한국추진공학회 2009년도 추계학술대회 논문집 pp.293~297 2009 KSPE Fall Conference
* 한국항공우주연구원 추진제어팀 연락저자, E-mail: [email protected]
발사체 가압시스템용 극저온 헬륨가스 파이로밸브 개발시험
정용갑* ․ 한상엽* ․ 조인현*
Development Test of Pyro-Valve for Cryogenic Gaseous Helium in Pressurization System of Launch Vehicle
Yonggahp Chung* ․ Sangyeop Han* ․ Inhyun Cho*
ABSTRACT
Valves, which are used to supply or block the flow of cryogenic pressurant in the pressurization system of liquid-propellant propulsion system in a launch vehicle, are pneumo-actuated valve, solenoid valve, pyro-valve, etc. Both pneumo-actuated valve and solenoid valve have more complex structure and are heavier than pyro-valve. For this study, a couple of pyro-valves, which are applicable to cryogenic and high-pressure fluid (cryogenic gaseous helium), have a simple structure, and are comparably light, are designed, manufactured, and tested (proof-pressure/leakage tests, performance test, vibration test, helium supply tests).
초 록
극저온 가압제를 사용하는 가압시스템에서 가압제의 공급을 차단하기 위하여 많이 사용되고 있는 밸 브로는 공압구동밸브나 솔레노이드밸브, 파이로밸브 등이 있다. 공압구동밸브와 솔레노이드밸브는 파이 로밸브에 비하여 구조가 복잡하고 무게가 무거운 단점이 있어, 본 연구에서는 극저온 및 고압에 적용 이 가능하고 구조가 비교적 간단하고 무게가 가벼운 극저온 헬륨가스용 파이로밸브를 개발하여 내압 및 기밀시험과 진동시험, 극저온 공급시험을 수행하였다.
Key Words: Pyrovalve(파이로밸브), Cryogenic Gaseous Helium(극저온 헬륨가스), Pressurant(가압 제), Pressurization System(가압시스템)
1. 서 론
발사체 액체추진기관의 가압시스템이란 극저 온/고압으로 저장된 가압제가 공급되어 감압제
어기구에 의해 일정한 압력으로 감압되어 추진 제 탱크를 가압하는 것을 말하며, 일반적으로 추 진제 탱크의 가압제로는 극저온 헬륨가스를 적 용하고 있다. Figure 1은 우주발사체용 액체추진 시스템에 대한 개략도로 가압제는 극저온 상태 로 극저온 추진제 탱크 내부에 설치된 가압제 용기에 저장된 후 토출된다. 토출된 가압제는 개
폐밸브와 필터, 감압제어기구, 열교환기, 디퓨저 등 여러 구성품을 통과하여 추진제 탱크의 얼리 지로 공급되어 추진제 탱크를 가압하게 된다[1].
액체추진기관의 가압시스템에서 개폐밸브가 적용되는 부분은 Fig. 1에서와 같이 가압제가 용 기로부터 토출되어 시스템으로 공급되는 경우와 발사 취소시에 가압제 용기에 충전된 가압제를 배출하는 경우이다. 이와 같은 가압시스템에서 개폐밸브 용도로 적용될 수 있는 것은 공압구동 밸브나 솔레노이드밸브, 파이로밸브 등이다[2].
Fig. 1. Liquid Rocket Propulsion System
본 연구에서는 공압구동밸브나 솔레노이드밸 브에 비하여 무게가 가볍고 구조가 간단한 장점 이 있는 극저온 헬륨가스용 파이로밸브를 설계, 제작하여 내압/기밀시험 및 성능시험, 진동시험, 극저온 작동시험 등의 개발시험을 수행하였다.
개발시험시 파이로밸브에 적용된 착화기는 기존 에 이미 개발되어 있는 것을 이용하였다.
2. 파이로밸브 설계 및 제작
가압시스템에서 사용되는 파이로밸브는 초기 상태에서는 저온(약 -70℃)이고 파이로밸브가 작 동되어 유로가 개방되게 되면 극저온(-180℃ 이 하) 상태에 노출된다. 저온 및 극저온 상태로 운 용되는 본 파이로밸브는 극저온 헬륨가스가 유 동될 시 가스가 누출되지 않도록 설계하여야 하 며, 개발된 파이로밸브는 구동부를 서로 끼워 맞 추게 하여 누설이 발생되지 않는 구조로 설계되 었다. 가압시스템에 적용되는 파이로밸브는 가압 제 공급부와 비상배출부에 각각 설치되며 가압 제 공급부에는 파이로밸브와 조립되는 배관과 동일한 직경의 유로가 구성된 1/2 inch 형 파이 로밸브가 그리고 비상 배출부에는 1/4 inch 형 파이로밸브가 적용되었다.
Table 1은 본 연구에서 개발된 파이로밸브에 대한 주요 규격을 나타낸 것이다. 여기서 착화기 와 관련된 규격은 이미 기존에 개발된 것이므로 생략하였다. Figure 2는 파이로밸브 모델링으로 착화기가 연결된 몸체 내부의 형상을 볼 수 있 다. 또한 Fig. 3은 제작된 파이로밸브이다.
Parameter Specification Size [inch] 1/2 & 1/4 Material (body) SUS316L Normally Position N.C.
Operating Fluid GHe
Operating Pressure 22 MPa Operating Temperature 60 ∼ 300 K
Flow Coefficient (Cv) 5.5 Min.
Weight 130 g Max.
Table 1. Design Specifications
Fig. 2 Pyro-valve Modeling
Fig. 3. 1/4" and 1/2" Pyrovalves
3. 실험 장치 및 방법
파이로밸브의 내압시험은 330 bar의 상온에서 수압으로 약 10분간 유지하며 파손 및 누설 여 부를 판단하였고 기밀시험은 상온 230 bar에서 5분간 누설 여부를 측정하였다. 그리고 가압제 공급시험은 설계 조건의 압력과 온도에서 극저 온 헬륨가스 공급 및 배출 시험을 수행하였다.
또한 진동시험은 Table 2의 조건으로 V8-640 진 동시험기를 사용하여 수행되었다.
Frequency (Hz) Minimum PSD (g2/Hz) 20
20-60 60-1000 1000-2000
2000
0.089 + 3dB/oct
0.273 - 6dB/oct
0.068
Overall 20 gRMS
Duration 536 sec. (134sec.×4) Table 2. Minimum Random Vibration Spectrum
설계/제작된 파이로밸브에 대한 개발 시험은 한국항공우주연구원내에 있는 추진제 공급시험 설비(PTF, Propellant-feeding Test Facility)를 활 용하여 수행하였다. Figure 4는 PTF의 가압시스 템 주요부 개략도이다.
실험 방법은 파이로밸브 후단에 레귤레이터가 있으므로 역압을 방지하기 위하여 별도 라인으 로 가스를 공급하여 약 37 bar로 선가압한다. 그
다음에 가압제 용기 외부에 액체산소를 채우고 가압제 용기에는 헬륨가스를 약 220 bar로 충전 하여 용기내의 가압제 압력과 온도가 안정화되 면 파이로밸브를 작동시켜 극저온 가스를 레귤 레이터로 공급한다. 그리고 약 10초 경과 후 공 압밸브(AV6701)를 개방하여 대기로 가압제를 방 출하여 공급시험을 수행하였다. 또한 가압제 용 기내의 가압제 배출시험은 액체산소와 가압제를 충전한 후 배출용 파이로밸브를 작동시켜 대기 로 배출하였다.
Fig. 4. Pressurization System at KARI-PTF
4. 실험결과
4.1 기능시험(내압 및 기밀시험)
내압시험은 330 bar의 수압으로 10분간 유지 시켰고 파이로밸브의 변형이나 누설은 발생하지 않았다(Fig. 5). 또한 가압시스템에 설치된 상태 에서 수행된 기밀시험에서도 압력이 안정된 750 초 후에는 파이로밸브 전·후단 압력변동이 없이 내부 및 외부 기밀이 유지되었다(Fig. 6).
Fig. 5. Proof-pressure Test
Fig. 6. Leakage Test
4.2 진동시험
Table 2의 조건으로 진동시험이 수행되었고 시험 결과 파이로밸브에 주어진 진동은 Fig. 7과 같다. 진동시험 종료 후 고정치구와 파이로밸브 등에 대한 변형이나 손상이 발생되지 않았다. 주 파수 1,000 Hz와 2,000 Hz 구간에서는 고정치구 와 진동시험기 플레이트 사이에 약간의 공진이 발행하였으나 진동시험에는 영향이 없는 것으로 판단된다.
Fig. 7. Vibration Test
4.3 극저온 헬륨 공급시험
극저온 헬륨 공급시험은 설계 조건으로 액체 산소와 헬륨을 적용하여 추진제공급시험설비에 서 수행되었다. Figure 8은 극저온 헬륨 공급시 험 후 파이로밸브에 대한 사진이다. 극저온 가스
가 파이로밸브를 통과하였기 때문에 대기 중의 수분이 응결된 것을 볼 수 있다.
Fig. 8. Pyro-valve after Helium Supply Test
Fig. 9. Helium Supply Test (Pressurant Cylinder)
Figure 9는 공급시험시 가압시스템 주요부에서 의 압력과 온도 분포를 나타낸다. 극저온 가압제 인 헬륨가스는 가압제 용기에 약 220 bar로 충 전되고 가압제 온도가 외부 액체산소 온도인 -183 ℃로 안정된 후에 공급시험이 수행되었다.
가압제 공급용 파이로밸브는 PT5101과 PT5102 사이에 설치되어 있으므로 파이로밸브가 작동되 기 전에는 PT5102가 17.4 bar로 나타남을 알 수 있다. 파이로밸브가 32초에 개방되고 0.1초가 경 과한 32.1초에 후단 압력(PT5102)은 약 216.5 bar 로 상승하였다. 파이로밸브의 작동은 압력센서 PT5101과 PT5102를 기준으로 판단할 수 있었으 며 공급시험 결과 파이로밸브는 안정적으로 작 동되었다. 공급시험시 파이로밸브를 통과하는 가 압제 온도(TT5100)는 -182.5 ℃에서 점차 강하하
여 165초에는 -216.3 ℃까지 강하하였다.
Fig. 10. Helium Supply Test (Pressure-reducing Apparatus)
Fig. 11. Pressurant Discharging Test
Figure 10은 감압제어기구인 레귤레이터 후단 에서의 압력 및 온도, 유량 분포 선도이다. 파이 로밸브가 작동하여 레귤레이터 후단 압력이 상 승하였고 약 42초에는 대기로 배출되는 밸브가 작동하여 압력이 낮아진 것을 알 수 있다. 가압 제 공급이 시작된 후인 약 140초에서의 측정된
헬륨 공급 유량은 약 26.7 g/s이었다.
4.4 극저온 헬륨 배출시험
Figure 11은 비상배출 시험시 가압제 용기부에 서 압력과 온도를 나타낸다. 가압제 용기내에 가 압제를 극저온으로 충전한 온도와 압력이 안정 된 다음, 비상 배출용 파이로밸브를 작동시켜 대 기로 방출하였다. 시험 결과 용기부에서는 공급 시험에서와 유사한 결과를 나타내었고 대기압으 로 해압되는데 약 126초가 소요되었다.
5. 결 론
본 연구에서는 극저온 상태의 가압제를 사용 하는 액체추진기관 가압시스템에 적용 가능한 파이로밸브에 대한 개발시험을 안정적으로 수행 하였고 내압 및 기밀시험, 진동시험, 공급시험, 배출시험에서 설계 조건을 모두 만족시켰다. 본 연구에서 설계/제작된 파이로밸브는 발사체용으 로 적용이 가능할 것으로 사료된다.
참 고 문 헌
1. Anon., “Pressurization Systems for Liquid Rockets,” NASA Space Vehicle Design Criteria Monograph, SP-8112, October 1975.
2. Anon., “Liquid Rocket Pressure Regulators, Relief Valves, Check Valves, Burst Disks, and Explosive Valves,” NASA Space Vehicle Design Criteria Monograph, SP-8080, March 1973.
