접수일 2010. 5. 31, 수정완료일 2010. 8. 13, 게재확정일 2010. 8. 18
* 종신회원, 한국항공우주연구원 연소기팀
** 정회원, 한국항공우주연구원 연소기팀
†교신저자, E-mail: [email protected]
[이 논문은 한국추진공학회 2010년도 춘계학술대회(2010. 5. 27-28, 대한항공 중앙교육원) 발표논문을 심사하여 수정 ・ 보완한 것임.]
技術論文
75톤급 액체로켓엔진 연소기의 저압 조건에서 수행된 연소안정성 시험
이광진*†․ 강동혁** ․ 김문기** ․ 안규복* ․ 한영민* ․ 최환석*
Combustion Stability Rating Test under Low Pressure Condition of a 75-ton
f-class LRE Thrust Chamber
Kwang-Jin Lee*†․ Donghyuk Kang** ․ Munki Kim** ․ Kyubok Ahn* ․ Yeoung-Min Han* ․ Hwan-Seok Choi*
ABSTRACT
Combustion stability rating tests of 75-tonf-class thrust chamber for technology demonstration were carried out at a low pressure. Two kinds of mixing heads were used in this study. One of them has injectors of 631 and the other has injectors of 721. Mixing head with injectors of 631 showed a self-oscillation instability at the chamber pressure of 30 bar. Mixing head with injectors of 721 showed that a high frequency combustion stability was maintained under the same pressure and the same mass flow rate. But mixing head with injectors of 721 generated a self-oscillation instability at the chamber pressure of 20 bar and it was found that stability boundary region was changed due to the configuration of a mixing head from these results.
초 록
75톤급 기술검증용 연소기의 연소안정성 시험이 저압 조건에서 수행되었다. 이 시험에 사용된 두 개 의 연소기 헤드 중 하나는 631개의 분사기를 가지며, 다른 하나는 721개의 분사기를 가진다. 631개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 연소압력 30 bar에서 자발 불안정이 발생하였고 721개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 동일한 연소압력과 동일한 유량 조건에서 고주파 연소안정성이 유지됨을 보였다. 그러 나 721개의 분사기를 갖는 연소기 헤드는 연소압력 20 bar에서 자발 불안정이 발생하였고 이러한 결과 로부터 연소기 헤드의 형상은 안정성 경계 영역을 변화시킴을 알 수 있었다.
Key Words: Thrust Chamber(연소기), Combustion Stability Rating Test(연소안정성 시험), Mixing Head(연소기 헤드), Self-oscillation Instability(자발 불안정)
1. 서 론
한국형 발사체급에 사용할 수 있는 75톤급 액
체로켓엔진 연소기의 엔지니어링 모델을 개발하 기에 앞서, 제작기술과 막냉각용 연소실 및 이중 허브 구조의 배플 설계에 대한 기술검증 사항을 점검하고, 대형 연소기의 시험시퀀스 확립과 제 작된 연소기 헤드의 점화특성 및 연소안정성에 대한 사전 검토를 위해 기술검증용 시제 (Technology Demonstration Model, TDM)를 제 작하였다[1,2]. 이렇게 제작된 시제를 가지고 한 국항공우주연구원(이하 항우연) 내 위치한 지상 연소시험설비가 허용하는 범위 내에서 저압 연 소시험과 고주파 연소안정성 시험을 수행하였다.
일반적으로 우주발사체 선진국에서는 액체로 켓엔진 연소기의 고주파 연소안정성을 정량적으 로 평가하기 위해 두 가지 시험방법을 사용하고 있다. 그 중 하나는 대상 연소기의 hysteresis 영 역에서 연소시험을 수행하여 압력 진동의 hard excitation을 유발시키는 방법으로 많은 시험횟수 를 필요로 하게 된다. 다른 하나는 대상 연소기 의 정상 운영 조건에서 강제교란을 일으켜 발생 된 압력 섭동의 진동감분을 계산하는 방법으로 적은 시험횟수로 시험 모델의 고주파 연소안정 성을 평가할 수 있다는 장점 때문에 전자에 비 해 많이 사용되고 있다[3,4].
본 연구는 항우연 내 연소시험설비의 성능 한 계로 제한된 조건에서 연소시험이 수행되었으나 앞서 기술한 75톤급 연소기 시제의 기술검증 항 목 외에 시험 모델의 hysteresis 영역과 stability margin을 구할 수 있는 시험이라는 점에서 그 의미가 있다고 하겠다. 또한 본 연구로부터 얻은 자료는 향후 75톤급 연소기의 정상 운영 조건을 시험할 수 있는 대형 연소시험설비가 구축되면 그때 얻어질 시험결과들과 연계되어 포괄적인 stability margin map을 그리는데 활용될 것이 다.
2. 75톤급 기술검증용 연소기의 구성
75톤급 연소기의 기술검증을 위해 제작된 TDM#1과 TDM#2를 헤드와 연소실로 구분하여
Fig. 1에 제시하였다. 이 기술검증용 연소기의 설계 규격은 문헌[1,2]에 자세히 기술되어 있어 여기서는 생략하기로 하며, 기술검증을 목적으로 제작된 Fig. 1의 연소기는 Table 1과 같이 재구 성 되어 특성화된 시험을 수행하였다. Table 1과 같이 구분한 연소기 조합은 헤드를 기준으로 TDM#1를 사용한 모델 A와 TDM#2를 사용한 모델 B로 구분된다. A 모델은 시험 목적에 따라 첨자 1~3으로 구분되며, A1과 A2는 내열재 타 입의 TDM#1 연소실을 사용하였고, A3는 막냉 각이 가능한 냉각 채널 구조의 연소실을 사용하 였다. A2는 강제교란에 의한 연소안정성 시험을 수행한 것으로 감쇠시간과 진동감분을 계산하였 고 해외사례와 비교하여 안정성 위치를 평가하 였다. B모델은 TDM#2 헤드에 내열재 타입의 TDM#1 연소실이 결합되어 연소기 헤드의 특성
구 분 A1, A2 A3 B
헤드 TDM#1 TDM#1 TDM#2 연소실 TDM#1 TDM#2 TDM#1
막냉각 벨트 조립형 일체형 조립형
분사기(열/수량) 15/721 15/721 14/631
배플길이(mm) 69 69 52
노즐팽창비 3.5/12 3.5 3.5/12 Table 1. Composition of TDM Series
Fig. 1 Schematic of 75-tonf TDM
Fig. 2 Sensor Location in Mixing Head
검토가 수행되었고, 강제교란에 의한 동적 평가 는 저압조건에서 자발 불안정이 발생하여 수행 하지 않았다. Fig. 2는 연소기 헤드 및 연소실에 설치된 센서의 위치를 보여주는 것으로 FCC(fluctuation of pressure in combustion chamber of combustor)1, FCC2는 강제교란에 의한 펄스건 교란과 분석에 사용된다. 그리고 펄스건 포트는 연소기 헤드면에서 축 방향으로 160 mm 되는
곳에 설치하였다. 산화제 매니폴드에는
FOIC(fluctuation of pressure in oxidizer manifold of combustor)1∼FOIC4까지 4개의 동압센서를, 연 료 매니폴드에는 FFIC(fluctuation of pressure in fuel manifold of combustor)1∼FFIC2까지 2개의 동 압센서를 설치하여 압력 섭동을 측정하였다.
2.1 저압 연소시험
75톤급 기술검증시제를 가지고 수행한 저압 연소시험은 항우연 내 시험설비의 최대 허용 조 건에서 수행한 것으로 75톤급 연소기의 설계압 력 대비 약 50%에서 이루어졌다. Fig. 3∼6은 저 압 조건에서 수행된 압력 및 산화제 매니폴드 내의 밀도변화를 보여주는 것으로, Fig. 3은 연
Fig. 3 Chamber Pressure with Variation of Mixture Ratio
Fig. 4 Density Deviation in Oxidizer Manifold according to Test Condition
소시험결과 연소압력이 설계조건으로부터 얼마 나 떨어져 있는지 알 수 있게 해 준다. 혼합비 2.04만을 제외한 모든 시험은 연소압력 30 bar에 서 수행되었다. 연소시험은 시험장 특성상 2단 점화를 사용하게 되는데, 주 밸브의 작동 없이 보조 밸브만을 가지고 수행한 초기시험이 혼합 비 2.04, 연소압력 20 bar인 시험이다. Fig. 4와 같이 나타난 산화제 매니폴드 내 밀도 편차는 75톤급 연소기의 1/2.5 축소형 연소기에서 수행 된 연소압력 30 bar의 저압시험에서는 나타나지 않았던 현상으로, 산화제 매니폴드의 체적이 증 가하고 산화제 매니폴드 내 이중 분배기가 사용
Fig. 5 Pressure Drop of Oxidizer between Manifold and Chamber
Fig. 6 Pressure Drop of Fuel between Manifold and Chamber
된 형상으로 변경되면서 설계 유량의 50% 수준 에서 75톤급 1/2.5 축소형 연소기와 다른 온도 구배를 형성하기 때문으로 판단된다. 분사기 차 압으로 해석할 수 있는 Fig. 5와 Fig. 6은 분사기 설계 차압 9.5 bar에 비해 낮은 조건에서 시험이 수행되었음을 보여준다.
2.2 동 특성
기술검증용 시제를 이용한 저압 연소시험에서 나타난 연소실과 추진제 매니폴드 내에서의 압 력 섭동을 Fig. 7∼9에 제시하였다. 압력섭동은 Fig. 2에 위치한 동압 센서로부터 측정하였으며 데이터는 25.6 kHz의 sampling으로 계측한 후,
Fig. 7 Dynamic Characteristics of Combustion Chamber
Fig. 8 Dynamic Characteristics of Oxidizer Manifold
50∼10,000 Hz로 디지털 필터링을 수행하였다.
Figure 7은 연소실에서 측정된 FCC1의 동압 특성으로 A1의 혼합비 2.04 시험과 B의 두 시험 에 서 연소압력 대비 3%가 넘는 압력섭동이 발 생 하였다. 이것은 강제교란에 의한 것이 아닌 자발적으로 발생한 것으로, 주어진 조건에서 연 소기가 동적 불안정 상태에 존재할 가능성이 높 다고 할 수 있다. Fig. 8은 산화제 매니폴드에서 측정된 압력 섭동으로 연소실에서 나타나는 특 성과 유사한 경향을 보이고 있다. 특히 압력 섭 동이 크게 나타나는 시험에서 산화제 매니폴드 내 압력 섭동의 차가 국부적으로 크게 발생하고 있음을 알 수 있다. 그러나 Fig. 9로부터 모든
저압시험에서 연료 매니폴드의 압력 섭동은 연 소실과 산화제 매니폴드의 특성에 비해 상대적 으로 작은 편차가 나타남을 알 수 있다. Fig. 10 은 선형음향해석으로 구한 TDM#1의 음향공진 주파수로 해석에 사용된 음속은 1227 m/s이다.
Fig. 11은 A1 모델의 연소압력 20 bar에서 나타 난 주파수 특성으로 2개의 peak이 연소구간에서 나타나고 있음을 알 수 있다. 이것은 Fig. 10에 서 제시한 음향 공진 모드 중에서 1L∼1T1L 모 드에 해당하는 주파수 범위 안에 존재하기 때문 에 음향 공진 모드와의 커플링 확인을 위해 Fig.
12∼13과 같이 위상차를 분석 하였다. L 모드와 연계된 경우 같은 축 선상에 위치한 FCC1과 FCC2는 동일한 위상을 가지며, 1T 또는 1T1L과 연계된 경우 FCC1과 FCC2는 약 180도의 위상
Fig. 9 Dynamic Characteristics of Fuel Manifold
Frequency [Hz]
Amplitude[a.u.]
800 1000 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2400
0 1 2 3 4 5
2315 Hz (1R) 1019 Hz
(1L)
1352 Hz (1T)
1821 Hz (2L)
1893 Hz (1T1L)
2099 Hz (2T)
Fig. 10 Acoustic resonance frequencies of TDM#1
차를 나타내게 된다. 본 연구에서 적용된 센서위 치와 다르게 FCC2와 동일한 각도에 FOIC2가 설 치된 KSR-III 엔진의 Fig. 14와 같은 시험결과로 부터 1T 모드의 연소불안정이 발생할 경우 FCC2와 FOIC2는 같은 위상을 보이며, FCC1과
Fig. 11 Frequency Variation of FCC2 in O/F 2.04 Test of A1 Model
Fig. 12 Dynamic signal of 1237 Hz in O/F 2.04 Test of A1 Model
FCC2의 위상차는 FCC1와 FOIC2의 위상차와 유사한 값을 나타냄을 알 수 있었다. 이것으로부 터 KSR-III 산화제 돔 구조를 모방하고 있는
Fig. 13 Dynamic signal of 1650 Hz in O/F 2.04 Test of A1 Model
Fig. 14 Dynamic signal of 1687 Hz when it comes to 1T Combustion instability in KSR-III Hot-firing Test
TDM#1과 TDM#2에서도 횡 방향연소불안정 발 생 시 산화제 매니폴드 내 동압센서 신호와 연 소실에 위치한 동압센서 신호간의 위상차 분석 이 가능한 것으로 판단된다. Fig. 11에서 나타나 는 1237 Hz와 1650 Hz의 위상차를 분석해 보 면, FCC1과 FCC2 간에 위상차가 존재하기 때문 에 L 모드와는 관계가 없다고 할 수 있다. 또한 같은 각도에 설치된 FCC1과 FOIC3 간의 위상차 가 크게 나타나고, FOIC4는 1237 Hz에서 FCC1 과, 1650 Hz에서 FCC2와 비슷한 위상을 보이고 있어 1T 또는 1T1L 모드로 단정 짓기에도 복잡 한 특성을 보이고 있다. 이와 유사한 경향이 TDM#2를 이용한 저압 연소시험에서도 나타나
Fig. 15 Frequency variation of FCC2 in O/F 2.42 test of B model
Fig. 16 Frequency variation of FOIC4 in O/F 2.42 test of B model
는데, Fig. 15∼16으로부터 보이는 1912 Hz의 특 성이 바로 그것이다. 1500 Hz∼2000 Hz로 filtering 하여 나타낸 Fig. 17의 경우 1912 Hz가 Fig. 10에 제시한 1T1L 모드의 음향 공진 주파수 에 가까이 존재함에도 불구하고 FCC1, FCC2, FOIC3 그리고 FOIC4 신호 간의 위상차는 비슷 한 위상을 보이다가도 달라지는 특성을 보여주 고 있다. 특히 1912 Hz가 나타나기 시작하는 과 정에서 산화제 매니폴드와는 다르게 연소실에서 는 감지되지 않는 것을 Fig. 18로부터알 수 있 다. 이러한 결과로부터 TDM#1와 TDM#2의 저 압 연소시험에서 나타나는 연소불안정은 산화제 매니폴드와 연계된 압력 섭동이 연소과정에 영 향을 준 것으로 추론할 수 있다. 또한 TMD#1에 사용된 분사기의 수력학적특성은 산화제 차압이 Fig. 5와 같이 3.5 bar가 되면서 산화제 매니폴드 와 연소실간의 동 특성을 안정화 시킨 것으로 판단된다. 이와 달리 TDM#1의 분사기에 비해 14% 유량이 증가된 분사기를 사용한 TDM#2의 산화제 차압 3.5 bar는 산화제 매니폴드와 연소
Fig. 17 Dynamic signal of 1912 Hz in O/F .42 Test of B Model
Fig. 18 Dynamic signal in O/F 2.42 Test of B Model
실간의 동 특성을 분리시키기에 부족한 것으로 추론할 수 있다. 이에 대한 검증은 향후 추진제 공급 능력이 증가된 75톤 시험설비가 구축될 경 우 연소압력을 증가시킨 시험에서 가능할 것으 로 판단된다. 그러나 산화제 매니폴드 내 압력 섭동이 발생하는 원인으로 매니폴드 내 밀도 구 배가 어떠한 작용을 하였는지를 판단하기 위해 서는 보다 심도 있는 연구가 필요하다고 하겠다.
2.3 강제교란에 의한 연소안정성 시험
액체로켓엔진 연소기를 개발함에 있어 정적 평가만으로 연소기 운영조건에서 개발한 연소기 의 연소안정성 위치가 어디인지 그리고 요구되 는 신뢰도를 충분히 보유하고 있는지에 관해 엔 지니어가 타당한 값을 제시하기는 어렵다. 이에 강제교란에 의한 동적 평가 방법이 러시아와 미 국을 비롯한 우주발사체 선진국에서 널리 이용 되고 있다[4,5]. 본 연구에서도 이와 유사한 동적 평가 방법을 사용하였고, 이로부터 분석된 결과 를 Fig. 19∼21에 제시하였다. Fig. 19는 펄스건 이 기폭되기 전∙후 연소실 내 특정 주파수가 존재하지 않음을 보여준다. Fig. 20은 펄스건이 기폭되기 전 연소실에서 나타나는 압력 섭동으 로 주파수 영역대가 주로 6000 Hz 이하에서 랜 덤하게 나타나고 있음을 알 수 있다. Fig. 21은 펄스건 기폭 시 나타나는 연소실 내 압력섭동으 로 Fig. 20에 비해 저주파 성분과 1024 Hz, 1249 Hz 그리고 1649 Hz에서 반응이 주로 나타나고 있음을 알 수 있다. 또한 50∼4,000 Hz로 필터링
Fig. 19 Frequency variation of FCC2 in O/F 2.59 test of A3 model
Fig. 20 Combustion noise in steady state
Fig. 21 Combustion noise in artificial initiation
한 신호를 가지고 감쇠시간을 계산해 보면 1.91 ms를 얻을 수 있으며 이 값과 감쇠인자 분석이 가능한 주파수 중에서 가장 높게 나타나는 1649 Hz를 가지고 Eq. 1을 이용하여 계산한 진동감분 은
=0.32가 된다. 이 값은 우주발사체 선진국 에서 사용하는 액체-액체 추진제 연소기의 연소 안정성 영역(
: 0.1∼0.3)[4] 보다 다소 높게 나 타남으로써 A 모델은 주어진 조건에서 고주파 연소안정성을 가진다고 하겠다.
×
(1)
3. 맺 음 말
75톤급 기술검증용 액체로켓엔진 연소기의 저 압 조건에서 수행된 연소시험으로부터 다음과 같은 분석결과를 얻을 수 있다.
1. TDM#1과 TDM#2의 저압 연소시험에서 발생 한 자발 불안정은 분사기의 수력학적 특성으 로 산화제 매니폴드와 연소실 간의 동 특성을 안정화 시키지 못한 차압 조건에서 발생한 것 으로 판단되며, TDM#1의 경우 산화제 차압 을 3.5 bar로 증가시키고 연소압력이 30 bar 인 환경에서 자발 불안정 문제는 해결되었다.
2. TDM#1의 분사기에 비해 14% 유량이 증가된 분사기가 사용된 TDM#2는 자발 불안정을 방 지하기 위해서 산화제 차압을 3.5 bar 보다 높게 유지할 필요가 있으며, 이 연소기에 대 한 정적 평가 시험은 향후 75톤 시험설비가 구축되면 증가된 차압 조건에서 수행할 예정 이다.
3. TDM#1의 저압 조건에서 수행된 동적 평가 결과는 우주발사체 선진국에서 사용하고 있는 기준 값에 비해 다소 높게 나타났으며, 이것 으로부터 이 연소기는 연소압력 30 bar, 혼합
비 2.59 조건에서 고주파 연소안정성을 가진 다고 하겠다.
참 고 문 헌
1. 한영민외 6인, “75톤급 액체로켓엔진 연소기 기본설계,” 한국추진공학회 추계학술대회, 2009, pp.125-129
2. 이광진외 6인, “75톤급 액체로켓엔진 연소기 의 기술검증 시제 제작”, 한국추진공학회 추 계학술대회, 2009, pp.608-612
3. Hurlbert, E. A., Sun, J. L. and Zhang, B.,
"Instability Phenomena in Earth Storable
Bipropellant Rocket Engines," Liquid Rocket Engine Combustion Instability, edited by Yang, V. and Anderson, W. E., Vol. 169, AIAA, Washington, DC, 1995, pp.113-142 4. Dranovsky, Mark L., "Combustion
Instabilities in Liquid Rocket Engines:
Testing and Development Practices in Russia," Vol. 221, Progress in Astronautics and Aeronautics, AIAA, Inc., 2007
5. 서성현, 이광진, 최환석, "액체로켓 엔진 연소 장치의 연소 안정성 평가 기준에 대한 연구,“
한국추진공학회지, 제13권 제6호, 2009, pp.34-40
