KR20050066070A - 로켓 엔진 분사기 안정성 평가 장치 - Google Patents

Abstract

본 발명은 로켓 엔진에 적용되는 분사기의 연소 안정성 시험 평가를 위한 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 기체 산소를 공급해주는 산화제 공급 시스템과 연료로 사용되는 기체 메탄과 프로판 공급 시스템, 각각 유량을 측정하는 유량 측정 시스템, 산화제와 연료가 분사되는 분사기 헤드, 산화제와 연료가 분사되어 혼합과정을 통해 연소하는 연소실, 그리고 연소실내에서 발생하는 동적인 압력(dynamic pressure)을 측정하는 계측 시스템으로 구성되는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치에 관한 것이다.

이러한 본 발명은 산소 저장 실린더(100)와 메탄 저장 실린더(200) 및 프로판 저장 실린더(300)가 유량 측정 시스템(600)을 통과하여 공급되는 분사기(401)와,

상기 분사기(401)가 설치되며 연소실(500)에 분사되도록 하는 분사기 헤드(400)로 형성되어 연소 안정성 평가가 가능하도록 구성됨을 특징으로 하는 것이다.

Description

로켓 엔진 분사기 안정성 평가 장치{Assessment Method of Combustion Stability of Rocket Engine Injector}

본 발명은 로켓 엔진에 적용되는 분사기의 연소 안정성 시험 평가를 위한 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 기체 산소를 공급해주는 산화제 공급 시스템과 연료로 사용되는 기체 메탄과 프로판 공급 시스템, 각각 유량을 측정하는 유량 측정 시스템, 산화제와 연료가 분사되는 분사기 헤드, 산화제와 연료가 분사되어 혼합과정을 통해 연소하는 연소실, 그리고 연소실내에서 발생하는 동적인 압력(dynamic pressure)을 측정하는 계측 시스템으로 구성되는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치에 관한 것이다.

액체로켓엔진 연소실 내에서 발생하는 연소 불안정 현상은 지금까지 연소기 개발에 있어서 가장 큰 난제로 여겨진다.

노즐을 제외하면 음향학적으로 닫힌 공간인 로켓엔진 연소실내에서는 연소과정으로부터 생성된 열이 연소실의 음향 에너지를 증가시키는 에너지 제공 원인이 된다.

열 발생 및 연소기 음향장이 특정한 경로를 통해 결합되어 서로 에너지를 주고받는 상태가 되면 음향학적 압력 및 속도 진동은 국부적인 연소율 변화를 유발하며, 이러한 연소율 변화는 또한 음향장의 변화를 야기하게 된다.

때로는 연소 불안정에 의한 진동의 진폭은 분사기 면이나 노즐을 파괴시킬 정도의 크기로 발생하기도 한다.

이러한 이유로 액체 로켓 엔진은 개발 초기 단계에서부터 연소 불안정에 대한 세심한 고려가 필요하다.

이러한 이유로 연소 안정성 파악을 위해서는 실제 엔진을 이용한 실 추진제 연소 시험이 수행된다.

그러나 이러한 엔진 연소 시험은 여러 가지 종류의 다양한 분사기에 대한 시험이 요구될 시 여러 개의 실제 크기 엔진 제작 및 실 엔진 연소 시험에 따른 경제적 부담이 가중된다.

따라서 실제 엔진 시험을 통하지 않고서 상대적으로 짧은 기간 내에 다양한 종류의 분사기의 시제품에 대한 연소 안정성 평가를 실시할 수 있다면 경제적 이득뿐만 아니라 실제 크기 엔진 시험에 따르는 기간 소요도 대폭 줄일 수 있다.

실제 크기 엔진의 연소 시험을 수행하기 전에 경제적, 시간적으로 효과적인 개발 진행을 위해 subscale 단위의 모델 연소기 시험을 통해 연소 안정성을 평가하는 장치가 고안되었다.

본 발명을 통해서 설계를 통해 선정된 여러 가지 후보 분사기(injector)에 대한 연소 안정성(combustion stability) 평가를 실시하여 연소 안정성 면에서 분사기 성능의 우열을 가릴 수 있는 장치 및 시험 방법을 이루고자 한다.

본 발명에서는 액체로켓엔진 분사기의 연소 안정성 특성 파악을 위한 실험적 접근 방법으로 다음과 같은 물리적 조건들을 가정한 상태에서 진행되었다.

첫째, 실제 액체로켓엔진 연소기 내에서 발생하는 여러 연소과정 중에서 음향학적 진동을 지배하는 물리적 현상은 혼합과정이라고 가정한다.

둘째, 지연 시간, τ(time delay)을 연소 과정에서 가장 긴 시간 인자로 가정한다.

셋째, 액체연료에 대한 모의 추진제로 사용되는 기체 연료는 열 발생 변화에 의해 음향진동을 유발시킨다.

넷째, 열 및 음향 에너지 변화는 분사기 출구 근처의 안정화된 초기 화염영역에서 주로 나타난다.

다섯째, 이원 추진제 분사기의 연소영역에서의 화염 형태는 주변 분사기에 의해 부분적인 영향을 받으며, 분사기 특유의 연소 과정에 의해 크게 영향받는다.

특히 연소실 내의 압력이 추진제의 임계 압력을 초과하였을 시에는 연소실내로 분무되는 액적의 상(phase)을 분간할 수 없기 때문에 더욱 더 액적의 기화 메커니즘보다는 혼합 과정이 연소 현상에 영향을 미치는 주요 메커니즘이 된다고 가정할 수 있다.

본 발명은 모사 대상이 되는 액체로켓엔진 연소기내에서 형성되는 음향학적 조건과 유사한 조건을 갖는 모델 연소실내에서 실제 크기로 제작된 분사기의 연소 시험을 진행함으로서 분사기 연소 화염에 의한 열 발생 기구가 어떠한 특성을 가지고 외부 음향장과 에너지 결합을 보이는지 모사를 하는 장치 및 시험 방법 구현이 주된 목적이 된다.

따라서 우선 실제 연소실에서의 음향장과 유사한 환경을 갖는 모사 연소실의 크기를 다음과 같은 방법에 의해 결정한다.

원통 형상을 가진 닫힌 공간에서 발생하는 선형 파동 방정식을 풀이한 이론적인 음향학적 고유 주파수 관계식을 이용하여 원통형의 모델 연소기내에서 형성될 수 있는 고유 진동 주파수를 예측하게 된다. 모델 연소기 내의 내부 평균 기체 온도가 300℃까지 상승한다고 가정할 경우, 음속은 a=470m/s로 예측된다.

여기에서 실제 액체 로켓 엔진 연소기내에서 가장 큰 파괴력을 가진 불안정 모드는 횡 방향 모드(transverse mode)가 대부분의 경우에 해당하므로 횡 방향 모드에 대한 모사가 주 관심사가 된다. 예로써, 내경, D_c=420mm, 유효 길이 L _eff,c =370.4mm의 크기를 갖는 실제 연소실과 모델 연소실에서 발생하는 공진 음향 모드의 주파수를 일치시키려면 원통 모양의 한쪽 끝이 열린(open end) 형태의 모델 연소실의 길이가 L _m,c =280mm, 그리고 연소실 내부의 반경이 R_m,c=82mm로 계산된다.

실 유체를 적용한 연소 시험 시에는 액체산소를 산화제로 케로진을 연료로 사용하게 되는데, 본 발명에서는 앞에서 기술한 바와 같이 혼합 과정이 연소 불안정에 가장 큰 영향을 미치는 메커니즘이라 가정한 상태에서 산화제로는 기체 산소를 연료로는 메탄과 프로판의 혼합기체를 모의 추진제로 사용한다.

혼합 과정에 가장 큰 영향을 끼치는 물리량은 연료와 산화제의 분사기 출구 운동량 비가 된다.

따라서 실제시험과 모델시험에서의 추진제의 밀도비와 속도비를 동일하게 유지하면 궁극적으로 운동량 비가 같게 된다.

실 추진제 밀도비와 모의 추진제의 밀도비가 같다는 조건을 만족시키는 모의 추진제 연료의 밀도 값을 구한다.

이와 같은 밀도 값을 갖는 혼합기체를 얻기 위해서 연료로 사용되는 메탄과 프로판의 질유량비(mass fraction)를 구한다. 실제 조건과 모사 조건사이의 밀도비와 속도비를 동일하게 유지시키면 비례 인자 는 동일하게 된다.

위와 같은 시험 구속 조건을 만족시키는 실제 연소기의 운전 영역 주위에 해당하는 운전 조건을 모사 연소시험 조건으로 설정한다.

상압 상태에서 기체 상태의 모의 추진제를 이용한 분사기 연소안정성 시험 수행을 위해서 우선 시험 조건을 설정한다.

시험 조건 설정을 위해서는 실 연소기 운전 영역에서 q값에 의한 산화제 분사기 출구 속도, Uo를 결정한다.

이와 같이 결정된 값에 대한 속도비가 구해지며, 속도비에 따라 이미 결정된 산화제 분사기 출구 속도에 따른 연료 분사기 출구 속도가 결정되어 궁극적으로는 기체 산소와 기체 연료의 유량 값이 결정된다.

따라서 독립 변수는 q인자가 되며, 종속 변수는 산화제 분사기 출구 속도, Uo, 연소압 등이 될 수 있다.

시험 변수를 결정한 후 초기 연소는 연료와 산화제의 유량을 시험조건 중에서 가장 작은 값에 설정하여 연소 시험을 시작한다. 이때 모의 추진제의 물성치를 기록한다.

정해진 시험 조건에서 연소 현상이 steady 상태가 되도록 유량을 고정한 후 동압 및 온도를 5초 동안 측정, 저장한다.

다음은 연료의 유량을 시험 조건에서 최대 유량범위까지 증가시키며 자료획득을 수행한다.

위와 같은 과정을 반복 수행하여 원하는 영역 및 시험 조건에서의 한 차례의 시험을 완성한다.

완성된 결과는 도 1 에서와 같이 독립 변수가 x축, 그리고 종속 변수가 y축에 형성되는 그래프를 획득한다.

상기 목적을 달성하기 위해 본 발명 시험 장치는, 산화제로 쓰이는 산화제 공급 시스템인 산소 저장 실린더(100)에서 기체 산소를 공급하며, 메탄 저장 실린더(200)에서 기체 메탄과 프로판 저장 실린더(300)에서 기체 프로판을 공급하는 연료 공급 시스템, 각각의 유량을 측정하는 유량 측정 시스템(600), 산화제와 연료가 공급되며 물냉각이 이루어지는 분사기 헤드(400), 원통형의 연소실(500), 그리고 온도, 압력 및 동적 압력 등을 측정하는 계측 시스템(700)으로 나뉘어진다.

하기에서 본 발명을 설명함에 있어, 관련된 공지 기능 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략할 것이다.

그리고 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 설정된 용어들로서 이는 생산자의 의도 또는 관례에 따라 달라질 수 있으므로 그 정의는 본 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.

이하 첨부된 도면에 따라서 본 발명의 기술적 구성을 상세히 설명하면 다음과 같다.

분사기 안정성 평가 장치의 개략도는 도 2에서와 같으며, 좌측은 기체 산소 저장 실린더(100), 우측은 메탄 저장 실린더(300)와 프로판 저장 실린더(200)로 이루어지는 연료라인으로 구성되어 있다.

연료는 고압 실린더에 저장되어 있는 메탄과 프로판이 1차 압력 조절기를 거쳐 배관을 통해 공급되며 니들 밸브를 통해 오리피스 유량계나 열전달식 유량계의 상단(upstream) 부위로 공급된다.

유량 측정 시스템(600)은 기체 산소와 기체 연료로 사용되는 메탄과 프로판의 유량을 각각 측정하게 된다.

이러한 유량계를 통과한 각각의 메탄과 프로판은 작은 저장 공간(mixing chamber)에서 혼합되어 하나의 배관인 기체 연료 공급라인(601)을 통해 분사기(401)로 공급된다.

또한 산화제로 쓰이는 기체 산소도 마찬가지로 고압 실린더에서 1차 압력 조절기를 통해 낮은 압력으로 감압되어 니들 밸브를 통해 유량계로 유입되어, 유량 측정 시스템(600)을 통과한 기체 산소는 기체 산소 공급라인(602)을 통해 분사기(401)로 유입된다.

분사기 헤드로 유입된 연료와 산화제는 분사기(401, injector)를 통해 연소실 내부로 분사된다.

분사기(401)는 분사기 헤드(400)에 장착되어 있다. 또한 연소로부터 발생하는 연소열로부터 분사기 헤드(400) 및 분사기(401)를 보호하기 위해 분사기 헤드(400)로 냉각수를 냉각수 공급통(402)에서 공급하여 준다.

연소실(500)은 원통형의 챔버로 이루어지며 내부로 분사된 연료와 산화제는 혼합과정 등을 거치면서 연소 반응을 일으키게 된다.

연소실(500)은 일측으로 가시화 창(quartz 유리창)을 장착하여 화염 모습을 관찰할 수 있게 하여준다.

연소실(500) 내벽에는 연소실 내부의 동압을 측정할 수 있는 동압 압력 센서(501, dynamic pressure transducer)를 장착하여 연소실 내부 동압을 데이터 저장 시스템(700, data aquisition system)을 통해 디지털 데이터 형식으로 실시간 측정한다.

유량 조건을 변경하면서 steady 상태에서 동압 측정을 반복 수행한다. 이렇게 측정 및 저장한 데이터를 후처리 및 계산을 통해 도 1과 같은 연소 안정성 평가를 비교할 수 있는 그래프를 완성한다.

연소가 불안정해지면 연소실 내부의 동압의 크기도 증가하여 동압 신호의 root-mean-square값도 또한 증가한다.

이렇게 측정한 rms값을 독립 변수와 종속 변수로 설정되는 공간(domain)에서 해당 조건에 따라 분포시키면 안정성 평가 지도(stability map)가 결과로 산출된다.

본 발명은 특정한 실시 예에 관련하여 도시하고 설명하였지만, 이하의 특허청구범위에 의해 제공되는 본 발명의 정신이나 분야를 벗어나지 않는 한도 내에서 본 발명이 다양하게 개량 및 변화 될 수 있다는 것을 밝혀 두고자 한다.

이와 같이 본 발명에 의하면, 개발 중인 로켓 엔진 연소기에 적용될 수 있는 각종 후보(candidate) 분사기의 연소 안정성 특성을 상대적으로 짧은 기간과 적은 비용을 가지고 상대 평가를 수행할 수 있다는 장점이 있다.

본 발명 장치를 이용하여 본 문에서 제시한 방법 및 절차에 의해 시험을 통한 결과를 이용하여 여러 가지 분사기의 연소 안정성 특성을 파악한다.

이런 subscale test 혹은 model test는 경제적 비용 및 기간이 많이 소요되는 실물 크기(fullscale)의 연소기를 실제로 제작하여 시험하지 않고도 파악하고자 하는 설계 인자의 효과를 얻을 수 있기 때문에 액체 로켓 연소기 개발에 있어서 매우 효과적으로 사용될 수 있다.

도 1은 본 발명에 따른 실험결과를 나타낸 그래프.

도 2는 본 발명에 따른 평가 장치 개략도.

도 3은 본 발명에 따른 분사기 헤드 사진.

도 4는 본 발명에 따른 동압 센서가 장착된 원통형 연소실 사진.

도 5는 본 발명에 따른 분사기 헤드 및 가시화 연소실 사진.

[도면의 주요 부분에 대한 부호설명]

100 : 산소 저장 실린더 200 : 메탄 저장 실린더

300 : 프로판 저장 실린더 400 : 분사기 헤드

401 : 분사기 402 : 냉각수 공급 통

500 : 연소실 501 : 동압 압력 센서

502 : 가시화 창 600 : 유량측정시스템

601 : 기체 연료 공급라인 602 : 기체 산소 공급라인

700 : 데이타저장 시스템

Claims (7)

1. 산소 저장 실린더(100)와 메탄 저장 실린더(200) 및 프로판 저장 실린더(300)가 유량 측정 시스템(600)을 통과하여 공급되는 분사기(401)와,

   상기 분사기(401)가 설치되며 연소실(500)에 분사되도록 하는 분사기 헤드(400)로 형성되어 연소 안정성 평가가 가능하도록 구성됨을 특징으로 하는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치.
2. 제 1항에 있어서, 분사기(401)에서 분사되는 연료의 밀도를 조절하기 위해서 메탄 저장 실린더(200)와 프로판 저장 실린더(300)의 메탄과 프로판이 혼합되어 하나의 기체 연료 공급라인(601)을 통해 공급하는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치.
3. 제 1항에 있어서, 산소 저장 실린더(100)의 기체 산소는 기체 산소 공급라인(602)을 통해 분사기(401)에서 혼합되어 연소 반응을 일으키도록 함을 특징으로 하는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치.
4. 제 1항에 있어서, 연소실(500)은 가시화를 위해 연소실 외벽에 quartz 유리창을 형성함을 특징으로 하는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치.
5. 제 1항에 있어서, 분사기 헤드(400)는 냉각을 위해 냉각수 공급통(402)에서 공급되는 냉각수가 순환되도록 함을 특징으로 하는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치.
6. 제 1항에 있어서, 연소실(500)의 일측에는 동압 측정을 위해서 동압 압력 센서(501)를 장착하고 이를 데이터저장 시스템(700)과 연결하여 데이터를 저장함을 특징으로 하는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치.
7. 제 1항에 있어서, 연소 안정성 평가를 위해 안정성 지도(stability map)를 획득함을 특징으로 하는 로켓 엔진 분사기 연소 안정성 평가 장치.