발간 현황

LMDE는 STL(이후 TRW)의 G.W.Elverum. Jr.[17]에 의해 개발되어 Apollo 달착륙선에 적용된 엔진이다. 핀틀 면적제어를 위한 슬리브를 산화제 및 연료 유량제어용 벤츄리 밸브와 기계적으로 연결하여 10:1의 추력제어 범위를 구현하였다. 고추력구간에서는 추력 100%로 고정되었으나, idle mode, hover 및 landing을 위해 추력 10%∼60% 구간에서 추력 및 혼합비 제어가 이루어졌다. LMDE 핀틀 헤드 및 분사기의 형상은 Fig. 2와 같다. 산화제 오리피스 형상은 참고문헌[17, 20]에서와 같이 핀틀 튜브 및 슬리브에 불연속 사각형태로 가공되어 있다. LMDE 개발 후 이어 개발된 250K 엔진[27]의 산화제 링 1번이 LMDE 산화제 오리피스 구성과 동일하게 제작된 것으로 보고되어 LMDE의 핀틀은 36개의 오리피스, 메인 오리피스 사이에 얇고 긴 형태의 2차 오리피스를 갖고 있음을 알 수 있다.

Fig. 2 
Redrawing of LMDE head end details[18, 19].

이러한 1, 2차 불연속 오리피스 형상은 Elverum의 특허[21]에서 기술되어 있듯이 큰 추력에서도 높은 연소효율을 잃지 않도록 하는 중앙 핀틀 오리피스의 핵심적 특징으로 볼 수 있다. 이러한 불연속 오리피스는 최초로 자발화성 추진제용 핀틀 분사기를 연속형 오리피스로 제작하였을 때에 두 추진제가 충돌 후 혼합되지 않고 분리되는 blow-apart 현상을 제거하는 효과도 갖는 것으로 보고되었다[22]. LMDE는 3.81 mm의 슬리브 행정을 허용하면서 기밀을 유지하기 위하여 슬리브 안팎으로 금속 벨로우즈를 용접하였다. 또한 핀틀 오리피스 양단으로 산화제 누설 방지를 위한 테프론 씰과 split ring 씰을 두어 산화제 오리피스 틈으로의 누설을 방지하고 있다. 핀틀 팁은 Fig. 2에 나타난 개발 초기(phase-A)의 성능시험에선 스테인리스 스틸로 제작 되었으나 심각한 열손상이 발생하여 이후 phase-B에서는 내열특성이 우수한 columbium alloy가 적용되었다.[23]

LMDE의 연소실 및 핀틀 분사기에 대한 제원은 Table 1에 나타내었다. LMDE의 연소실/핀틀 직경비는 6.5로 기존 연구[15]를 통해 알려진 수치인 3∼5에 비해 상대적으로 크며, 따라서 상대적으로 작은 핀틀 직경을 갖는다. 환형추진제 비행거리와 핀틀직경의 비율인 충돌거리비는 환형 오리피스 출구에서의 길이를 기준으로는 0.25로 확인되나, 헤드면을 기준으로는 최대 1.4가 된다. 이는 추진제 충돌거리 증가로 인한 운동량 감소를 방지함과 동시에 재순환 영역의 확보를 위한 방안으로 보인다. 또한, 참고문헌[19]로 부터 추정한 특성길이는 약 1,200 mm로 사산화질소와 하이드라진 계열 연소기의 통상적인 연소실 특성길이 상위값인 890 mm[24] 보다 큰 값을 가진다. 한편, Purdue[25]와 충남대학교[26]에서 각각 RGHP/NHMF, LOX/Jet A-1을 추진제로 한 핀틀 분사기의 연소시험 결과, 특성길이 약 760 mm 이상에서 특성속도효율이 점근적으로 수렴함을 확인하였다. 따라서, LMDE의 경우 스월 분사기 등 기존의 동일 부피의 연소실 대비 상대적으로 큰 축소비(CR)의 영향으로 특성길이가 늘어난 것으로 보인다(Fig. 24). Purdue 등에서 보고한 핀틀 분사기 적용 연소실의 짧은 특성길이는 참고문헌[14]에서도 확인 가능하다.

250K 엔진은 TRW의 LMDE 후속으로 연구가 병행된 2개 엔진 중 하나이며, LMDE의 분사기와 연소실을 기준으로 축적을 적용할 수 있는지 확인하기 위한 LOX/UDMH를 추진제로 하는 핀틀 분사기 엔진이다. 연소기, 핀틀 오리피스 형상 및 상세 규격은 Fig. 3, Table 2에 나타냈으며(밑줄 친 값은 기준 규격), 해당보고서에는 연소실 설계 기준이 아래 Eq. 5와 같이 제시되어 있다.

Fig. 3 
TRW 250K Engine[27].

여기에서 L_imp은 핀틀 분사기에서 분사된 추진제의 연소실 벽 충돌지점과 노즐목부까지의 거리를 나타내며, D_c는 연소실의 직경을 나타낸다.

연소실은 특성길이의 변화 효과를 평가하기 위하여 코니컬 노즐을 적용한 총 3개 연소실(DEV-1, CHK-1A, DEV-1A)을 제작하였다. 핀틀팁은 실리카/페놀릭 복합재료인 HAVEG-41F를 적용하였다. 시험에 사용된 분사기의 규격은 Table 3에 나타내었다. 연소시험 중 핀틀 팁에 약간의 열손상이 발생한 것으로 보고되었으나 자세히 다루어지지는 않았다. 총 6개의 산화제링 중 1번은 홀 수량, 차단율, 2차 오리피스 위치를 LMDE와 동일하게 설계하였었으나 오리피스의 형상은 추진제와 작동조건 차이로 인해 1차 오리피스의 경우 상부가 넓은 molar(어금니) 형상이 적용되었다(Fig. 3). 초기 연료 분사 시트의 두께는 LMDE와 동일한 산화제-연료 차압비(ΔP_o/ΔP_f)를 구현하기 위해 설계되었으나 나중에 추진제 차이의 영향을 반영하기 위해 더 큰 차압비를 갖도록 환형 면적이 증가하였다.

연료 오리피스는 고혼합비 영역에서의 Isp 성능향상을 위해 면적이 작은 2번을 선정하였으나 수행된 시험 조건에서는 향상된 성능을 얻지는 못하였다. 1열 오리피스의 상단 돌출부 증가(Fig. 3 좌측 상단)를 통한 차단율 증가 모델인 Oxi 1A는 Fig. 4와 같이 혼합비 민감도를 낮추는 효과가 있었으며, Oxi. 1A의 2차 오리피스 길이를 헤드부 방향으로 확장한 Oxi. 1B는 혼합비 민감도 증가 효과를 가져왔으나 최대 비추력이 목표 혼합비(2.3)에서 발생하였다.

Fig. 4 
2^nd orifice effect on OFR sensitivity.

Fig. 5에서와 같이 산화제의 운동량을 낮추고 차단율을 증가시킨 Oxi. 2에서 성능 향상 효과는 없었으며, Oxi 1A, 1B 보다 더 높은 혼합비 영역에서 최대 성능이 발생하였다. 오히려, 연소실의 특성길이를 증가시킬 경우 비추력 성능이 2∼3% 가량 상승하였고, 혼합비에 대한 성능 민감도가 둔화되는 것으로 나타났다.

Fig. 5 
L^* effect on OFR sensitivity and Isp efficiency.

그리고, Oxi. 2대비 동일 차단율에서 1, 2차 유량비를 증가시킨 Oxi. 3은 Oxi. 1B와 혼합비 2.7 근방에서 유사한 비추력 성능을 나타내고 있으나, TRW에서는 고혼합비 영역에서 2차 혼합 효율이 감소하면서 성능에 좋지 않은 영향이 나타난 것으로 분석하였다. 유일하게 2차 오리피스를 1차 오리피스 아래로 위치시킨 Oxi. 4는 최대 비추력 발생 위치가 고혼합비 영역으로 이동하였으며, 가장 낮은 비추력 성능을 나타내었다(Fig. 6).

Fig. 6 
Oxi. 3 & Oxi. 4 Isp efficiency characteristics with of ratio.

TRW는 250K 엔진이 LMDE 대비 특성속도 효율이 약 5% 낮지만 저장성 추진제 조합으로 LMDE 대비 추력을 약 24배를 증가시켜 핀틀 분사기의 상사성이 유효함을 확인하였다. 또한, 연소안정성 시험을 위해 펄스건 등을 이용, 연소압의 100% 이상으로 연소실을 가진하여 핀틀 분사기의 동적 연소안전성을 확인하였다. 연소실 내의 2차 혼합과정은 추진제의 운동량비에 크게 영향 받는 것으로 보고하였는데, Oxi. 1과 면적이 다른 두 개의 연료링 비교시험으로 총운동량 1 근방에서 최대 특성속도 효율이 발생한 것으로 나타났다. 그러나, 이는 혼합비 변화가 동반된 결과로 총운동량만의 효과를 알 수는 없었다. 그밖에 최대특성속도 효율이 혼합비 2.6에서 나타났으나 고혼합비 영역에서는 내열재 연소실 운용이 불가할 수 있다고 보고되고 있다.

TRW는 250K 엔진과 동시에 80% 플루오린 FLOX와 메탄/에테인의 55:45 혼합물을 추진제로 사용하고, 추력은 LMDE 대비 3K로 축소된 핀틀 분사기 엔진(Table 4)의 연소시험을 수행하였다. 연소시험 초기에는 Fig. 7과 같이 톱니 형태의 연속형 슬릿, 또는 기울어진 슬릿형상의 오리피스를 사용하여 각각 10회, 11회의 연소시험을 실시였으나 각각의 특성속도 효율이 65%, 92%로 낮게 나타남에 따라 이후 Fig. 8과 같이 2열 사각 핀틀의 형상 변화 효과에 대한 37회의 연소시험을 실시하였다. 상세 규격이 보고된 SS-4∼SS-12까지의 형상은 Table 5에 나타내었다. 산화제링은 SS-4 기준으로 두께 약 2.4 mm, 높이 약 6 mm이며, 연료링은 갭 0.254 mm, 면적 40.7 mm²이다.

Fig. 7 
Pintles in early state for 3K Engine.

Fig. 8 
3K 2-rows rectangular pintle orifices.

연소시험 결과 SS-6에서 처음으로 높은 연소특성속도 효율이 확인되어 이를 기준으로 둥근 모서리 가공(SS-7), 오리피스 수량 및 2차 오리피스 위치 변화(SS-8∼SS-11)에 따른 효과를 검증하기 위한 시험이 수행되었다. 이중 2차 오리피스의 유량을 15.2%(SS-6)에서 18.8%로 증가시킨 SS-12에서 최대 성능(ηC^* = 97%, TMR∼4)이 발생되었다. 이후, SS-12에 대해 플루오린 함유율, 특성속도 762 mm를 기준으로 하여 특성길이 변화, 기준 축소비(2.5) 대비 증가(4.5) 영향 등을 조사하기 위한 시험을 추가로 실시하였다. 전 시험 과정에서 연소실 섭동은 ± 3% 이내로 안정적인 연소 성능을 나타내었다. 3K 엔진의 산화제 오리피스는 LMDE 및 250K 엔진과 달리, 2열이 1열로부터 후퇴하여 위치하고 있으며, 이를 통해 추진제 조합 특성에 따라 2열 핀틀 오리피스의 위치가 바뀌는 것으로 추정할 수 있다. 일부 분사기에서는 기존의 차단율 외에 실질 차단율을 언급하고 있는데 정의는 본문에 언급되어 있지 않으나, 1, 2차 오리피스 사이의 간격에 의해 사선으로 빠져나가는 연료의 통과면적을 반영한 것으로 보인다.

그밖에 Fig. 9, 10에서와 같이 수류시험을 통해 2차 오리피스의 변화로 연소실 중심축으로부터의 각도에 따른 질유량 및 혼합율 분포의 균일성이 향상될 수 있으며, 균일성이 특성속도효율 뿐만 아니라 열유속의 고른 분포에도 영향을 줄 수 있음을 보고하고 있다. 특히, 혼합비 및 질유량분포가 2열 오리피스의 면적 및 유량에 민감하게 영향을 받는 것을 확인할 수 있다.

Fig. 9 
Cold test results of 3K engine on OFR and mass distribution uniformity(SS-4, 6, 12, 8, clockwise from top-left)[28].

Fig. 10 
Axial heat flux profiles for 3K engine[28].

N₂O₄/N₂H₄의 넓은 혼합비 사용 가능성과 성능 및 연소안정성, 그리고 내열재 연소실 적용성을 평가하기 위한 핀틀 분사기 엔진(Fig. 11, Table 6)으로 2.1.3에서 연구한 2열 핀틀 오리피스 외에 중앙 스월식 연료분사 오리피스 추가, 1열 오리피스, 3가지 모델에 대해 연소시험을 수행하였다.

Fig. 11 
TRW 3K Engine(Pintle injector & Chamber).

Phase II를 거치며 최종적으로 2열 핀틀 오리피스를 기준안으로 선정하고, 동일 차단율에서 산화제 차압변화, 핀틀 직경 변화를 통한 충돌거리비변화, 고정 차단율에서 차압 증가 효과 등을 연구하였다. 시험결과, Fig. 12와 같이 초기 기준 분사기인 2B(B.F. = 48.9%) 대비 동일 차압에서 차단율을 37.4%로 낮춘 2G가 분사기 차압비 변화에 대해 상대적으로 높고 균일한 성능을 나타내었다. % Open은 슬롯의 폭(slot width)을 슬롯간 거리(unit width)로 나눈 값으로 정의 되었으나, 오리피스 규격으로 추정해 볼 때 환형 유로의 개도로 볼 수 있다. 또한, 높은 산화제 차압을 가진 2H가 2G대비 혼합비와 총운동량 변화에 둔감한 성능변화를 나타냄을 확인하였다(Fig. 13, 14).

Fig. 12 
B.F. effect on C* with pressure drop ratio.

Fig. 13 
Oxi. pressure difference effect on C* with OFR

Fig. 14 
Oxi. pressure difference effect on C* with TMR.

TR-106은 저비용 핀틀 엔진(LCPE) 개념이 적용된 엔진으로 개발 초기의 핀틀 형상은 고정형태이며, 이전에 개발한 16.4K와 40K 수소 엔진을 기준으로 연소실 및 핀틀 분사기의 규모를 확대적용하였다. 엔진 규격은 Table 7에 나타내었다. 각각 5종의 핀틀과 4종의 연료링에 대해 12회의 연소 및 4회의 연소안정성 시험이 수행되었고, 고정 형상에서 65% 추력까지 시험이 수행된 것으로 보고되었다. 이전 개발 경험으로부터 연소실 헤드부 주변은 저혼합비 재순환 영역 형성으로 벽면온도가 480 K, 최대 700 K 가량인 것으로 확인되어 헤드부 돔에 삭마재를 입힌 저합금강(HY-80)이 적용되었다. 오리피스의 형상은 참고문헌[30-32]의 헤드부 사진과 Fig. 15의 TR-106 가변 핀틀 분사기 형상을 볼 때에 LMDE와 유사한 직사각형 형태의 중첩 2열 오리피스로 확인된다.

Fig. 15 
TR-106 throttleable pintle injector[32].

시험 결과 특성속도효율이 89∼95% 대에 나타났으며, 이때 특성속도효율 추세는 총운동량과 차단율의 곱에 비례하는 경향을 보여주고 있다. TR-106의 특성속도 효율은 앞서 수행된 16.4K(98%)와 40K(94%) 중간 정도 성능이나, 목표 공급온도를 초과한 액체수소가 엔진에 주입되어 성능이 하락한 것으로 보고하였다. 또한, 주로 작은 추력의 연소실에서 막냉각을 적용하지 않았던 이전 개발사례를 볼 때에 막냉각이 포함된 저추력 소형 엔진에 비해 TR-106의 연소 성능이 저하되었다고 보기는 어렵다.

TR-106은 참고문헌[32]에서 Fig. 15와 같이 LMDE 이후 처음으로 슬리브 행정에 따라 오리피스 면적을 변화시킬 수 있록 고안된 형상을 제공하며, LMDE와 마찬가지로 슬리브와 핀틀 튜브 내측에 불연속 오리피스 홀이 가공되어 있다. 이러한 불연속 핀틀 오리피스를 적용함에 있어서의 문제는 참고문헌[33]에서 지적된 바와 같이 오리피스의 개도를 조절할 때에 슬리브와 핀틀 튜브 사이의 누설 가능성이다. 하지만, LMDE의 경우 split ring 씰을 사용하여 8 bar 가량의 차압에서 누설 문제가 발생하지 않았으며, LOX/Jet A-1의 고압 연소시험[34]에서 산화제 오리피스에서의 차압이 4∼7 bar 수준이었음을 고려할 때에 누설문제는 기술적으로 해결 가능한 것으로 판단된다. 기존 연구개발 및 특허 사례를 볼 때에 액체-액체 추진제의 연속형 핀틀은 초기 시도 이후 연소효율 문제로 배제된 바 있고, 참고문헌[34]에서 수행한 총운동량비 1, 차단율 0.9 근처에서의 연소시험에서 핀틀팁 주변에 발생하는 고혼합비의 재순환영역이 핀틀팁에 접촉하면서 분사기 끝단이 손상된 사례가 보고되었다. 다만, 가스 핀틀 분사기의 연소해석 연구[36]를 통해 핀틀 분사기의 돌출 길이와 1, 2열간의 거리가 핀틀팁 주변의 재순환 영역 구조 및 팁주변 온도분포에 영향을 주는 것으로 보고된바 있으며, 충남대학교 연구[35]에서 수행한 총운동량비 1, 차단율 1의 값을 갖는 슬릿형, 2열 직사각형 형태의 핀틀 분사기 연소시험 중 분사기 손상은 보고되지 않았으므로 이에 대한 추가 연구가 필요하다.

기존에 개발된 50K, 13K 엔진을 기반으로 25K와 40K엔진이 제작되었다. 헤드부는 TR-106과 유사하게 내열재가 적용된 스테인리스 스틸을 사용하였고, 25K, 40K 모두 단일 히트싱크(heat sink) 연소실을 공유하는 동일 직경의 핀틀을 적용하였다. 엔진 형상 및 제원은 Fig. 16과 Table 8에 제시하였다.

Fig. 16 
25K & 40K LOX/RP-1 Engine[37].

Fig. 16으로부터 계산한 특성 길이는 약 2,500 mm로 LOX/RP-1 연소실 노즐목 직경에 따른 축소비 2∼2.5 보다 큰 축소비가 적용되면서 크게 증가하였다. 제시된 연소실의 중앙 핀틀 오리피스는 이전 사례와 마찬가지로 2열 불연속 사각형 오리피스를 채용하였으며, 40K 수소 엔진 등에서의 규격을 적용하여 초기 102 mm의 핀틀 직경을 사용하였으나 성능향상을 위해 133.5 mm로 변경한 것으로 보고되었다. 또한, 2열 핀틀 오리피스의 유량은 고혼합비 영역에서의 혼합비가 높아지지 않도록 25%이하로 제한하였다. 헤드 플레이트에서의 충돌거리비는 1이나 환형 출구로부터 적용 시 0.75가 된다.

25K 시험결과, 13K로부터 스케일링한 연료갭과 핀틀을 기준으로 기준 차단율보다 10% 작은 경우에서 최대효율이 발생한 것으로 보고되었다. 2차 유량을 증가시킨 경우(25K-3)와 오리피스 수량을 증가(25K-4) 시킨 경우는 기준 설계와 동등 수준의 성능을 나타내었다. 40K는 기준 설계 산화제 오리피스(차압 10.3 bar) 대비 긴 슬롯을 적용한 40K-2(차압 8 bar)에서 유사한 수준의 성능이 확인되었다. 오리피스 수량을 증가시킨 40K-3은 가장 낮은 효율을 나타내었으며, 충돌된 두 추진제가 연소실 벽까지 도달하지 못하여 연소실벽 주변에 연료과잉 영역을, 핀틀팁 주변으로는 산화제 과잉 영역을 형성하는 것으로 분석되었다. 40K-2와 가장 큰 환형 갭 조합에서 95.2%의 특성연소속도 효율이 확인되어 연료분사속도의 감소가 성능에 크게 영향을 주는 것으로 보고되었다. 다만, 면적 정보 등이 제공되지 않아 최대 효율 발생조건에서의 총운동량비를 추정할 수는 없었다.

TR-107 엔진은 TRW이 노스롭 그루먼에 인수되기 전부터 SLI 차세대 발사체용 부스터 개발을 목표로 개발한 다단연소사이클 엔진으로 LOX/RP-1을 추진제로 하며 추력 550 tonf, 연소압 177 bara이다. 초기 설계에서는 연소기와 단일 산화제과잉 예연소기에 모두 핀틀 분사기를 적용할 계획이었으나, 위험도분석을 통해 연소기에는 종례의 동축스월분사기를 적용하는 것으로 결정되었다.

TR-202는 LOX/LH₂를 추진제로 하는 익스팬더 사이클 엔진으로 Fig. 18과 같이 액체 수소는 재생냉각 채널과 터빈을 거쳐 환형 오리피스를 통해 가스 형태로 연소실에 공급된다. 액체산소는 슬리브에 의해 면적이 제어되는 1열의 긴 슬롯으로부터 분사된다. Fig. 18의 가변 오리피스 핀틀 분사기를 이용하여 고효율(ηC^* > 98%), 10:1 추력제어, 열전달, 넓은 혼합비 영역과 특성길이에서의 민감도 등 요구조건을 모두 만족하는 것으로 보고되었다.

Fig. 18 
TR-202 Engine[41, 42].

Merlin 엔진은 TRW의 핀틀 엔진 기술을 바탕으로 2006년 공개된 Merlin 1A부터 1D++까지 성능을 개량하며 LMDE 이후 가장 성공적인 핀틀분사기 적용 엔진의 사례로 평가받고 있으나, 구체적인 사양은 공개되지 않고 있다. 1D+ 외관으로부터 추정한 형상은 연소실 직경 480 mm, 노즐목 직경 240 mm이며 이로부터 축소비는 4로 계산된다. 또한, 연소실 체적은 한국형발사체 1단 엔진 연소기의 연소실 체적과 거의 유사한 수준인 0.11 m³, Merlin 1A기준으로 연소실 핀틀 직경비는 약 3.5 내외로 추정된다. 이는 Fig. 22에 도시한 바와 같이 기존 핀틀 분사기의 추력-핀틀직경 추세와 유사하며, 이를 바탕으로 Merlin 1D+의 핀틀직경비를 추정해보면 약 3.3이 된다.

T.Mueller는 N.Y. Univ. 인터뷰에서 Merlin 엔진의 메인 밸브들을 제거한 것을 언급하였으며, 2011년도 이후에 Face-shutoff 핀틀 분사기를 개발하면서 메인 밸브가 제거된 것을 확인할 수 있다. Fig. 19의 Merlin 1C에서 확인되는 MOV, MFV가 Merlin 1D에서는 제거되었다. 또한 1D이후로 확인되는 외부 막냉각 공급관은 MFV 제거로 인해 냉각채널에서의 분기가 불가능했기 때문으로 판단된다.

Fig. 19 
Merlin 1C(left)[43], 1D(right)[44].

중국 달착륙선인 창이 3호 하강엔진(Fig. 20)에 핀틀 분사기가 적용되었다. LMDE나 TR-202와 달리 산화제와 연료 및 막냉각 유량은 스텝모터에 의해 구동되는 벤츄리 방식의 단일 유량제어 밸브를 통해 전자적으로 제어되며, 슬리브는 별도의 구동장치 없이 연료압과 스프링-댐퍼를 활용한 것으로 추정되는 self adjustment 방식으로 구동된다. 창이 3호의 하강엔진은 최대추력 7500 N, 추력제어비는 5:1이고 약 2000 sec의 착륙 과정에서 20∼60%의 범위에서 추력을 제어하며 발표된 논문의 추력곡선 기울기를 통해 추력제어 속도는 최소 3.2 %/s 이상인 것으로 확인되었다.

Fig. 20 
Chang’E 3 Descending Engine[45].