KR20040049157A - 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용가능한 유도용 공동 장치 - Google Patents

Abstract

본 발명은 로켓 엔진 개발시 반드시 검증되어야 하는 연소 안정성 확인 시험을 위하여 인위적인 교란 공급 장치인 펄스건과 재사용이 가능한 유도용 공동장치를 제공하는 것이며, 이를 통하여 로켓 엔진 개발시의 시행 착오로 인한 시간/비용의 절감을 꾀할 수 있으며, 안정성과 신뢰성이 높은 엔진을 개발할 수 있도록 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치에 관한 것이다.

이러한 본 발명은 내부에 주장약(3)과 기폭제(9)가 설치되는 펄스건 공동(8)이 설치되며 펄스건 공동(8)을 밀폐시키는 멤브레인(1)이 설치된 기폭부(24)와,

상기 기폭부(24)의 내부에 설치된 기폭제(9)와 전기공급부(4)로 연결되는 전기 커넥터(7)와,

상기 전기 커넥터(7)와 기폭부(24)를 연결하고 내부에 고정핀(6)이 위치하는 기밀부 고정부(10)와,

상기 기폭부(24)의 외측에 설치되어 압력 유도부(B)에 설치된 펄스건용 어댑터(13)와 연결되는 연결너트(2)와,

외측으로 질소 퍼징용 어댑터(16)와 엔진용 어댑터(17)가 양측으로 설치되고 펄스건용 어댑터(13)의 반대편에 유도용 공동(11)이 설치되는 압력 유도부(B)로 설치됨을 특징으로 하는 것이다.

Description

로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치{Construction of pulse gun and reusable cavity for stability rating test of rocket engine}

본 발명은 로켓 엔진 개발시 반드시 검증되어야 하는 연소 안정성 확인 시험을 위하여 인위적인 교란 공급 장치인 펄스건과 재사용이 가능한 유도용 공동장치를 제공하는 것이며, 이를 통하여 로켓 엔진 개발시의 시행 착오로 인한 시간/비용의 절감을 꾀할 수 있으며, 안정성과 신뢰성이 높은 엔진을 개발할 수 있도록 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치에 관한 것이다.

로켓 엔진의 연소 불안정 현상은 거의 모든 로켓 엔진의 개발 과정에서 발생되는 현상으로서, 연소 과정과 연소실 내부의 유동의 상호 커플링에 의해 발생하는데, 연소 과정으로부터 공급된 에너지가 연소실 내부 유동장의 압력 및 속도를 증폭시켜 엔진 자체와 전체 비행체 시스템의 작동에 치명적인 손상을 일으킬 수 있다.

이러한 로켓 엔진의 연소 안정성을 평가하는 기법(Stability rating test:SRT)으로 통계적인 접근 방법(statistical stability analysis) 외에 동적 안정성 평가 기법(dynamic stability analysis)으로서 가장 흔히 사용되는 것이 밤(bomb) 이나 펄스건(pulse gun)이다.

이는 밤(bomb)이나 펄스건을 이용, 연소 과정 중, 도면 1과 같은 인위적인 교란을 생성시켜서, 연소실 내 압력 진동이 발산하는지 또는 감쇠하는지를 판단함으로써 엔진의 연소 안정성을 평가하는 것이다.

인위적인 교란을 발생시키는 장치로서 종래에 많이 사용되던 밤의 경우, 연소실의 연소장 내에 직접 설치되는 관계로 연소 과정 중 고온/고압의 유동에 노출되기 때문에 기폭제를 감싸고 있는 물질의 용융 시점 등을 예측하기 어려워 정확한 교란 시점을 설정하기 어려운 단점을 지니고 있다.

이에 반해 펄스건의 경우 연소실 외벽에 설치되어 고온/고압의 연소 가스에 직접 노출되지 않으며, 전기적 점화 방식을 일반적으로 사용하기 때문에 연소 과정 중의 원하는 시간에 인위적인 교란을 공급할 수 있는 장점을 지닌다.

이에 따라 최근에 흔히 사용되는 안정성 평가 기법에서는 펄스건이 가장 널리 사용되고 있는 실정이다.

이러한 연소 안정성 평가 기법은 로켓 엔진 개발 과정 중 반드시 선행되어야 하는 필수 핵심 기술임에도 불구하고, 선진국에서의 기술 이전 회피 등으로 인하여 국내에서는 개발이 되지 못한 실정이다.

선진국에서는 로켓 엔진 개발시 수십∼수백번의 연소 시험시의 연소 안정성 확인 시험을 거친 후, 엔진의 수명 시험 등으로 진행하는 방식을 거치고 있다.

국내에서는 극히 일부에서 제한적으로 인위적 압력파 교란 기법으로 사용되고 있으나, 이를 엔진의 연소 현상과 결부시킨 실험은 전무한 실정이다.

펄스건의 경우, 밤보다는 열적 고려가 덜 필요하지만 고온/고압의 가스가 펄스건 출구 방향으로 유입되는 것을 방지하기 위하여 퍼징 시스템이 필요하며, 연소실의 크기에 따라 최적의 퍼징 유량도 결정되어야 한다.

다시 말하면, 여러 스케일의 로켓 엔진에 펄스건이 적용되기 위해서는 엔진 연소실의 운용 조건, 즉 연소 현상을 크게 왜곡하지 않아야 하며, 운전중의 엔진으로부터의 화염 전파에 의한 펄스건의 오폭을 방지하기 위한 퍼징 시스템이 필요하다.

특히 작은 크기의 엔진의 경우 퍼징 유량에 의해 운용 조건이 왜곡될 수 있으므로 이에 대비한 별도의 퍼징 시스템이 필요하다.

펄스건의 운용은 먼저 기폭부와 연소실 사이에 공동(cavity)을 두어, 이 공동과 기폭부를 연결하는 방식으로 사용한다.

기폭부로부터 전달되는 압력파와 순간적인 고온 가스에 의하여 펄스건용 어댑터의 접촉면에 손상이 발생하게 된다.

일반적으로 운용시 작업자의 안전을 위하여 펄스건용 어댑터와 유도용 공동은 미리 용접된 상태로 기폭부만을 교체하는 방식으로 사용되므로, 펄스건 접촉부(어댑터 및 유도용 공동)의 재사용을 위해서는 이러한 손상을 막아 안전성을 유지하는 것이 중요하다.

본 발명은 로켓 엔진 개발시 반드시 검증되어야 하는 연소 안정성 확인 시험을 위하여 인위적인 교란 공급 장치인 펄스건과 재사용이 가능한 유도용 공동의 설계/제작 기법과 시험 및 운용 기법을 제공하는 것이다.

이를 통하여 로켓 엔진 개발시의 시행 착오로 인한 시간/비용의 절감을 꾀할 수 있으며, 안정성과 신뢰성이 높은 엔진을 개발할 수 있다.

본 펄스건의 설계/제작 기법과 시험 기법을 통하여 단일 연소 시험에서 단일 크기의 압력파에 의한 엔진의 응답 특성뿐만 아니라, 2회 이상의 인위적 가진을 줄 수 있는 장치/시험 기법을 제공하여 로켓 엔진 시험 및 개발비용을 감소할 수 있다.

이는 향후 로켓 엔진뿐만 아니라 근래 선진국에서도 큰 이슈가 되고 있는 저공해 가스터빈 연소기의 불안정 특성 검증을 할 수 있는 기법으로 이용될 수 있을 것이다.

연소실로부터 펄스건으로의 연소 가스 유입을 막기 위하여 퍼징 시스템을 구성하는데, 특히 작은 스케일의 로켓 엔진에서는 연소실의 운용 조건을 왜곡하지 않아야 하며, 이에 대비한 별도의 퍼징 시스템이 필요하다.

퍼징 시스템을 오리피스를 이용하여 별도로 구성함으로써 다양한 크기의 엔진에서도 적용 가능하도록 한다.

펄스건 몸체의 경우, 주장약 폭발력에 의해 몸체의 파열이 생기면 연소실의 고온/고압의 연소 가스 누출에 의한 시험의 중단이나 연소실, 설비의 손상이 발생할 수 있다.

이를 방지하기 위하여 펄스건 폭약의 완폭과 몸체의 내파열성을 확보하며, 사용 후에도 기밀을 유지할 수 있도록 한다.

펄스건 유도용 공동은 일반적으로 여러 회 사용 가능해야 하는데, 기밀을 용이하게 하기 위하여 펄스건용 어댑터와 용접하여 사용한다.

이에 따라 멤브레인의 접촉 부분에서의 기폭 시험 후 상태가 양호하고 기밀 또한 확보되어야 한다.

이를 해결하면 비용의 절감과 운용상의 안전을 위해 여러 회 이상 재사용 가능하도록 몸체의 건전성을 유지할 수 있다.

도 1 는 본 발명의 시험 기법 개략도

도 2 는 본 발명의 펄스건에 대한 설치상태 단면도

도 3 은 본 발명의 압력파 유도장치에 대한 설치상태 단면도

도 4 는 본 발명의 퍼징 시스템에 대한 단면도

도 5 는 본 발명의 퍼징 시스템에 대한 개략도

도 6 은 본 발명의 기폭장치에 대한 상세도

도 7 은 본 발명의 펄스건 어댑터 밀 기폭부의 분리상태 단면도

[도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명]

1 : 멤브레인2 : 연결 볼트

3 : 주장약4 : 전기 공급부

5 : 기밀부6 : 고정핀

7 : 전기 커넥터8 : 펄스건 공동

9 : 기폭제10 : 기밀부 고정부

11 : 유도용 공동12 : 멤브레인 궤적

13 : 펄스건용 어댑터 14 : 펄스건 압력파 유입부

15 : 퍼징용 질소16 : 질소 퍼징용 어댑터

17 : 엔진용 어댑터18 : 펄스건 압력파 궤적

19 : 유도용 공동내 반구형상22 : 오링

23 : 출구턱 인서트24 : 기폭부

본 발명은 압력 펄스를 원하는 시점에 발생시킬 수 있는 펄스건 설계/제작 기술과 펄스건을 로켓 엔진에 효율적으로 설치하여 연소 안정성 확인 시험을 할 수 있도록 하는 압력파 유도 장치 설계 기술 및 시험 기술로 구성된다.

먼저 펄스건은 크게 화약을 통하여 순간적인 압력을 가할 수 있는 폭발부(A)와 그 압력을 펄스건으로 유도하는 압력 유도부(B)로 나눌 수 있다.

폭발부(A)는 연결너트(2)가 연결된 기폭부(24)의 일측으로 기밀부 고정부(10)가 기밀부(5)와 고정핀(6)을 고정시키며, 선단에는 전기 커넥터(7)가 전기공급부(4)를 수용하며 설치된다.

기폭부(24)의 내부에 설치되는 기폭제(9)와 기폭제(9)를 점화하기 위한 전기 공급부(4) 및 기폭제(9)의 폭발에 의해 주폭발력을 발생시키기 위한 주장약(3)으로 구성된다.

즉 폭발력은 전기 공급부(4)에 정해진 전압/전류의 펄스 신호를 공급하여 기폭제(9)를 폭발시키며, 이 폭발력에 의해 주장약(3)이 폭발하여 순간적으로 강한 압력을 생성한다.

이 압력에 의해 펄스건 내의 펄스건 공동(8)에 고압의 가스가 충진되며, 이 압력이 막고있는 멤브레인(1)을 파단하고 연소실 쪽으로 순간적인 압력파를 전달하게 된다.

연결 너트(2)는 주장약(3)의 외측을 감싸는 기폭부(24)에 조립되어 있으며, 펄스건은 압력 유도부(B)의 펄스건용 어댑터(13)와 결합되며, 멤브레인(1)을 압착하는 역할을 한다.

또한 펄스건의 주장약(3)의 충진량 및 충진 밀도를 조절함으로써 엔진에 가해지는 가진 압력의 크기를 조절할 수 있다.

멤브레인(1)은 연소실로부터 유입될 수 있는 고온/고압의 가스로부터 폭발부(A)를 보호하는 역할을 하는 동시에 압력파를 엔진 쪽으로 유입하는 역할을 한다.

이상과 같은 펄스건을 로켓 엔진 연소 시험에 효율적으로 적용하기 위한 압력 유도부(B)는 도 3 과 같다.

이는 펄스건과 결합되는 펄스건용 어댑터(13)와 엔진 내의 연소 가스의 유입을 효율적으로 막아 펄스건의 오동작을 막기 위한 질소 퍼징용 어댑터(16)가 하측으로 설치된다.

또한 엔진으로 압력파를 유입하기 위한 엔진용 어댑터(17)가 상측으로 설치되며, 펄스건용 어댑터(13)의 반대편에는 유도용 공동(11)이 설치되어 있다.

압력파 유도 장치 중 유도용 공동(11)의 형상을 펄스건용 어댑터(13) 반대 방향을 도 4 와 같이 반구형(19)으로 처리함으로써 펄스건 내부의 폭발 압력에 의한 멤브레인(1)의 파편이 펄스건 압력파 궤적(18)을 가지고 공동 내에 충돌하여 많은 운동량의 감소가 발생하며, 대부분의 파편이 그 공간 안에 갇히게 된다.

또한 펄스건의 출구 방향과 엔진용 어댑터(17)의 출구를 90도 꺾이게 함으로써, 이로 인해 폭발 파편이 엔진으로 유입될 때 이미 크게 운동량이 감소됨에 따라 엔진 연소실 벽면에 손상을 주지 않게 된다.

이러한 압력 유도부(B)의 유도용 공동(11)을 도 3 과 같은 형상으로 설계함으로써 연소실 벽면에 가해질 수 있는 파편에 의한 손상을 최소화할 수 있다.

또한 펄스건용 어댑터(13)를 2개 이상을 펄스건 압력파 유입부(14)와 같이 경사를 가지고 설치함으로써, 시간 간격을 두고 압력파를 발생할 때 선 폭발되는 펄스건의 고압/고온 압력파에 직접 노출되지 않게 함으로써 후 폭발될 펄스건을 보호하는 역할을 한다.

펄스건의 인위적 교란 시점은 도면 1 과 같이 엔진의 연소가 안정화되었을 때 시행되거나 점화 후 안정화되기 전 사이에서 시행되어야 하기 때문에 압력파 유도 장치 및 펄스건쪽으로 고온/고압의 연소가스가 유입됨에 따라 펄스건이 고온에 노출되어 기폭제의 특성에 따라 오폭발이 발생할 수 있다.

이러한 펄스건의 오폭발을 막기 위하여 압력파 유도 장치에 질소 퍼징용 어댑터(16)를 설치하여 엔진 점화 이전에 질소를 연소실 압력보다 높은 기압(연소실압력 보다 약 5기압 이상)으로 설정하여 퍼징용 질소(15)의 방향과 같이 공급함으로써, 엔진으로부터의 고온/고압의 가스가 압력파 유도 장치 및 펄스건으로 유입되지 않도록 한다.

정해진 시점에서 펄스건의 점화가 이루어질 경우, 질소 퍼징에 의한 압력보다 상당히 높은 압력이 압력파 유도 장치에 가해지기 때문에 펄스건 압력파 궤적(18)과 같은 압력파가 엔진에 가해진다.

보통 압력의 설정만으로는 작은 엔진의 경우 정상 작동을 방해할 정도의 유량이 발생할 수 있으며, 점화 순간이나 정상 연소 구간에서의 소염이나 hard start 등의 오작동이 발생할 수 있다.

따라서 축소형 형태의 엔진에 적용하기 위해서는 작은 양의 퍼징 시스템을 도 5 와 같이 별도로 구축해야한다.

상기 퍼징 시스템(sub purging system)은 압력 유도부(B)에 연결되어 다양한 크기의 엔진에 적용할 수 있는 것이다.

주 연소 전까지는 연소실로 공급되는 추진제의 양이 적기 때문에 오리피스를 사용한 서브 퍼징 시스템을 작동함으로써, 적은 퍼징 유량을 공급하여 작은 스케일의 엔진에서도 연소장에 심한 왜곡을 주는 것을 막고, 주 연소가 일어나는 구간에서는 메인 퍼징 시스템으로 동작하도록 한다.

RDX 같은 고폭 화약이 펄스건 몸체에 완전 밀착되어 있는 경우, 전 방향성 폭발력에 의해 펄스건 몸체로 충격이 바로 전달되어 몸체가 파열될 수 있다.

에어 갭(Air Gap)(25)이 없이 몸체에 완전히 밀착되어 있는 상태에서 기폭을하였을 경우, 전체/부분 파열과 같은 몸체에 심각한 손상이 야기될 수 있다.

이는 주장약(3)의 폭발력이 전방향성을 갖기 때문에 몸체 외벽으로 충격량이 전부 전달되기 때문인데, 이 충격량을 완화하여 몸체 벽을 보호하기 위하여, 주장약 외부 전폭관 컵과 펄스건 몸체의 내면에 도 6 과 같은 1 mm의 에어 갭(25)을 도입하였다.

일반적으로 화약의 기폭에 의하여 발생한 압력파와 고온의 화염에 의하여 멤브레인(1) 전후의 접촉면에 손상이 가해진다.

이럴 경우 손상에 의해 매번 펄스건용 어댑터를 교체하여야 하는데, 이는 실험의 운용에 있어 매우 번거로울 뿐만 아니라 시간적/경제적 손실을 야기한다.

따라서 기폭부(A)를 제외한 나머지 부분은 재사용 가능하도록 운용하는 것이 바람직하다고 하겠다.

멤브레인(1) 전후 접촉면의 열손상 문제점을 해결하기 위해서, 멤브레인(1)의 외부 접촉면에 출구 확장부를 지닌 일회용 출구턱 인서트(23)를 도입함으로써 고온의 가스가 접촉부로 유입되지 못하게 함으로써 열손상을 막을 수 있다.

또한 이 접촉면에서의 기밀 유지와 폭발 충격량의 흡수를 위해 오링(22)을 설치하여 기폭을 하고 난 후 양호한 상태와, 기밀 문제를 해결할 수 있다.

본 발명은 로켓 엔진의 연소시 연소 안정성을 평가하기 위하여 인위적 교란을 신뢰성 있게 제공할 수 있는 펄스건을 제작하는 기술과 실제 엔진 연소 시험시 효과적인 실험을 위하여 재사용 가능한 압력파 유도 장치를 제공하는 것이다.

본 발명을 이용하여 실제 연소실의 운전에서의 SRT를 수행함으로써, 엔진 개발시 수반되는 시행 착오를 줄일 수 있으며, 안정적인 엔진을 개발할 수 있도록 하는 것이다.

본 발명은 엔진의 크기 및 작동조건에 맞추어 적용할 수 있는 동시에, 기폭부만을 교체함으로써 별도의 교체 없이 여러 회 재사용이 가능한 효과를 제공하는 것이다.

Claims (8)

1. 내부에 주장약(3)과 기폭제(9)가 설치되는 펄스건 공동(8)이 설치되며 펄스건 공동(8)을 밀폐시키는 멤브레인(1)이 설치된 기폭부(24)와,

   상기 기폭부(24)의 내부에 설치된 기폭제(9)와 전기공급부(4)로 연결되는 전기 커넥터(7)와,

   상기 전기 커넥터(7)와 기폭부(24)를 연결하고 내부에 고정핀(6)이 위치하는 기밀부 고정부(10)와,

   상기 기폭부(24)의 외측에 설치되어 압력 유도부(B)에 설치된 펄스건용 어댑터(13)와 연결되는 연결너트(2)와,

   외측으로 질소 퍼징용 어댑터(16)와 엔진용 어댑터(17)가 양측으로 설치되고 펄스건용 어댑터(13)의 반대편에 유도용 공동(11)이 설치되는 압력 유도부(B)로 설치됨을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.
2. 제1항에 있어서, 압력유도부(B)에 다양한 크기의 엔진에 적용할 수 있도록 퍼징 시스템이 연결됨을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.
3. 제1항에 있어서, 주장약(3)의 폭발력에 의한 몸체의 손상을 방지하기 위해에어갭(25)을 설치함을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.
4. 제1항에 있어서, 펄스건용 어댑터(13)와 멤브레인(1)사이에서 폭발에 의한 출구 표면의 건전성을 유지하여 재사용이 가능하도록 확장턱을 가지는 출구턱 인서트(23)를 설치함을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.
5. 제1항에 있어서, 펄스건용 어댑터(13)와 기폭부(24)의 사이에 기밀 유지와 충격량 흡수를 위해 오링(22)을 설치함을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.
6. 제1항에 있어서, 유도용 공동(11)의 내부 형상을 유도용 공동내 반구형상(19)으로 설치함을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.
7. 제1항에 있어서, 펄스건용 어댑퍼(13)는 압력 유도부(B)의 중심부를 향하여 적어도 2개 이상의 펄스건 압력파 유입부(14)가 경사지게 설치됨을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.
8. 제1항에 있어서, 엔진용 어댑터(17)의 출구를 90도 꺾이도록 함을 특징으로 하는 로켓엔진 연소안정성평가를 위한 펄스건 운용과 재사용 가능한 유도용 공동 장치.