KR20110024914A - 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템 - Google Patents

액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템 Download PDF

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Abstract

본 발명은 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템에 관한 것으로, 보다 상세하게는 엔진시험설비에서 실제 로켓 발사가 이루어질 때 엔진에 공급되는 비응축성 가스가 포화된 추진제를 모사 할 수 있게 하는 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템에 관한 것이다.
본 발명에 따른 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법은 추진제 공급시스템의 추진제 탱크 충전밸브를 통하여 추진제 탱크에 필요량의 추진제를 충전한 후, 작은 용기 가스혼합물 충전밸브를 통하여 상기 추진제 탱크 하단에 설치된 작은 용기에 추진제 온도에서 포화상태에 상응하는 압력까지 비응축성 가스와 추진제 증기를 충전하는 단계(이때, 상기 추진제 충전 시의
Figure 112009054418364-PAT00001
압력과
Figure 112009054418364-PAT00002
온도는 각각의 센서로 측정되며, 온도가
Figure 112009054418364-PAT00003
일 때 상기 작은 용기(5)에서는 자동적으로 열역학적 평형에 맞는 압력
Figure 112009054418364-PAT00004
이 형성되는데, 여기서
Figure 112009054418364-PAT00005
는 가스 포화상태 시 농도에 해당하는 가스의 분압이고,
Figure 112009054418364-PAT00006
는 추진제 온도하에 추진제 증기의 분압임)와; 추진제 탱크 가압밸브를 통하여 추진제 탱크를
Figure 112009054418364-PAT00007
의 1.25배 수준으로 가압하고, 추진제 탱크의 압력을 일정하게 유지하는 상태에서 추진제 하단에 가스 기포 공급밸브와 가스 분사기를 통하여 추진제에 가스 기포를 공급하는 단계와; 하기의 시험 관계식에 의하여 결정된 시간에 가스 기포 공급밸브를 닫음으로써 추진제에 가스 기포 공급을 중단하는 단계
Figure 112009054418364-PAT00008
(여기서,
Figure 112009054418364-PAT00009
은 최종 및 시작시간이며,
Figure 112009054418364-PAT00010
은 자연로그이며,
Figure 112009054418364-PAT00011
는 추진제 내의 가스의 질량농도이며,
Figure 112009054418364-PAT00012
는 추진제 탱크 압력하에서 추진제가 가스로 포화될 때 가스의 질량농도이며,
Figure 112009054418364-PAT00013
은 실험계수로서 추진제 내의 가스 용해 정도를 결정하는데, 이때
Figure 112009054418364-PAT00014
는 액체 내의 가스의 확산계수이며,
Figure 112009054418364-PAT00015
는 추진제 탱크 내의 추진제의 충전높이이며,
Figure 112009054418364-PAT00016
는 무차원 상사 계수임)와; 추진제 탱크 압력 조절밸브로
Figure 112009054418364-PAT00017
의 압력을 낮추면서 압력이 일정한 영역을 확인하는 단계(이때 압력은
Figure 112009054418364-PAT00018
와 같아야만 함) 및; 추진제에서 포화상태를 유지하기 위하여 추진제 탱크 가압밸브를 통하여 추진제 탱크를
Figure 112009054418364-PAT00019
까지 가압하는 단계(여기서,
Figure 112009054418364-PAT00020
는 시험설비에서의 추진제 탱크와 엔진 간의 배관의 유체저항과 실제 비행체에서의 추진제 탱크와 엔진 간의 배관의 유체저항 간의 차이 및 추진제 탱크의 압력을 조절 시 압력 섭동범위를 고려한 것임)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따른 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템은 가스로 포화된 추진제를 사용하여 엔진시험을 수행할 때 작업량과 시간을 현저히 줄여주고, 가스용해농도 측정의 오차를 적게 할 수 있음으로써, 시험을 안전하게 수행하고 시험의 결과를 정확하게 해줄 수 있다.
액체로켓 엔진시험, 추진제, 가스포화, 가스함유

Description

액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템{LIQUID ROCKET ENGINE TEST METHOD WITH IMITATION OF THE GAS SATURATION IN PROPELLANT COMPONENTS AND PROPELLANT SUPPLY SYSTEM}
본 발명은 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템에 관한 것으로, 보다 상세하게는 엔진시험설비에서 실제 로켓 발사가 이루어질 때 엔진에 공급되는 비응축성 가스가 포화된 추진제를 모사 할 수 있게 하는 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템에 관한 것이다.
일반적으로, 로켓에 사용되는 액체추진제에는 비응축성 가스가 용해되어 있다. 비응축성 가스의 용해는 주로 추진제 탱크에 압력을 높이기 위하여 비응축성 가스로 가압(pressurization)을 할 때, 발사나 비행시 외란에 의한 추진제 요동시 그리고 추진제의 공급조건을 맞추기 위한 작업(냉각 및 수분 제거 등)을 수행하는 과정에서 발생한다.
또한, 엔진시험 설비에서 실제 로켓발사 시에 사용되는 비응축 가스가 함유된 추진제를 가지고 엔진의 시동 및 작동성 검사를 하여야 한다. 그러므로, 이러한 시험을 수행하기 위하여는 추진제에 요구되는 양의 비응축성 가스를 포함시켜야 한다.
추진제에 가스를 포화시키기 위해서는 기포 공급방법이 가장 널리 사용된다. (A.E. Jukovskii, Test of Liquid Rocket Engine, Mashinostroenie, 1992 참고). 이 방법은 추진제 탱크 하단에 가스 기포를 불어넣는 방법으로, 추진제에 가스의 용해는 대류 물질 전달(convective mass transfer)에 의하여 이루어진다.
이렇게 용해된 가스의 농도는 추진제 탱크로부터 주기적으로 채취되는 용액 샘플에 대한 크로마토크래프(chromatography) 분석을 통하여 확인된다.
이러한 크로마토크래프 분석 기법을 첨부된 도 1을 참조하여 설명하면 다음과 같다.
먼저, 추진제 공급시스템(1)의 추진제 탱크(2)에 추진제를 충전 후 추진제 탱크 가압밸브(4)를 통하여 비응축성 가스를 추진제의 온도 시의 가스포화 수준에 부합하는 압력까지 가압한다. 추진제에 가스의 기포 공급은 가스 기포 공급밸브(7)와 가스 분사기(8)를 통하여 이루어진다. 이때, 추진제에 가스가 과포화되면 시험시 사고로 이어질 수 있으므로, 기포 공급 시에 추진제 탱크 압력 조절밸브(11)로 용해되지 않은 가스를 드레인하여 추진제 탱크(2) 내의 압력을 일정하게 유지시킨다. 크로마토그래프를 이용한 분석을 수행하기 위하여 주기적으로 샘플용 드래인밸브(17)를 통하여 추진제 용액의 샘플을 채취한다. 샘플링은 가스 기포공급을 중단 한 후, 추진제 탱크(2) 내의 용해되지 않은 가스를 배출한 다음, 배관 드래인밸브(27)를 열고 이젝터(28)로 배관을 깨끗이 청소한 후에 수행한다(도 1에서 미설명된 도면부호 9는 가스 유량 조절용 노즐이며, 10은 가스 압력 설정용 레귤레이터이며, 14는 안전밸브이며, 19는 열교환물질 공급밸브이며, 29는 이젝터용 가스 공급밸브이다).
여기서, 크로마토그래프 분석은 다음의 순서로 진행된다.
1. 농도가 확인된 추진제 증기와 비응축 가스 혼합물을 크로마토그래프 교정장치(25)로부터 교정용 혼합물 공급밸브(26)를 통하여 공급하여 크로마토그래프 분석장비(20)의 교정을 수행한다.
2. 추진제 탱크(2)로부터 추진제 용액의 샘플을 채취한 후 추진제 용액 기화기(18)를 이용하여 기화시킨다.
3. 적량 샘플링밸브(21)를 이용하여 적량의 부피를 통과시킨 후 가스 혼합물 분리장치(22)에서 가스 성분을 이동 속도차로 분리한 후 가스종류 및 양 검출기(23)로 공급한다.
4. 가스종류 및 양 검출기(23)를 이용하여 물질의 물리적 특성(예를 들면, 가스와 증기의 열 전도성)을 측정하고 측정결과 기록장치(24)로 측정값을 기록한다.
5. 기록된 측정 특성치 결과를 이용하여 추진제 온도에서 추진제 용액 내의 가스의 부피 농도값을 계산한다.
그런데, 기존의 크로마토그래프 분석 기법은 주기적인 샘플링과 측정설비의 청소가 필요하며, 검출기를 이용하여 측정함으로써 오차가 존재하고, 설비의 구조가 복잡하여 수행이 어렵고 시간이 많이 소모된다는 문제점이 있었다.
따라서 본 발명은 상기와 같은 문제를 해결하기 위해, 실제 로켓의 발사 및 비행상태에서 추진제가 놓이게 되는 가스포화상태를 지상에서 간편하고 빠르며 정확하게 모사하는 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템을 제공하는 것을 목적으로 한다.
본 발명에 따른 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법은 추진제 공급시스템의 추진제 탱크 충전밸브를 통하여 추진제 탱크에 필요량의 추진제를 충전한 후, 작은 용기 가스혼합물 충전밸브를 통하여 상기 추진제 탱크 하단에 설치된 작은 용기에 추진제 온도에서 포화상태에 상응하는 압력까지 비응축성 가스와 추진제 증기를 충전하는 단계(이때, 상기 추진제 충전 시의
Figure 112009054418364-PAT00021
압력과
Figure 112009054418364-PAT00022
온도는 각각의 센서로 측정되며, 온도가
Figure 112009054418364-PAT00023
일 때 상기 작은 용기(5)에서는 자동적으로 열역학적 평형에 맞는 압력
Figure 112009054418364-PAT00024
이 형성되는데, 여기서
Figure 112009054418364-PAT00025
는 가스 포화상태 시 농도에 해당하는 가스의 분압이고,
Figure 112009054418364-PAT00026
는 추진제 온도하에 추진제 증기의 분압 임)와; 추진제 탱크 가압밸브를 통하여 추진제 탱크를
Figure 112009054418364-PAT00027
의 1.25배 수준으로 가압하고, 추진제 탱크의 압력을 일정하게 유지하는 상태에서 추진제 하단에 가스 기포 공급밸브와 가스 분사기를 통하여 추진제에 가스 기포를 공급하는 단계와; 하기의 시험 관계식에 의하여 결정된 시간에 가스 기포 공급밸브를 닫음으로써 추진제에 가스 기포 공급을 중단하는 단계
Figure 112009054418364-PAT00028
(여기서,
Figure 112009054418364-PAT00029
은 최종 및 시작시간이며,
Figure 112009054418364-PAT00030
은 자연로그이며,
Figure 112009054418364-PAT00031
는 추진제 내의 가스의 질량농도이며,
Figure 112009054418364-PAT00032
는 추진제 탱크 압력하에서 추진제가 가스로 포화될 때 가스의 질량농도이며,
Figure 112009054418364-PAT00033
은 실험계수로서 추진제 내의 가스 용해 정도를 결정하는데, 이때
Figure 112009054418364-PAT00034
는 액체 내의 가스의 확산계수이며,
Figure 112009054418364-PAT00035
는 추진제 탱크 내의 추진제의 충전높이이며,
Figure 112009054418364-PAT00036
는 무차원 상사 계수임)와; 추진제 탱크 압력 조절밸브로
Figure 112009054418364-PAT00037
의 압력을 낮추면서 압력이 일정한 영역을 확인하는 단계(이때 압력은
Figure 112009054418364-PAT00038
와 같아야만 함) 및; 추진제에서 포화상태를 유지하기 위하여 추진제 탱크 가압밸브를 통하여 추진제 탱크를
Figure 112009054418364-PAT00039
까지 가압하는 단계(여기서,
Figure 112009054418364-PAT00040
는 시험설비에서의 추진제 탱크와 엔진 간의 배관의 유체저항과 실제 비행체에서의 추진제 탱크와 엔진 간의 배관의 유체저항 간의 차이 및 추진제 탱크의 압력을 조절 시 압력 섭동범위를 고려한 것임)를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명에 따른 추진제 공급 시스템은 추진제 탱크와; 상기 추진제 탱크에 추진제를 충전시키는 추진제 탱크 충전밸브와; 상기 추진제 충전 후, 비응축성 가스를 추진제의 온도 시의 가스포화 수준에 부합하는 압력까지 가압하는 추진제 탱크 가압밸브와; 상기 추진제 탱크 내의 압력을 일정하게 유지하기 위해 용해되지 않은 가스를 드레인하는 추진제 탱크 압력 조절밸브와; 상기 추진제 탱크의 압력이 일정한 상태를 유지하는 상태에서 추진제에 가스 기포를 공급하는 가스 기포 공급밸브와; 상기 추진제 탱크의 하단에 위치한 작은 용기와; 상기 작은 용기에 비응축성 가스와 추진제 증기를 충전시키는 작은 용기의 가스혼합물 충전밸브 및; 상기 작은 용기에 과충전된 비응축성 가스와 추진제 증기를 드래인하는 작은 용기 드래인 밸브를 포함하는 것을 특징으로 한다.
상술한 바와 같이, 본 발명에 따른 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템은 가스로 포화된 추진제를 사용하여 엔진시험을 수행할 때 작업량과 시간을 현저히 줄여주고, 가스용해농도 측정의 오차를 적게 할 수 있음으로써, 시험을 안전하게 수행하고 시험의 결과를 정확하게 해주는 이점이 있다..
이하, 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법 및 추진제 공급 시스템을 보다 상세히 기술하기로 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지기술 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략될 것이다. 그리고, 후술되는 용어들은 본 발명에서의 기능을 고려하여 정의된 용어들로서 이는 클라이언트나 운용자, 사용자의 의도 또는 관례 등에 따라 달라질 수 있다. 그러므로 정의는 본 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 내려져야 할 것이다.
도면 전체에 걸쳐 같은 참조번호는 같은 구성 요소를 가리킨다.
본 발명에 따른 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법은 비응축성 가스가 함유한 극저온 추진제를 사용한 엔진을 시험하기 위하여 다음과 같은 방법으로 작업을 수행한다.
1) 추진제 탱크에 필요량의 추진제를 충전한 후에 추진제 탱크 하단에 설치된 작은 용기에 추진제 온도에서 포화상태에 상응하는 압력까지 비응축성 가스와 추진제 증기의 혼합물을 채운다.
2) 추진제 탱크의 압력이 작은 용기 내의 압력의 1.25배 만큼이 되도록 비응축성 가스로 가압하고, 추진제 탱크의 압력이 일정한 상태를 유지하는 상태에서 추진제 하단에 가스 기포를 불어넣는다.
3) 그후 아래의 시험 관계식에 의하여 결정된 시간에 가스 기포 공급을 중단한다.
Figure 112009054418364-PAT00041
(1)
여기서,
Figure 112009054418364-PAT00042
은 최종 및 시작시간이며,
Figure 112009054418364-PAT00043
은 자연로그이며,
Figure 112009054418364-PAT00044
는 추진제 내의 가스의 질량농도이며,
Figure 112009054418364-PAT00045
는 추진제 탱크 압력하에서 추진제가 가스로 포화될 때 가스의 질량농도이다.
Figure 112009054418364-PAT00046
은 실험계수로서 추진제 내의 가스 용해 정도를 결정한다. 이때
Figure 112009054418364-PAT00047
는 액체 내의 가스의 확산계수이며,
Figure 112009054418364-PAT00048
는 추진제 탱크 내의 추진제의 충전높이이며,
Figure 112009054418364-PAT00049
는 무차원 상사 계수이다.
4) 추진제 탱크의 압력을 낮춘다. 그런데 어떤 압력에선, 추진제 탱크의 압력이 떨어지지 않고 일정한 상태를 유지하게 되는데, 이 압력을 작은 용기의 압력과 비교하고 차이가 허용오차 내에 있으면 추진제 탱크의 압력을 작은 용기의 압력보다 엔진 공급배관의 압력 감소치 만큼 높게 비응축 가스로 가압한다.
5) 액체에 용해된 가스의 농도는 추진제 탱크 내의 추진제의 온도와 압력으로 정의하고, 추진제 탱크의 압력을 작은 용기의 압력보다 높게 일정하게 유지한 상태에서 액체로켓 엔진의 시동과 여러 운용조건에서 기능시험을 수행한다.
상기 기술된 시험수행 방법을 도 2에 도시된 본 발명에 따른 시험설비 구성도를 참조하여 본 발명에 따른 추진제 공급 시스템을 자세히 설명하면 다음과 같다.
먼저, 추진제 공급시스템(1)의 추진제 탱크 충전밸브(3)를 통하여 추진제 탱크(2)에 추진제를 충전한 후, 작은 용기 가스혼합물 충전밸브(6)를 통하여 작은 용 기(5)에 비응축성 가스와 추진제 증기를 충전한다. 이때 추진제 충전은 실제 비행체의 운용시 해당하는 추진제 온도조건에서 가스 용해 농도값을 얻게 하는 압력수준까지 이루어진다. 또한, 상기 작은 용기(5)에 과충전된 비응축성 가스와 추진제 증기는 작은 용기 드래인 밸브(15)를 통하여 드레인된다.
상기 추진제 충전 시의
Figure 112009054418364-PAT00050
압력과
Figure 112009054418364-PAT00051
온도는 각각의 센서로 측정하는데, 온도가
Figure 112009054418364-PAT00052
일 때 상기 작은 용기(5)에서는 자동적으로 열역학적 평형에 맞는 압력
Figure 112009054418364-PAT00053
이 형성된다. 여기서
Figure 112009054418364-PAT00054
는 가스 포화상태 시 농도에 해당하는 가스의 분압이고,
Figure 112009054418364-PAT00055
는 추진제 온도하에 추진제 증기의 분압이다.
추진제 탱크 가압밸브(4)를 통하여 추진제 탱크(2)를
Figure 112009054418364-PAT00056
의 1.25배 수준으로 가압하고, 가스 기포 공급밸브(7)와 가스 분사기(8)를 통하여 추진제에 가스 기포공급을 한다. 가스 기포공급 시간에는 드래인밸브(13)를 통하여 용해되지 않은 가스를 드레인시킴으로써 추진제 탱크(2) 내의 압력을 일정한 수준으로 유지한다. 추진제 탱크(2)의 압력측정은 센서로 수행한다. 가스가 추진제에 용해될 때 농도의 증가는 지수곡선 형태를 나타내며 많은 시간이 흐른 후에야 가스 포화상태에 도달한다(도 3 참조). 따라서
Figure 112009054418364-PAT00057
일 때는 용해과정이 매우 더디게 일어난다. 도 3에서 곡선 1과 곡선 2는 기존의 방법과 본 발명의 적용시 추진제에서 비응축성 가스의 농도변화
Figure 112009054418364-PAT00058
추이이며,
Figure 112009054418364-PAT00059
과
Figure 112009054418364-PAT00060
는 기존의 방법과 본 발명의 적용시 추진제 탱크 압력 하에서 정상상태 시 비응축성 가스의 최종 농도값이다.
만약 항상
Figure 112009054418364-PAT00061
로 유지한다면 큰 농도차
Figure 112009054418364-PAT00062
에 의하여 용해과정이 빨리 효과적으로 진행될 수 있다.
시간이
Figure 112009054418364-PAT00063
일 때 가스 기포 공급밸브(7)를 닫음으로써 추진제에 가스 기포공급을 중단한다. 가스포화에 필요한 시간을 계산하기 위한 시험 관계식(1)은 극저온 유체탱크에 헬륨 기포 공급과정에 대한 연구와 물에서의 산소용해에 관한 기술문헌을 참조하여 발명의 저자중 한명인 Bershadskii V.A에 의하여 얻어졌다.
관계식(1)에 포함된 무차원 상사 계수는 다음과 같다.
Figure 112009054418364-PAT00064
은 변형된 레이놀즈수이다.
Figure 112009054418364-PAT00065
는 추진제로 분사되는 비응축성 가스의 질량유량이며,
Figure 112009054418364-PAT00066
는 추진제 탱크 내의 추진제의 높이이며,
Figure 112009054418364-PAT00067
와
Figure 112009054418364-PAT00068
은
Figure 112009054418364-PAT00069
에서 가스의 밀도 및 동점성 계수이며,
Figure 112009054418364-PAT00070
는 추진제 탱크의 단면적이다.
Figure 112009054418364-PAT00071
는 슈미트(Schmidt)수이며,
Figure 112009054418364-PAT00072
는 액체에서 가스의 몰확산 계수이다.
Figure 112009054418364-PAT00073
는 본드(Bond)수이고,
Figure 112009054418364-PAT00074
과
Figure 112009054418364-PAT00075
은 온도
Figure 112009054418364-PAT00076
일 때 액체의 밀도와 액체 표면장력 계수이다.
도 4에는 관계식(1)과 극저온 유체에서 헬륨의 실제 용해시험에서 얻은 가스포화과정을 비교하였고, 관계식이 정확한 결과값을 주는 것을 확인할 수 있다. 계산 및 시험결과의 차이는 제곱평균(root mean square)로 을 넘지 않는다. 여기서, 곡선 1은
Figure 112009054418364-PAT00077
의 극저온 추진제에 헬륨가스를
Figure 112009054418364-PAT00078
공급했을 때의 곡선이 며, 곡선(4)는 헬륨가스를
Figure 112009054418364-PAT00079
공급했을 때의 곡선이다.
추진제에 가스 기포공급을 멈춘 이후에 추진제 탱크 압력 조절밸브(11)로
Figure 112009054418364-PAT00080
의 압력을 낮추면서 압력이 일정한 영역을 확인한다. 이때 압력은
Figure 112009054418364-PAT00081
와 같아야만 한다. 추진제 탱크 내의 작은 용기(7)의 압력은 추진제의 가스 포화정도를 평가하는 기준값이 된다. 측정압력과 기준압력의 차이가 허용범위 내에 있을 때 시험수행을 위한 작업을 진행한다.
추진제에서 포화상태를 유지하기 위하여 추진제 탱크 가압밸브(4)를 통하여 추진제 탱크(2)를
Figure 112009054418364-PAT00082
까지 가압을 한다.
Figure 112009054418364-PAT00083
는 시험설비에서의 추진제 탱크(2)와 엔진 간의 배관의 유체저항과 실제 비행체에서의 추진제 탱크(2)와 엔진 간의 배관의 유체저항 간의 차이 및 추진제 탱크의 압력을 조절(추진제 탱크의 가압)시 압력 섭동범위를 고려한 것이다.
극저온 액체에 용해가 되는 가스의 실제 농도는 추진제 탱크의 온도와 압력을 측정함으로써 결정된다(농도계산 방법은 2008년 10월 27일에 등록된 한국 특허 제 10-0866320 호의 극저온 추진제 속 비응축성 가압용 가스량 측정방법 및 측정장치’에 기술됨). 그 다음 엔진용 추진제 공급밸브(12)를 열고 추진제 탱크(2)로부터 엔진 간의 배관을 충전한 후 추진제 탱크(2)로부터 가스가 포화된 추진제를 공급받아 엔진의 작동모드를 변화시키면서 엔진의 기능검사를 수행한다.
측정결과 자동처리 및 저장장치(16)는 실시간 데이터 처리 장치로서
Figure 112009054418364-PAT00084
의 측정과 저장, 감시에 사용된다.
통상적으로, 엔진의 개발시험과정 중에 엔진의 운용조건에서 추진제 탱크의 압력과 온도에 해당하는 농도의 비응축성 가스가 포화된 실제 추진제로 시험을 수행해야 한다. 이러한 시험으로 일정량의 가스가 함유된 추진제에서 엔진이 안전하게 시동되고 운용될 수 있는지를 평가할 수 있다. 본 발명은 추진제 탱크 내에 작은 용기(5)를 배치하고, 상기 작은 용기(5) 내의 실제 비행시 운용조건에 해당하는 비응축성 가스와 추진제 증기를 충전한 후 이를 이용하여 추진제 탱크의 가스 포화조건을 조성하여 액체로켓 엔진의 시험을 수행할 수 있게 해준다.
이상과 같이 본 발명은 양호한 실시 예에 근거하여 설명하였지만, 이러한 실시 예는 본 발명을 제한하려는 것이 아니라 예시하려는 것이므로, 본 발명이 속하는 기술분야의 숙련자라면 본 발명의 기술사상을 벗어남이 없이 위 실시 예에 대한 다양한 변화나 변경 또는 조절이 가능할 것이다. 그러므로, 본 발명의 보호 범위는 본 발명의 기술적 사상의 요지에 속하는 변화 예나 변경 예 또는 조절 예를 모두 포함하는 것으로 해석되어야 할 것이다.
도 1은 종래의 시험설비 구성도.
도 2는 본 발명에 따른 시험설비 구성도.
도 3은 시간에 따른 가스포화상태 변화 특성 그래프.
도 4는 가스포화상태 변화에 대한 시험 및 계산 결과 비교 그래프.
* 도면 주요부분에 대한 부호의 설명 *
1: 추진제 공급시스템 2: 추진제 탱크
3: 추진제 탱크 충전밸브 4: 추진제 탱크 가압밸브
5: 추진제 탱크 내의 작은 용기 6: 작은 용기 가스 혼합물 충전밸브
7: 가스 기포 공급밸브 8: 가스분사기
9: 가스 유량 조절용 노즐 10: 가스 압력 설정용 레귤레이터
11: 추진제 탱크 압력 조절밸브 12: 엔진용 추진제 공급밸브
13:드래인밸브 14: 안전밸브
15: 작은 용기 드래인밸브 16: 측정결과 자동처리 및 저장장치
17: 샘플용 드래인밸브 18: 추진제 용액 기화기
19: 열교환물질 공급밸브 20: 크로마토그래프 분석장비
21: 적량(dosage) 샘플링밸브 22: 가스혼합물 분리장치
23: 가스종류/량 검출기 24: 측정결과 기록장치
25:크로마토그래프 교정장치 26: 교정용 혼합물 공급밸브
27: 배관 드래인밸브 28: 이젝터
29: 이젝터용 가스공급밸브
(P1~P3는 압력센서, T1, H1은 온도 및 수준센서)

Claims (5)

  1. 추진제 공급시스템의 추진제 탱크 충전밸브를 통하여 추진제 탱크에 필요량의 추진제를 충전한 후, 작은 용기 가스혼합물 충전밸브를 통하여 상기 추진제 탱크 하단에 설치된 작은 용기에 추진제 온도에서 포화상태에 상응하는 압력까지 비응축성 가스와 추진제 증기를 충전하는 단계(이때, 상기 추진제 충전 시의
    Figure 112009054418364-PAT00085
    압력과
    Figure 112009054418364-PAT00086
    온도는 각각의 센서로 측정하는데, 온도가
    Figure 112009054418364-PAT00087
    일 때 상기 작은 용기(5)에서는 자동적으로 열역학적 평형에 맞는 압력
    Figure 112009054418364-PAT00088
    이 형성되는데, 여기서
    Figure 112009054418364-PAT00089
    는 가스 포화상태 시 농도에 해당하는 가스의 분압이고,
    Figure 112009054418364-PAT00090
    는 추진제 온도 하에 추진제 증기의 분압임)와;
    추진제 탱크 가압밸브를 통하여 추진제 탱크를
    Figure 112009054418364-PAT00091
    의 1.25배 수준으로 가압하고, 추진제 탱크의 압력을 일정하게 유지하는 상태에서 추진제 하단에 가스 기포 공급밸브와 가스 분사기를 통하여 추진제에 가스 기포를 공급하는 단계와;
    하기의 시험 관계식에 의하여 결정된 시간에 가스 기포 공급밸브를 닫음으로써 추진제에 가스 기포 공급을 중단하는 단계와;
    Figure 112009054418364-PAT00092
    (여기서,
    Figure 112009054418364-PAT00093
    은 최종 및 시작시간이며,
    Figure 112009054418364-PAT00094
    은 자연로그이며,
    Figure 112009054418364-PAT00095
    는 추진제 내의 가스의 질량농도이며,
    Figure 112009054418364-PAT00096
    는 추진제 탱크 압력 하에서 추진제가 가스로 포화될 때 가스의 질량농도이며,
    Figure 112009054418364-PAT00097
    은 실험계수로서 추진제 내의 가스 용해 정도를 결정하는데, 이때
    Figure 112009054418364-PAT00098
    는 액체 내의 가스의 확산계수이며,
    Figure 112009054418364-PAT00099
    는 추진제 탱크 내의 추진제의 충전높이이며,
    Figure 112009054418364-PAT00100
    는 무차원 상사 계수임)
    추진제 탱크 압력 조절밸브로
    Figure 112009054418364-PAT00101
    의 압력을 낮추면서 압력이 일정한 영역을 확인하는 단계(이때 압력은
    Figure 112009054418364-PAT00102
    와 같아야만 함) 및;
    추진제에서 포화상태를 유지하기 위하여 추진제 탱크 가압밸브를 통하여 추진제 탱크를
    Figure 112009054418364-PAT00103
    까지 가압하는 단계(여기서,
    Figure 112009054418364-PAT00104
    는 시험설비에서의 추진제 탱크와 엔진 간의 배관의 유체저항과 실제 비행체에서의 추진제 탱크와 엔진 간의 배관의 유체저항 간의 차이 및 추진제 탱크의 압력을 조절 시 압력 섭동범위를 고려한 것임)를 포함하는 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법.
  2. 제 1항에 있어서, 상기 시험 관계식에서 무차원 상사 계수인
    Figure 112009054418364-PAT00105
    은 변형된 레이놀즈수(여기서,
    Figure 112009054418364-PAT00106
    는 추진제로 분사되는 비응축성 가스의 질량유량이며,
    Figure 112009054418364-PAT00107
    는 추진제 탱크 내의 추진제의 높이이 며,
    Figure 112009054418364-PAT00108
    와
    Figure 112009054418364-PAT00109
    은
    Figure 112009054418364-PAT00110
    에서 가스의 밀도 및 동점성 계수이며,
    Figure 112009054418364-PAT00111
    는 추진제 탱크의 단면적임)이며,
    Figure 112009054418364-PAT00112
    는 슈미트(Schmidt)수(여기서,
    Figure 112009054418364-PAT00113
    는 액체에서 가스의 몰확산 계수임)이며,
    Figure 112009054418364-PAT00114
    는 본드(Bond)수(여기서,
    Figure 112009054418364-PAT00115
    과
    Figure 112009054418364-PAT00116
    은 온도
    Figure 112009054418364-PAT00117
    일 때 액체의 밀도와 액체 표면장력 계수임)인 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법.
  3. 제 1항에 있어서, 상기 시험 관계식에서
    Figure 112009054418364-PAT00118
    로 유지하여 큰 농도차
    Figure 112009054418364-PAT00119
    에 의하여 추진제에 비응축성 가스를 희망하는 농도까지 신속하게 용해시키는 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법.
  4. 제 1항에 있어서, 상기 추진제의 가스농도와 상기 작은 용기 내의 가스의 기준농도를 대비시켜, 상기 추진제 탱크에서의 추진제의 가스포화 정도를 확인하고 가스포화 상태를 유지시키는 것을 특징으로 하는 액체로켓 엔진 추진제의 가스함유 모사 시험방법.
  5. 추진제 탱크와;
    상기 추진제 탱크에 추진제를 충전시키는 추진제 탱크 충전밸브와;
    상기 추진제 충전 후, 비응축성 가스를 추진제의 온도 시의 가스포화 수준에 부합하는 압력까지 가압하는 추진제 탱크 가압밸브와;
    상기 추진제 탱크 내의 압력을 일정하게 유지하기 위해 용해되지 않은 가스를 드레인하는 추진제 탱크 압력 조절밸브와;
    상기 추진제 탱크의 압력을 일정하게 유지하는 상태에서 추진제에 가스 기포를 공급하는 가스 기포 공급밸브와;
    상기 추진제 탱크의 하단에 위치한 작은 용기와;
    상기 작은 용기에 비응축성 가스와 추진제 증기를 충전시키는 작은 용기의 가스혼합물 충전밸브 및;
    상기 작은 용기에 과충전된 비응축성 가스와 추진제 증기를 드래인하는 작은 용기 드래인 밸브를 포함하는 것을 특징으로 하는 추진제 공급시스템.
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