발간 현황

액체추진제를 사용하는 발사체는 밀폐된 추진제 탱크를 이용하므로 엔진 작동으로 추진제가 소모될 때 추진제가 소모된 부피에 맞추어 탱크를 적정 압력으로 가압하여야 한다.

이러한 가압으로 다음과 같은 중요한 효과를 얻는다.

• ⋅ 펌프에서 캐비테이션 발생 방지 (Fig. 1의 우)
• ⋅ 발사준비와 비행 운용 중에 발생하는 부하에서 추진제 탱크의 좌굴 방지 및 구조적 강성 유지 (Fig. 1의 좌)
• ⋅ 증발로 인한 극저온 추진제의 손실 감소

Fig. 1 
Buckling of propellant tank (left)[5] and pressure change through a propellant supply system (right).

이와 함께 가압시스템은 추진제의 충전과 배출 작업에도 사용된다.

추진제탱크에서 얼리지공간의 가압압력을 높이 설정하면 1) 가압가스의 질량 증가, 2) 추진제 탱크의 구조중량 증가, 3) 가압가스 공급시스템의 중량 증가를 가져온다. 따라서 엔진 입구압을 가능한 한 낮게 설정해야 발사체 전체의 성능효율을 높일 수 있다.

특히 펌프입구에서 추진제의 압력을 포화수증기압 정도가 되도록 탱크의 가압압력을 낮추는 것은 1단보다는 상단에서 효과가 크다.

가압가스의 온도를 높이면 활발한 열전달이 일어나고, 추진제와 탱크벽에서 가압가스가 열에너지를 빼앗김으로 가압능력은 떨어진다. 그러나 가압가스의 온도 증가는 가스의 유량과 가압시스템의 무게를 줄여준다. 따라서 일반적으로 가압가스 온도는 추진기관 전체 시스템의 제한조건을 고려하여 가능한 한 높게 설정한다.

가압가스의 온도를 제한하는 요인으로는 추진제 탱크 벽의 내구성과 추진제의 온도 상승으로 인하여 사용할 수 없는 추진제 양(잔류량)이다.

가압가스의 주입속도가 너무 작으면 얼리지 공간에서 온도층이 생성된다. 반면 주입속도가 너무 크면 추진제와 큰 열교환이 발생한다. 따라서 가압효율을 높이는 최적의 주입속도가 존재한다.

발사체의 비행 시에 추진제의 소모로 인하여 가압가스 공급 디퓨져와 추진제 수위 사이 거리가 증가하므로 추진기관의 전체 작동시간에서 최적의 가압효율을 가지는 가스주입속도의 결정이 필요하다. Fig. 4에서는 가압가스의 공급속도에 따른 가압능력 변화를 보여주는 그래프로, 가압속도 증가 시 가압능력이 증가하여 최대 효율이 발생한 후 추가의 가스주입속도 증가는 추진제와의 열교환에 의하여 가압효율의 감소를 가져온다.

Fig. 4 
Pressurization effectivity according to the gas supply speed[6,9].

가압가스를 추진제 탱크의 횡방향 또는 상부방향으로 주입 시에 추진제 탱크 벽을 가열하여 가압가스의 에너지 손실을 가져온다. 추진제 수면에 수직하게 가스를 주입 시에 가스와 추진제탱크 벽면과의 접촉이 최소화되고 탱크벽 가열에 의한 가압가스의 에너지 손실과 탱크벽의 열적 부하도 작아진다. 추진제탱크의 크기 및 추진제 종류에 따라 최적의 가스 주입기의 형상이 달라진다(Fig. 5).

Fig. 5 
Various types of gas distributors[15] 1-tank, 2-upper dome, 3,5-fittings, 4-cone, 6-tube, 7-flange, 8-distributor, 9-splitter, 10-rib.

극저온 추진제가 담긴 탱크에서는 다양한 열교환과 물질교환이 활발히 일어난다. Fig. 6의 좌는 엔진이 작동할 때 추진제 탱크내에서 열⋅물질 전달의 과정을 보여준다.

Fig. 6 
Heat and mass transfer in a propellant tank.

가스공급 후반부에서 추진제 상부 표피층의 온도는 탱크 내압에 해당하는 포화수증기온도와 유사하므로 온도센서를 이용한 극저온 추진제 수위 측정에는 어려움이 생긴다 (Fig. 6의 우).

발사체의 비행 시 슬로싱 발생은 필연적이며, 이 경우 추진제 탱크의 얼리지압은 감소하고 추진제의 온도는 올라간다.

Fig. 7의 좌는 비행 시 슬로싱이 발생할 때 가압에 필요한 가스량을 확인하기 위한 시험설비의 형태이다. Fig. 7의 우는 극저온 추진제 탱크의 내부에 슬로싱이 증가 시에 필요 가압가스량이 크게 증가함을 보여준다[6,9].

Fig. 7 
Test stand for simulating propellant sloshing in flight[6,9].

추진제의 온도에 따라 포화수증기압이 변화하므로 펌프에서 최소허용압력도 변화한다.

추진제 탱크내에서 밀도가 높은 저온의 추진제는 하부로, 높은 온도의 추진제는 위쪽으로 이동하여 성층화된다. 추진기관 운용의 마지막 시간부근에서 최대 허용온도 이상의 추진제는 사용할 수 없게 되며, 이는 발사체의 성능을 저해하는 요소로 작용한다.

Fig 8에서 초기 극저온 추진제의 높이(H)에 따른 온도(T)는 1과 같고, 추진기관의 임무시간 마지막 부분에서 수위가 낮아지면 추진제의 온도는 3과 같은 프로파일을 가지게 된다.

Fig. 8 
Stratification of cryogenic propellant.

우주발사체의 비행 운용 시 가압가스의 온도, 탱크의 내부압, 슬로싱 등의 다양한 요인에 의하여 가압특성이 달라진다. 실제 발사체나 대형 시험설비를 이용한 가압시험은 설비 구축과 비용상 어려우므로 소형 설비를 이용하여 개별 항목에 대한 정보를 획득할 수 있는 시험을 수행할 필요성이 있다. 이러한 시험들의 정보를 종합하여 물리적 현상과 과정에 대한 특성을 확인한 후 실제 발사체의 가압시스템 설계에 활용할 수 있다.

추진제 탱크에서 발생하는 열⋅물질 전달 과정의 정도를 설비를 이용하여 실험적으로 측정하여, 비행용 가압시스템의 운용요소와 조건, 다양한 시스템 구성이 가압시스템의 작동성에 주는 영향을 평가할 수 있다.

자가증기 가압시스템 개발을 위한 모사시험으로 얻고자 하는 주요한 정보는 다음과 같다.

• ⋅ 가압가스의 효율
• ⋅ 가압시스템의 운용조건 선정
• ⋅ 탱크에서 압력 및 온도 변화 특성
• ⋅ 필요 가압가스량 결정
• ⋅ 추진제의 가열깊이와 온도 정의 (사용 불가능한 높은 온도의 추진제량 평가)

Fig. 9는 추진제 탱크에서 가압시스템의 작동을 모사하는 시험의 구성도이며, 이 시험으로부터 얻어진 정보는 향후 가압시스템의 수학적 모델의 개발, 실제 추진제 탱크에서 주요 파라미터의 한계값 선정 및 가압시스템 제작에 활용된다.

Fig. 9 
Block diagram of carrying out tests for autogenous pressurization system development[6].

비행용 추진제 탱크의 모사시험을 위하여 다음의 운용조건을 고려한다.

• ⋅ 정격 가압압력 설정 (비행 시 가속도 고려)
• ⋅ 최대 및 최소 가압압력 설정 (탱크 벽의 응력, 좌굴, 벤트 밸브 작동조건 고려)
• ⋅ 실제 발사체의 추진기관과 시험설비의 상사성

Fig. 10과 Fig. 11은 극저온 추진제 탱크의 가압시험을 위한 설비의 구성도이다. Fig. 10의 설비는 외부로부터 열유입과 함께 추진제의 슬로싱까지 모사할 수 있는 장치들로 발사체의 추진기관과 상사관계를 고려하여 구성되어 있다.

Fig. 10 
Cryogenic propellant tank pressurization test stand[6].

Fig. 11 
The experimental setup and locations of temperature sensors[10-12].

반면 자가증기가압 모사시험에 있어서 특정한 목적을 가질 경우에는 해당 연구목적에 맞게 시험설비가 구성되어야 한다. Fig. 11은 자가증기가압에 있어서 엔진 시동 전까지 가압가스 온도의 영향을 평가하기 위한 시험의 구성이다.

본 논문의 과제는 자가증기가압에서 일어나는 극저온 추진제의 응축특성, 헬륨과 자가증기가압의 효율 비교 및 가압가스의 온도에 따른 가압 효율을 측정하는 것이며, 이러한 목적을 위하여 Fig. 12와 같은 시험설비를 구성하였다.

Fig. 12 
Testing equipment for propellant tank pressurization.

시험에서 사용한 주요 매질은 Table 1과 같다. 여기서 시험 항목 A와 C로 질소가스가 물 대비 극저온 액체질소에 응축되는 양상을 확인하고, 항목 B와 C로 헬륨가압과 질소가스의 가압능력 차이를 알 수 있다. 항목 D로는 기체질소의 온도상승에 따른 액체질소탱크의 가압능력 비교를 위함이다.

Fig. 13은 전술한 시험목적을 위한 자가증기 가압시험설비의 구성이다. 시험설비는 주요 3부분으로 나뉘어지는데, 상부에 가압가스 공급부, 모사추진제 탱크부와 하부에 위치한 추진제 공급부이다.

Fig. 13 
Schematic of autogenous pressurization experiment equipment.

가압가스 공급부에는 압력 레귤레이터, 질량유량계 및 열교환기가 장착되어서 요구되는 압력, 유량과 온도로 가압가스의 공급을 가능하게 한다.

실제 비행용 가압시스템에서는 서로 다른 직경을 가진 오리피스가 장착된 솔레노이드 밸브 3개의 열림과 닫힘 조합으로 유량조절을 하는데, 이러한 가압조건(솔레노이드 밸브 3개 사용)을 모사하는 경우 가압가스의 유량 산정이 어려우므로 압력 레귤레이터와 유량계의 조합을 선택하였다.

모사 추진제 탱크는 SUS304재질로 제작된 0.3 m³의 용기이다. 탱크의 벽면은 가압가스와 추진제간의 열전달 및 물질교환 영향을 명확하게 하기 위하여 100 mm의 우레탄 단열재를 사용해서 외부로부터의 열유입을 차단하였다. 그리고 추진제 탱크의 얼리지공간에서 가압특성, 추진제의 수위 및 온도 성층화의 확인이 가능하도록 센서들을 탱크의 적정 위치에 설치하였다. 가스 공급부에는 가스의 질량유량과 공급압력 및 온도를 측정하기 위한 센서들을 장착하였고, 추진제 배출 배관에는 터빈유량계를 설치하였다.