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전체 공급 시스템의 모식도를 Fig. 4에 나타내었다. 설계 추진제 유량을 만족하기 위한 탱크 개수 및 배관 크기와 필요 구성품을 선정하였다. 메탄 라인의 경우 10.2 L 1개를 이용하였고, 산소 라인의 경우 10.2 L 2개를 병렬로 연결하였다. 또한, 각 라인에는 추진제 ON/OFF 제어를 위한 고압 솔레노이드 밸브와 유량 제어를 위해 볼밸브, 스텝모터와 기어로 제작한 유량 제어 밸브를 설치하였다. 메탄의 주 공급관은 1/2” 관으로 구성되어 있으며, 이후 인젝터로 공급하기 위해 2개의 1/4” 관으로 분기하였다. 그리고 산소의 주 공급관은 2개의 탱크에서 1/2” 관으로 클러스터링 되고 인젝터로 공급을 위해 4개의 1/4” 관으로 분기하여 공급하였다.

Fig. 4 
Schematic of flow path.

임무 달성을 위해서는 필요 유량을 정확히 공급하는 것이 필요하다. 이러한 유량은 공급에는 탱크 내 가스 압력, 밸브 개도율 등 여러 변수가 영향을 미친다. 실험 비용과 시간을 절감하기 위해 개별 구성품들에 대한 실험을 통해 정적 성능맵을 확보한 후, 이를 적용한 공급계에 대한 수학적 모델링을 수행하고 해석한 후, 다시 실험을 통해 검증하였다.

해석을 위해 관내 기체 흐름의 시뮬레이션 정확도를 향상시키는 CFD(Computational Fluid Dynamics) 1D 방식이 적용된 상용 프로그램(Amesim)을 이용하였으며, 해석을 위한 추진제 공급 라인별 모델링을 Fig. 5와 같이 수행하였다. 실제 실험에서 사용하는 공급 라인의 배관 내경, 길이, 분기 라인, 인젝터 플레넘 챔버의 입, 출구 면적 및 부피 등의 수치를 모델링에 동일하게 적용하였다.

Fig. 5 
Propellant supply system modeling. (a) O2 Line (b) CH4 Line.

모델링 검증에 앞서 실제 공급 라인을 구성하고 공급 시스템 설계가 타당한지 확인하였다. 분사 유량은 최종 인젝터 플레넘 챔버의 압력과 출구 면적에 의해 Eq. 1을 통해 설계하였으며 실험적으로 검증하였다. 실험적으로 탱크 무게 변화로 측정된 평균 분사 유량과 Eq. 1로 계산된 평균 유량을 비교하였고 최대 5%의 오차를 확인하였다. 또한, 구성한 모델링이 실제 실험을 모사하는지 확인하고자 검증을 수행하였다. 유량 제어 밸브가 완전히 개방된 상태에서의 분사 실험 결과와 시뮬레이션 결과를 비교하였고 이를 Fig. 6에 나타내었다. 라인 내 구성품 사이에 위치된 압력과 분사 유량을 비교하였다. 분사 유량은 인젝터 플레넘 챔버의 압력을 계측하여 Eq. 1로 추정된 값을 이용하였다. 분사 실험을 통해 정적 실험을 수행하였으며, 결과를 토대로 구성된 모델링을 통해 시뮬레이션을 수행하였다. 또한, 공급 유량 제어는 시간에 따라 유량 제어 밸브의 개폐율을 변경해야 하므로, 개폐율이 변경되는 동적 상황에서의 검증도 수행하였다. 검증을 위해 모델링에서 임의의 볼밸브 개폐율 구동을 입력하여 분사 시뮬레이션을 수행하고, 동일한 볼밸브 개폐율 구동을 분사 실험에 적용하였다. 시뮬레이션과 실험에서 시간에 따른 인젝터 플레넘 챔버에서의 압력과 분사된 유량을 비교하였으며, 이를 Fig. 7에 나타냈다. 압력, 유량 모두 최대 7%의 오차를 확인하여 추후 임무 수행을 위한 볼밸브 개폐율 선도를 도출하는데 적용하였다.

Fig. 6 
Comparison of experiment and M&S. (Keep the angle constant)

Fig. 7 
Comparison of experiment and M&S. (Change the angle with time)

연소실로의 필요 유량을 공급하는 인젝터는 연소불안정을 고려하여 유량 공급 시 형성되는 차압을 연소실 압력의 20∼25%로 설정하였다[12]. 필요 유량을 원활히 공급하기 위해 5개의 동축 홀을 갖는 다중 동축 인젝터를 설계하였고, 차압 조건을 위해 인젝터의 면적 설계를 진행하였다. 차압 계산은 인젝터의 플레넘 챔버와 연소실 사이의 면적 변화에 따른 손실을 고려한 계산식을 이용하였다.

인젝터 홀의 최소면적을 만족하고 20%의 차압을 만족하기 위해 인젝터 플레넘 챔버의 압력이 연료, 산화제, 막냉각제 각각 23 bar가 되도록 동축 홀과 슬릿의 크기 및 개수를 계산하였다. 계산된 인젝터의 홀 개수 및 형상 정보는 다음 Table 3.에 나타내었으며, Table 3를 이용해 설계한 인젝터의 형상 및 단면 모식도는 Fig. 8의 (a)와 (b)에 나타내었다. Fig. 8의 (a)에서 5개의 동축 홀 중에서 안쪽 홀은 연료를 분사하는 영역이고, 외부 환형 홀은 산화제를 분사하는 영역이다. 막냉각제의 경우 연소실의 벽면에서 노즐의 축과 평행하게 분사하기 위해 환형의 슬릿 형상으로 설계하였다.

Fig. 8 
Injector configuration. (a) Injector hole (b) Injector cross-section.

연소실 설계를 위한 연소가스의 물성치는 NASA에서 제공한 화학평형해석 코드를 이용하여 계산했고, 막냉각 유체가 이미 연소된 추진제와 섞이지 않고 벽면을 따라 일정하게 유지된다고 가정하였다. 따라서, 해석에는 추진제로 연료와 산화제만 적용하였으며, 해석을 통해 요구 추력과 요구 압력을 만족하는 연소기의 형상을 확보하였다.

도출된 연소기의 형상에 대해 막냉각을 포함한 필요 추진제 유량 확인하였다. 계산을 위해 Eq. 2의 추력 계산식을 이용하였다.

전체 추진제 대비 막냉각 유량의 비율은 전산해석을 통해 전체 추진제의 약 25%에서 냉각 성능이 우수함을 확인하였다. 이를 통해 요구 공연비 (O/F)를 만족하는 조건에서 계산 추력이 임무 프로파일을 만족하도록 유량을 산출하였다.

확보한 유량 조건에서의 냉각 성능을 확인하기 위하여 비반응 전산해석을 수행하고 온도 및 마하수 분포를 Fig. 9에 나타내었다. 연료와 산화제가 이미 반응하여 고온의 연소가스가 연소실 벽면에서 분사된다고 가정하였고, 막냉각제인 질소는 인젝터에 공급되어 연소실 벽면의 슬릿을 통해 분사된다고 가정하였다.

Fig. 9 
Temperature and Mach number of film cooling CFD result.

연소기 및 인젝터 모델의 1/4 형상에 대한 3차원 축대칭 해석을 수행했다. 연소실 및 노즐 벽면에서 y⁺ ≈ 1을 만족하는 173.4만 개의 격자를 생성하였으며, 정상상태 조건과 MUSCL 3rd order Coupled implicit 조건을 적용하였다. 난류 조건은 RANS, k - w SST 조건을 적용하였다. 경계조건은 2.2.2에서 계산된 추진제 유량을 적용하였다.

해석 결과, 벽면의 가스 온도는 노즐 목 근처에서 고온을 형성하고 이는 최대 1460 K로 연소기의 재질인 SUS316의 녹는점보다 낮은 것을 확인하였다. 이를 통해 3초의 임무 시간 동안 냉각이 가능할 것으로 판단하였으며, 정치 실험을 통해 검증하였다.

발사체는 임무 프로파일과 연소기 시스템의 추력을 고려하여 중량이 80 kg 이하가 되도록 설계했다. 밸브, 배관, 제어 보드 등 상용품의 무게를 반영하고, 남은 여유 중량을 만족할 수 있도록 프레임의 구조 최적화를 진행했다. Table 4와 Fig. 10을 통해 각 구성품의 무게 및 배치를 제시했다.

Fig. 10 
Structure and weight of components.

본 연구에서 개발한 기체 수직 착륙형 발사체의 외부 프레임은 무게와 제작성을 고려해 AL6061 상용 각 파이프(12X12, 1.5t)를 활용하여 설계했다. 팔각형 형태로 용접된 Radial 프레임과 Radial 프레임 간 수직 Axial 프레임 네 개가 용접되어 구성품을 지지할 수 있도록 설계했다. 프레임은 3단으로 분해, 결합이 가능하도록 설계하여 각 단마다 Fig. 11와 같이 유사한 구성품끼리 배치했다. 최상단에는 Control board, 3층 단에는 가스탱크, 2층 단에는 배관 구성품, 1층 단에는 TVC 구성품 및 엔진을 배치했다.

Fig. 11 
3-Stage frame.

발사체의 프레임 형상은 구조해석을 통해 발사체의 추력 및 중량을 버틸 수 있도록 설계했다. 무게 최적화를 위해 상용 구조해석 프로그램을 활용하여 정해석을 진행했다. 해석 소요시간을 줄이기 위해 각 층별, 구성품이 부착된 프레임에 구성품의 하중을 적용하여 최소 응력 안전계수 1.3 이상을 만족하도록 설계했다.

발사체의 자세 제어를 위해서는 엔진 추력 방향을 변경시킬 수 있는 TVC 설계가 요구된다. 본 연구에서는 TVC를 구현하기 위해 두 개의 전동 리니어 액추에이터와 TVC 짐벌 링을 활용하여 2축 벡터링을 구현하였다. 각각의 리니어 액추에이터는 TVC 짐벌 링과 프레임 사이, 엔진과 프레임 사이 연결되어 Fig. 12과 같은 2축 TVC 시스템을 구현했다. 리니어 액추에이터와 볼 조인트의 제한된 가동 범위로 인해 약 ±10도의 벡터링 각을 구현했으나, 본 연구에서는 1축 비행 시험을 진행하여 TVC를 적용치 않고 수직 상태로 고정시켜 운용했다.

Fig. 12 
TVC components.

수직 착륙형 발사체가 임무 프로파일을 수행하기 위해서는 추력 제어가 필요하며, 이를 위해서는 공급 시스템과 연소기 시스템에 대한 제어가 요구된다. 각 시스템에 대한 제어 및 전체 구성품 구동 시퀀스를 동기화하기 위하여 라즈베리파이 4를 발사체에 탑재하여 이를 수행하였다. 제어 시스템을 크게 공급 제어부, 추진 제어부, 계측부로 구분하여 구성하였다. 각 제어부에 따른 구성품이 다중 제어를 통하여 임무 프로파일을 만족하도록 구현하였다.

공급 제어부는 임무 프로파일을 만족하도록 솔레노이드 밸브 및 스텝모터 제어를 통해 막냉각, 연료 및 산화제 라인에서의 유량을 제어하며, 이에 대한 모식도는 Fig. 13과 같다. 본 사전 연구의 통합 시험에서는 짧은 운용 시간을 고려하여 Open-Loop 제어를 적용하였다.

Fig. 13 
Location for supply control component.

공급 시스템의 유량 제어를 위한 구동 장치 제어를 위해 라즈베리파이 GPIO(General Purpose Input/Output)를 통하여 스텝모터 드라이버를 제어하였다.

추진 제어부는 연소기 시스템에서의 연소실험을 통해 스파크 플러그를 통한 점화 주기, 충전 및 방전 시간을 바탕으로 연료 분사와 동시에 점화가 이루어지도록 제어하였다. 이때, 스파크 플러그 점화 및 연료/산화제, 막냉각 공급에 대한 시퀀스는 다음 Fig. 14와 같다.

Fig. 14 
Sequence of ignition signal and supply line activation.

연소에 따른 각 플레넘 챔버의 압력을 계측하고자 Sensys 압력센서를 사용하였으며, 3.7 V, 20800 mAh 휴대용 배터리 2개를 사용하여 각 구동장치 및 센서의 전원을 공급하였다. 각 플레넘 챔버에서의 압력을 계측하기 위해 아날로그 신호를 디지털 신호로 변환시켜주는 장치 ADC(Analog to Digital Converter)를 이용하였다. 이를 통해 계측 범위가 100 bar인 Sensys 압력센서에 대하여 12 bit의 분해능을 지니는 계측부를 구축하였다.

수직 연소시험에서 확인한 호버링 임무 프로파일을 이용하여 호버링 임무 비행 시험을 진행하였다. 비행 시험 결과 발사체는 Fig. 17과 같이 초기 점화 직후 약 2초 동안 소강하는 상승과 하강을 2회 반복하였으며, 이후 비행 종료까지 일정한 고도를 유지하였다. 데이터 계측을 통해 확인한 인젝터 플레넘 챔버에서의 압력은 Fig. 18과 같이 수직 통합 실험과 매우 유사한 것을 확인하였다. Fig. 17에서 촬영된 영상을 이용해 발사체의 가속도와 고도 변화를 Fig. 19에 나타내었다. 발사체의 가속도 변화량은 초기 점화 직후 최대 0.24 g를 형성하였고 이후 0으로 수렴하여 호버링이 정상적으로 수행되었다는 것을 확인하였다.

Fig. 17 
Movement of launch vehicle with hovering mission.

Fig. 18 
Test data of flight test and vertical experiment.

Fig. 19 
Altitude and acceleration of hovering flight test.

호버링 임무 수행 완수 후 발사체의 연착륙 임무 비행 시험을 수행하였다. 호버링 임무와 마찬가지로 정치 상태에서 수직 연소시험을 통해 연착륙 임무의 검증을 선행하였으며, 동일한 조건을 적용하여 비행 시험을 수행하였다. 비행 시험 결과는 Fig. 20과 같이 발사체의 고도는 점화 직후 약 0.4초 동안 약간 상승하였으며, 이후 약 1초 동안 천천히 하강하여 바닥면에 닿은 후 0.5초 동안 상승하였다. 이후 시험 종료까지 하강 후 상승하는 결과를 보였다. 비행 실험 데이터는Fig. 21에 나타내었으며, 인젝터에 형성된 초기 압력이 수직 연소시험보다 적게 형성된 것을 확인하였다. 점화 직후의 낮은 초기 압력은 시뮬레이션과 실제 추진제의 초기 온도 및 충전 압력 간의 오차에 의해 의한 결과로 판단된다. 이러한 오차는 시험 시점에 따른 기온 및 날씨 변화에 의한 차이이며 충전된 압력이 동일하여도 고압가스용기 내부의 기체 온도가 높은 경우 더 적은 질량의 추진제를 보유하게 된다. 따라서 동일한 압력으로 공급하더라도 인젝터와 연소실에서 형성되는 압력은 더 낮아진다. 낮아진 압력은 임무 초기에 목표보다 낮은 추력을 형성하였으며, 부족한 추력으로 인해 발사체의 하강 속도를 충분히 낮추지 못한 것으로 판단된다. Fig. 22의 가속도와 고도 그래프에서도 이러한 원인을 확인할 수 있다. 점화 직후 증가한 가속도의 양은 약 0.19 g 정도이며 목표 초기 상승 높이인 10 cm보다 더 낮은 5 cm 정도만 상승시켜 연착륙 임무를 완수하지 못하였다. 점화 직후 및 충돌 전후 시점을 제외한 전체적인 가속도는 목표 가속도와 동일한 것을 확인하였다. 따라서 발사체는 가속도의 급격한 상승과 감소의 반복이라는 추력 제어 조건이 제어 가능한 방법임을 확인하였다. 추후 Closed-Loop 제어 방식을 적용할 경우 더 정확한 가속도 제어를 통해 연착륙 임무가 수행 가능할 것으로 보인다.

Fig. 20 
Movement of launch vehicle with soft-landing mission.

Fig. 21 
Injector pressure data of soft-landing flight test.

Fig. 22 
Altitude and acceleration of soft-landing flight test.