1. 서 론
한국형발사체(KSLV-II)를 위한 액체로켓엔진은 Technical Paper DOI: http://dx.doi.org/10.6108/KSPE.2015.19.4.085
터보펌프 실매질 시험설비 구축 및 인증시험
김진선
a․ 한영민
b․ 고영성
c, *Construction and Validation Test of Turbopump Real-propellant Test Facility
Jin-Sun Kim
a․ Yeoung-Min Han
b․ Youngsung Ko
c, *a
Turbopump Department, Korea Aerospace Research Institute, Korea
b
Department of Propulsion Test and Evaluation, Korea Aerospace Research Institute, Korea
c
School of Aerospace Engineering, Chungnam National University, Korea
*
Corresponding author. E-mail: [email protected]
ABSTRACT
Liquid rocket engines of KSLV-II employ a turbopump feed system for propellants. A turbopump real-propellant test facility based on liquid oxygen and kerosene has been constructed for the experimental verification of the turbopump performance using the real media of propellants(i.e., LOX/Kerosene). The verification tests of sub-systems were performed such as LOX/kerosene feed system and alcohol burner system. Finally, the performance of the whole system was executed and verified through a sets of validation tests with the development model of the KSLV-II turbopumps. It has been confirmed that the test facility satisfies the operating conditions and time of the turbopump at the design and off-design performance test using real-propellant.
초 록
한국형발사체를 위한 액체로켓엔진은 터보펌프 추진제 공급방식의 시스템으로 이루어진다. 이 터보 펌프의 실추진제를 사용하는 실험적 성능검증을 위해 액체산소와 케로신을 토대로 한 터보펌프 실매질 시험설비가 구축되어 왔다. 산화제/케로신 공급 시스템과 알코올버너 시스템과 같은 주요 서브시스템 에 대한 검증시험이 이루어 졌고, 터보펌프 개발모델을 이용한 인증시험을 통해 전체 시험설비에 대한 성능검증이 이루어 졌다. 설계점 및 탈설계점을 포함한 터보펌프의 모든 운용조건과 운용시간에 대한 실매질 성능검증시험을 본 시험설비를 이용하여 수행할 수 있는 것으로 확인되었다.
Key Words: Turbopump(터보펌프), Real-propellant Test Facility(실매질 시험설비), Liquid Oxygen (액체산소), Kerosene(케로신), Alcohol Burner(알코올버너)
Received 22 December 2014 / Revised 12 June 2015 / Accepted 19 June 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 ・ 보완한 것임.]
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터보펌프방식의 엔진으로 개발된다. 이 터보펌프 는 발사체의 공급탱크로부터 유입되는 저압의 추진제를 승압시켜 연소기가 요구하는 유량과 압력을 형성시키는 역할을 하게 된다. 터보펌프 는 크게 산화제펌프, 연료펌프, 터빈으로 나누어 지며, 밀집된 시스템에서 극저온, 고온, 고압, 고 회전수 등의 운용조건이 요구되기 때문에 액체 로켓엔진에서 가장 극한 환경인 동시에 핵심적 인 구성요소 중에 하나이다[1,2].
현재, 한국항공우주연구원 내 터보펌프 시험설 비는 펌프 및 터빈의 단품성능시험과 상사매질 (액체질소, 물)을 이용한 조립체 성능시험을 수 행할 수 있는 시험설비를 갖추고 있다[3,4]. 이 시험설비는 10톤급 규모에서 증설해 왔기에 태 생적인 한계로 75톤급 펌프단품의 경우 설계회 전수의 50% 회전수 시험영역과 유사매질을 이용 한 조립체 성능시험만 가능하다[5]. 선행연구로 개발된 30톤급 터보펌프의 경우, 국내 실매질 시 험시설의 부재로 해외전문기관에 위탁하여 그 성능검증이 이루어졌다[6]. 터보펌프의 최종적인
Compon ents Fluid
Flow rate Press
ure Tempe rature RPM kg/s MPa K rpm LOX
pump Liquid
oxygen 14.8 8.6+P
in93
27,000 Fuel
pump Kerosene 6.7 11.7+P
in288 Turbine GG gas 1.03 6.0
*900
*Turbine Inlet Pressure
Table 1. Design requirements of a 7 ton class turbopump.
Compon ents Fluid
Flow rate Press
ure Tempe rature RPM kg/s MPa K rpm LOX
pump Liquid
oxygen 175.6 8.4+P
in93
10,300 Fuel
pump Kerosene 79.3 11.0+P
in288 Turbine GG gas 11.3 5.8
*900
*Turbine Inlet Pressure
Table 2. Design requirements of a 75 ton class turbopump.
성능검증은 반드시 실매질 환경에서 그 평가가 이루어져야 하기에 실매질 시험설비의 확보는 개발과정에서 핵심적인 과제라 볼 수 있다[7-9].
본 연구는 한국형발사체를 위해 독자기술로 개발된 7톤 및 75톤급 터보펌프 실매질 시험설 비의 구축과 그 인증시험에 대한 결과이다.
Fig. 1 Turbopump assembly for a liquid rocket engine of KSLV-II(left: 7 ton class turbopump, right: 75 ton class turbopump).
Fig. 2 Schematic diagram of the turbopump real-
propellant test facility.
2. 시 험 설 비
2.1 터보펌프 요구 규격 및 개발 현황
한국형발사체는 총 3단으로 1단에는 75톤급 엔진 4기가 클러스터링 되고, 2단에는 75톤급 엔 진 1기, 상단에는 7톤급 엔진 1기로 구성된다.
각 단에 적용되는 모든 엔진은 터보펌프방식의 액체로켓엔진으로 Table 1과 2에서 적용되는 터 보펌프의 요구 규격을 제시하였다.
두 종류의 터보펌프는 모두 액상의 추진제인 액체산소(liquid oxygen, LOX)와 케로신(kerosene) 을 작동유체로 사용한다. 산화제펌프와 연료펌프 는 스플라인으로 일축선상에 연결된 회전축으로 구성되며, 7톤급 액체로켓엔진용 터보펌프는 27,000 rpm, 75톤급 액체로켓엔진용 터보펌프는 10,300 rpm의 영역에서 운용된다. 현재 개발모델 에 대한 단품 및 조립체 시험을 마치고, 실매질 환경에서 성능검증을 위한 시험을 진행하고 있 다. Fig. 1에서 7톤 및 75톤급 터보펌프의 개발 모델에 대한 형상을 보여주고 있다.
2.2 시험설비 규격
터보펌프 실매질 시험설비는 실추진제인 액체 산소와 케로신을 터보펌프에 공급하고 회수하면 서 성능시험을 수행할 수 있도록 구성된다. Fig.
2에서 실매질 시험설비의 기본적인 개략도를 나 타내었다. 추진제를 위한 공급탱크(run tank)와 회수탱크(catch tank)를 독립적으로 두었으며, 두 탱크 사이에는 재생필터를 두어 추진제를 반복 적으로 재활용할 수 있는 시스템으로 구성하였 다. 터보펌프의 구동력을 생성시키기 위해서는 미리 제조/저장된 고압공기를 미량의 알코올과 연소시켜 터빈의 요구조건에 맞게 고온 가스를 생성시키는 알코올버너 시스템이 적용되었다.
Table 3에서 본 시험설비의 규격을 제시하였 다. 7톤 및 75톤급 터보펌프의 실매질 시험이 동 시에 병행될 수 있도록 하였으며, 75톤급 터보펌 프를 위한 산화제와 케로신 공급탱크의 용량은 실제 비행시간의 2배인 280초 연속시험을 가능 하게 하며, 7톤급 터보펌프의 경우는 500초 이상 (최대 1000초) 연속시험이 가능하도록 하였다.
테스트 스탠드는 7톤과 75톤 시제를 개별적으로 장착할 수 있도록 독립적으로 구성하였고, 케로 신 공급 및 회수탱크의 경우는 7톤 및 75톤급 시험을 위해서 공용으로 사용할 수 있도록 하였 다. 알코올버너 시스템은 고유량 알코올버너 2기 와 저유량 알코올버너 1기를 사용하여 터보펌프 가 요구하는 구동력을 생성시킬 수 있게 한다.
알코올버너의 운용을 위한 고압공기는 제습과정 을 거쳐 최대 32.0 MPa까지 압축/저장될 수 있 다. 고온 공기를 생성시킬 수 있는 연료로는 고 순도 에탄올(ethanol, 99.9%)을 사용하였다.
2.3 시험설비 구축
산화제는 공급탱크에 의해 조절된 압력(최대 1.5 MPa)으로 산화제펌프에 공급되어 토출된 다 음 전량 회수탱크로 실시간 이송된다. Fig. 3에 서 보여주는 것과 같이 산화제 공급 및 회수탱 크는 초저온 유체의 특성상 테스트 스탠드와 최 단거리를 유지하기 위해 7톤급과 75톤급으로 구 분되어 독립적으로 운용된다. 또한, Fig. 4에서 보여주는 것과 같이 공급 및 회수라인은 외부로 부터 열전달을 최소화하기 위해 2중 진공단열배 관과 초저온 단열재를 적용하였다.
케로신의 경우, 공급 및 회수탱크는 7톤 및 75 톤급 시험에 공용으로 사용된다. 주라인(8 inch) 에서 분기되어 7톤 테스트 라인(4 inch)과 75톤 테스트 라인(6 inch)을 거쳐 각각의 스탠드로 공 급된다. 시험 후, 라인 상에 잔류하는 추진제는 드레인 탱크로 포집되어 회수탱크로 이송된 다 음 재생필터를 통하여 전량 재사용된다. 산화제 는 라인 냉각/필링 과정에서 발생하는 자연소모 량을 제외하고는 케로신과 동일하게 재생시킨다.
외부에서 공급되는 모든 추진제는 시험 중 시
제에 유입될 수 있는 이물질을 최대한 제거하기
위해 초미세(10 ㎛) 필터를 통하여 탱크에 충전
된다. 또한, 시험 후 회수된 추진제는 충전과정
과 동일한 규격의 필터를 적용하여 재생시키도
록 하였다. 시험 중 주라인에 설치된 필터의 경
우는 공급라인의 배관손실(0.1 MPa 이하)을 고
려하여 펌프입구 압력설정에 영향을 최소화 할
수 있는 최대 미세규격(150 ㎛)으로 선정하였다.
System Specifications Capacity Pressure Set
Test stand
Stand I 75 ton explosion -proof 1 Stand II
*7 ton explosion
-proof 1
LOX feed system
Run tank 70(20
*)
m
31.7 MPa 1 Catch tank 70(20
*)
m
31.7 MPa 1
Main line
∅273
∅114 mm
*mm
1.5 MPa 2
Filter(filling) 10 ㎛ 1.5 MPa 1 Filter(test) 150 ㎛ 1.5 MPa 1
Kerosene feed system
Run tank 50 1.7 MPa 1 Catch tank 50 1.7 MPa 1
Main line ∅219
mm 1.5 MPa 1 Filter(filling) 10 ㎛ 1.5 MPa 1 Filter(test) 150 ㎛ 1.5 MPa 1
Alcohol burner system
Alcohol burner
6 kg/s 8 MPa 2 1
*kg/s 8 MPa 1 Alcohol
chamber 200 L
(ethanol) 32 MPa 3 High
pressure air system
Air
compressor 320
Nm
3/hr 32 MPa T
d<-60℃ 3 Control
chamber 1.3 m
332 MPa 6 Reservoir 1.3 m
332 MPa 64
*7ton Test Facility
Table 3. Specifications of the turbopump real- propellant test facility.
Fig. 5는 터보펌프의 구동력을 생성시키는 알 코올버너의 설치모습을 보여주고 있다. 75톤급 터보펌프를 구동시키기 위해서는 6 kg/s(900 K) 의 고온 공기를 생성시킬 수 있는 알코올버너 2 기가 설치되어 동시 운용으로 12 kg/s 이상의 구동가스를 터빈에 공급될 수 있도록 하였고, 7 톤급 터보펌프 시험을 위해서는 1 kg/s(900 K) 이상의 터빈유량을 공급할 수 있는 버너가 설치 되었다. 적용된 알코올버너는 터보펌프의 운용조 건에 적합하도록 독자적으로 개발하여 제작한 것으로서 터보펌프의 탈설계점을 포함한 모든
Fig. 3 Propellants feed system and high pressure air generation system.
Fig. 4 Supply and return lines of liquid oxygen(left: 7 ton test facility, right: 75 ton test facility).
Fig. 5 High temperature air generation facility using alcohol burners(left: 75 ton alcohol burner system, right: 7 ton alcohol burner system).
Fig. 6 Thermal analysis and insulation of the high temperature air feed line for a turbine.
운전영역을 구현해 낼 수 있다[10]. 터빈까지 연
결되는 고온 공기 공급라인은 고온 열팽창으로
인한 라인과 시제의 응력집중을 분산시키기 위 해 최적화 설계를 수행하여 Fig. 6과 같은 최종 형상을 얻을 수 있었다. 또한, 이 구간은 생성된 고온 공기가 터빈에 도달할 때까지 대기로 방출 되는 열손실을 고온단열을 통하여 최소화하였다.
Fig. 7과 8은 터보펌프 시제가 장착된 테스트 스탠드를 보여주고 있다. 독립적으로 운용이 가 능하도록 구성된 테스트 스탠드는 각각의 터보 펌프 시제가 장착될 수 있도록 어댑터 벤치가 구비되어 있으며, 이 벤치는 시제 주변을 상온질 소로 퍼지 하는 방폭기능을 갖추고 있다. 계측센 서와 전계장류는 격리를 위해 스탠드 후방으로 별도의 실을 두어 외부노출을 최소화 하였다. 시 험 중 발생할 수 있는 비상상황에서는 스탠드 주변으로 화재방지를 위한 방화시스템이 총 4단
Fig. 7 Test stand for a 7 ton class turbopump.
Fig. 8 Test stand for a 75 ton class turbopump.
계(GN2 시제 퍼지 ⟶ CO2 소화 ⟶ Foam 소화
⟶ 물 소화)에 걸쳐 순차적으로 작동하게 된다.
영상기록장비로는 스탠드 상시 감시용과 시험과 정을 기록할 수 있는 고해상도 카메라 3기, 고속 카메라 1기가 각 스탠드에 설치되어 있다.
3. 인 증 시 험
3.1 시험설비 서브시스템 검증시험
주요 서브시스템은 크게 산화제 공급(회수) 시 스템, 케로신 공급(회수) 시스템, 터보펌프 구동 력 생성을 위한 알코올버너 시스템 및 기타 지 원 시스템(소화 및 감시 시스템)으로 구분된다.
산화제와 케로신 공급(회수) 시스템의 검증시 험은 공급탱크와 회수탱크의 차압을 최대한 이 용하여 터보펌프의 설계유량에 근접한 유량을 강제 순환시키는 시험으로, 세척용 필터(100 ㎛) 를 통한 구축과정에서 공급라인 내에 잔류할 수 있는 이물질 제거와 터보펌프에 대한 인증시험 에 앞서 공급라인의 유공압 특성을 파악하는 것
Fig. 9 Verification test of LOX/kerosene feed system for the test facility(left: 7 ton test facility, right:
75 ton test facility).
System
Test flow
rate Density ΔP
lossL/s kg/m
3MPa LOX feed
(LN2) line
7 ton 9.85 796 0.02 75 ton 121.86 796 0.048 Fuel feed
(kerosene) line
7 ton 6.33 790 0.02 75 ton 115.02 790 0.096 Table 4. Pressure loss characteristics for the LOX
and kerosene feed line.
0 2 4 6 8 10
0 1 2 3 4 5
0 100 200 300 400 500 600
Pre s s u re [MPa] Mass flow rate [kg/s]
Time [sec]
P of Alcohol Burner
Flow Rate of Burner PInlet of Turbine Simulation Orifice
Fig. 10 Pressure and flow rate vs. time curve of alcohol burner for 7 ton class test facility.
200 400 600 800 1000 1200
0 100 200 300 400 500 600
Temp erat ure [K ]
Time [sec]
Alcohol Burner
Downstream of Burner
Inlet of Turbine Simulation Orifice
Fig. 11 Temperature vs. time curve of alcohol burner for 7 ton class test facility.
이 목적이다. 이 시험에서는 터보펌프 시제를 대 신하여 스탠드에 우회라인을 설치하여 추진제가 순환될 수 있도록 하였다(Fig. 9). 시험유체로 산 화제 공급라인에는 초도시험을 고려하여 액체질 소(LN2)를, 연료 공급라인에는 케로신을 사용하 였다. 시험은 각 추진제 라인의 개별적 순환시험 과 자동제어로직에 의한 동시 순환시험으로 수 행되었으며, 그 결과를 Table 4에 요약하였다.
0 2 4 6 8 10
0 10 20 30 40 50
0 40 80 120 160 200 240
Pres s u re [ M Pa ] M ass fl ow rate [kg/ s]
Time [sec]
P of Alcohol Burner I, II
Flow Rate(Burner I+II) PInlet of Turbine Simulation Orifice
Fig. 12 Pressure and flow rate vs. time curve of alcohol burners for 75 ton class test facility.
200 400 600 800 1000 1200
0 40 80 120 160 200 240
Tem p erature [K]
Time [sec]
T of Burner I
Tmixed gas(Burner I+II)
TInlet of
Turbine Simulation Orifice T of Burner II
![Table 2. Design requirements of a 75 ton class turbopump. 성능검증은 반드시 실매질 환경에서 그 평가가 이루어져야 하기에 실매질 시험설비의 확보는 개발과정에서 핵심적인 과제라 볼 수 있다[7-9]](https://thumb-ap.123doks.com/thumbv2/123dokinfo/5360877.401741/2.808.424.716.617.976/requirements-turbopump-성능검증은-환경에서-이루어져야-시험설비의-개발과정에서-핵심적인.webp)
