단독 추력제어 요소로써의 저독성 접촉점화성 추력기용 핀틀 인젝터의 설계 가능성 검증Feasibility study of utilizing pintle injector as sole-throttling device for nontoxic hypergolic thruster

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dc.contributor.advisor권세진-
dc.contributor.advisorKwon, Sejin-
dc.contributor.author김현탁-
dc.date.accessioned2021-05-11T19:44:54Z-
dc.date.available2021-05-11T19:44:54Z-
dc.date.issued2020-
dc.identifier.urihttp://library.kaist.ac.kr/search/detail/view.do?bibCtrlNo=908459&flag=dissertationen_US
dc.identifier.urihttp://hdl.handle.net/10203/283641-
dc.description학위논문(박사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학과, 2020.2,[viii, 129 p. :]-
dc.description.abstract추력 제어가 가능한 로켓 엔진은 상황에 따른 추력 크기의 조절을 통해 정밀 기동을 요구하는 우주 임무의 수행을 가능케 하고, 임무 유연성이 증가하여 목표 달성에 있어서의 리스크를 줄이는 데 기여할 수 있다. 본 연구는 우주비행체용 로켓 추진기관의 추력 제어 특성에 초점이 맞추어졌으며, 우수한 (재)점화 신뢰성 및 저장성, 간단한 시스템 구성으로 우주 임무 수행에 있어서 강점을 지님과 동시에 기존 맹독성 추진제 대비 친환경성이 부가된 저독성 접촉점화성 이원추진제 추력기 시스템을 대상으로 하였다. 일차적으로 접촉점화성 이원추진제 추력기 시스템에 적합한 추력 제어 방식을 결정하기 위해, 기존 문헌 및 연구 사례 조사 결과를 바탕으로 다양한 추력제어 방식에 대한 고찰을 수행하였다. 다기준 의사결정 문제 해결 방식 중 하나인 계층화 분석 절차(AHP)를 수행하여, 7가지 추력 제어 방식에 대해 이원추진제 추력기 시스템에 대한 적합성, 추진 성능 및 추력 제어 특성 등과 관련한 11가지의 평가 항목을 기준으로 정량적 평가를 수행하였다. 결과적으로 핀틀 인젝터의 활용을 접촉점화성 이원추진제 추력기에 가장 적합한 추력 제어 방식으로 선정하였다. 기존 추력 제어용 핀틀 인젝터 시스템의 경우 캐비테이팅 벤츄리 밸브 등과 연동하는 형태로 사용되어 왔으나, 전반적인 시스템 측면에서 복잡해지는 단점이 존재한다. 이에 착안하여 단독 추력 제어 요소로써 핀틀 인젝터의 활용 가능성 검증을 제안하였다. 기본적으로 핀틀 인젝터 내부의 슬리브 구조체가 연료 및 산화제 오리피스를 동시에 조절할 수 있는 구동 요소로 사용되며, 추력 제어 수준이 상대적으로 낮은 얕은 추력 제어(Shallow throttling) 조건이 적용되는 소형 추진시스템을 대상으로 하였다. 본 단독 추력 제어용 인젝터 개념 검증의 핵심은 슬리브 1개의 구동으로 추력 제어 시 일정 O/F 비 허용 범위를 만족할 수 있는지 여부를 확인하는 데에 있으며, 이에 실매질 분사 실험을 통한 핀틀 인젝터의 수력학적 특성 검증에 최종적인 연구 목표를 두었다. 설계 검증을 위한 정격 추력 조건은 진공 기준 1,000 N, 추력 제어 목표 수준은 2:1로 설정하였으며 연료로 탄화수소 계열 고에너지 용매 혼합물에 $NaBH_4$가 점화제로 혼합된 Stock 3를, 산화제로 95 wt% 과산화수소를 사용하는 저독성 접촉점화성 이원추진제 조합을 활용하였다. 단독 추력 제어 요소로써의 설계에 앞서 핀틀 인젝터의 기초 추진제 분사 및 충돌 형태를 결정하였다. Stock 3/95 wt% $H_2O_2$ 조합의 화학량론적 반응비 5를 고려하여 연료 중심 분사 방식을 채택하였다. 추진제 충돌 형태의 경우, Stock 3/95 wt% $H_2O_2$ 조합의 점화 지연시간이 기존 맹독성 추진제 대비 약 5배 수준으로 상당히 긴 동시에 본 연구에서 추진제 분리 현상(RSS)을 억제하기 용이한 조건임을 감안하여, 기존 접촉점화성 추진시스템에서 RSS 현상 억제를 위해 활용되던 액주-액막 충돌 방식을 대체하여 빠른 반응 및 추력기의 하드 스타트(Hard start) 억제에 보다 유리할 것으로 판단되는 액막-액막 충돌 형태의 적용을 제안하였다. 본 시점에서 단독 추력 제어용 핀틀 인젝터의 설계에 앞서 사전에 검증되어야 하는 사항은 크게 2가지로 나뉘었다. 첫 번째로, 반응 면적의 확보 측면에서 강점을 지닌 액막-액막 충돌 방식이 반응 모멘텀 측면에서 강점을 지닌 액주-액막 충돌 방식에 비해 점화지연 시간의 단축에 효과적인 구조인지에 대한 검증이 필요하다. 두 번째로, 단독 추력 제어 요소로써의 활용 시 저추력 구간에서 예상되는 높은 인젝터 차압이 핀틀 인젝터 오리피스 간극을 지나치게 작게 하여 균일한 액상 추진제의 분사를 저해하지 않는지 확인되어야 한다. 첫 번째 검증 사항의 확인을 위해, 개방 공간에서 기초 분사 요소를 사용한 접촉점화성 추진제 충돌 실험을 수행하였다. 이는 정격 추진제 유량 대비 약 5배 축소된 스케일에서 핀틀 인젝터의 분사 형태를 모사한 평면형 추진제 분사요소를 사용하여 수행되었으며, 추진제 충돌 면적 및 모멘텀을 변화시킨 총 다섯 쌍의 액막-액막 및 액주-액막 충돌 구조에 대해 점화 지연시간을 측정하였다. 모멘텀 증가가 점화 지연시간에 미치는 긍정적인 효과로 인해 추진제 충돌 면적의 감소에도 불구하고 우수한 점화 지연시간을 보이는 액주-액막 충돌 사례도 존재하였으나, 결과적으로 액막-액막 충돌 구조가 평균 점화 지연시간이 가장 우수하면서 점화지연 시간의 편차가 가장 작은 안정적인 점화 특성을 보임을 확인하였다. 두 번째 검증 사항의 확인을 위해, 추력 제어 조건을 고려하여 산화제 유로 내 액막 토출형 오리피스에 대한 실매질 분사 실험을 수행하였다. 기초적인 형태의 슬리브 구동형 핀틀 인젝터를 제작하고, 인젝터 내 슬리브 외 구조 요소들을 적합하게 고정하기 위한 방식을 고안하였다. 추진제 분사를 위해 질소 가압 형태의 추진제 공급시스템을 구축하였다. 일반적인 샤프 엣지(sharp-edged) 형태에 가까운 길이 1 mm의 짧은 오리피스(short orifice)와 함께 길이 23 mm의 상대적으로 긴 오리피스(long orifice)에 대한 실험을 병행하여 진행하였으며, 긴 오리피스의 경우 동일 실험 조건에서 유량계수 저하 및 오리피스 간극의 확보에 이론적으로 유리한 구조로 짧은 오리피스 형상에 대한 대안으로 도입되었다. 양 오리피스의 평균 표면 거칠기 조건은 1.6 $\mu m$였다. 핀틀 인젝터 추력기의 정격 설계 사양 및 추진제 공급시스템 특성을 토대로 4:1로 확장된 조건의 얕은 추력 제어 조건 범주에서 추력 제어 수준별 요구 산화제 유량 및 인젝터 차압 조건을 결정하였다. 실험 조건을 변화시키면서 양 오리피스 구조에 대한 인젝터 차압, 오리피스 간극, 유량의 상관관계를 각각 맵핑(mapping)하였으며, 이를 기반으로 각 오리피스 형태에서 추력 제어 조건별로 요구되는 간극 크기를 도출하고 추력 제어 조건별 추진제 균일 분사 여부를 정성적으로 관측하였다. 긴 오리피스 형상을 적용한 경우 낮아진 유량계수로 인해 더욱 큰 오리피스 간극 확보가 가능하였으나 추력 제어 수준이 증가함에 따라 추진제 분사의 불균일성이 심화되었다. 이는 방사형 대칭 형상 유지의 측면에서 긴 오리피스 형태가 인젝터의 중심축 편차에 대해 상대적으로 민감한 구조인 데에 주로 기인하는 것으로 사료되었다. 반면, 짧은 오리피스 형태를 적용한 경우 4:1 추력 제어 조건인 공칭 간극 0.02 mm 조건까지 액막 및 액주가 혼합된 형태의 추진제가 비교적 균일하게 분사됨을 확인하였다. 추가적인 고찰을 통해, 향후 인젝터 작동 조건 및 내부 유로 형상이 개선될 경우, 얕은 추력 제어 범위로 운용되는 단독 추력 제어용 핀틀 인젝터에서 샤프 엣지형에 가까운 일반적인 오리피스를 균일 액막 분사용으로 활용 가능함을 확인하였다. 앞서 검증한 액막-액막 충돌 구조의 적용 타당성을 기반으로 단독 추력 제어요소로써의 활용을 위한 핀틀 인젝터 설계를 수행하였다. 대한민국 달 착륙선 임무 연구 사례의 추력 제어 프로파일 및 아폴로 달 착륙선 엔진 연구 사례에서의 허용 O/F 비 변동 수준을 참고하여, 일차적으로 정격 추력 조건 및 2:1 추력 제어 지점 등 2 지점에서 본 연구의 최적 O/F 비(4.32)의 $\pm1%$ 범위에 해당하는 4.28~4.36의 정격 O/F비 범위 만족을 목표로 하였다. 핀틀 인젝터 추력기의 정격 설계 사양 및 추진제 공급시스템 특성을 토대로 1:1, 1.25:1, 1.5:1, 1.75:1, 2:1 등 5개의 추력 제어 지점별 요구 연료 및 산화제 유량, 요구 연료 및 산화제 인젝터 차압 조건을 결정하였다. 추력 제어 시 정격 O/F 비 범위 만족을 위한 주 설계 변수로 연료 주 오리피스 각도를 선정하였으며, 핀틀 인젝터의 일반적 설계 변수인 총 운동량 비(TMR) 및 Skip distance의 조정을 함께 고려하였다. 유량 계수가 1인 이상적 상황을 가정하여 단독 추력 제어용 핀틀 인젝터의 작동 특성 분석을 수행하였으며 연료 실매질 분사 실험 수행 범위를 설정하였다. 연료 주 오리피스 각도 0도, 40도, 70도에 대한 실매질 분사실험을 수행하여 인젝터 차압, 오리피스 간극, 유량의 상관관계를 각각 맵핑(mapping)하였다. 이를 기반으로 연료 주 오리피스 각도에 따른, 정격 추력 조건에서 2:1 추력 제어 조건으로의 전환에 요구되는 오리피스 간극 이동량의 추세선을 도출하였다. 이로부터 짧은 산화제 오리피스의 요구 간극 이동조건을 연료 측 이동 조건과 맞출 수 있는 연료 주 오리피스 각도(약 55도)를 도출하고, 이를 반영하여 2 지점에서 정격 O/F 비 범위를 충족할 수 있음을 검증하기 위한 최종 연료 실매질 실험을 수행하였다. 연료 및 산화제 실매질 실험 결과를 종합하여 단일 슬리브 구동 상황을 반영한 추력 제어 지점별 작동 조건 간 밸런스 재정립 분석을 수행하였다. 결과적으로 본 설계 방식을 통해 정격 추력 조건 및 2:1 추력 제어 지점에서 정격 O/F 비 범위인 4.28~4.36 조건을 만족할 수 있음을 확인하였으며, 이는 90% 특성 속도 효율($C^*$ efficiency)을 기점으로 $C^*$ 효율이 85-95% 범위에서 변화하는 상황에서도 유효하였다. 2 지점 외 비설계 추력제어 구간에서의 O/F 비 최대 변동 수준은 최적값 대비 약 13.4%였으며, 슬리브 이동이 산화제 오리피스 요구 간극 조건에 맞추어 이루어지는 경우 비설계 구간에서의 O/F 비 변동이 발생하더라도 최적 작동 조건에 기반한 이상(ideal) 추력 조건 대비 약 1% 수준의 적은 오차로 추력을 발생시킬 수 있음을 확인하였다. 일반 설계 변수 중 액막-액막 충돌 구조와 연관되어 가장 중요한 TMR의 경우, 토출되는 산화제 모멘텀의 방향을 슬리브 끝단 경사부의 각도 변화를 통해 독립적으로 조정함으로써 0.7~1.3의 적정 범위를 만족할 수 있음을 확인하였다. 추가적으로 우주 임무 수행 시 상황에 따른 유연성을 증가시키고, 일정 범위 내 연속 추력제어 프로파일 적용 시 O/F 비 변동을 보다 줄이기 위한 목적으로, 2 지점 외 비설계 추력제어 구간에서의 작동 O/F 비 조건 개선 방안을 탐색하였다. 정격 인젝터 차압을 추가 설계 변수로 설정하여 기존 실매질 실험 결과에 기반한 디자인 스터디를 수행하였으며, 산화제 정격 인젝터 차압 2 bar, 연료 정격 인젝터 차압 3.6 bar, 연료 주 오리피스 경사각도 $69.7^\circ$조건에서 비설계 추력제어 구간 내 O/F 비 최대 변동 수준이 기존 약 13.4%에서 약 3.7%로 크게 감소할 수 있음을 확인하였다.-
dc.languagekor-
dc.publisher한국과학기술원-
dc.subject접촉점화성 추진제▼a이원추진제 추력기▼a핀틀 인젝터▼a단독 추력 제어 요소▼a혼합비-
dc.subjectHypergolic propellant▼aBipropellant thruster▼aPintle injector▼asole-throttling device▼aOxidizer-to-fuel mass ratio-
dc.title단독 추력제어 요소로써의 저독성 접촉점화성 추력기용 핀틀 인젝터의 설계 가능성 검증-
dc.title.alternativeFeasibility study of utilizing pintle injector as sole-throttling device for nontoxic hypergolic thruster-
dc.typeThesis(Ph.D)-
dc.identifier.CNRN325007-
dc.description.department한국과학기술원 :항공우주공학과,-
dc.contributor.alternativeauthorKim, Hyuntak-
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AE-Theses_Ph.D.(박사논문)
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