱 복잡하게 만들 수 있다[10-11]. 하지만, 본 연구에 적용된 광섬유와 같이 열적 두께가 얇은 고체연료의 경우 화염 전파현상이 화염 면에서 고체연료 표면으로 열전도에 의해 주로 지배받고 화염 내부에 열분해가 완전히 되지 않은 폴리에틸렌이 존재하지 않기 때문에 현상의 해석이 단순해지고 본 연구에 고찰 해 보고자하는 고산소-저기압 환경의 영향이 화염전파에 미치는 영향을 정성적 으로 고찰해 볼 수 있다.
2. 실험 장치 및 방법
2.1 실험 장치
본 연구에서 실험 장치는 연구목적에 부합할 수 있도록 연료의 점화와 화염전 파가 이루어지는 연소실의 압력, 산소농도와 산화제 환경(불활성 가스) 등을 제 어할 수 있도록 설계·제작하였다. 실험 장치는 크게 연소 챔버와 진공펌프, 점화 장치, 가시화 장치로 구성되어 있으며 개략도는 Figure 2.1에 나타내었다.
SUS304 재질의 연소 챔버는 체적이 약 10 L이며, 다양한 설정 압력 범위(0.2 ~ 1.0 atm)에 맞게 산소 (oxygen, O2), 질소 (nitrogen, N2), 이산화탄소 (carbon dioxide, CO2), 헬륨 (helium, He) 등의 산화제와 불활성 가스를 챔버 내부에 주입할 수 있 게 설계되었으며 실험이 진행되는 동안 기밀이 유지될 수 있도록 제작하였다. 또 한 연소 챔버에는 2쌍의 광학창이 각각 평행하게 설치되어 액체 연료의 크기와 점화 및 화염 전파과정을 CCD카메라를 통해 가시화할 수 있도록 제작하였다.
연소 챔버 내 저기압 환경을 조성하기 위해서 최대 24 L/min 유량으로 챔버의 감압이 가능한 진공 펌프가 챔버에 연결되어 있고, 고압 가스 실린더에 저장된 산소, 질소, 이산화탄소, 헬륨가스를 공급받아 챔버 내에서 혼합할 수 있도록 하 였다. 진공 펌프는 작동 시 발생하는 진동의 영향을 최소화하기 위하여 실험 장 치로 부터 멀리 떨어진 곳에 설치하였다. 아울러 연소 챔버의 감압과 가압 시 내 부의 압력을 실시간으로 모니터링하고 제어하기 위해서 아날로그 압력계와 디지 털 압력게이지를 장착하였다.
연소 챔버 내부에는 액체 연료인 Jet A1을 액적의 형태로 광섬유(optical fiber) 에 맺히게 할 수 있도록 Figure 2.2에 제시된 것 같은 기구부를 제작하였다. 이때 Jet A1 액체 연료가 액적의 형태로 맺히게 되는 광섬유는 액적의 점화 직후 발 생된 화염과 수평으로 설치되어 화염이 전파되는 특성을 관찰하기 위해 사용된 고체 연료의 역할을 동시에 수행하게 된다. 본 연구에 사용된 광섬유는 지름이 0.18 mm이며 중심부는 불연재인 실리카(silica)로 구성되어 있고, 중심부의 바깥
(a) Experimental Configuration for each of devices
(b) Photograph of a 10 L combustion chamber
Figure 2.1 Experimental apparatus and configurations
쪽에는 가연재인 폴리에틸렌(polyethylene)이 코팅되어 있다. 액적이 점화되어 화 염이 발생되면, 실리카 코어에 코팅되어 있는 가연재, 폴리에틸렌만을 연소시키 면서 광섬유를 따라 화염은 전파하게 된다.
Figure 2.2 Schematics of equipments inside a 10L combustion chamber
점화 실험 중 Jet A1 액적의 위치, 체적 등을 가시화하고 모니터링하기 위해 Pig-tail 레이저, CCD camera와 convex lens 등 여러 가지 광학 렌즈로 구성되어 있는 전역 광소멸 장치(full-field light extinction apparatus) [4]을 제작하여 설치하 였다. Figure 2.3는 전역 광소멸 장치를 이용하여 광섬유에 맺힌 Jet A1 액적을
Figure 2.3 Light extinction image of Jet A1 droplet deployed on the optical fiber
가시화한 이미지이다. 가시화된 액적의 이미지는 디지털 이미지 프로세싱 기법을 화이용을 이용하여 실시간으로 액적의 지름을 측정하고 지름이 2mm가 유지될 수 있도록 하였다.
점화장치는 DC-DC 컨버터를 통해 12 volt의 직류 전압을 최대 350 volt까지 상 승시켜 콘덴서에 충전한 다음 방전 신호를 인가하면 설정된 전압과 전류를 니크 롬선에 방전하여 가열시킬 수 있도록 제작하였다. 점화장치에는 총 5개의 콘덴서 를 연결하여 충전 전하량을 조정하였으며 고전압이 인가되는 콘덴서는 제어 회 로와 분리하여 다른 제어기기에 영향을 주지 않게 하였다. 니크롬선은 광섬유 아 래쪽에 설치되어 있으며, 모든 실험조건에서 광섬유와 니크롬선의 간격은 항상 동일하게 유지될 수 있도록 조정하였다. 고전압의 방전 시 니크롬선의 단선을 방 지하기 위하여 충전전압의 크기에 따라 두께 0.5T의 니크롬선을 10cm에서 15cm 으로 길이로 절단하여 사용하였다. 점화 직전 연소 챔버에 주입된 불활성 가스와 산소가 완전히 섞일 수 있도록 충분한 시간이 지난 뒤, 콘덴서에 충전된 고전압 이 니크롬선에 방전되면서 가열된 니크롬선에 의해 Jet A1 연료가 먼저 점화되 고 이후 광섬유를 따라 화염이 전파하게 된다. 점화의 성공 여부 및 전파하는 화 염을 관찰하기 위해 연소 챔버의 가시화창을 항해 있는 CCD 카메라를 이용하여 30 fps (frame per second)로 영상을 획득하였다.
Total pressure
Partial pressure for 21% O2
Partial pressure for 30% O2
Partial pressure for 40% O2
O2 Inert gas O2 Inert gas O2 Inert gas 1.0 0.21 0.79 0.30 0.70 0.40 0.60 0.9 0.19 0.71 0.27 0.63 0.36 0.54 0.8 0.17 0.63 0.24 0.56 0.32 0.48 0.7 0.15 0.55 0.21 0.49 0.28 0.42 0.6 0.13 0.47 0.18 0.42 0.24 0.36 0.5 0.10 0.40 0.15 0.35 0.20 0.30 0.4 0.08 0.32 0.12 0.28 0.16 0.24 0.3 0.06 0.24 0.09 0.21 0.12 0.18 0.2 0.04 0.16 0.06 0.14 0.08 0.12
2.2 실험 방법
실험실의 온도, 습도의 변화는 연소 챔버 내부의 환경 변화를 통해 점화 현상 이나 화염 전파현상에 영향을 줄 수 있으므로 항상 일정하게 유지하였다. 앞서 기술한 바와 같이 저기압-고산소 환경을 조성하기 위해 먼저 진공펌프를 이용하 여 연소 챔버를 먼저 진공 상태에 도달할 때까지 감압하고, 산소와 불활성가스를 식(2.1)에 제시된 돌턴의 분압법칙(Dalton’s law of partial pressure)을 이용하여 설 정 압력에서 산소농도(mole %)가 21 % ∼ 40 %로 유지될 수 있도록 하였다.
(2.1)
식(2.1)에서 PO2와 P(He or N2 or CO2)는 각각 연소 챔버 내에서 산소와 분위기 가스 의 분압을 의미하며, 실험이 진행되는 동안 연소 챔버의 설정 전압력(total pressure)은 0.2 atm ∼ 1.0 atm으로 유지하였다. Table 2.1에는 실험에 적용된 산소 농도 조성을 만들기 위해 사용된 산소-불활성 가스 분압이 정리되어 있다.
Table 2.1 Summary of O2 mole % for each of excremental conditions Unit: [atm]
액적 Jet A1 연료에 인가된 점화에너지를 측정하기 위해 본 연구에서는 니크롬 선의 양단에 인가된 전류와 전압을 오실로스코프를 이용하여 측정하였다. Figure 2.4는 니크롬선에 인가된 전류(i)와 전압(v)을 실시간으로 오실로스코프를 이용하 여 획득한 전류, 전압 파형의 이미지이다.
Figure 2.4 Measured voltage, current and integrated waveforms as a function of time
그림을 통해 획득한 전류와 전압 파형을 식(2.2)에 적용하여 방전시간(, 0.02s)동 안 적분을 수행함으로써 점화에너지, Eign를 계산하였다[5].
(2.2)
니크롬선에 인가된 전압의 크기에 따라 적분된 결과를 Figure 2.5에 도시하였 다. 그림에는 DC-DC 컨버터를 통해 콘덴서에 충전되는 전압을 290 volt 부터 330 volt 까지 높여가며 측정한 점화에너지 값이다. 그림에서 y절편은 방전시간 동안 적분한 점화에너지의 결과 값을 의미한다. 본 연구에서는 콘덴서의 용량을 고정하여 방전시간이 모든 실험 조건에서 0.02 s로 일정하게 유지될 수 있도록 제어하였으며, 따라서 점화에너지의 변화는 콘덴서에 저장되는 전압으로만 조정 된다. Figure 2.5에서 볼 수 있는 바와 같이 콘덴서에 충전되는 전압 값이 290
volt에서 330 volt로 커지면서 약 60.7 mJ 에서 73.3 mJ 까지 증가하는 것을 확인 할 수 있다.
Figure 2.5 Calculated ignition energy as a function of time
또한 오실로스코프를 통해 측정한 파형으로부터 계산된 점화에너지는 식 (2.3)을 이용하여 이론적으로 계산할 수 있는 충전 에너지, Eth와 비교하여 타당성을 검 증하였다.
(2.3)
식(2.3)에서 c는 콘덴서의 정전용량을 의미한다. Figure 2.6에 식(2.3)으로 계산한 에너지 값과 식 (2.2)로 계산한 에너지 값을 비교하여 도시하였다. 그림에는 동일 한 전압으로 충전되어 콘덴서를 통해 방전 되는 에너지를 각각 5번씩 반복 측정 하여 계산된 결과를 도시하였다. 그림에서 볼 수 있는 바와 같 이 식(2.2) 와 식 (2.3)으로 계산된 결과는 서로 선형적 관계를 유지하고 있으며, 이 결과를 바탕으 로 점화 에너지의 측정 및 계산 결과의 타당성을 검증하였다.
Figure 2.6 Comparisons of ignition energies calculated from different methods
각각의 실험 조건별로 계산된 점화에너지가 광섬유에 맺혀있는 Jet A1 액체연 료로 전달되어 점화가 이루어지는가는 가시화 창을 향해 있는 CCD 카메라가 포 착한 영상을 통해 화염이 발생된 경우 점화 성공으로 판단하였다. Figure 2.7은 점화 직후 화염이 발생된 경우 연소 챔버의 가시화창을 통해 획득한 이미지이다.
방전 전압이 낮아 점화가 이루어지지 않은 경우 충전 전압을 높여 반복 실험을 수행 하였고, 이때 최초로 점화가 이루어지는 실험 조건(압력, 산소농도)에서 니 크롬선에 인가된 에너지를 최소점화에너지 (Minimum ignition energy, MIE)로 정 의하였다.
Figure 2.7 Flame image captured using a CCD camera after ignition
전역 광소멸 장치로 가시화된 액적의 이미지와 점화 직후 광섬유를 따라 전파 되는 화염의 이미지는 흡수식 중립필터(absorptive neutral density filter)를 통해 필 터링한 후 CCD카메라로 영상을 획득하였다. 획득된 영상은 디지털 이미지 프로 세싱 소프트웨어인 Matrox Inspector 8.1Ⓡ을 이용하여 초당 30개의 이미지로 저 장하였다. CCD 카메라를 사용하여 취득한 이미지로부터 pixel-mm 길이 환산 계 수(scale factor)를 확인하기 위해 실험 이전에 측정자를 액적 혹은 광섬유 위치와 동일한 지점에 두고 미리 촬영하였다. 촬영된 이미지에서 측정자의 1mm 길이에 해당하는 픽셀수, 즉 환산 계수를 계산하였다. 환선계수를 이용하여 점화 전 액 적의 크기, 니크롬선과 액적간의 거리, 시간변화에 따른 화염 선단의 위치를 결 정하였다. Figure 2.8은 각각 전역 광소멸 장치에서 액적과 광섬유를 타고 전파하 는 화염을 가시화하기 위해 사용된 CCD 카메라의 환산계수를 측정하기 위해 획 득한 이미지이다. Figure 2.8(a)는 Jet A1 액적 크기를 확인하기 위하여 전역 광소 멸 장치를 통해 획득한 이미지로 계산된 환산 계수는 0.067 mm/pixel 이다. Figure 2.8(b)는 화염 전파속도를 계산하기 위해 촬영한 이미지이며 계산된 환산 계수는 0.1 mm/pixel 이다.
(a) Light extinction image of scale (b) CCD image of scale Figure 2.8 Images captured to determine the scale factor
3. 실험 결과 및 고찰
3.1 고산소-저기압 환경에서 Jet A1 액체연료의 최소 점
화에너지Figure 3.1는 연소 챔버의 압력을 1 atm으로 고정하고 산소 농도가 21% ~ 40%로 증가시켜가며 측정한 최소점화에너지의 결과를 도시한 그래프이다. 그림에서 볼 수 있는 바와 산소농도가 증가함에 따라 측정된 최소점화에너지는 감소하였다. 이러한 결과는 연소챔버 내부에 산소농도가 증가하여 낮은 에너지에서도 산화 열분해 (Oxidative pyrolysis)반응이 보다 쉽게 일어나기 때문으로 사료된다.
Figure 3.1 Measured MIE as a function of oxygen concentration at 1 atm
Figure 3.2는 연소챔버 내부의 압력이 낮아지는 경우 주어진 산소 농도조건에서 측정된 Jet A1 액체연료의 최소점화에너지 결과를 도시한 그래프이다. 그림에서 볼 수 있는 바와 같이 대기압보다 낮은 0.8 atm 에서 측정된 최소점화에너지가 가장 낮고 이후 압력이 감소할수록 최소점화에너지는 급격히 증가한다.
Figure 3.2 Measured MIE as a function of ambient pressure for different oxygen concentrations
Jet A1 액체 연료가 주어진 실험조건에서 증발하여 공기와 섞여 액적 주위에 예혼합 가스가 생성된 경우 가연물의 점화에 필요한 최소점화에너지는 식(3.1)으 로 표현할 수 있다[6].
∞
(3.1)식(3.1)에서 각각 P는 압력, cp는 정압비열, R은 기체상수, T는 반응온도, T∞는 주위온도, α는 열확산계수, SL은 화염전파속도이다. 위의 식에서 열확산계수의 압 력 의존성으로 인해 최소점화에너지는 압력과 식(3.2)과 같은 상관성을 갖는다 [6].
∼ (3.2) Figure 3.2에 볼 수 있는 바와 같이 측정된 최소점화에너지는 식(3.2)에 제시된
압력 상관성과 유사하게 압력이 감소할수록 급격히 증가하지만, 앞서 기술한 바 와 같이 대기압보다 낮은 0.8 atm에서 가장 낮은 최소점화에너지가 측정되었다.
이와 같이 압력에 감소에 따라 증감하는 최소점화에너지의 변화 분석하기 위해 점화해석 모델[7] 을 Figure 3.3 과 식(3.3)를 통해 살펴보았다.
Figure 3.3 Schematics of thermal ignition mechanism
그림에 제시되어 있는 점화원으로 인해 강제 점화(Piolt ignition)가 일어나기 위 해서는 식(3.3)에 제시된 것처럼 연소반응으로 인해 발생되는 에너지 생성율,
″′ 이 손실로 사라지는 에너지 소모율보다 커야 한다.
″′
″′ ∞ (3.3)
식(3.3)에서 각각 ρ는 밀도 V 는 체적, ″′는 액체 연료의 질량소모율, 은 연소열, h는 대류열전달계수, S는 표면적을 의미한다. 식(3.3)를 통해 드러나는 바 와 같이 액체 연료의 점화에너지 크기는 액적 표면으로 부터의 증발현상과 밀접 한 관련이 있다. 선행 연구[8]의 결과에 의하면 절대압력이 낮아지면 증기-가스
혼합물과 주위 가스와의 밀도 차로 인해 발생하는 부력과 물질 확산이 증가하여 액체 표면 막을 통한 증발이 촉진되는 것으로 보고되고 있다. 따라서 연소 챔버 내부 압력이 낮아져 액적 주위에 증발된 연료가 증가하면 당량비가 영향을 받을 것으로 판단해 볼 수 있다. 특히 대기압 보다 낮은 0.8 atm에서 생성된 연료-공 기 예혼합 가스는 이론 공연비에 가까워서 작은 에너지로도 점화가 가능하지만, 압력이 더 감소함에 따라 농후해지는 예혼합 가스의 점화에 더 많은 에너지가 소요되는 것으로 판단된다[6]. 하지만 절대압력 감소하는 경우 액체 연료의 점화 현상은 본 연구에서 살펴본바 와 같이 액체의 증발, 물질 확산, 부력 등의 변화 와 같이 여러 가지 물리적 변화를 동반하게 되므로 심화 연구를 통해 체계적인 분석이 필요한 것으로 사료된다.
3.2 고산소-저기압 환경에서 고체연료의 화염전파
앞서 기술한 바와 같이 고체연료의 화염 전파특성을 알아보기 위해서 본 연구 에서는 광섬유(optical fiber)를 사용하였다. 광섬유의 중심부는 불연재인 실리카 (silica)로 구성되어 있고, 중심부의 바깥쪽에는 가연재인 폴리에틸렌(polyethylene) 이 코팅되어 있어 적절한 점화에너지가 가해지면 폴리에틸렌이 연소하면서 광섬 유를 따라 화염이 전파하게 된다. 다만, 이 때 KSLV-II 동체 내부의 연료 누유를 모사하기 위해 점화 직전 동일한 양의 발사체 액체 연료, Jet A1 소량을 광섬유 의 정 중앙에 적셔 실험을 실시하였다. 점화 직전 연소 챔버에 주입된 질소와 산 소가 완전히 섞일 수 있도록 충분한 시간이 지난 뒤, 콘덴서에 충전된 고전압이 니크롬선에 방전되면서 가열된 니크롬선에 의해 Jet A1 연료가 먼저 점화되고 이후 광섬유를 따라 화염이 전파하게 된다.
점화에너지 변화로 인한 초기 화염 전파속도 변화를 최소하기 위해 모든 실험 조건에 대해 동일한 에너지를 적용하였다. 저기압-고산소 환경을 모사하기 위해 서는 산소농도를 30%로 고정하고 연소 챔버의 압력을 대기압에서 0.2 atm까지 감압하였다. Figure 3.4은 Jet A1이 점화된 직후 고체 연료인 광섬유를 따라 전파 하는 화염을 CCD카메라로 촬영된 이미지이다.
0.0s 0.2s 0.4s 0.6s 0.8s 1.0s 0.4 atm
0.7 atm
1.0 atm
Figure 3.4 Sequential images of flame spread in 30% O2 at different atmospheric pressures
점화 직후 시간이 경과함에 따라 광섬유를 따라 이동하는 화염의 거리가 압력 이 낮을수록 더 길어지는 것을 그림을 통해 관찰할 수 있다. 압력감소에 따른 화염전파율의 변화를 자세히 이해하기 위해서 Figure 3.4의 화염전파 이미지로 부터 화염 이동거리를 시간의 함수로 측정하여 Figure 3.5에 도시하였다.
0 10 20 30 40 50
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1
0.2atm 0.3atm 0.4atm 0.5atm 0.6atm 0.7atm 0.8atm 0.9atm 1.0atm
Flame moving distance [mm]
Time [s]
Figure 3.5 Flame moving distance measured as a function of time after ignition.
그림에 도시되어 있는 바와 같이 연소 챔버 내부의 압력이 낮아짐에 따라 화 염전파율을 의미하는 직선의 기울기가 커지는 것을 뚜렷이 관찰할 수 있으며, 이 는 Figure 3.4의 화염전파 이미지를 통해 시각적으로 관찰할 수 있는 결과와도 잘 일치한다.
Figure 3.6는 압력변화와 화염전파율의 상관관계를 알아보기 위해 측정된 화염 전파율을 압력의 함수로 표현한 그래프이다. 그림에 도시되어 있는 바와 같이 압 력과 화염전파율 사이에 반비례 경향을 뚜렷하게 관찰할 수 있으며, 지수함수로 표시된 추세선을 이용하면 압력과 화염전파율의 상관관계를 식(3.4)으로 나타낼 수 있다.
≃ (3.4)
0 10 20 30 40 50
0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 y = 19.628 * x^(-0.40609) R= 0.99407
Pressure [atm]
Flame Spread Rate [mm/s]
Figure 3.6 Measured flame spread rate plotted as a function of time after ignition 식(3.6)에 제시된 압력과 고체연료의 화염 전파율과 상관관계를 보다 자세히
고찰해 보기 위해서는 고체연료의 화염 전파현상을 살펴보는 것이 보다 실제적 인 화염 전파현상을 이해하는데 도움이 될 수 있다. Figure 3.7에서와 같이 광섬 유를 따라 이동하는 화염의 이동속도는 광섬유 표면에 작용하는 단위 면적당 열 유속과 광섬유의 엔탈피 증가율의 상관관계를 이용하여 식(3.5)로 표현할 수 있 고, 화염 전파율, Sf 로 정의할 수 있다[12,14].
∞
(3.5)
식(3.5)에서 q는 열유속이며, ρs, Cp,s , τ 는 각각 광섬유의 밀도, 비열, 두께를 의 미한다. 본 연구에서 고체 연료로써 사용된 광섬유와 같이 열적 두께가 얇아 내 부로 열전도를 무시할 수 있는 경우, (thermally-thin, τ ≒1) 열유속은 화염에서 기체로의 열전도, q≒λg(Tf-Ts)/δ 로 표현할 수 있으므로 식(3.5)은 식(3.6)와 같이 다시 정의할 수 있다.
∞
(3.6)
식(3.6)에서 A는 상수이며, 는 기체의 열전도계수, Tf, Ts 및 T∞는 각각 화염온 도, 광섬유의 표면온도 및 주위온도를 의미한다.
Figure 3.7 Schematics of flame spread on an optical fiber
식(3.6)에서 연소챔버의 압력 변화에 따라 화염전파율에 크게 영향을 줄 수 있 는 인자는 기체의 열전도계수와 화염의 온도이다. 기체의 열전도계수의 경우, 주 어진 압력 범위 내에서 변화가 크지 않기 때문에 화염의 온도변화를 고려해 볼 필요가 있다. 압력의 변화는 화학종의 열해리(thermal dissociation)에 영향을 주어 화염 온도의 변화를 유발할 수 있지만[6], 주어진 압력범위 내에서는 그 영향이 매우 제한적일 것으로 판단된다. 하지만 압력 변화는 식(3.7)과 식(3.8)에 통해서 알 수 있는 바와 같이 광섬유(실린더) 주위 Grashof수(Gr)의 변화를 통해 대류열 전달계수에 영향을 줄 수 있다[15].
·Pr
(3.7)
(3.8)
식(3.7)와 (3.8)에서 Pr은 Prandtl수이며, d는 광섬유의 직경, g는 중력가속도,μ는 점성계수, ΔT는 화염과 주위와의 온도차이다. 이때 주위의 기체를 이상기체로 가 정하면 식(3.7)에서 Gr는 밀도와 압력의 상관관계로 인해 대류열전달계수는 h∼
P0.5로 나타낼 수 있다. 식(3.4)에 제시된 화염 전파율과 대류열전달계수는 모두 유사한 압력 의존성을 보이고 있으므로, 연소 챔버 내부의 압력이 감소하면 대류 열전달계수의 감소로 인해 광섬유 주위의 대류 열손실이 줄어들고 화염온도가 상승하여 화염전파율이 증가할 수 있다.
Figiure 7은 연소 챔버내의 압력은 0.5 atm으로 유지되면서 질소 환경에서 산소 농도가 21 %에서 40 %까지 증가할 경우 화염전파율을 도시한 그래프이다. 그림 에서 볼 수 있는 바와 같이 산소농도가 증가함에 따라 화염전파율은 급격하게 증가하는 것은 식(3.6)를 통해 쉽게 판단해 볼 수 있는 바와 같이 화염온도의 직 접적인 상승에 기인한 것으로 판단된다. 아울러 확산화염의 특성상 산소농도가 높아지면 화염의 크기가 작아지고[4], 이로 인해 고체 연료인 광섬유로의 열전도 가 급격히 커지는 것도 화염전파율이 증가하는 원인 중 하나로 꼽을 수 있을 것 으로 사료된다.
5 10 15 20 25 30 35 40
15 20 25 30 35 40 45
Flame Spread Rate [mm/s]
O2% in N
2
Figure 3.8 Measured flame spread rate as function of oxygen concentration.
4. 결 론
본 연구에서는 발사체 1단 동체 내부의 대표적인 연소 환경인 저기압-고산소 조 건에서 발생할 수 있는 화재의 특성을 연구하였다. 이를 위해 주어진 환경에서 Jet A1 액체연료의 점화특성을 고찰해 보고자 최소점화에너지 측정실험을 진행하였 고 액체 연료의 점화 직후 일어나는 고체 연료의 화염전파 특성을 고찰해 보았다.
통해 살펴보았다. 발사체의 발사고도 상승 시 산화제의 누설 사고로 인한 발사체 1단 동체내부에서 점화환경을 모사하기 위해 연소 챔버 내부의 압력은 0.2 atm 까 지 낮추고 산소농도를 최대 40%까지 증가시켜 실험을 진행하였고, 다음과 같은 결 론을 도출하였다.
1) 연소 챔버 내부의 압력이 일정한 경우 챔버 내 산소농도가 21%에서 40%로 증가할수록 최소점화에너지는 선형적으로 감소한다.
2) 연소 챔버 내부의 산소농도가 일정하게 유지되는 경우 대기압이하로 압력이 감소하면 최소점화에너지(MIE)는 0.8 atm에서 가장 낮으며, 그이하의 압력, P 에서는 다음과 같은 상관관계를 갖는다.
∼
3) 연소 챔버 내부의 압력이 대기압에서 0.8 atm 범위에서 최소점화에너지가 감 소하는 이유는 액체가 증발되어 생성되는 예혼합 가연 가스와 산화제와의 당 량비와 관련이 있는 것으로 판단되며 이에 대한 심화 연구가 필요하다.
4) 고산소 환경(산소 농도 30% 질소 농도 70%)에서 측정된 화염전파율은 압력 이 낮아질수록 급격히 증가하였으며, 압력(P)과 화염전파율(Sf)의 상호관계는 아래 식을 이용하여 나타낼 수 있다.
≃
5) 압력이 감소하는 경우 Grashof 수도 감소하며, 이로 인해 광섬유 주위의 대류 열전달계수(h) 역시 감소하여 아래 같은 상관관계를 갖는다.
≃
즉, 압력이 감소할수록 광섬유 주위의 대류 열손실은 감소하고 화염의 온도 가 상대적으로 높아져 화염전파율은 증가할 수 있다.
6) 산소 농도가 높아지면 증가된 산화반응으로 인해 화염온도가 상승하고, 화염 면으로부터 광섬유 표면으로의 열전도율이 증가하여 화염전파율이 급격히 상 승하는 것으로 판단된다.
【참고문헌】
01. Cho, G.R., “The Launch Progress of NARO Space Launch Vehicle”, Proceeding of 2012 fall conference, The Korean Society for Aeronautical and Space Sciences, pp.232, 2012.
02. Lee H.J, and Oh S.H., “KSLV-II 1st Stage Clustered Engine Arrangement Concept” Aerospace Engineering and Technology, 11(1), 78-83, 2012.
03. Ko. J.Y, and Oh, T.H., and Lee, J.H "Analysis on the Test Result of the Fire Prevention System Development Model for Space Launch Vehicle." 2016 KSPE Spring Conference, pp. 936-940. 2016.
04. Park, S.H., Choi, S.C., Choi, M.Y. and Yozgatligil, A. "New Observations of Isolated Ethanol Droplet Flames in Microgravity Conditions", Combustion Science and Technology, Vol. 180, pp. 631-651, 2008.
05. Zhong, S., Li, X., Lu, L., Ren, C. and Wang, Z. “Experimental Investigation on Measurement of Spark Discharge Energy Using Integration Method”, Procedia Engineering, Vol 15, pp 2690-2694, 2011.
06. Turns, S.R. “An Introduction to Combustion”, McGraw-Hill, 1999.
07. Quintiere,J.G. “Fundamentals of Fire Phenomena“, John Wiley & Sons Ltd., 2006.
08. Kelly-Zion, P.L, “Experimental Study of Transport Phenomena of Evaporating Fuel Films”, 57th Annual Report on Research 2012, 50161-UR9, 2012
09. Y.K. Jin, M.K. Kim, J. Park, S.H. Chung, J.H. Yun, and S. I. Keel, "Effect of Applied DC Electric Fields in Flame Spread over Polyethylene-Coated Electrical Wire", Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers-B, Vol. 35 No. 3, pp. 321-330 (2011).
10. Y.K Jin, M.K. Kim, J. Park, S.H. Chung, T.H, Kim, and J.H, Park,
"Experimental Study on the Effects of AC Electric Fields on Flame Spreading over Polyethylene-insulated Electric-Wire", Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers-B, Vol 34 No.11 pp. 1015-1025 (2010).
11. Y. Nakamura, N. Yoshimura, H. Ito, K. Azumaya, and O. Fujita, “Flame Spread over Electric Wire in Sub-atmospheric Pressure”, Proceedings of the Combustion Institute, Vol. 32, No. 2, pp. 2559-2566 (2009).
12. Y. Son and P.D. Ronney, "Radiation-Driven Flame Spread over Thermally Thick Fuels in Quiescent Microgravity Environments", Proceeding of Combustion Institute, Vol. 29, pp. 2587-2594 (2002).
13. L.G. Britton, “Avoiding static ignition hazards in chemical operations, American Institute of Chemical Engineer, USA (1999).
14. P.D. Ronney, "Understanding Combustion Process through Microgravity Research", Proceeding of Combustion Institute, Vol. 27, pp. 2455-2506 (1998).
15. T. L. Bergman, A.S. Lavine, F. P. Incropera, and D.P. DeWitt, “Fundamentals of Heat and Mass Transfer”, 7th Edition Wiley, USA. (2011)
