Life Firing Test of 1 N-class Monopropellant Thruster Development Model -Part II: Pulse Mode Performance

Technical Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2014.18.6.068

1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 PartⅡ: 펄스모드 성능 특성

원수희

․ 김수겸

․ 전형열

․ 이준희

․ 박수향

․ 이재원

Life Firing Test of 1 N-class Monopropellant Thruster Development Model

PartⅡ: Pulse Mode Performance

Su-Hee Won

․ Su-Kyum Kim

․ Hyoung-Yoll Jun

․ Jun-Hui Lee

․ Su-Hyang Park

․ Jae-Won Lee

a

Satellite Thermal & Propulsion Team, Korea Aerospace Research Institute, Korea

b

Defense R&D Center, Hanwha Corporation, Korea

ABSTRACT

During the life firing test of 1 N-class thruster development model, pulse mode performance and performance changes were examined. The deviation of pulse mode response time according to thruster feed pressure was relatively small and the resultant ignition delay, response time, tail-off time were 32-35 ms, 86-91 ms, 89-98 ms, respectively. For the stabilized pulse region the impulse bit revealed the outstanding reproducibility of 1.41, 1.32, 2.10% at 3σ. During the life firing test, the impulse bit was decreased with limited amounts, therefore the pulse mode performance could be considered to be maintained. The thrust centroid was also maintained during the life firing test.

초 록

1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 동안 펄스모드 성능 특성 및 성능 추이를 살펴보았다. 응답 시간의 경우 주입압력조건에 따른 편차가 상대적으로 크지 않았으며, 점화지연, 반 응시간, 하강시간이 각각 32-35 ms, 86-91 ms, 89-98 ms인 결과를 보여주었다. 안정화된 펄스 영역에서 주입압력조건에 따라 임펄스 비트는 3σ 기준 1.41, 1.32, 2.10%의 뛰어난 재현성을 보여주었다. 장기 수명 연소시험 동안 임펄스 비트가 다소 감소하지만 그 감소폭은 제한적이며, 따라서 펄스모드 성능 이 유지되었다. 추력 중심 지연 또한 장기수명 연소시험 동안 일정한 것을 확인할 수 있었다.

Key Words: Monopropellant Thruster(단일추진제 추력기), Life Firing Test(장기수명 연소시험), Pulse Mode Response Time(펄스모드 응답 시간), Impulse Bit Reproducibility(임펄스 비트 재현성)

Received 18 September 2014 / Revised 12 November 2014 / Accepted 17 November 2014 Copyright Ⓒ The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548

1. 서 론

본 논문은 1 N급 단일추진제 추력기 개발모델

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의 장기수명 연소시험 결과 중 환경시험과 연속 모드 성능 특성을 다룬 이전 논문[1]에 이어 장 기수명 연소시험에서 나타난 펄스모드 응답 특 성과 펄스 재현성을 중심으로 펄스모드 성능 특 성을 살펴보고자 한다. 이전 논문[1]에 언급된 것 처럼, 개발 중인 단일추진제 추력기는 연료공급 압력 22 bar 조건에서 1 N의 추력과 220 s 이상의 비추력을 목표로 하며, 개발모델(DM), 엔지니어 링모델(EM), 인증모델(QM), 비행모델(FM)로 이 어지는 개발 단계 중 현재 개발모델 완료 후 엔 지니어링모델의 개발이 진행되고 있다. 개발모델 에 대한 수락연소시험(acceptance firing test) 및 성능연소시험(performance firing test)을 통해 추 력기의 추력 및 비추력 성능이 확인되었으며[2], 랜덤 진동시험(random vibration test)과 같은 일 부 환경시험을 통해 추력기의 발사환경 요구조 건 만족 여부를 확인하였다[1]. 또한 장기수명 연 소시험(life firing test)에 따른 연속모드 추력성 능 추이 및 촉매 손실 여부도 살펴보았다[1].

인공위성 추력기는 사용 목적에 따라 연속모 드 또는 펄스모드로 운용된다. 예를 들어 임무궤 도 상에서 추력기는 궤도경사각 제어 및 감쇄고 도 보상을 위한 속도의 증분(∆V)을 위해 연속 모드로 운용되며, 인공위성의 위치유지 및 자세 지향을 위한 펄스 모멘트 생성을 위해 펄스모드 로 운용된다[3,4]. 특히, 자세제어를 목적으로 빈 번하게 사용되는 추력기의 펄스모드에서는 빠른 응답 특성 및 펄스 재현성이 중요하다. 본 논문 에서는 개발 중인 1 N급 추력기 개발모델의 장기 수명 연소시험 결과 중 펄스모드 응답 특성 및 펄스 재현성에 대해 분석하였으며, 추력기 펄스 모드의 수명에 따른 성능 추이도 살펴보았다. 다 만 현 추력기가 개발모델인 관계로 편의상 누적 임펄스가 아닌 연료 소모량에 따른 임펄스 비트 및 추력 중심 지연의 변화를 살펴보았다.

2. 펄스모드 응답 특성

2.1 응답 속도 정의

일반적으로 단일추진제 하이드라진 추력기를

Fig. 1 Thruster pulse profile definitions.

포함한 추력기의 응답 속도는 점화지연(ignition delay), 추력 상승시간(rising time), 추력 하강시 간(tail-off time)으로 분류된다[5]. 여기에서 점화 지연은 추력기 밸브의 개방 신호로부터 정상상 태 추력의 1%에 도달하기까지 소요되는 시간을 의미하며, 추력 상승시간은 정상상태 추력의 1%

부터 90%에 도달하기까지 소요되는 시간을 의미 한다. 그리고 추력 하강시간은 밸브 폐쇄 신호로 부터 정상상태 추력의 10%까지 감소하는 데 소 요되는 시간을 의미한다. 점화지연과 추력 상승 시간을 합쳐 추력 반응시간(response time)으로 정의하기도 한다. 아울러 밸브 신호 중심(valve signal centroid)과 추력 중심(thrust centroid) 사 이의 시간차를 추력 중심 지연(thrust centroid delay)이라 정의한다. Fig. 1은 앞서 언급한 추력 기 펄스모드 응답 속도에 관한 정의를 나타낸 그림이다. 여기에서 점선과 실선은 각각 밸브의 개폐 신호 및 추력 프로파일을 의미하며, 정상상 태 추력은 초기 일시적인 추력 불안정이 사라지 고 안정된 추력이 발생하는 추력 프로파일의 후 반부에서 얻어진다.

2.2 추력기 응답 속도

1 N급 추력기 개발모델에 대한 응답 속도는 각 주입압력조건(22/12/5.5 bar)에서 T

= 1 s / T

= 3 s (duty cycle 25%)인 펄스모드에서 측정되었

다. 각 압력조건에서 100 펄스씩의 연소시험이 수

행되었으며, 냉시동(cold start)으로 인해 추력이

불안정한 초기 펄스를 제외하고 추력이 안정적으

Fig. 2 Pulse mode response measurements according to feed pressure of 22, 12, 5.5 bar, respectively.

로 발생하는 최종 10 펄스에 대해 응답성을 측 정하여 평균하였으며, 그 과정과 결과를 각각 Fig. 2와 Table 1에 나타내었다. 결과에 따르면 모든 주입압력조건에서 펄스모드 응답 특성의 편차가 크지 않고 비교적 일정하게 나타나고 있 는 것을 확인할 수 있다. 응답 특성은 점화지연 의 경우 32-35 ms, 반응시간의 경우 86-91 ms, 하강시간의 경우 89-98 ms 수준이다.

일반적으로 추력기의 응답 특성은 밸브 응답 성, 추력기 작동조건, 추력기 요소설계, 촉매 등 과 같은 다양한 요인들에 의해 영향을 받는 것 으로 알려져 있다[6]. 본 연구에서 수행된 펄스모 드 연소시험에서는 비행모델급 밸브 및 촉매가 사용되었으며, 작동조건 또한 궤도상에서 운용조

Feed Pressure

Ignition Delay

Response Time

Tail-off Time 22 bar 35 ms 88 ms 91 ms 12 bar 32 ms 91 ms 89 ms 5.5 bar 34 ms 86 ms 98 ms Table 1. Summary of pulse mode response according to

feed pressure of 22, 12, 5.5 bar, respectively.

건과 유사하게 부여하였다. 따라서 펄스모드 응 답 특성 결과는 추력기 요소 설계 최적화의 관 점에서 평가될 수 있을 것이다. 많은 비행이력을 가지고 있는 Aerojet社의 MR103C 1 N급 추력기 모델의 경우 150 ms의 이하의 반응시간 및 500 ms 이하의 하강시간 요구조건을 가지고 있으며, Airbus Defence and Space社(구, Astrium社)의 CHT-5N 추력기 모델의 경우 200 ms의 이하의 반응시간 및 300 ms 이하의 하강시간 요구조건 을 가진다[7]. 우주급 추력기의 응답 특성과 관련 해 공개된 자료가 많지 않은 관계로 앞서 언급 된 두 개의 추력기와만 비교해 볼 때, 현재 개발 중인 1 N급 추력기의 반응 특성이 해외 양산 추 력기의 요구조건을 충분히 만족하고 있는 것으 로 보인다. 이는 추력기 요소 설계 관점에서도 일부 수정할 부분이 존재할 수 있겠지만 크게 문제가 되는 부분은 없는 것으로 판단된다.

3. 임펄스 비트 재현성

임펄스 비트 재현성(impulse bit reproducibility)

은 추력 중심 지연(thrust centroid delay)과 함께

위성의 자세제어와 직접 관계된다. 임펄스 비트

재현성이 떨어질 경우 불규칙한 펄스 모멘트의

발생으로 인해 위성의 위치유지 및 자세지향이

어려우며, 추력 중심 지연이 클 경우 제어 신호

와 발생 추력의 시간 차이로 인해 자세제어 로

직의 개발 및 최적화에 어려움이 생긴다. 따라서

추력기 개발 과정에서 임펄스 비트의 재현성 검

증과 추력 중심 지연의 측정은 반드시 필요하며,

Airbus Defence and Space社 CHT-5N 추력기 모델

Fig. 3 Impulse bit reproducibility according to feed pressure. (initial 30 pulses)

의 경우 기준 펄스모드(T

= 0.3 s / T

= 1.0 s)에 대해 최대 운용압력 및 최저 운용압력에서 각각

±5%@3σ 및 ±10%@3σ 임펄스 비트 재현성 요구 조건을 가지고 있다. 현재 개발 중인 1 N급 추력 기의 경우 확정된 임펄스 비트 재현성 및 추력 중심 지연 요구조건은 없으나 해외 양산 추력기 요구조건을 참고하였으며, 기준 펄스모드 또한 수락연소시험, 성능연소시험, 수명연소시험 과정 에서 가장 많이 수행된 T

= 0.1 s / T

= 1.0 s로 결정하였다.

주어진 압력조건(22/12/5.5 bar)에서 기준 펄스

Fig. 4 Impulse bit reproducibility according to feed pressure. (last 30 pulses)

모드(T

= 0.1 s / T

= 1.0 s, duty cycle 9.1%)에 대해 300 펄스씩 연소시험이 수행되었다. 냉시동 으로 인한 초기의 불안정한 임펄스 비트와 안정 화된 후기의 임펄스 비트의 비교를 위해 최초 30 펄스 및 최종 30 펄스를 중첩하여 Fig. 3과 Fig. 4에 각각 나타내었다. 또한 중첩된 30 펄스 에 대해 평균 임펄스 비트/재현성 및 평균 추력 중심/재현성을 구해 그림에 나타내었다.

먼저 최초 30 펄스를 중첩하여 나타낸 Fig. 3

을 살펴보면 주입압력에 관계없이 처음 약 5 펄

스까지는 펄스의 폭과 높이에서 큰 차이가 나타

나다가 약 10 펄스 이후부터 안정화된 펄스 형 상으로 수렴해 가는 것을 확인할 수 있다. 또한 최초 30 펄스의 평균 임펄스 비트는 주입압력에 따라 각각 0.09, 0.06, 0.03 Ns이며, 이때 임펄스 비트 재현성은 3σ 기준으로 각각 12.39, 14.73, 8.58%로 앞서 언급된 CHT-5N 추력기 모델의 요구조건을 불만족한다. 그러나 최종 30 펄스를 중첩하여 나타낸 Fig. 4를 살펴보면 주입압력에 관계없이 펄스 간의 일치가 매우 뛰어난 것을 육안으로 확인할 수 있다. 이때의 평균 임펄스 비트는 주입압력에 따라 각각 0.10, 0.06, 0.03 Ns 로 최초 30 펄스의 평균 임펄스 비트와 큰 차이 가 없으나 임펄스 비트 재현성의 경우 3σ 기준 으로 1.41, 1.32, 2.10%로 최초 30 펄스의 임펄스 비트 재현성 보다 우수할 뿐만 아니라 CHT-5N 추력기 모델의 요구조건을 충분히 만족하고 있 음을 확인할 수 있다.

추력 중심은 Fig. 3과 Fig. 4에서 ⊗ 기호로 표 시되어 있다. 추력 중심 지연의 경우 제어 신호 와 발생 추력 간의 시간 차이만 의미가 있으므 로 그림에서는 추력 중심의 시간축 좌표 ^ 

만 나타내었다. 최초 30 펄스의 평균 추력 중심은 주입압력에 따라 각각 123, 135, 132 ms이며, 이 때 추력 중심 재현성은 3σ 기준으로 각각 17.76, 14.94, 14.49%로 앞서 임펄스 비트와 유사한 경 향을 보여준다. 한편, 최종 30 펄스의 평균 추력 중심은 주입압력에 따라 각각 124, 135, 138 ms로 최초 30 펄스의 평균 추력 중심과 큰 차이를 보 이지는 않지만 추력 중심 재현성 면에서 3σ 기 준 4.65, 4.77, 4.47%로 훨씬 우수한 결과를 보여 주고 있다. 추력 제어 신호의 중심은 주입압력에 관계없이 50 ms(T

= 100 ms의 절반)이므로 최종 30 펄스를 기준으로 실질적인 추력 중심 지연은 주입압력에 따라 각각 74, 85, 88 ms가 된다.

4. 펄스모드 성능추이

이전 논문[1]에서 언급한 바와 같이, 장기수명 연소시험은 크게 4가지 범주(Performance Firing, Steady State Endurance Firing, Off-Modulation

(a) Impulse bit

(b) Thrust centroid delay

Fig. 5 Pulse mode performance change according to propellant throughput.

Endurance Firing, Pulse Mode Endurance Firing) 에 걸쳐 시험이 수행되었으며, 각 범주의 시험 전후에 Health Check가 수행되었다. 이를 통해 연료 소모량에 따른 추력기 개발모델의 펄스모 드 성능 변화를 추적할 수 있으며, 기준 펄스는 매 Health Check 시 수행된 T

= 0.1 s / T

= 1.0 s이다. 장기수명 연소시험에 따른 펄스모드 성능 변화 지표로 임펄스 비트 및 추력 중심 지 연이 선택되었다.

먼저 장기수명 연소시험 중 연료 소모량에 따

른 임펄스 비트의 변화를 나타낸 Fig. 5(a)는 모

든 연료공급압력에 대해 임펄스 비트 변화가 크

지 않음을 보여준다. 즉, 연료공급압력 22 bar의

경우 초기 임펄스 비트가 Performance Firing 전

후로 0.10 Ns에서 0.09 Ns로 감소하지만 이후부터

는 일정하게 유지되고 있다. 연료공급압력 12 bar

의 경우 Steady State Endurance Firing 후 임펄

스 비트가 일시적으로 상승하는 듯 보이지만 전

(a) Normal thrust centroid delay

(b) Abnormal thrust centroid delay

Fig. 6 Thrust centroid delay comparison between normal and abnormal cases.

체적으로 봤을 때 0.06 Ns에서 0.05 Ns로 감소하 는 경향을 보여준다. 한편, 연료공급압력 5.5 bar 의 경우 장기수명 연소시험 동안 임펄스 비트가 일정하게 유지되고 있다. 이상에서 살펴본 바와 같이 연료 소모량 즉, 추력기 수명에 따라 임펄 스 비트가 감소하는 경향이 나타나지만 그 감소 폭이 제한적이기 때문에 전체적으로 장기수명 연소시험 동안 펄스모드 성능이 유지된다고 볼 수 있다. 또한 임펄스 비트의 상대표준편차(RSD, Relative Standard Deviation)도 대부분 1%이하 를 유지하고 있다.

한편, 장기수명 연소시험 중 연료 소모량에 따 른 추력 중심 지연의 변화를 나타낸 Fig. 5(b)에 서도 한 가지 경우를 제외한 대부분의 추력 중 심 지연이 일정한 것을 확인할 수 있다. 오히려 연료공급압력이 낮아질수록 추력 중심 지연이 다소 증가하는 것처럼 보이는데, 이는 추력 제어 신호에 의해 추력기 밸브가 닫힌 이후 추력이

감쇄되는 동안 발생하는 잔여 추력에 의한 효과 로 추정된다. 이러한 잔여 추력은 상대적으로 펄 스의 크기가 작은 저압부에서 추력 중심의 편향 이 크게 나타나게 하기 때문이다. 추력 중심 지 연의 상대표준편차는 임펄스 비트에 비해 다소 크지만 대부분 2% 이하를 유지하고 있다.

마지막으로 추력 중심 지연의 변화를 나타낸 Fig. 5(b)에서 일반적인 경향을 크게 벗어난 경우 (그림 내 원으로 표시)에 대한 펄스 중첩을 Fig.

6(b)에 나타내었다. 일반적인 펄스 중첩의 특징 을 보여주는 Fig. 6(a)에 비해 Fig. 6(b)에서는 추 력 감쇄 구간이 비정상적으로 길게 나타나는 것 을 확인할 수 있다. 이에 대한 원인은 아직 정확 하게 파악되지 않고 있으나, 이러한 추력 감쇄 지연이 추력 중심을 펄스 중심이 아닌 펄스 끝 단으로 편향되게 하였음을 확인할 수 있다. 향후 추력 감쇄 지연 현상에 대한 추가적인 원인 분 석이 진행될 예정이며, 개발모델에 이어 현재 연 구가 진행 중인 엔지니어링 모델에서도 유사 현 상이 다시 발생하는지에 대한 모니터링을 강화 할 예정이다.

5. 결 론

1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델

에 대한 펄스모드 성능 특성 및 연료 소모량에

따른 성능 추이에 대해 살펴보았다. 먼저 펄스모

드 응답 특성의 경우 주입압력조건에 따른 편차

가 크지 않았으며, 점화지연 32-35 ms, 반응시간

86-91 ms, 하강시간 89-98 ms 수준으로 동급의 해

외 양산 추력기의 요구조건을 충분히 만족하고

있음을 확인하였다. 또한 임펄스 비트 재현성도

펄스가 안정화된 최종 30 펄스에 대해 측정하였

을 경우 주입압력에 따라 3σ 기준 1.41, 1.32,

2.10%로 동급 해외 추력기의 요구조건을 상회하

는 결과를 보여주었으며, 동일한 펄스에 대해 추

력 중심 지연은 74, 85, 88 ms의 결과를 보여주었

다. 한편, 연료 소모량이 증가함에 따라 임펄스

비트의 감소 경향이 보이지만 그 감소폭이 제한

적이어서 장기수명 연소시험 동안 펄스모드 성

능은 유지되었다. 일부 예외적인 부분이 존재하 지만 추력 중심 지연 또한 장기수명 연소시험 동안 일정하게 유지되는 것을 확인할 수 있었다.

References

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