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최근 우주개발 선도국들의 우주추진시스템 시장이 지향하고 있는 저비용⋅재사용, 고효율, 친환경성 등은 뉴 스페이스 시대(New Space Era)의 우주개발 지평을 확장시키고, 관련 시장의 부가가치를 극대화하기 위한 필수 요소이다. 친환경 추진제 중 하나인 메탄은 케로신에 비해 약 35% 정도의 가격으로 저렴하고, 프로판과 케로신에 비해 coking limit이 뛰어나며, Fig. 1에 명시한 바와 같이 이상비추력이 우수하여 재사용 로켓에 적합하다[1,2]. 또한 메탄은 Sabatier process를 통한 제조 용이성을 보유하고 있어, 메탄이 풍부한 목성형 행성 및 이들 위성에서의 현지자원활용성(In-situ Resource Utilization, ISRU)을 가지고 있다[3]. 이에 비해 메탄이나 케로신보다 밀도 비추력이 낮은 수소는 환경친화적이지만 폭발의 위험성이 크고 끓는점이 20 K로 매우 낮은 극저온 물질로서 취급과 저장에 초 단열 기술이 요구된다[2]. 그러므로, 메탄은 여러 종류의 탄화수소계 연료 중에서 저비용, 고효율, 친환경 로켓 연료를 대표한다고 할 수 있다. 이와 같은 이유에서, 미국항공우주국(NASA)과 민간우주 산업체의 선두 주자인 SpaceX를 비롯하여 러시아, 유럽, 일본 그리고 중국 등의 우주기술 선도국에서 경제성을 고려한 차세대 엔진으로 메탄을 연료로 하는 로켓엔진 개발에 박차를 가하고 있다[4-12].

Fig. 1 
Ideal specific impulse of various propellant combinations[1].

Table 1에 명시된 바와 같이 다양한 액체연료-액체산화제 추진제 조합의 특성길이(characteristic length, L*) 추천 값에 대한 자료는 존재하지만, 비교적 최근에서야 연구가 활발해진 액체메탄-액체산소 추진제 조합에 대한 특성길이 값에 대한 자료는 아직 알려진 바가 없다[13].

연소실 체적과 노즐 목면적의 비에 의해 정의되는 특성길이는 분사된 추진제의 혼합과 기화의 효율에 관계하는 유동 체류 시간(flow residence time)에 직접적인 영향을 미친다[14]. 일반적으로 연소실의 특성길이가 증가할수록 특성속도는 점근 최댓값(asymptotic maximum)까지 증가하지만, 연소실의 체적과 질량이 증가하고, 냉각시켜야 하는 표면적이 증가하여 추가적인 열 손실이 발생하며, 연소실에서의 마찰손실 또한 증가하여 노즐에서의 정체 압력(stagnation pressure)과 정미 추력(resultant thrust)이 감소하게 된다[13]. 즉, 특성길이가 일정값 이상으로 증가하면 전반적인 엔진시스템의 성능이 저하되는 결과를 초래하게 된다. 이에 따라 본 논문에서는 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 핵심요소 부품 중 하나인 연소실의 특성길이 최적설계 제원 도출을 위해 특성길이에 따른 지상연소시험을 수행하여 연소성능을 분석하였다.

본 연구팀은 선행연구로 스월인젝터 및 전단인젝터를 이용한 확산화염의 연소특성과 리세스에 따른 인젝터의 성능특성을 연구한 바 있다[15,16]. 또한, 메탄을 추진제로 사용하는 로켓엔진의 연소실 종횡비(aspect ratio, R_a=L_c/D_c)에 따른 연소성능을 비교하기 위해 특성길이를 1.71 m로 고정하고 연소실의 종횡비를 1.5, 1.8, 2.1로 변화시켜 지상연소시험을 수행하였고, 그 결과 종횡비에 따른 연소성능의 변화는 미미한 것으로 확인되었다[17,18].

성능평가시험을 수행하기에 앞서 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 이론성능분석을 위해 연소실에서의 화학반응을 화학평형 상태로 가정하여 CEA(Chemical Equilibrium with Applications) 해석을 수행하였다. CEA 해석을 통해 이론 비추력, 최적 팽창비, 최적 추진제 혼합비, 목표 추력에 따른 총 추진제 유량 등을 결정하였다. 특성길이 변화에 따른 연소성능 비교를 위해 결정된 설계변수를 모두 고정하고 특성길이를 1.37 m, 1.71 m, 2.06 m로 변화시켜 시험평가를 진행하였다. 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 이론성능변수 및 시험에 사용한 특성길이를 Table 2에 요약한다.

200 N급 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 성능시험평가를 위한 시험 장치는 로켓엔진, 정밀추력측정장치(Thrust Measurement Rig, TMR), 데이터 수집 및 제어장치(Data Acquisition and Control System, DACS) 및 센서, 유량제어밸브(Flow Control Valve, FCV) 그리고 연료와 산화제를 필요압력으로 공급하는 추진제 공급장치(Propellant & Pressurant Supply System, PPSS) 등으로 구성되며 Fig. 2와 Fig. 3에 도시한다.

Fig. 2 
P&ID of experimental setup[18].

Fig. 3 
Experimental setup.

소형로켓엔진은 인젝터와 점화기, 연소실 그리고 초음속 노즐 등으로 구성되어 있다.

인젝터는 연소불안정성이 낮고 추진제 미립화 성능이 우수하여 높은 연소효율을 갖는 스월인젝터를 단일 동축형으로 사용한다. 본 시험에서 사용된 단일 동축형 스월인젝터는 액체산소가 중심부에서 스월형태로 분사되고 기체메탄은 환형부에서 축 방향으로 스월없이 분사된다.

점화기는 토치 스파크 방식이고, 점화기에 일정한 유량의 산화제와 연료를 공급하기 위해 유량제어기(Mass Flow Controller, MFC)가 사용된다. 점화 전 일정시간 우회로(bypass)를 통해 유량이 흐르도록 하여 유량제어기의 반응 필요 시간으로 인해 야기되는 점화 지연(ignition delay)을 최소화하였다.

연소실 설계의 핵심 변수인 특성길이의 경우, 이론성능해석을 통해 도출한 열역학적 상태량과 Spalding의 1차원 액적 기화 해석을 이용하여 구하였다[19]. Spalding의 식은 Eq. 1과 같으며, B, L*, T₀, ξ, M₁, r₀는 Spalding 수, 특성길이, 연소실 내부 온도, 축 방향 거리, 연소실 내부에서 완전연소된 기체의 마하수(Mach number), 액적반경 등을 각각 나타낸다. 식을 통해 계산된 특성길이는 1.71 m이고, 특성길이를 매개변수로 하는 연소성능 평가를 위하여 식에 의해 계산된 특성길이의 ±2%에 해당하는 1.37 m와 2.06 m의 연소실을 추가로 설계 및 제작하였으며 Fig. 4에 보이고 있다. 시험 시 연소실압을 측정하기 위해서 Omega Engineering의 PX409-750AI 모델을 사용하였다. 이 제품의 최대 측정가능 압력은 51.7 bar(750 psia)이고, ±0.05%의 정밀도와 ±0.03%의 선형성을 갖는다.

Fig. 4 
Combustion chamber with varying characteristic length.

초음속 노즐은 진공과 같은 우주 공간에서의 작동을 목표로 팽창비를 50으로 설정하였으나, 성능평가를 위한 지상연소시험 시 배압에 의한 노즐 내부의 충격파나 유동 박리(flow separation)의 발생에 대비하여 팽창비 3.2의 벨형 노즐(bell nozzle)을 선택하였고, Rao 작도법[20]을 활용하여 설계 및 제작하였다.

정밀추력측정장치는 레일 시스템을 이용한 수직 1분력 측정 장치로, 추력손실을 감소시키고자 추력이 작용하는 방향으로 저항이 최소화되도록 설계하였다. 추력은 Omega Engineering의 LC203-100 모델의 로드셀을 사용하여 측정하였다. 이 로드셀의 최대 정격 하중은 100 lb(444.97 N)이고, ±0.15%의 선형성과 ±0.05%의 반복성을 갖는다. 연소시험 전 TMR에 소형로켓엔진과 계측장비 그리고 유량제어밸브가 모두 연결된 상태에서 교정용 추(calibration mass)를 이용하여 TMR의 정밀보정을 수행하여 보정 곡선을 산출한다.

정밀유량계로는 Emerson의 코리올리 유량계인 CMF025M 모델을 사용하며, 이 정밀유량계는 극저온 유체와 일반 유체에서 각각 ±0.35%와 ±0.1%의 정밀도를 갖는다.

산화제의 선공급으로 액체산소 공급 배관을 냉각시킨 후 점화기가 작동되고, 그 직후 기체메탄이 공급되면서 로켓엔진의 연소가 시작된다. 기체메탄의 공급 유량은 약 10 g/s(설계 유량의 약 78.7%)로 유지하였다. 본 연소시험에 사용한 로켓엔진은 냉각시스템을 적용하지 않아 부품 파손 및 안전을 고려하여 연소 시간을 5.5초로 고정하였다.

압력, 추력, 유량 등의 데이터는 100 Hz로 샘플링되어 DACS를 통해 실시간으로 저장되며, 연소시험은 National Instrument의 LabVIEW 프로그램을 사용하여 진행되었다.

지상연소시험시 산화제 공급압 및 특성길이에 따른 연소실압과 당량비를 Table 3에 요약한다. 기체메탄의 유량은 약 10 g/s로 유지한 채 산화제 공급압을 조절한다. 공급압이 증가할수록 당량비는 줄어들게 되므로 산화제 공급압이 220 psia일 때의 당량비는 연료과농상태(fuel-rich condition)이며, 255 psia와 320 psia일 때는 연료희박상태(fuel-lean condition)임이 확인된다. 메탄의 경우 화학평형 해석에 따르면 이론당량비보다 연료과농상태에서 비추력이 더 높게 나타나는 바, 당량비를 조절하면 산화제 공급압 255 psia와 320 psia인 현재의 시험 결과에 비해 보다 높은 비추력을 확보할 수 있을 것임이 예상된다.

특성길이 변화에 따른 산화제 공급압 220 psia에서의 시험에 대한 추진제 주입압력, 연소실압, 추력 그리고 추진제 질량유량을 Fig. 5에 도시한다. 추진제의 질량유량은 추진제 탱크 후단에서 측정하였으며 추진제의 주입 압력(injection pressure)은 주 밸브 후단과 인젝터 전단 사이에서 측정하였다. 연료 주입 500 ms 전 추진제 주입압력에서 노이즈가 확인되며, 이는 스파크 점화기가 작동되는 동안에만 압력센서에서 관찰되는 바, 측정데이터의 노이즈는 전류의 간섭에 의한 영향으로 판단된다. 연료 주입 약 300 ms 후 안정적인 추력성능이 나타나고, 연소시험 종료 후 산화제 주입압력에서 tail-off 현상을 관찰할 수 있는데 이는 산화제 주 밸브와 인젝터 전단 사이의 유로 부피인 드리블 볼륨(dribble volume) 내 액체산소 증발의 영향으로 판단된다. Fig. 5(a)에서 추진제 주입 3 s 이후 주입 압력과 연소실압 그리고 추력에서 심한 진동(fluctuation)을 확인할 수 있으며, 또한 이 때의 플룸(plume)은 매우 불안정함을 관찰할 수 있었다. 이는 작은 특성길이에 기인하는 연소불안정으로 판단된다.

Fig. 5 
Test results at 220 psia of LOx supply pressure according to characteristic length variation.

특성길이 변화에 따른 비추력 I_sp와 특성속도 C*의 비교를 Fig. 6에 나타낸다.

Fig. 6 
Comparison of characteristic velocity and specific impulse with LOx supply pressure variation.

비추력은 연소실 및 인젝터 뿐만 아니라 노즐 성능의 영향도 받는다. 이에 본 지상연소시험에 사용한 로켓엔진은 탈설계 시험조건에서 성능평가를 수행하였으며, 주변 압력(ambient pressure)으로 인한 유동 박리를 고려하여 fully expanded nozzle이 아닌 cut-out nozzle을 채택하였다. 그 결과, 비추력의 증감에 대한 경향은 볼 수 있지만, 정확한 수치의 신뢰성은 확보되지 않는다. 추력계수 역시 로켓엔진의 성능분석을 위한 핵심 지표 중 하나이지만 노즐 성능의 영향을 많이 받으므로 이에 대한 성능 비교 분석은 수행하지 않았다.

Table 3의 특성길이에 따른 연소실압과 당량비를 참조하면서 Fig. 6에 도시한 비추력의 경향을 살펴보면 동일한 산화제 공급압에서 특성길이의 변화는 연소실압과 당량비의 변화를 동반하는데, 유사한 연소실압에서는 연료과농상태가 될수록 비추력 성능이 양호해진다는 사실을 관찰할 수 있다.

로켓엔진의 성능과 관계하는 또 다른 지표인 특성속도는 추진제의 유량, 연소실압 그리고 노즐의 목직경 값으로 구한다. 특성속도는 연소효율의 영향을 받으며 비추력과는 다르게 노즐 성능과 무관하다.

특성속도는 특성길이 1.37 m에서 가장 낮고, 점차 증가하여 특성길이 1.71 m를 지나 최고점을 거쳐 2.06 m까지 다시 낮아지는 경향을 보인다. 이는 특성길이가 일정값 이상으로 길 경우, 연소실에서 추가적인 열 손실 및 마찰손실이 발생하여 엔진 성능에 영향을 미치는 것으로 판단된다.

특성길이와 산화제 공급압력에 따른 특성속도의 이론성능은 CEA code[21]를 사용하여 도출하였고 이를 측정값과 비교한 효율을 Fig. 7에 도시한다. 특성속도 효율은 Fig. 6에 도시한 특성길이 선도와 유사한 경향을 보인다. 그러나 Fig. 7의 산화제 공급압 255 psia 그래프를 살펴보면 특성길이 1.71 m에서의 효율이 특성길이 2.06 m에서의 효율과 유사하다는 사실이 확인된다. 일반적인 로켓엔진의 특성속도 효율은 95%가 넘지만 시험평가가 이루어진 9가지 경우 모두 특성속도 효율이 95%를 넘지 못하는 것은 특성길이에 의한 영향이라기보다는 추진제를 분무하고 미립화(atomization)하는 인젝터의 성능에 의한 영향이라고 사료되는 바, 인젝터 설계형상에 따른 성능변이 연구가 추가로 요구된다.

Fig. 7 
Efficiencies of characteristic velocity with characteristic length variation.

200 N급 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 특성길이 1.37 m, 1.71 m, 2.06 m에 대한 지상연소시험을 수행하였다. 또한, 시험평가를 통해 확인한 성능특성을 CEA 해석으로부터 구한 이론성능과 비교 및 분석하였다.

연소시험 결과, 특성길이가 1.37 m에서 증가함에 따라 특성속도도 증가하였으며 1.71 m를 지나 최고점을 통과하여 2.06 m까지 감소하였다. 특성길이가 짧고 연소실압이 낮을 경우 연소 불안정이 발생하였다. 그래프의 경향을 관찰하였을 때 최적의 특성길이는 1.71 m와 2.06 m 사이에 존재하는 것으로 확인되지만, 주어진 시험조건에서 최적의 특성길이를 찾기 위해서는 추가적인 시험이 요구된다.

특성길이에 따른 지상연소시험을 통해 기체메탄-액체산소 추진제 조합에 대한 최적 특성길이 범위를 도출할 수 있었다. 본 시험 결과를 기반으로 인젝터 설계형상을 포함한 추가적인 연소실 최적화 연구를 수행할 예정이다.