技術論文
75톤급 채널냉각 연소기 저압연소시험
임병직*†․ 한영민* ․ 김종규** ․ 최환석*
Low Pressure Firing Tests of 75-tonf-Class Channel Cooling Thrust Chamber
Byoungjik Lim*†․ Yeoung-Min Han* ․ Jong-Gyu Kim** ․ Hwan-Seok Choi*
ABSTRACT
Firing tests have been carried out for a technology demonstration model of 75-tonf-class combustor which is to be used on the liquid rocket engine of a Korean space launch vehicle. Firing tests were done at 50% of the nominal flow rate because of incapability of the test facility and limit of the test bed strength. Through the low pressure firing tests of 75-tonf-class channel cooling thrust chamber, operability and stability at the ignition and combustion phases were confirmed. Additionally it was foreseen that the 75-tonf-class thrust chamber would satisfy the performance requirements.
초 록
한국형발사체 엔진에 사용될 예정인 75톤급 연소기 채널냉각형 기술검증시제에 대한 연소시험을 수 행하였다. 설비 공급 능력과 구조물 강도 제한으로 정상 유량의 50% 수준에서 시험이 수행되었다. 75 톤급 채널냉각 연소기의 저압연소시험을 통해 점화구간과 연소구간에서의 작동성과 안정성이 확인되었 다. 더불어 75톤 연소기의 성능요구조건을 만족시킬 수 있을 것으로 추정할 수 있었다.
Key Words: Technology Demonstration Model(기술검증시제, TDM), Kerosene(케로신), Regenerative Cooling(재생냉각), Firing Test(연소시험), Thrust Chamber(연소기), Cyclogram(사이클로 그램), Characteristic Velocity(특성속도)
접수일 2010. 7. 5, 수정완료일 2010. 12. 20, 게재확정일 2010. 12. 27
* 종신회원, 한국항공우주연구원 연소기팀
** 정회원, 한국항공우주연구원 연소기팀
†교신저자, E-mail: [email protected] 1. 서 론
한국항공우주연구원에서는 액체추진과학로켓 (KSR-III)에 적용하기 위해 개발한 13톤급 국내
최초 가압식 액체로켓엔진에 이어 30톤급 재생 냉각형 액체로켓엔진 연소기에 대한 설계, 제작, 연소시험을 완료하였다. 국내기술로 개발되어 발 사체에 최초로 적용될 계획인 한국형발사체 액 체로켓엔진은 75톤급의 개방형 사이클(Open Cycle) 엔진이다. 75톤급 연소기 개발을 위한 기 술 준비수준의 점검을 목적으로 하는 기술검증 시제(TDM)는 30톤급 연소기 개발과정에서 검증
되었던 많은 부분(와류형 분사기, 재생냉각, 막냉 각, 코팅, 분사기형 배플, 점화제 공급방식 등)을 적용하여 개발 중이다[1].
30톤급 연소기에서 적용되었던 이와 같은 기 술들이 대형화된 75톤급 연소기에도 안정적으로 적용 가능하고 제작성에도 문제가 없는지 등을 확인하기 위해 TDM이 설계, 제작되었다[1, 2].
하지만 75톤급 연소기를 설계조건에서 시험하 기 위한 설비가 준비되지 않은 상황이기에 연소 기 작동조건에서의 성능 검증은 불가능하였다.
시험설비에 의한 제약을 극복하고 기 제작된 75 톤급 연소기 TDM을 이용하여 75톤급 연소기의 성능을 예측하고 작동의 안정성을 검증하기 위 한 방법으로 연소기의 저압 연소시험(시험 설비 최대 추력 조건)이 제안되었다.
이것은 동일한 추진제(액체산소, 케로신)를 사 용하고 정상 연소압력(6.0 MPa)이 일치하는 30 톤급 연소기에서 수행한 저압(~3 MPa) 연소시험 결과[3]가 존재하기 때문에 가능한 것으로 이번 논문의 대상이 되는 75톤급 연소기가 30톤급 연 소기에 비하여 2배 이상 추력이 증가하였지만 정상 연소압력이 6.0 MPa로 동일하고 유사한 수 준의 잔류시간(75톤급: 2.2 msec, 30톤급: 2.5 msec)을 가지고 있다. 그리고 75톤급 연소기에 사용된 분사기 역시 30톤 연소기에 성공적으로 사용된 동축 와류형 분사기 유량을 3% 증가시킨 수준으로 거의 유사하다고 할 수 있다. 또한 본 논문의 대상 연소기는 헤드부와 추력실부가 분 리되는 구조로 완벽한 재생냉각 형태가 아니기 때문에 냉각 성능이 연소 특성에 변화를 주지는 않을 것이지만 연소실 내벽을 보호하기 위한 냉 각채널 설계 역시 30톤급 연소기와 동일한 제한 조건(유속, 냉각채널 벽면 최대온도 등)을 기준 으로 설계되어서 냉각채널에서 측정된 냉각 케 로신의 온도 역시 그 경향성이 비슷할 것으로 추정할 수 있다.
따라서 30톤급 연소기 저압(~3.0 MPa), 정상 연소압(6.0 MPa) 시험, 그리고 본 논문에서 수행 된 75톤급 저압(~3.0 MPa) 연소시험을 조합하면 75톤급 연소기 정상 연소압(6.0 MPa)에서의 특 성을 논리적으로 유추하는 것이 가능할 것으로
판단된다.
이러한 판단에 따라 해당 연소기를 이용한 저 압 연소시험을 준비하게 되었고 그 사전 단계로 실 추진제를 이용한 헤드부 추진제 충전시간, 분 사 차압 등의 헤드부 수력학 특성파악을 위한 수류시험과 자발 착화성 추진제를 이용한 점화 특성 및 연소기 작동 시퀀스 파악을 위한 시험 이 수행되었다[4]. 헤드부 수력학 특성과 점화 특성 및 시퀀스가 설정된 이후에 내열재 연소실 을 이용한 저압에서의 연소성능시험과 안정성 평가시험[5]이 수행되었는데 1750 m/s 이상의 높은 연소특성 속도를 보여주었고 본 논문에서 적용된 연소기 헤드의 경우 연소안정성 평가시 험(Stability Rating Test, SRT)에서도 외부 교란 후 1.3 msec의 감쇠시간을 가지는 안정적인 특 성을 보여주었다.
내열재 연소실을 이용한 헤드부 특성과 연소 안정성 확인이 완료된 이후 채널냉각 연소실을 이용하여 냉각채널을 통한 케로신 공급시간과 냉각채널에 가공되어 연소실로 케로신을 분사하 는 막냉각 특성 파악을 위한 케로신 수류시험과 막냉각 분사 조건에서의 연소시험 시퀀스 확정 을 위해 점화시험[6]이 수행되었고 본 논문의 주 제인 저압 연소시험[7]도 완료되었다.
2. 연소기 구성과 시험조건
2.1 기술검증시제
채널냉각 연소실 저압연소시험에 사용된 75톤 급 연소기 TDM에 대한 규격 및 성능요구사항은 참고문헌[1]에 상세히 기술되어 있으며 연소기의 단면 형상은 Fig. 1에서 확인할 수 있다. Fig. 1 에 나타난 바와 같이 연소기는 분리형으로 제작 되었으며 개발 초기 단계에서 연소기 헤드 및 연소실의 조합을 변경하여 성능시험이 가능하도 록 하여 비용 및 성능 검증의 효율성을 높일 수 있다. 본 논문에서 다루는 채널냉각 연소실은 연 소기 개발 초기 단계에서 헤드부와 연소실 부를 분리형으로 구성하고 작은 노즐 확대비에서 연 소실을 통한 열전달, 막냉각, 점화특성 등을 파
1 2 4 3
5 6
Fig. 1 Sectioned Drawing of 75-tonf-Class Channel Cooling Thrust Chamber
악하기 위해 제작되었다.
2.2 시험조건
앞서 언급한 바와 같이 기술검증 목표인 75톤 연소기 TDM을 정상추력과 유량으로 시험할 수 있는 설비가 아직 갖춰지지 않은 상황으로 설비 구축을 위한 예비설계가 진행되고 있다(Fig. 2).
시험설비의 부재로 인해 현재 활용이 가능하 며 30톤급 연소기 개발이 주로 이루어졌던 한국
Fig. 2 Preliminary Plan of the Test Facility[8]
연소압력 (bar)
추력 (tonf)
유량(kg/s)
O/F 추진제 냉각연료 30 ~30 121.8 ~35 2.45
Table 1. Firing Test Conditions
항공우주연구원내 지상연소시험장(ReTF)을 활용 하게 되었으며 공급배관, 운용압력, 구조물 강도 등 지상연소시험장에서 운용 가능한 최대 유량 과 추력을 기준으로 연소시험의 목표를 설정하 고 조건을 결정하게 되었다(Table 1).
3. 시험결과
채널냉각 연소실을 이용한 저압연소시험에서 는 헤드부로 공급되어 연소에 직접 참여하는 추 진제 케로신과 연소실 채널냉각을 위해 공급되 는 냉각 케로신이 독립적으로 운용되어 각각의 유량을 필요에 따라 조절하여 연소시험을 수행 할 수 있다.
냉각 케로신은 Fig. 1의 노즐 끝에 장착된 플 랜지(1)를 통해 공급되며 냉각채널을 통과하면서 연소실 내벽을 냉각하고 연소실 입구에 장착된 플랜지(6)를 통해 외부로 보내지게 된다. 냉각 케로신 중 일부는 내벽에 가공(3, 5 위치)된 막 냉각 구멍을 통해 연소실 내부로 분사된다.
제작 단계에서 크게 3개 부분(연소실 실린더 부, 노즐목부, 노즐 확장부)으로 나뉘어 기계가공 되고 용접을 통해 연결된 연소실은 각 접합부(2, 4 위치)와 막냉각(3, 5 위치)에서 온도와 압력 측 정이 가능하며, 채널냉각 케로신의 입구와 출구 조건을 확인하기 위해 연소실과 연결되는 플랜 지 부분에서도 온도와 압력을 측정한다.
Fig. 3 Low Pressure Combustion Test of Channel Cooling Thrust Chamber
연소시험을 위한 사이클로그램은 냉각채널의 수력학적 특성과 막냉각 케로신을 포함한 점화 특성을 파악하기 위해 사전에 수행된 수류시험 과 점화시험[6]을 통해 확정되었다. 채널냉각 연 소실을 이용한 2회 연소시험에서 연소시간은 각 각 4초와 8초이다.
3.1 압력과 유량
연소시험을 통해 획득하는 압력과 유량 데이 터는 전체 연소기의 성능을 확인할 수 있는 가 장 기본적인 값이다. 본 연소시험에서 획득한 데 이터 중 헤드부 성능과 관련된 결과(헤드부 차 압, 분사유량 등)와 압력 교란에 대한 연소실의 감쇠 능력은 내열재 연소실을 이용한 저압연소 시험 결과에서 충분히 논의된 바 있다[5].
Figure 4에 나타난 결과는 2회 연소시험에서 계측한 냉각채널 각 위치에서의 압력과 냉각 케로신 유량, 연소실 압력이며 Table 2는 정상 상태 구간에서 0.2초간의 데이터를 평균하여 정 리한 것이다. 그래프에 표시된 숫자는 Fig. 1에 있는 측정 위치를 나타낸다. 냉각 케로신 유량 이 목표(Table 1)와 비교하여 10% 이상 초과 공 급되는 현상은 수류시험[6] 과정에서 확인하였 었지만 연소실의 냉각성능 및 연소특성 확인에 문제가 되지 않아 수류시험 이후에 설비에 장 착된 오리피스를 조절하지 않고 연소시험을 진 행하였다.
설계조건을 벗어난 연소시험이기 때문에 연소 구간의 시간을 4초, 8초로 상대적으로 짧게 하여 성능 확인만 가능하도록 하였지만 냉각 채널을 통해 공급되는 케로신의 유량과 압력이 정상 연 소구간 동안 안정적으로 유지되는 것을 확인할 수 있었으며 2회의 연소시험 이후에 확인한 연 소기 내부도 특이사항 없이 깨끗한 상태를 유지 하고 있었다(Fig. 5).
성능적인 측면에서 냉각채널 연소실을 이용한 저압 연소시험 결과에서도 내열재를 이용한 연 소시험 결과[5]와 마찬가지로 특성속도(C*)가 연 소기 개발 목표인 1730 m/s보다 높게 나타났기 때문에 75톤 연소기 설계조건에서도 충분히 요 구규격을 만족할 것으로 예상된다.
Test#1
Test#2
Fig. 4 Test Results - Pressures and Flow Rate
Test # Pc
(bar) m˙
tot
(kg/s) m˙
cool
(kg/s) O/F Tc (tonf)
C*
(m/s) 1 (4sec) 29.5 122.9 39.6 2.33 28.9 1746 2 (8sec) 30.0 124.1 39.9 2.35 29.3 1758
- Pc : chamber pressure near the head plate - Tc : Thrust, C* : characteristic velocity - m˙
tot : total flow rate of propellants - m˙
cool : flow rate of cooling kerosene
Table 2. Test Results - Pressures and Flow Rate
연소실 냉각채널을 통해서 연소실 내부로 공 급되는 막냉각 유량은 연소실 구조상의 이유로 인하여 센서를 통한 계측이 불가능하기 때문에 냉각채널에서 측정된 압력(Fig. 1의 3, 5번 위치) 과 연소실 압력, 막냉각링에 대해 수행한 수류시 험의 유량계수 값을 이용하여 간접적으로 계산 한다. 계산된 막냉각 유량은 연소에 사용되는 연 료 유량의 11.2 ~ 11.3% 값을 나타낸다(Table 3).
이 값은 추진제 연료 유량의 10%를 목표로 하는 설계 값을 초과하는 값이다. 하지만 냉각채널로
Fig. 5 Nozzle Wall(left) and Mixing Head(right) after 2 Times Firing Tests
Test
#
m˙
fuel
(kg/s) m˙
F/C
(kg/s)
Ratio (m˙
F/C/m˙
fuel) 1 36.87 4.149 11.3%
2 37.09 4.151 11.2%
- m˙
fuel : flow rate of kerosene injected to combustor through injectors
- m˙
F/C : flow rate of kerosene injected to combustor through 1st and 2nd film cooling holes
Table 3. Flow Rate and Ratio to Kerosene of Film Cooling Kerosene
공급된 냉각연료 유량이 설계 유량에 비하여 10% 정도 높게 공급된 것을 고려하면 재생냉각 으로 연소기를 구성하고 연소시험을 수행하면 설계 목표에 근접한 추진제 연료 유량의 10.4 ~ 10.5% 유량을 연소실로 공급할 것으로 예상된다.
3.2 온도
채널냉각 연소실의 작동성, 냉각성능, 연소실 에서 전달되는 열유속 특성 등을 파악하기 위해 연소실 냉각채널 5 개소에서 온도를 측정하였으 며 그 결과를 Fig. 6에 나타내었다.
연소시험을 통해 냉각채널의 열적평형상태를 확인하기 위해서는 20초 이상의 연소시간이 필 요하다. 하지만 2회의 연소시험은 각각 4초, 8초 의 짧은 시간동안 수행되어 압력과 유량의 결과 와는 다르게 측정된 온도결과가 평형 상태에 도 달하지 않은 상태에서 종료되었다. 정상상태에 도달할 수 없는 연소시간으로 시험을 수행한 것 은 본 연소시험 조건이 실제 연소기 작동에서는 짧은 시간에 지나가는 구간으로 온도의 평형상
Test#1
Test#2
Fig. 6 Test Results - Temperatures
태가 중요하지 않기 때문이며, 이 정도의 시간으 로도 목표로 하는 30톤급 연소기와의 결과 비교 가 충분히 가능하기 때문이다.
4초 연소시험은 냉각채널(3, 4)과 출구(6)에서 의 온도가 감소하는 상태에서 연소가 종료되었 고, 8초 연소시험에서는 감소 후 다시 상승하는 경향을 보이며 연소가 종료되었다. 하지만 온도 변화 양상이 30톤급 재생냉각 연소기를 이용한 저압연소시험[3]의 초기 경향과 거의 동일한 상 황으로 연소시험시간이 8초 이상으로 늘어나도 케로신 온도가 지속적으로 상승하지는 않을 것 이다.
또한 30톤급 재생냉각 연소기의 저압연소시험 결과에서 유사한 O/F에 대한 결과를 참고하면 75톤급 연소기의 설계조건에서 나타날 수 있는 추가적인 온도상승은 10 K를 넘지 않을 것이다.
3.3 압력섭동
일반적으로 연소기에서의 압력섭동은 연소기
헤드부의 특성으로 언급된다. 본 연소시험에 사 용한 연소기 헤드부는 동일한 시험조건에서 내 열재 연소실을 이용하여 연소안정성 및 외부 교 란에 대한 감쇠특성 등이 이미 검증되었으며[5]
안정적인 연소가 이루어짐을 확인한 상태이다.
Figure 7은 축방향으로 동일한 위치에 존재하 는 2개의 센서를 이용하여 연소시험 과정에서 발생하는 연소실에서의 압력섭동 결과를 보여준 다. 4초, 8초 시험에서 정상상태를 나타내는 구 간의 압력섭동을 RMS(root mean square) 값으 로 나타내면 각각 0.26, 0.30 bar로서 연소압력의 0.9%, 1.0%에 해당한다. 이 결과는 내열재 연소 실을 이용한 연소시험[5]에서 1.7%, 1.8%를 나타 낸 것과 차이를 나타내고 있다. 하지만 30톤급 연소기의 개발 과정에서도 동일한 경향이 발생 하였으며 이것은 연소현상 자체에서 기인한 것 보다 내열재 연소실과 채널냉각 연소실의 구조 차이에서 발생하는 센서의 장착방식에 의한 영 향이 주요한 것으로 판단된다. 또한 30톤급 재생
Sensor-I
Sensor-II
Sensor-I
Sensor-II 8 sec test
8 sec test 4 sec test
4 sec test
Fig. 7 Test Results - Pressure Fluctuations
냉각 연소기 저압연소시험 결과를 고려하면 75 톤급 연소기 설계조건에서는 본 시험결과에서 발생한 압력섭동보다 절대 값은 증가하겠지만 연소압력에 대한 비율은 증가하지 않을 것으로 예상 가능하다.
4. 결 론
한국형발사체 액체로켓엔진에 적용 예정인 75 톤급 연소기의 기술검증시제(TDM)인 채널냉각 연소실을 이용한 2회의 저압 연소시험이 수행되 었다. 시험설비의 제약으로 정상유량의 50% 수 준에서 연소시험이 수행되었지만 냉각채널로 공 급된 케로신이 직접 막냉각을 위해 분사되는 연 소실을 활용하여 추진제 공급, 점화, 연소까지의 시험 절차를 확립한 중요한 의미를 가진다.
더불어 2회의 냉각채널 연소기의 저압연소시 험과 30톤급 재생냉각 연소기 시험의 결과를 활 용하면 개발 중인 75톤급 연소기가 성능요구조 건인 특성속도 1730 m/s를 충분히 만족할 수 있을 것으로 예측되며 연소기 작동 전체 구간에 서 안정적인 연소가 가능할 것으로 판단된다.
대형화된 연소기에 적용된 재생냉각형 연소실 도 2회의 연소시험을 통해 하드웨어의 안정적인 작동성이 확인되었고 30톤급 연소기 저압연소시 험 결과와 비교하면 75톤급 연소기의 설계 작동 조건에서도 연소실 냉각이 충분할 것으로 예측 된다. 또한 냉각채널을 통해 연소실로 공급되는 막냉각 유량 역시 설계조건에 부합하는 결과를 보여주었기 때문에 대형화된 연소기에 적용된 설계 및 제작 기술의 검증이 기본적으로 이루어 졌다고 평가할 수 있다.
참 고 문 헌
1. 한영민, 김종규, 이광진, 서성현, 김성구, 유 철성, 최환석, “75톤급 액체로켓엔진 연소기 기본설계,” 한국추진공학회 추계학술대회, 2009, pp.125-129
2. 이광진, 김종규, 임병직, 서성현, 한영민, 유 철성, 최환석, “75톤급 액체로켓엔진 연소기 의 기술검증 시제 제작,” 한국추진공학회 추 계학술대회, 2009, pp.608-612
3. 한영민, 김종규, 이광진, 임병직, 안규복, 서 성현, 최환석, “30톤급 액체로켓엔진 재생냉 각 연소기 저압 연소시험 결과,” 한국추진공 학회 춘계학술대회, 2009, pp.71-74
4. 김문기, 한영민, 김종규, 안규복, 이광진, 최 환석, “75톤급 연소기의 기술검증 시제 수류 시험 및 점화시험,” 한국추진공학회 추계학 술대회, 2009, pp.97-100
5. 김종규, 안규복, 임병직, 김문기, 한영민, 최 환석, “75톤급 액체로켓엔진 연소기 저압연소
시험,” 한국추진공학회 춘계학술대회, 2010, pp.10-13
6. 강동혁, 임병직, 안규복, 서성현, 한영민, 최 환석, “75톤급 액체로켓엔진 채널냉각 연소 실 수류시험 및 점화시험,” 한국추진공학회 춘계학술대회, 2010, pp.25-28
7. 임병직, 한영민, 김종규, 서성현, 안규복, 김 문기, 이광진, 최환석, “75톤급 채널냉각 연 소기 저압연소시험,” 한국추진공학회 춘계학 술대회, 2010, pp.71-74
8. 임병직, 서성현, 김문기, 강동혁, 한영민, 최 환석, “75톤급 액체로켓엔진 연소기 시험설 비 기본설계,” 한국추진공학회지 제14권, 제5 호, 2010, pp.84-91
