발간 현황

로켓엔진의 성능은 추진제 당량비(equivalence ratio)의 영향을 크게 받으며, 발사체 페이로드(payload)의 중량은 탑재되는 총 추진제 양에 의해 제한된다. 따라서, 최적의 당량비로 엔진을 운용해야 추진제를 가장 효율적으로 사용함과 동시에 발사비용을 저감할 수 있다. 이론적으로 연료와 산화제는 화학양론비(stoichiometric ratio)로 화학반응시 완전연소(complete combustion)와 함께 최대의 단열 화염온도 혹은 발열량을 낳는다. 그러나, 연소과정에서 고온 화염에 의한 연소생성물의 열해리(thermal dissociation)가 발생하고, 이에 기인하는 정미 발열량(net exothermic heat)의 감소로 인해 메탄연료 로켓엔진의 최대 성능은 화학양론비에서 약간 벗어난 연료과농 조건(fuel-rich condition)에서 발생하고[1] 이미 개발된 우주개발 선도국의 메탄 엔진 또한 대부분 연료과농 조건에서 운용되고 있음이 확인된다[2-5].

이외에도, 막냉각 방식이 적용된 자세제어 엔진이나 궤도천이 추력기(orbital maneuvering thruster)와 같은 소형엔진과 다단연소 사이클 엔진(staged-combustion cycle engine)의 예연소기(preburner)는 전형적으로 화학양론비에서 벗어난 조건에서 운용된다. 일반적으로 최적의 연소조건에서 벗어날수록 성능은 단조적으로 감소하는 것으로 분석되지만, 선행연구[6] 결과에서와같이 특정의 연료과농 당량비 이상에서 연소 중 연소실 압력이 급작스럽게 높아지는 식으로 특이한 비선형성이 발생할 가능성을 배제할 수 없다. 추가로, 당량비의 변화에 따른 성능특성에 대한 연구는 다양하게 수행된 바 있지만[7-11], 동일한 연소실 압력조건에서의 당량비 변화에 따른 연구는 현재까지 보고된 바 없다.

본 연구에서는 추진제 공급조건에 따라 형성되는 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 연소실 압력을 간편하고 정확하게 예측할 수 있는 추진제 공급조건 예측 프로그램(Program for the Prediction of Propellant-supply Condition, PPPC)을 제시하고, 동일한 연소실 압력에서 산출한 여러 당량비의 추진제 공급조건이 적용된 연소시험을 통해 PPPC의 근간이 되는 상관관계의 정확도를 검증하며, 엔진의 성능특성을 분석한다.

소형로켓엔진(Small Rocket Engine, SRE), 정밀추력측정장치, 추진제 공급장치, 유량계 및 압력센서, 유량제어밸브 그리고 데이터 수집 및 제어장치 등으로 구성되는 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 지상연소시험을 위한 시험장치 개략도를 Fig. 3에 도시한다.

Fig. 3 
Schematic of experimental setup.

정밀추력측정장치는 지면과 수직방향의 1분력을 측정하고, 다른 방향으로의 추력손실은 최소화되도록 설계하였다. 또한, 연소시험 중 발생할 가능성이 있는 이력 현상(hysteresis)을 고려하여 실시간 교정(calibration)을 통한 추력보상(thrust compensation)을 수행하였다.

추진제 공급장치는 추진제 탱크를 가압하여 유량을 조절하는 가압식 시스템으로 구조가 간단하여 조작이 용이한 장점을 갖는다.

연소시험을 수행하면서 성능특성 분석을 위해 다양한 측정장치를 사용하여 데이터를 획득하였다. 추진제 유량을 측정하기 위해 정확도가 우수한 코리올리 유량계(Micro Motion, CMF025M)를 사용하였으며, 연소실 내부의 압력을 측정하기 위해 압력센서(Omega Engineering, 409 series)를 연소실에 부착하였다.

시험에서 유량조절밸브는 LabVIEW를 활용하여 개발한 자동작동 시퀀스로 제어되었다. 측정된 데이터는 NI-cRIO를 통해 100 Hz로 샘플링되어 실시간으로 저장되었다.

소형로켓엔진은 크게 인젝터 조립체, 점화기, 연소실 및 노즐로 구성되어 있다. 로켓엔진의 소재로는 가공성 및 내식성이 우수하며, 내고온 강도가 높은 SUS316L을 사용하였다. 인젝터는 추진제 미립화 성능이 우수한 단일 스월 동축형이고, 점화기는 구조가 간단하고 작동 신뢰도가 높은 스파크 플러그(spark plug)를 사용하는 가스 토치 점화방식(gas-torch ignition method)이다. 연소실 형상설계에는 선행연구를 통해 최적화된 1.71 m의 특성길이를 적용하였다. 노즐은 Rao 작도법[13]을 사용하여 벨형으로 설계되었고, 대기압에 의한 노즐 내부에서의 유동 박리를 고려하여 3.4의 팽창비를 가진 컷아웃(cut-out) 노즐이 사용되었다.

연소시험 시간은 선행연구[12]에서 도출된 냉각 시스템이 적용되지 않은 추력실이 고온 가스의 화염으로부터 열기계적 손상 없이 버틸 수 있는 시간인 5.5초로 모두 동일하게 설정되었다.

당량비 변화에 따른 성능특성을 조사하기 위한 연소시험의 목표 연소실 압력은 180 psia로 설정되었다. 연료 유량은 6 g/s에서 11 g/s까지 1 g/s 간격으로 증가되었고, 목표 연소실 압력에 도달하기 위한 산화제 유량은 PPPC 초판을 통해 산출되었다. 이 과정으로 도출된 추진제 공급조건을 Table 3에 요약한다.

동일한 연소실 압력 하에서 추진제 당량비 변화에 따른 성능특성을 분석하기 위해 PPPC 초판을 사용하여 예측된 시험조건으로 지상연소시험을 수행하였으며, 시험을 통하여 측정된 연소실 압력을 Fig. 4에 도시한다. 시험으로 형성된 연소실 압력은 전반적으로 목표 압력(180 psia)에 비해 소폭 낮았는데, 특히 연료가 매우 희박한 조건인 당량비 0.6 미만(시험조건 E1 및 E2)에서는 감소 폭이 확대되는 것이 관찰된다. 이는 PPPC의 상관관계식이 포함하는 오차와 더불어 관계식에 당량비에 따른 화학강도의 영향이 내재되어 있지 않아 발생한 것이다. PPPC 초판에 사용된 데이터의 당량비 구간은 0.7∼1.2였고, 해당 구간에서의 프로그램의 정확도는 Table 2를 통해 확인된 바 있으나, 이를 벗어난 구간에 대한 분석 및 검증은 수행되지 않았다. 따라서, 연소실 압력의 추정값과 실측값 간의 오차는 화학양론비에서 멀어질수록 감소하는 화학반응 강도의 경향이 PPPC 초판에 반영되지 않아 발생한 것으로 판단되므로, 이러한 오차를 줄이고자 과도한 연료희박 혹은 과농 조건에서 당량비에 종속하는 연소반응 강도의 영향을 보상하는 과정을 PPPC에 추가하여 프로그램의 정확도를 개선하였으며, 그 결과를 Fig. 5에 제시한다. 연소실 압력은 프로그램의 초판과는 다르게 동일한 추진제 유량에서도 화학반응 강도에 따라 변화되며, 화학양론비에서 멀어질수록 압력이 급격하게 낮아지는 경향이 확인된다.

Fig. 4 
Chamber pressure measured from the test.

Fig. 5 
Prediction of the chamber pressure resulted from the improved version of the PPPC.

개선된 PPPC를 사용하여 예측된 시험조건 E4∼E6의 평균 연소실 압력인 178 psia가 목표 압력으로 설정되었고 연소실 압력이 낮게 형성되었던 E1과 E2, 그리고 연소실 압력이 178 psia보다 미량 높게 형성된 E3에 대한 추진제 공급조건이 재산출되었으며 이들에 대한 추가적인 연소시험이 수행되었다.

Fig. 6은 각 시험조건에서의 플룸 이미지를 도시한다. 당량비가 화학양론비에 가까워질수록 강한 연소반응 강도에 기인하는 고온의 연소 가스로 인해 플룸의 jet boundary가 뚜렷해지고 shock 강도가 강화되는 것이 플룸 영상에서 확인되고 연소실 및 노즐에서의 글로잉 면적이 증대되는 현상 또한 관찰된다.

Fig. 6 
Plume image of the firing test.

Table 4와 Fig. 7은 시험을 통해 측정 및 산출된 시험조건과 성능특성을 요약한다. 실제로 형성된 연소실 압력은 목표 압력과 매우 유사한 것으로 확인되는데, 이를 통해 화학반응 강도의 영향을 보상한 개선된 PPPC가 매우 정확하게 작동된다는 사실을 알 수 있다.

Fig. 7 
Summary for the performance characteristics of the revisited test result.

Fig. 7에서는 화학양론비에 가까워질수록 로켓엔진의 주요 성능특성인 추력, 비추력 및 특성속도가 점진적으로 증가하는 경향이 관찰된다. 이는 연소실 압력이 비슷하더라도 당량비가 화학양론비로 접근함에 따라 연소실 내부의 화학반응은 더욱 활발하게 되어, 유동 에너지가 증대되기 때문으로 판단된다. 그러나, 당량비 증가에 따라 연소에 유리한 환경이 조성됨에도 불구하고 연소효율과 관련된 성능특성인 특성속도 효율 및 비추력 효율은 오히려 저하하는 경향을 보인다. 또한, 시험조건 E6 경우의 전체적인 성능특성은 E5보다 감소하는 현상이 발생하고 있다.

이러한 현상들의 원인을 규명하기 위해 액체추진제의 분무특성과 관련된 인자인 산화제 주입압력을 조사하였으며, 그 결과를 Fig. 8에 나타낸다. 그림에서 특성속도 효율이 산화제 주입압력과 동화되는 거동을 확인할 수 있는데, 산화제 주입압력은 산화제의 스월 강도(swirl strength)에 직접적인 영향을 주는 요소로써 산화제 주입압력의 증가가 스월 강도의 증대를 동반하여 추진제의 미립화를 촉진하기 때문으로 판단된다. Chen 등[14]은 스월 강도가 증대될수록 분무각이 증가한다고 주장한 바 있으며, Ramezani 등[15]은 분무각이 연소효율에 직접적인 영향을 미친다고 언급한 바 있다. 유사하게 시험조건 E6(ϕ=0.90)의 경우, 낮은 주입압력에 기인하는 인젝터 분무 성능의 과도한 저하가 추진제 혼합효율을 급감시키며, 화학양론비 근처에서 발생할 수 있는 화학반응 강도 증대 효과를 압도하여 특성속도 및 비추력성능 등을 저하시키고 급격한 추세이탈을 야기하는 것으로 판단된다.

Fig. 8 
Oxidizer injection pressure according to the equivalence ratio variation.

본 연구에서는 기체메탄-액체산소 소형로켓엔진의 추진제 공급조건과 연소실 압력 사이의 상관관계를 조사하고, 고정된 연소실 압력에서 당량비 변화에 따른 엔진의 성능특성을 분석하기 위해 수행된 지상연소시험의 결과를 제시한다.

산화제 공급압력과 산화제 유량 및 연소실 압력 사이의 상관관계를 분석한 결과, 산화제 유량과 연소실 압력 모두 산화제 공급압력에 선형적으로 비례하는 것이 확인되었고 분석을 통해 도출된 선형근사식과 실측값 사이의 상대오차는 1% 이내의 높은 정확도를 보였다.

지상연소시험 결과, 로켓엔진의 주요 성능특성인 추력, 비추력 및 특성속도는 당량비가 화학양론비에 가까워질수록 증가하는 경향을 보였으나, 특성속도 효율 및 비추력 효율의 당량비에 대한 종속성은 그 반대의 경향을 보였다. 또한, 시험조건 E6의 경우, 화학양론비에 가까워졌음에도 불구하고 전체적인 엔진의 성능이 감소하였는데, 이는 추진제 혼합효율의 저하에 기인하는 것으로 판단된다.

연소효율 거동을 분석하기 위해 액체추진제의 분무특성과 관련된 인자인 산화제 압력 변이를 조사한 결과, 특성속도 효율은 산화제 주입압력과 동화되는 거동을 보였다. 산화제 주입압력의 저하는 산화제의 스월 강도 약화 및 분무각 감소로 이어지며, 과도한 분무 성능 저하에 의한 추진제 혼합 및 화학반응 강도의 약화는 화학양론비 근처에서 발생할 수 있는 화학반응 강도 증대 효과를 압도할 수 있는 것으로 사료된다.