High Altitude Test Facility for Small Scale Liquid Rocket Engine

1. 서 론

우주발사체를 개발하는 과정에서 고고도에서 작동하는 상단 추진기관의 경우에는 요구 신뢰 Received 23 December 2014 / Revised 1 May 2015 / Accepted 7 May 2015

Copyright

The Korean Society of Propulsion Engineers pISSN 1226-6027 / eISSN 2288-4548

[이 논문은 한국추진공학회 2014년도 추계학술대회(2014. 12. 17-19, 강원랜드 호텔) 발표논문을 심사하여 수정

・

Technical Paper

소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험 설비

김태완

․ 김완찬

․ 김선진

․ 한영민

․ 고영성

High Altitude Test Facility for Small Scale Liquid Rocket Engine

Taewoan Kim

․ Wanchan Kim

․ Sunjin Kim

․ Yeoungmin Han

․ Youngsung Ko

a

School of Aerospace Engineering, Chungnam National University, Korea

b

School of Fire Safety Engineering, Chungnam State University, Korea

c

Propulsion Test and Evaluation Team, Korea Aerospace Research Institute, Korea

*

Corresponding author. E-mail: [email protected]

ABSTRACT

A high altitude test facility which includes supersonic diffuser and ejector has been developed to simulate atmospheric pressure at 25 km using a 500 N class small scale liquid rocket engine. Also high altitude simulation test for the small scale liquid rocket engine was performed to verify the facility’s performance. The experimental facility consists of high altitude simulation device, propellants supply system and coolant supply system. Low pressure condition corresponding to about 27 km(0.021 bar) altitude atmosphere was successfully simulated and a small scale liquid rocket engine thrust level was confirmed at the simulated condition by the high altitude test facility verification test.

초 록

본 연구에서는 소형 액체로켓엔진을 사용하여, 약 25 km(0.025 bar) 고도의 대기압 환경을 조성할 수 있는 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 고공시험 설비를 구축하였으며, 설비의 성능 검증 차원에서 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 시험 설비는 고공환경 모사장치와 추진제 공급설비 그 리고 냉각수 공급설비로 구성된다. 본 고공시험 설비로 약 27 km(0.021 bar) 고도에 해당하는 대기 압 력을 성공적으로 구현하였으며, 이때 소형 액체로켓엔진에서 발생하는 추력 성능을 확인하였다.

Key Words: Liquid Rocket Engine(액체로켓엔진), High Altitude Test Facility(고공시험설비), High Altitude Simulation Verification Test(고공환경모사 검증시험)

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도를 확보하기 위해 지상에서 작동고도 환경과 유사한 환경을 인위적으로 조성하여 점화 및 연 소 시험을 수행하게 된다. 우주발사체의 상단 추 진기관은 낮은 대기압 환경에서 효율적인 추력 성능을 발휘하기 위하여 고팽창비 노즐 형상을 갖게 설계한다. 이러한 고팽창비 노즐을 그대로 장착하여 지상대기압 환경에서 시험을 수행할 경우, 노즐 확산부에서 유동박리가 발생하여 요 구되는 추력 성능을 발휘할 수 없으며, 작동환경 에서의 시동특성 및 신뢰도 확인이 불가능하다.

따라서 상단 추진기관의 지상시험 시 이러한 유동박리 발생 문제점을 극복하고 실제 고고도 에서의 추력 성능을 검증하기 위하여, 고공환경 모사시험설비를 이용하여 고고도의 저압환경을 인위적으로 조성하여 최종적으로 추진기관 성능 시험을 수행하게 된다[1].

우주발사체 추진기관 성능시험에 사용되는 고 공환경 모사시험 설비는 목표 구현 고도의 저압 환경과 초기 점화특성 확인 유무에 따라 장치 구성이 다양하다. 저고도 환경 구현 및 초기 점 화특성을 확인하지 않는 경우에는 Fig. 1과 같이 추진기관 후단에 초음속 디퓨저만을 장착하며, 이는 추진기관으로부터 발생하는 연소가스를 초 음속 디퓨저 내부로 통과시키면서 연소가스의 모멘텀을 이용하여 노즐 배압을 대기압 이하로 낮아지는 원리를 이용한다. 초음속 디퓨저만을 이용하는 설비는 추진기관 배기가스의 모멘텀만 을 이용하기 때문에 약 20 km의 고도에 해당하 는 압력(약 0.05 bar) 환경 조성이 가능한 것으로 알려져 있다[1,2].

고고도 환경 구현 및 초기 점화특성을 확인하 는 경우에는 Fig. 2와 같이 진공챔버 내부에 추 진기관을 위치시키고 추진기관 후단에 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 장치를 장착한다. 초기 에 이젝터만 작동시킴으로써 고고도에 해당하는 저압환경을 조성하고, 추진기관 시동 후 정상작 동 구간에서는 초음속 디퓨저에 의해 추진기관 노즐 출구 배압을 목표 고도의 저압환경으로 유 지시켜 준다. 이 고공환경 모사시험 설비는 이젝 터의 단수를 늘릴수록 고진공의 대기압 환경을 조성할 수 있으며, 시험 대상 추진기관 작동 전

Fig. 1 High altitude test facility using supersonic diffuser[3].

Fig. 2 High altitude test facility combined with supersonic diffuser and ejector.

이젝터 장치에 의해 고고도에 해당하는 저압환 경이 미리 조성되기 때문에 시험 대상 추진기관 의 점화 및 시동 특성 관찰이 가능하다.

전술한 두 가지 형태의 고공시험 설비 중 전 자에 해당하는 고공환경 모사시험 설비는 국내 에서 이미 KSLV-1(나로호)의 상단 킥모터의 성 능 검증을 위해 활용하였으며, 선행연구를 통해 획득한 단일면적 디퓨저 설계 및 시험 기법을 바탕으로 실물형 설비를 구축하여 성공적으로 시험을 수행한 바 있다[3-6].

본 연구에서는 성능 및 안정성이 검증된 소형

액체로켓엔진을 활용하여 전술한 고공환경 모사

시험 설비 중 후자에 해당하는 고공시험설비에

대한 연구를 수행하였으며, 소형 액체로켓엔진

고공환경 모사시험을 수행하여 구축된 초음속

디퓨저와 이젝터 조합의 고공환경 모사시험 설

비의 안정성과 성능을 검증하였다.

본 연구의 선행연구 내용으로는 상온가스를 이용한 이차목 초음속 디퓨저 및 이젝터의 설계 변수에 따른 특성 연구가 있으며[7,8], 이 결과를 활용하여 고공용 엔진 작동 조건에 맞는 고공환 경시험장치를 설계하였고[9], 제작된 고공환경시 험장치의 부품별 검증시험을 수행하였다[10].

본 논문에서는 고공환경 모사시험설비의 구성 과 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사 검증시험 결과에 대해 소개하고자 한다.

2. 고공환경모사 시험설비 구성

2.1 고공환경 모사시험 장치

고공환경 모사시험 장치는 소형 액체로켓엔진 /진공챔버/초음속디퓨저/열교환기/증기발생기/

이젝터/추력측정장치로 구성되어 있으며, 전체 장치 개략도는 Fig. 3과 같다.

2.1.1 소형 액체로켓엔진

소형 액체로켓엔진은 고공환경 하에서 시험하 는 대상인 동시에 초음속 디퓨저를 작동시켜 목 표 고도에 해당하는 저압환경을 구현하고 이를 유지하는 역할을 한다. 본 고공환경 모사시험 설 비의 구현 목표 고도는 25 km(대기압력 0.025 bar)이며, 이때 소형 액체로켓엔진으로부터 발생 하는 추력은 약 500 N이다. 이 엔진의 사양은

Fig. 3 Schematic of high altitude simulation device.

Table 1과 같다.

소형 액체로켓엔진 헤드는 유량 공급 특성 및 분무 패턴이 검증된 동축스월형 단일분사기가 장착되어 있으며, 연소시험 시 분사기면의 열손 상을 고려하여 분사기면을 냉각하기 위해 최하 층 매니폴드에 냉각수를 공급할 수 있도록 하였 다. 그리고 연소실 벽면과 노즐은 고밀도 탄소강 재질을 적용하여 고온의 연소가스에 의해 연소 실과 노즐이 열손상 입는 것을 방지하였다. Fig.

4는 소형 액체로켓엔진의 형상과 진공챔버 내부 에 장착된 소형 액체로켓엔진을 보여주고 있다.

고공용 소형 액체로켓엔진은 진공챔버 내부에 위치한 추력측정장치에 장착되며, 엔진 작동 시

Propellants Jet A-1 + LOx

Chamber Pressure 30 bar Design Thrust

at High Altitude 500 N Nozzle

Expansion Ratio 35 Propellants

Mass Flow Rate 0.156 kg/s (O/F=2.2) Table 1. Specification of small sclae liquid rocket

engine.

Fig. 4 Small liquid rocket engine.

발생하는 진동을 억제하기 위해 설치한 3축 고 정 장치에 의해 구속하였다.

2.1.2 진공챔버

Fig. 5의 진공챔버는 소형 액체로켓엔진이 저 압환경 하에서 작동하는 공간이며, 고공환경 모 사장치에 의해 구현되는 고고도의 대기압력 환 경을 유지시키는 역할을 한다. 진공챔버는 내경 1,000 mm, 길이 1,200 mm로 약 942 L의 내부 용적으로 설계되었으며, 내부에는 소형 액체로켓 엔진과 추력측정장치 그리고 각종 밸브 및 유체 공급 배관들이 위치하고 있다.

따라서 진공챔버는 저압환경을 유지하기 위한 기밀 성능 및 내부 진공압력 형성에 따른 내구 성이 확보되어야하며, 소형 액체로켓엔진 조립 및 장착이 용이하여야 한다.

진공챔버의 기밀성을 확보하기 위하여 조립부 분을 최소화하였으며, 모든 조립 부위에 오링을 장착하여 기밀 성능을 확보하였다. 또한 소형 액 체로켓엔진의 연소가스 배출이 원활하지 않거나, 연소기 파괴를 고려하여 진공챔버 내부 압력이 기준치 이상으로 상승할 경우 안전밸브를 통하 여 내부 가스를 외부로 배출시킬 수 있도록 하 였다. 안전밸브는 고공챔버 내부 압력이 0.7 kg/cm

일 때 작동되도록 제작하였으며, 작동신 뢰성을 고려하여 2기를 장착하였다. 만약 고공챔 버 내부 압력이 0.7 kg/cm

이상으로 상승하게 되면 안전밸브가 작동하여 내부 기체를 순간적 으로 진공챔버 외부로 토출시켜, 진공챔버를 내 압 상승으로부터 보호하게 된다.

Fig. 5 Vacuum chamber.

2.1.3 초음속 디퓨저

고공환경 모사시험 설비에서 최종 고고도 저 압 환경은 로켓 엔진의 배기가스가 초음속 디퓨 저를 통과하면서 발생하는 모멘텀 효과에 의해 구현 및 유지되며, 초음속 디퓨저는 소형 액체로 켓 엔진 노즐 출구로부터 고속으로 유입되는 연

Supersonic Diffuser Inlet

Mass Flow Rate 0.157 kg/s Rocket Engine

Chamber Pressure 30 bar Supersonic Diffuser

Startup Pressure Ratio 40.93 Supersonic Diffuser

Operating Pressure Ratio 29.55 Supersonic Diffuser

Exit Pressure 0.25 bar Supersonic Diffuser

Startup Pressure 10.64 bar Supersonic Diffuser

Operating Pressure 7.68 bar Table 2. Startup parameters of the supersonic diffuser.

Fig. 6 Distribution of pressure, temperature and Mach number in supersonic diffuser.

Fig. 7 Supersonic diffuser.

소가스를 통과시키면서 디퓨저 내부에 형성된 complex shock wave에 의해 연소가스 에너지를 감소시켜 기 설계된 디퓨저 출구 배압까지 상승 시키는 역할을 한다.

본 연구에서 적용한 초음속 디퓨저는 2차목 형상을 가지고 있으며, 디퓨저 출구 배압 0.25 bar 조건(디퓨저 출구 배압은 이젝터 작동에 의 해 유지)에서 로켓 엔진 연소압 30 bar를 기준으 로 reserve factor(n=2.4)를 고려하여 연소압 약 10.6 bar 이상을 형성할 경우 시동(Startup)이 되 고, 시동 후 연소압이 7.7 bar 까지 낮아지더라 도 초음속 디퓨저가 정상 작동 될 수 있도록 설 계하였다. 시동 압력(Startup pressure)과 작동압 력(Operating pressure)이 서로 다른 이유는 수 축부 형상을 가지는 2차목 초음속 디퓨저의 고 유한 특성으로 이들의 비를 hysteresis(시동압력/

작동압력)라고 한다.

소형 액체로켓엔진 정상 작동 시 이차목 디퓨 저 작동에 의해 구현되는 저압환경은 이론 계산 시 약 0.024 bar이며[7], 이는 목표 설계 고도 25 km(0.025 bar) 보다 높은 고도의 대기압력에 해 당한다.

초음속 디퓨저의 주요 파라미터들을 Table 2 에 정리하였으며, 소형 액체로켓엔진과 초음속 디퓨저 정상 작동 시 위치별 압력과 온도 분포 를 Fig. 6에 나타내었다. 이는 수직충격파 이론 과 연소가스의 팽창이 초음속과 아음속 영역 모 두 등엔트로피 과정임을 가정하여 계산된 것이 다.

초음속 디퓨저 내부는 로켓 엔진으로부터 분 출되는 고온의 배기가스에 접촉되기 때문에 열 손상을 피하기 위하여 벽면 채널 냉각 기법을 적용하였다. Fig. 7은 진공챔버와 결합된 초음속 디퓨저 형상을 보여주고 있다.

2.1.4 열교환기

열교환기는 초음속 디퓨저 후방에 장착되어 소형 액체로켓엔진으로부터 나오는 배기가스를 냉각하여 열교환기 후방에 장착된 장치들을 고 온의 배기가스로부터 보호하는 역할을 한다.

증기발생기에 의해 작동되는 이젝터는 초음속

디퓨저가 정상작동 할 수 있도록 디퓨저 출구 배압을 초음속 디퓨저의 시동 및 작동이 가능한 압력으로 유지시켜야 하는데, 이를 위해 로켓 엔 진으로부터 나오는 연소가스를 대기로 지속적으 로 토출시켜야한다. 토출시키는 과정에서 고온의 연소가스가 증기발생기 일부분 및 이젝터 내부 벽면에 접촉되므로, 이들의 열손상을 방지하기 위해서 연소가스를 냉각시켜야한다. 연소가스를 냉각시키기 위하여 Fig. 8과 같이 열교환기 입구 에 물분사링을 장착하여, 물분사링 내부에 장착 된 28개의 분사기를 통해 상온의 물을 연소가스 에 골고루 분사시켜 연소가스와 혼합시키고, 혼 합가스의 온도를 초음속 디퓨저의 배압조건(0.25 bar)에서 스팀의 포화온도인 약 62℃까지 떨어 뜨린다. 직접증발냉각기법(Direct evaporation cooling method)을 이용하여 연소가스를 설계 온도까지 하강시키기 위해 필요한 물의 유량을 계산한 결과 약 0.434 kg/s으로 계산되었으며, Table 3에 열교환기 주요 파라미터들을 정리하 였다. 증발냉각기법에서 초음속 디퓨저 출구 로

Mass Flow Rate

at Heat Exchanger Inlet 0.157 kg/s Combustion Gas Temperature

at Heat Exchanger Inlet 2882.6 K Water Injection

Mass Flow Rate 0.434 kg/s Mixture Gas Mass Flow Rate

at Heat Exchanger Exit 0.591 kg/s Mixture Gas Temperature

at Heat Exchanger Exit 334.7 K Pressure in Heat Exchanger 0.25 bar Table 3. Operating parameters of the heat exchanger.

Fig. 8 Heat exchanger.

켓 엔진의 연소가스의 엔탈피는 NASA에서 개 발한 CEA code(Computer Program for Calculation of Complex Chemical Equilibrium Compositions and Application, 반응물을 입력하 면 화학평형생성물 농도와 생성혼합물의 물성치 를 계산하고, 이를 바탕으로 로켓의 주요 이론 성능 변수들을 계산한다)를 이용하여 계산하였으 며, 연소가스에 분사되는 물의 공급 유량은 에너 지보존 방정식에서 연소가스와 증기의 혼합가스 가 목표 온도(62℃)에 가까워질 때 까지 물의 공 급량을 iteration 하여 계산하였다.

열교환기 내부 벽면 또한 연소가스와 접촉되 므로 열손상을 방지하기 위해 벽면 채널 냉각 기법을 적용하였으며, 열교환기와 이젝터가 연결 되는 부분에는 벨로우즈를 장착하여 급격한 온 도 변화를 겪는 열교환기의 열변형 현상에 대비 하였다.

2.1.5 증기발생기(Steam Generator)

증기발생기는 이젝터를 작동시키는 중요장치 로 이젝터의 주유동 모멘텀을 발생시키는 역할 을 한다. 본 고공시험 장치에서는 충분한 주유동 모멘텀을 발생시키기 위하여 로켓 연소기를 활 용한 증기발생기를 개발하였다. 즉 Fig. 9의 개 략도와 같이 연소실에 다량의 물을 공급하여 증 기를 발생시키고, 연소가스와 증기의 혼합가스가 증기발생기 노즐을 통해 고속으로 분출시켜 큰 모멘텀을 발생시킨다. 이때 열교환기로부터 배출 되는 냉각된 연소가스와 증기의 혼합가스는 부 유동으로 증기발생기의 주유동 모멘텀에 의한 suction 효과로 이젝터를 통해 대기로 배출된다.

증기발생기는 액체산소와 75% 에틸알코올 수 용액을 추진제로 사용하며, 로켓 엔진과 같이 분 사기 헤드, 연소실, 노즐로 이루어져 있으며, 연 소실과 노즐 사이에 물분사링과 혼합실을 설치 하여 증기를 발생시킬 수 있도록 하였다. 분사기 헤드엔 유량 및 분무 패턴이 검증된 총 7개의 동축스월형 분사기를 장착였으며, 물분사링에는 총 18개의 물분사기를 다양한 분무각도로 장착 하여 연소실 단면에 골고루 물을 분사시키도록 하였다.

증기발생기의 압력 및 주유동 유량은 이젝터 운영과 밀접한 관련이 있으므로 정확한 운영 조 건이 요구된다. 본 고공시험설비 운영을 위해 요 구되는 증기발생기의 주요 파라미터들을 Table 4에 정리하였다. 증기발생기의 작동은 초기 진공 압력 구현 및 소형 액체로켓작동 시 디퓨저 출 구 배압 유지로 인하여 장시간 작동이 요구되기 때문에 고온가스에 노출된 추진제 분사기 헤드 면 및 연소실 내부 벽면 냉각이 필수적이다. 추 진제 분사기 헤드 최하층엔 냉각수 매니폴드를 가공하여 추진제 분사기면을 냉각할 수 있도록 하였으며, 연소실 벽면에는 초음속 디퓨저와 열 교환기와 동일하게 채널 냉각 기법을 적용하여 고온의 연소가스로부터 열손상을 방지하였다.

Fig. 9 Assembly of steam generator.

Propellants 75% Ethyl alcohol + LOx Chamber

Pressure 20 bar Propellants

Mass Flow Rate 0.676 kg/s (O/F=1.13) Steam

Mass Flow Rate 1.059 kg/s Mixture Gas

Mass Flow Rate 1.735 kg/s

Table 4. Operating parameters of steam generator.

2.1.6 이젝터

이젝터는 증기발생기에서 생성된 연소가스와 증기의 혼합가스를 주유동으로 통과시켜 열교환 기 배출구로부터의 suction 효과를 발생시킨다.

이 suction 효과는 고공용 엔진 작동 전에 고 공용 엔진 연소압력 조건(30 bar)에서 초음속 디 퓨져를 시동이 가능한 디퓨져 출구 배압을 형성 시키고, 로켓 엔진이 정상 작동하는 동안에는 열 교환기로부터 배출되는 로켓 엔진 연소가스와 증기의 혼합가스(부유동)를 지속적으로 대기로 배출시켜 초음속 디퓨저의 작동 환경을 유지시 킨다. Fig. 10은 이젝터와 증기발생기가 결합된 형상을 보여주고 있다.

2.1.7 추력측정장치

고공환경 모사시험 장치에서 고고도의 저압환 경 하에서 추진기관의 정확한 추력을 측정하는 것이 매우 중요하다. 특히 액체로켓엔진의 경우 에는 엔진 자체에 장착된 추진제 공급 배관 및 각종 센서 그리고 추력측정장치의 flexible plate 에 의해 시스템 저항이 발생하므로, 정확한 추력 측정을 위해서는 시스템 저항을 고려할 수 있는 추력측정장치 개발이 필요하다.

본 고공시험 설비를 위해 개발한 추력측정장 치는 추력 측정 범위 150 ~ 1500 N으로, 측정 오차 10 N 이하를 만족하도록 설계/제작하였다.

추력측정장치는 시스템 자체적으로 보정이 가능 하도록 추력과 반대 방향으로 힘을 발생시키는 공압실린더와 두 개의 로드셀을 사용하여 추력 측정시스템을 구성하였다. 두 개의 로드셀은 기

Fig. 10 Assembly of ejector and steam generator.

준 로드셀과 작동 로드셀로 고정 프레임의 추력 축 앞뒤면에 장착되며, 유동 프레임으로부터 전 달되는 힘을 측정하게 된다.

기준 로드셀은 공압 실린더로부터 발생하는 힘을 측정하고, 작동 로드셀은 공압 실린더에서 발생하는 힘에서 엔진추력과 시스템저항을 제외 한 힘을 측정하게 된다. 추력측정장치의 각 구성 품들의 상호작용을 Fig. 11에 표현하였다. 시스 템 저항은 고공환경 모사시험 전 추력측정장치 에 소형 액체로켓엔진을 장착(모든 배관 및 센서 연결된 상태)이 완료된 상태에서 보정실험 (Calibration test)을 통해 측정된다. 보정실험은 공압 실린더에 인위적 힘을 단계적 가해 엔진 추력과 반대 방향으로 유동 프레임의 변위를 발 생시키고, 이때 기준 로드셀과 작동 로드셀에서 측정되는 힘의 선형성을 분석하여, 작동 로드셀 로부터 측정되는 힘에 대한 시스템 저항을 유추 하게 된다.

2.2 공급 시스템

공급시스템은 연소기를 작동시키기 위한 추진 제 공급 설비와 고온의 연소가스에 노출된 고공 환경 모사시험 장치를 보호하기 위한 냉각수 공 급 설비로 구성된다.

2.2.1 추진제 공급 설비

본 연구에서는 고공환경 모사시험 장치를 작 동하기 위해 두 가지의 연소기(고공시험용 엔진, 증기발생기)를 동시에 운영하게 되며, 이들의 추

Fig. 11 Interaction of thrust measurement system

components.

Fuel Oxidizer Rocket Engine Jet A-1 Liquid Oxygen

Steam

Generator 75% Ethanol Liquid Oxygen Table 5. Propellants of high altitude test facility.

Propellants Jet A-1 LOx(1) Ethanol LOx(2)

Application

Rocket engine fuel

Rocket engine oxidizer

Steam generato

r fuel

Steam generator

oxidizer Mass Flow

Rate

Allowable

Pressure 150 bar 120 bar 100 bar 100 bar

Volume 40 L 60 L 60 L 60 L

Table 6. Specification of propellants tanks.

진제 조합은 Table 5와 같다.

추진제 공급방식은 모두 가압방식을 사용하게 되며, 추진제 공급탱크 가압 압력은 고압가스(질 소) 이송 라인에 장착된 Dome loaded regulator (Tescom, Cv 2.0)에 의해 제어된다. 가압기체는 사전에 부스팅되어 200 bar로 저장된 고압탱크 로부터 공급된다.

각각의 추진제 공급 배관에 cavitation venturi 를 장착하여 연소압력 형성 전후 혹은 이상 연 소 시 발생할 수 있는 유량 공급 불균형 현상을 예방하였다. 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시 험 시 사용되는 추진제 공급탱크의 사항을 Table 6에 정리하였다.

2.2.2 냉각수 공급 설비

전술한 바와 같이 고공환경 모사시험 장치 내 부는 소형 액체로켓엔진에서 생성된 고온의 연 소가스가 통과하므로 각각 장치의 열손상을 방 지하기 위해서 벽면 채널 냉각 기법을 적용하였 으며, 증기발생기 내부의 스팀 발생 및 열교환기 내부에서 연소가스 온도를 낮추기 위해 내부에 직접 물을 분사하는 기법을 사용하였다.

Fig. 12는 각 부분별 필요한 냉각수 유량과 공

Fig. 12 Schematic of coolants supply system.

급 압력에 대한 정보를 보여주고 있다. 채널 압 력손실이 작고 유량이 큰 초음속 디퓨저와 열 교환기의 벽면냉각은 대용량 펌프를 사용하여 냉각수를 공급하였고, 압력손실이 큰 증기발생기 벽면냉각과 반드시 설계 유량을 공급하여야 하 는 열교환기와 증기발생기 내부 물 분사는 가압 방식을 이용하여 냉각수를 공급하였다.

3. 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험 결과

고공환경 모사시험 설비 구축 후 설비의 성능 과 안정성을 검증하기 위하여 소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 각 파트별 검 증시험[10]을 통해 얻은 경험과 데이터를 바탕으 로 실험 시나리오를 작성하였고, 충분한 검토와 예행연습을 수행한 뒤 검증시험에 적용하였다.

증기발생기와 로켓엔진의 연소시험 조건은

Table 7과 같으며, Fig. 13은 고공시험 결과 증기

발생기(Steam generator, SG) 연소실, 로켓 엔진

(Rocket engine) 연소실 그리고 진공챔버

(Vacuum chamber) 내부 압력 곡선을 보여주고

있다. 증기발생기의 추진제 유량 조건이 기존 설

계 유량(0.676 kg/s)보다 큰 것은 증기발생기 검

증시험 당시 설계 추진제 유량을 공급했을 때 연

소압력이 설계 압력에 도달하지 못했기 때문에

이를 감안하여 추진제 유량을 증가시킨 것이다.

Steam Generator

Rocket Engine Chamber

Pressure 20 bar 30 bar Operation Time 20 sec 5 sec

Propellants

Mass Flow Rate 0.78 kg/s 0.16 kg/s Simulating

Altitude 25 km (about 0.025 bar) Table 7. Verification test condition.

실험결과 증기발생기 작동과 동시에 이젝터 구동으로 인하여 진공챔버 압력이 지속적으로 떨어지는 것을 확인할 수 있으며, 진공챔버 압력 이 약 0.04 bar일 때 로켓 엔진이 작동된 것을 확인할 수 있다. 로켓 엔진의 연소압력이 안정되 었을 때 진공챔버는 목표 고도 보다 높은 고도 의 저압환경(0.021 bar, 27 km)을 모사한 것으로 확인하였다.

Fig. 14는 고공시험 시 엔진에서 발생한 추력 그래프이다. 검증시험 조건에서 고공시험 시 로 켓 엔진의 예상 추력은 약 526 N(연소압력 30 bar일 경우 이론 추력)이었으나, 실험결과 약 483 N으로 측정되었다. 실제 추력이 예상 추력 보다 낮은 이유에 대해서 검토한 결과 우선 로 켓 엔진 연소 압력이 설계압력인 30 bar에 도달 하지 못하였으며, 연소 및 노즐 효율이 100%에 도달하지 못했기 때문이라 판단된다.

획득한 추력 데이터를 바탕으로 추력측정장치 의 신뢰성을 검증하기 위해 고공시험을 통해 획 득한 데이터를 활용하여, 이때 축소형 액체로켓 엔진에서 발생할 수 있는 이론 추력을 역으로 계산하였다. 대기압 환경은 고공환경 모사장치에 의해 구현된 저압환경을 적용하였으며, 노즐 출 구의 열역학적 물성치는 CEA code를 이용하여 계산하였다. 계산 결과 본 고공시험에서 로켓 엔 진에 발생할 수 있는 이론 추력은 약 502 N(연 소압력 28.1 bar일 경우 이론 추력)임을 확인하 였다. 이는 계산된 연소효율이 약 96%임을 감안 한다면, 본 실험으로부터 측정된 483 N의 추력 은 신뢰성이 있다고 볼 수 있다.

Fig. 13 Pressure curve of steam generator, engine and vacuum chamber.

Fig. 14 Thrust curve in high altitude test.

4. 결 론

본 논문에서는 소형 액체로켓엔진의 고공환경 모사시험 설비의 구성에 대해 설명하였고, 고공 시험을 통해 획득한 주요 결과를 소개하였다.

고공시험 결과 본 연구를 위해 구축된 소형

액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 성공적으로

수행하였으며, 목표 고도인 25 km 보다 높은 27

km 고도의 저압환경을 안정적으로 구현시키는

것을 확인하였다. 본 연구를 통해 액체로켓엔진

의 고공환경 모사시험 기술과 방법을 성공적으

로 획득하였으며, 본 설비를 이용하여 저추력 엔 진이나 소형 엔진의 고공환경 시험이 가능함을 확인하였다. 또한 이 결과들은 향후 실물형 엔진 고공환경 모사시험 설비 설계/제작시 유용한 데 이터베이스로 활용될 것으로 판단된다.

향후 추가 실험을 통해 고공환경 모사시험 장 치 부품별 성능 데이터 확보 후 상세한 분석이 이루어질 예정이다.

후 기

본 연구는 한국항공우주연구원의 인재양성형 학연협력강화사업 지원을 받아서 수행되었으며, 이에 감사드립니다.

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