KR101381569B1 - 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템 및 추력측정방법 - Google Patents

디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템 및 추력측정방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 연소시험 전에 추력측정장치의 보정을 통해 상단 추진기관과 연결되어 있는 여러 가지 부속물들의 저항성분을 사전에 보정함으로써, 우주발사체 상단 추진기관에 대한 정확한 추력을 시험할 수 있는 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템 및 추력측정방법을 개시(introduce)한다. 상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 일 실시 예에 따른 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템은, 우주발사체의 추진기관에 대한 연소시험 시 상기 우주발사체의 추력을 측정하는 디퓨저를 이용하는 것으로, 추력측정/보정장치, 우주발사체 추진기관, 진공챔버 및 디퓨저를 포함한다.

Description

디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템 및 추력측정방법 {Thrust measuring system for high altitude simulation test with diffuser and the thrust measuring method}
본 발명은 모사 고공환경 상태에서 우주발사체의 상단 추진기관에 대한 연소시험을 수행하는 추력측정시스템에 관한 것으로, 특히, 디퓨저를 이용하여 고공환경을 모사하고 연소시험 전에 추력측정시스템에 포함된 추력측정장치의 보정을 통해 고공환경을 모사하는데 따른 구성요소들의 저항을 배제하는 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템 및 상기 추력측정방법에 관한 것이다.
인공위성을 정확한 궤도에 진입시키기 위해서는 인공위성을 탑재하고 있는 우주발사체 상단 추진기관의 추력을 정확하게 예측하는 것이 매우 중요하다. 우주발사체의 개발에 소요되는 비용은 상당하므로, 우주발사체를 우주로 쏘아 올리기 전에 우주발사체 상단 추진기관의 성능을 검증하는 것은 필수적이다. 우주발사체의 추진기관의 성능 특히 연소성능을 검증하기 위해서는, 우주발사체의 발사 전에 지상에서 연소시험을 수행하여 축추력 등을 측정한다. 우주발사체의 상단에 사용되는 추진기관은 상당히 높은 고도에서 작동이 가능하여야 하는데, 지상에서 시험을 수행할 경우 극심한 진동 등으로 인해 정확한 추력을 얻을 수가 없기 때문에 일반적인 방법으로는 시험이 불가능하다.
이러한 점을 고려하여 고도가 높은 곳에서 작동하게 될 추진기관의 주변환경을 고공환경으로 모사하여 우주발사체 상단 추진기관의 연소성능을 검증한다. 고공환경을 모사한다는 것은, 상단 추진기관의 후단부 압력을 높은 고도에서의 압력과 동일한 수준으로 낮추는 것을 의미하며, 이를 구현하는 방법 중 하나로 추진기관 후단에 디퓨저를 장착하는 것이다.
상술한 모사환경 하에서 디퓨저를 이용하여 우주발사체 상단 추진기관의 연소시험을 수행할 경우 상단 추진기관과 연결되어 있는 여러 가지 부속물들의 저항으로 인해서 측정된 추력값이 실제 값보다 작게 나타나게 된다는 문제가 발생한다.
본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는 연소시험 전에 추력측정장치의 보정을 통해 상단 추진기관과 연결되어 있는 여러 가지 부속물들의 저항성분을 사전에 보정함으로써, 우주발사체 상단 추진기관에 대한 정확한 추력을 시험할 수 있는 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템을 제공하는 것에 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 다른 기술적 과제는, 고공모사시험용 추력측정시스템을 이용하여 우주발사체 상단 추진기관에 대한 연소시험을 수행하기 전에, 상단 추진기관과 연결되어 있는 여러 가지 부속물들의 저항성분을 사전에 보정하는 추력측정방법을 제공하는 것에 있다.
상기 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 일 실시 예에 따른 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템은, 우주발사체의 추진기관에 대한 연소시험 시 상기 우주발사체의 추력을 측정하는 디퓨저를 이용하는 것으로, 추력측정/보정장치, 우주발사체 추진기관, 진공챔버 및 디퓨저를 포함한다. 상기 추력측정/보정장치는 일 면이 추력지지벽에 고정되며 상기 추력측정장치의 보정 및 상기 우주발사체 추진기관의 추력을 측정한다. 상기 우주발사체 추진기관은 상기 추력측정/보정장치의 다른 일 면에 연결되며 추진기관홀더에 의해 고정된다. 상기 진공챔버는 일면이 상기 우주발사체 추진기관의 추진부에 연결된다. 상기 디퓨저는 상기 진공챔버의 다른 일면에 연결되어 상기 우주발사체 후단의 압력 환경을 조절한다.
상기 다른 기술적 과제를 달성하기 위한 본 발명의 일 실시 예에 따른 추력측정방법은, 추력측정시스템을 이용하여 추력을 측정하는 것으로, 추력측정시스템의 보정단계 및 추력측정시스템의 실제 연소시험 단계를 포함한다.
본 발명에 따른 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템 및 추력측정장치의 보정방법은, 디퓨저를 장착한 고공모사 시험설비에서 우주발사체용 추진기관을 시험할 때 복잡한 주변설비에 의해 발생하는 저항을 사전에 측정하여 실제 추력 값을 정확하게 알 수 있다는 장점이 있다.
도 1은 본 발명에 따른 고공모사시험용 추력측정시스템을 나타낸다.
도 2는 본 발명에 따른 고공모사시험용 추력측정시스템을 구성하는 추력측정/보정장치를 나타낸다.
도 3은 본 발명에 따른 고공모사시험용 추력측정시스템을 구성하는 추력측정/보정장치의 3차원 사진을 나타낸다.
도 4는 액추에이터 하중 볼조인트를 나타낸다.
도 5는 본 발명에 따른 추력측정방법을 나타낸다.
도 6은 액추에이터를 추력측정/보정장치에 장착하기 이전에 액추에이터에 인가되는 힘과 액추에이터 전압의 관계를 나타낸다.
도 7은 로드셀에서 측정된 힘과 액추에이터 전압과의 관계를 나타낸다.
본 발명과 본 발명의 동작상의 이점 및 본 발명의 실시에 의하여 달성되는 목적을 충분히 이해하기 위해서는 본 발명의 예시적인 실시 예를 설명하는 첨부 도면 및 첨부 도면에 기재된 내용을 참조하여야만 한다.
이하 첨부한 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예를 설명함으로써, 본 발명을 상세히 설명한다. 각 도면에 제시된 동일한 참조부호는 동일한 부재를 나타낸다.
고공에서 작동하는 추진기관의 성능을 검증하기 위한 고공환경모사 시험에서는 추력보정이 반드시 필요하다. 이는 지상에 설치된 연소시험 시스템에 고공환경을 모사하기 위한 디퓨저가 추진기관에 연결되므로, 디퓨저에 의한 저항을 사전에 제거하거나 알지 못한다면 보다 정확한 추력값을 얻기 힘들기 때문이다. 따라서 추진기관의 성능검증을 위한 지상연소 시험 전에 시험설비의 보정을 필수적으로 수행함으로써 실제 시험에서 획득한 데이터의 정확도를 높일 수 있다. 이처럼 시험설비에 대한 보정은 시험설비에서 발생하는 오차를 최소화하고 지상에서 시험하기 때문에 발생하는 여러 가지 저항을 사전에 측정하여 시험을 통해 얻은 값에 가감함으로써 그 값의 정확도를 향상시키는 것이다.
도 1은 본 발명에 따른 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템을 나타낸다.
도 1을 참조하면, 고공모사시험용 추력측정시스템(100)은, 우주발사체의 추진기관에 대한 연소시험 시 우주발사체의 추력을 측정하는 것으로, 추력측정장치(120), 우주발사체 추진기관(130), 진공챔버(140) 및 디퓨저(150)를 포함한다.
추력측정장치(120)는 일 면이 추력지지벽(110)에 고정되며 추력측정장치의 보정 및 우주발사체 추진기관(130)의 추력을 측정한다. 우주발사체 추진기관(130)은 추력측정장치(120)의 다른 일 면에 연결되며 추진기관홀더(160)에 의해 고정된다. 진공챔버(140)는 일면이 우주발사체 추진기관(130)의 추진부에 연결된다. 디퓨저(150)는 진공챔버(140)의 다른 일면에 연결되어 우주발사체 후단의 압력 환경을 조절한다.
도 2는 본 발명에 따른 고공모사시험용 추력측정시스템을 구성하는 추력측정/보정장치를 나타낸다.
도 2를 참조하면, 추력측정/보정장치(120)는, 복수 개의 캘리브레이션 바(215), 복수 개의 추력측정용 로드프레임(216), 2개의 플렉셔(flexure, 217), 로드셀(218), 하중인가 볼 조인트(219), 액츄에이터(220) 및 복수 개의 에이프레임(222)을 구비한다.
복수 개의 캘리브레이션 바(215)는 제1지지대(212) 및 제3지지대(214)를 체결하며 제1지지대(212) 및 제3지지대(214)의 사이에 설치된 제2지지대(213)를 관통한다. 복수 개의 추력측정용 로드프레임(216)은 추력지지벽(110)과 체결되는 추력지지벽 체결부(211)와 제2지지대(213)를 체결한다. 2개의 플렉셔(flexure, 217)는 제2지지대(213) 및 제3지지대(214)의 서로 마주보는 면에 각각 설치된다. 로드셀(218)은 2개의 플렉셔(216) 사이에 설치된다. 하중인가 볼 조인트(219)는 일 단이 제1지지대(212)에 체결된다. 액츄에이터(220)는 볼 조인트(219)의 다른 일 단자와 제2지지대(213) 사이에 설치된다. 복수 개의 에이프레임(222)은 추진기관 체결부(221) 및 제3지지대(214)를 체결한다.
도 3은 본 발명에 따른 고공모사시험용 추력측정시스템을 구성하는 추력측정/보정장치의 3차원 사진을 나타낸다.
도 3을 참조하면, 추력지지벽(110)과 체결되는 추력지지벽 체결부(211)의 크기가 제2지지대(213)의 크기에 비해 크고, 추진기관 체결부(221)의 크기가 제3지지대(214)의 크기에 비해 크기 때문에, 이들을 체결하는 복수 개의 추력측정용 로드프레임(216) 및 복수 개의 에이프레임(222)은 경사진 형태를 가진다.
도 4는 액추에이터 하중 볼조인트를 나타낸다.
도 4를 참조하면, 액추에이터 하중 볼조인트(219)는, 액추에이터(220) 바의 앞부분을 제1지지대(212)에 형성된 접촉면적 최소화 홈(223)에 볼 조인트 방식으로 체결하여 접촉저항을 최소한으로 함으로써, 액추에이터(220) 바의 앞부분의 축에 정확하게 힘을 인가할 수 있도록 한다.
도 5는 본 발명에 따른 추력측정방법을 나타낸다.
도 5를 참조하면, 추력측정방법(500)은 도 1 및 도 2에 도시된 구성요소들의 저항에 의한 오차를 보정할 수 있으며, 추력측정시스템의 보정단계(510) 및 추력측정시스템의 실제 연소시험 단계(550)를 포함한다.
추력측정시스템의 보정단계(510)는, 액추에이터 고유특성 파악단계(511), 캘리브레이션 바 저항 측정단계(512), 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계(513) 및 진공챔버와 디퓨저에 의한 저항 측정단계(514)를 구비한다.
액추에이터 고유특성 파악단계(511)는 추력측정/보정장치(120)에 장착하기 전의 액츄에이터(220)에 인가하는 힘에 대한 액추에이터 전압의 관계를 파악한다. 캘리브레이션 바 저항 측정단계(512)는 에이프레임(222)를 제거한 추력측정/보정장치(120)를 추력지지벽(110)에 체결한 후 액츄에이터(220)에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정한다. 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계(513)는 추력지지벽(110)에 추력측정/보정장치(120) 및 추진기관(140)을 연결한 후, 상기 액추에이터(220)에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정한다. 진공챔버와 디퓨저에 의한 저항 측정단계(514)는 추력지지벽(110)에 추력측정/보정장치(120), 진공챔버(130), 추진기관(140) 및 디퓨저(150)를 연결한 후, 액츄에이터(220)에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정한다.
추력측정장치의 실제 연소시험 단계(550)는, 캘리브레이션 바(218)와 제3지지대(214)의 체결을 해제한 추력측정시스템(100)을 이용하여 우주발사체의 추력을 측정한다.
여기서, 캘리브레이션 바(215)의 연신률 및 슬라이딩 부분의 저항은 캘리브레이션 바 저항 측정단계(512)에서 얻어진 액추에이터 전압이고, 에이프레임(218) 및 추진기관(130)의 중력에 의한 저항은 캘리브레이션 바 저항 측정단계(512)에서 얻어진 액추에이터 전압과 상기 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계(513)에서 얻어진 액추에이터 전압의 차이 값이며, 진공챔버(140) 및 디퓨저(150)에서 발생하는 저항은 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계(513)에서 얻어진 액추에이터 전압과 진공챔버와 디퓨저에 의한 저항 측정단계(514)에서 얻어진 액추에이터 전압의 차이 값이 된다.
상기의 내용은 로드셀(218)에서 측정된 힘(F load cell)과 이때의 액추에이터 전압(V actuator)과의 관계를 나타낸 도 7을 참조하면 쉽게 이해할 수 있을 것이다.
추력측정시스템의 보정단계(510) 및 추력측정시스템의 실제 연소시험 단계(550)는 인장방향과 압축방향 모두에 대하여 수행한다.
도 6은 액추에이터를 추력측정/보정장치에 장착하기 이전에 액추에이터에 인가되는 힘과 액추에이터 전압의 관계를 나타낸다.
도 6을 참조하면, 액추에이터에 인가되는 힘이 0(zero)가 되는 값을 중심으로 인장방향과 압축방향으로 + 값 또는 - 값을 가지는 힘(Factuator)과 이에 대응하는 액추에이터 전압(Vactuator)의 값을 알 수 있다.
이상에서는 본 발명에 대한 기술사상을 첨부 도면과 함께 서술하였지만 이는 본 발명의 바람직한 실시 예를 예시적으로 설명한 것이지 본 발명을 한정하는 것은 아니다. 또한 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 이라면 누구나 본 발명의 기술적 사상의 범주를 이탈하지 않는 범위 내에서 다양한 변형 및 모방 가능함은 명백한 사실이다.
110: 추력지지벽 120: 추력측정장치
130: 우주발사체 추진기관 140: 진공챔버
150: 디퓨저 160: 추진기관홀더
211: 추력지지벽 체결부 212: 제1지지대
213: 제2지지대 214: 제3지지대
215: 캘리브레이션 바 216: 로드 프레임
217: 플렉셔 218: 로드셀
219: 하중인가 볼 조인트 220: 액추에이터
221: 추진기관 체결부 222: 에이프레임
223: 접촉면적 최소화 홈

Claims (8)

  1. 우주발사체의 추진기관에 대한 연소시험 시 상기 우주발사체의 추력을 측정하는 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템에서,
    일 면이 추력지지벽에 고정되며 상기 추력측정장치의 보정 및 상기 우주발사체 추진기관의 추력을 측정하는 추력측정/보정장치;
    상기 추력측정/보정장치의 다른 일 면에 연결되며 추진기관홀더에 의해 고정되는 우주발사체 추진기관;
    일면이 상기 우주발사체 추진기관의 추진부에 연결되는 진공챔버; 및
    상기 진공챔버의 다른 일면에 연결되어 상기 우주발사체 후단의 압력 환경을 조절하는 디퓨저; 를 포함하며,
    상기 추력측정/보정장치는,
    제1지지대 및 제3지지대를 체결하며 상기 제1지지대 및 상기 제3지지대의 사이에 설치된 제2지지대를 관통하는 복수 개의 캘리브레이션 바;
    상기 추력지지벽과 체결되는 추력지지벽 체결부와 상기 제2지지대를 체결하는 복수 개의 추력측정용 로드프레임;
    상기 제2지지대 및 상기 제3지지대의 서로 마주보는 면에 각각 설치되어 각도 보정을 하는 2개의 플렉셔(flexure);
    상기 2개의 플렉셔 사이에 설치된 로드셀;
    일 단이 상기 제1지지대에 체결된 하중인가 볼 조인트;
    상기 볼 조인트의 다른 일 단자와 상기 제2지지대 사이에 설치된 액츄에이터; 및
    추진기관 체결부 및 제3지지대를 체결하는 복수 개의 에이프레임;을 포함하고,
    상기 제1지지대 중 상기 하중인가 볼 조인트와 접하는 부분에는,
    상기 볼 조인트와 상기 제1지지대의 접촉저항을 최소한으로 하는 접촉면적 최소화 홈이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 디퓨저를 이용한 고공모사시험용 추력측정시스템.
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 제1항에 기재된 구성요소들의 각종 저항에 의한 오차를 보정하는 추력측정시스템을 이용한 추력측정방법에 있어서,
    추력측정시스템의 보정단계; 및
    추력측정시스템의 실제 연소시험 단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법.
  5. 제4항에 있어서, 상기 추력측정시스템의 보정단계는,
    상기 추력측정/보정장치에 장착하기 전의 액츄에이터에 인가하는 힘에 대한 액추에이터 전압의 관계를 파악하는 액추에이터 고유특성 파악단계;
    상기 에이프레임를 제거한 상기 추력측정/보정장치를 상기 추력지지벽에 체결한 후 상기 액츄에이터에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정하는 캘리브레이션 바 저항 측정단계;
    상기 추력지지벽에 상기 추력측정, 상기 보정장치 및 상기 추진기관을 연결한 후, 상기 액추에이터에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정하는 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계; 및
    상기 추력지지벽에 상기 추력측정/보정장치, 상기 진공챔버, 상기 추진기관 및 상기 디퓨저를 연결한 후, 상기 액츄에이터에 힘을 가하여 인가한 힘에 대한 액추에이터 전압을 측정하는 진공챔버와 디퓨저에 의한 저항 측정단계;를
    포함하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법.
  6. 제5항에 있어서, 상기 추력측정장치의 실제 연소시험 단계는,
    상기 캘리브레이션 바와 상기 제3지지대의 체결을 해제한 상기 추력측정시스템을 이용하여 상기 우주발사체의 추력을 측정하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 캘리브레이션 바의 연신률 및 슬라이딩 부분의 저항은 상기 캘리브레이션 바 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압이고,
    상기 에이프레임 및 상기 추진기관의 중력에 의한 저항은 상기 캘리브레이션 바 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압과 상기 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압의 차이 값이며,
    상기 진공챔버 및 상기 디퓨저에서 발생하는 저항은 상기 에이프레임과 추진기관의 중력에 의한 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압과 상기 진공챔버와 디퓨저에 의한 저항 측정단계에서 얻어진 액추에이터 전압의 차이 값인 것을 특징으로 하는 추력측정방법.
  8. 제4항에 있어서,
    상기 추력측정시스템의 보정단계 및 상기 추력측정시스템의 실제 연소시험 단계는 인장방향과 압축방향 모두에 대하여 수행하는 것을 특징으로 하는 추력측정방법.
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