1. 서 론
2. 수치해석 및 시험 방법론
2.1 엔진 파워팩 저차원 모델
2.2 엔진 파워팩 수치해석
2.3 파워팩 개회로 시험
3. 결과 및 분석
3.1 가스발생기 거동 해석 및 시험 결과
3.2 터보펌프 거동 해석 및 시험 결과
4. 결 론
1. 서 론
가스발생기 사이클(gas-generator cycle)은 액체 로켓 엔진에서 추진제의 일부를 가스발생기에서 연소시키고, 이로 얻은 에너지로 터빈을 회전시켜 펌프에 동력을 제공하는 로켓 엔진 사이클이다. 이 구조는 가스발생기에서 발생한 배기 가스가 엔진 외부로 배출되는 개방형(open)사이클로서, 다단연소 사이클 등 가스발생기 배기가 재연소되는 폐쇄형(closed) 사이클에 비해 간단한 구조와 높은 신뢰성을 가진다[1]. 이에 따라 가스발생기 사이클은 국내외 민·관 우주발사체의 주요 엔진으로서 지속적으로 활용되고 있다[2,3,4,5].
가스발생기 사이클을 활용하는 액체 로켓 엔진은 주연소기, 가스발생기(예연소기), 산화제와 연료 펌프 및 터빈(터보펌프), 밸브 및 배관 등 다양한 부품으로 구성되며, 엔진의 개발 단계에서 각 부품의 성능 검증 이후 부품간 연계 성능을 검증하게 된다. 이때 주요한 엔진 개발 절차로서 주연소기에서의 연소를 배제하고 가스발생기와 터보펌프를 연계한 동력 에너지 변환 및 공급 장치의 성능 평가, 즉 파워팩(powerpack) 시험을 수행하게 된다[6]. 이는 파워팩이 전체 엔진 시스템에서 주연소기로의 안정적 추진제 공급과 엔진의 시동 특성을 결정짓기 때문으로, 예연소기 연소압과 터보펌프 회전수 등 상호 연계된 주요 부품의 과도 상태 응답을 검증하고 이를 통한 추진 제어 전략을 수립하는 것이 필수적이다.
일례로, 한국항공우주연구원에서는 30톤급 액체산소-케로신 로켓 엔진 개발의 중간 단계로서 터보펌프와 가스발생기로 구성된 파워팩의 개회로 시험(open-loop test)을 수행한 바 있다[7]. 해당 연구에서는 가스발생기에서 생성된 연소가스를 터빈 구동에 사용하는 대신 외부로 배출하여 파워팩 시스템 전체를 대상으로 한 폐회로 시험(closed-loop test) 이전에 두 구성품의 작동성을 독립적으로 검증하였다. Yu et al.[8]은 팽창식 및 다단연소 사이클의 시동 해석을 위해 1차원 수치해석을 수행하고, 저차원 해석의 타당성을 수치적으로 검토하였다. 이와 같은 선행 연구에서 액체 로켓 엔진 파워팩의 시험 및 해석 기법이 상세히 보고되었으나, 파워팩 시험과 수치해석을 연계한 모델링 타당성 검토, 그리고 극저온 연료-산화제 조합을 활용한 파워팩 시험은 현재까지 문헌적으로 보고된 바 없다. 본 연구에서는 이러한 점에 주목하여 Fig. 1에 도시한 개념도와 같이 액체메탄(LCH4)-액체산소(LOX)의 극저온 추진제 조합을 사용하는 3톤급 액체 로켓 엔진 파워팩을 1차원 모델로 구성하여 수치해석을 수행하고, 가스발생기-터보펌프 연계 개회로 시험을 수행하여 해당 모델링 기법을 실험적으로 검증하고자 한다.
Fig. 1.
Schematic diagram of the LCH4-LOX engine powerpack open-loop coupled test configuration(GG: gas generator, GGIG: gas generator igniter, TB: turbine, OP/FP: oxidizer/fuel pump, LOX: liquid oxygen, LCH4: liquid methane, LN2: liquid nitrogen, GN2: gaseous nitrogen, GOV/GFV: gas generator oxidizer/fuel valve).
2. 수치해석 및 시험 방법론
2.1 엔진 파워팩 저차원 모델
저차원 수치 모델링은 복잡한 시스템의 거동을 간결한 수학적 모델로 근사하여 계산 효율과 해석 유연성을 확보하는 방법론으로, 다양한 구성 요소가 상호작용하는 추진 시스템에서 효과적으로 활용된다. 본 연구에서는 객체 지향 기반의 동적 시스템 모델링 소프트웨어인 Ecosimpro V6.4와 유체 네트워크 해석 툴킷인 Fluidapro V5.3.1을 활용하여 액체 로켓 엔진 파워팩의 1차원 수치 모델을 구성하였다. 해당 프로그램과 툴킷은 로켓 및 가스터빈 등 추진 시스템 모델링 및 해석에 다양하게 활용되었으며, 신뢰성이 실험적, 수치적으로 검증된 바 있다[9,10].
본 연구에서는 모델링과 실험 공통으로 액체 메탄(LCH4) 연료의 공급을 위해 공급 용이성 등을 고려하여 메탄의 몰 분율이 90% 이상인 액화천연가스(LNG)를 주 연료로 활용하였다. Fig. 2에 도시된 모델에서, 가스발생기 구동을 위한 산화제와 연료는 각각 LOX_IN과 LNG_IN 경로를 통해 공급되며 가스발생기 밸브와 배관을 통과한다. 시스템 특성을 모사하기 위해 실제 가스발생기의 매니폴드 체적과 인젝터 면적을 각각 Cav와 Inj 요소에 적용하였다. 가스발생기(GG)에서 연소된 가스는 터빈(TB)부로 공급되는데, 시스템 단순화를 위해 터빈 매니폴드는 단일 체적(Turbine Nozzle Collector, TNC)으로 설정하였으며 터빈 노즐은 TB_Nozzle로 명명된 4개의 병렬 파이프로 정의하였다. 터빈을 통과한 연소가스는 TB_Exhaust를 통해 외부로 배출되도록 구성하였는데, 이는 가스발생기 출구 가스를 터빈 구동에 직접 사용하지 않고 외부로 배출하는 개회로 연계 시험의 특성을 반영한 것이다.
펌프 자체의 구동 성능을 검증하기 위한 상사 매질로는 액체질소(LN2)가 사용되었으며, 산화제 펌프(OP)와 연료 펌프(FP)에서 각각 승압된 유체는 후류 배관 및 MOV, MFV 밸브를 지나 외부로 배출된다. 또한 터빈의 시동 특성을 확인하기 위해 고압 질소 가스(GN2)와 시동 밸브(TSV)를 포함하는 별도의 공급계를 구성하였으며, 이는 초기 시동 시 터빈 매니폴드에 고압 기체를 공급하여 터보펌프 회전수를 상승시키는 실제 시험 절차를 모사한 것이다.
2.2 엔진 파워팩 수치해석
본 연구에서의 수치해석은 시스템의 추진제 공급 배관 및 터보펌프에 대한 예냉이 완료된 상태를 초기 조건으로 가정하여 과도 해석으로 수행하였다. 해석 시간은 시동(startup) 및 차단(shutoff) 과정에서의 천이 거동을 모두 포함하는 총 12초의 구간으로 설정하였으며, 각 구성품의 작동을 제어하기 위한 밸브 개도 시퀀스는 Fig. 3에 상세히 제시하였다. 해당 시퀀스에서 터빈의 초기 구동을 위해 실제 시동 과정을 고려하여 터빈 시동 밸브(TSV)가 2~4초 구간에서 개방되며, 메인 연료 및 산화제 밸브인 MFV와 MOV는 각각 2.1~12초, 2.5~12초 구간에서 개방하여 승압된 추진제를 외부로 배출하였다. 가스발생기의 연소를 제어하는 GFV와 GOV는 각각 3.17~11.15초 및 3.15~10.22초 구간에서 작동하도록 설정하였으며, 결과적으로 가스발생기는 약 3초에서 10.22초 동안 연소 상태를 유지하도록 하였다.
추진제 공급 계통의 유량 특성을 모사하기 위해 제어 밸브 모델링에는 유량계수 기반의 준정상(quasi-steady) 상관식을 적용하였으며, 시스템 내 유로 형상이 급격히 변화하는 구간에서의 압력 손실을 반영하기 위해 상·후류측 손실계수를 적용하였다. 터보펌프의 성능 특성은 실험적으로 획득한 양정 및 효율 데이터를 기반으로 모델링되었으며, 펌프 비속도와 터빈 동력 산출식을 통해 시스템 내부의 에너지 변환을 수치적으로 구현하였다.
2.3 파워팩 개회로 시험
Fig. 4에 제시된 파워팩 개회로 시험 장치는 가스발생기, 터빈, 그리고 단일 축으로 설계된 산화제 및 연료 펌프를 중심으로 구축되었다. 본 시스템에서는 가스발생기에서 생성된 연소가스가 매니폴드를 통해 터빈으로 직접 유입되며, 터빈 시동을 위한 고압 질소 배관은 가스발생기 계통과 분리된 독립 라인으로 구성되었다．터빈과 펌프는 동축 구조로, 초기 시동 시 고압 질소를 공급하여 회전수를 상승시키는 Spin Start-up 방식을 적용하고 이를 터빈 시동 밸브를 통해 제어하였다. 본 시험 시스템은 추진제를 안정적으로 공급하기 위해 실 가스발생기 사이클의 전체 구성과 달리 펌프 토출단에서 추진제를 분기하지 않고 별도의 공급 라인을 통해 예연소기에 추진제를 직접 공급하도록 구성되었다.
가스발생기 구동을 위한 추진제로는 액체 산소(LOX)와 액체 메탄(LCH4)이 사용되었으며, 상술한 바와 같이 실제 공급되는 연료로는 액체 메탄을 몰 분율 기준 90% 이상 함유한 액화천연가스(LNG)를 활용하였다. 개회로 시험에 앞서 극저온 추진제의 안정적 공급과 상변화 방지를 위해 공급 배관 및 가스발생기 계통에 대한 충분한 예냉을 수행하였다. 예냉 완료 후 가스발생기 밸브를 통해 유량을 조절하며 연료 과농(fuel-rich) 조건에서 약 7초간의 연소를 수행하였으며, 생성된 고온의 가스는 터빈 매니폴드와 노즐을 거쳐 터빈을 작동시킨 후 외부로 배출되었다. 펌프 계통에서는 액체질소(LN2)를 상사 매질로 활용하여 극저온 환경에서의 터보펌프 작동성을 검증하였으며, 터빈에 의해 승압된 유체는 주연소기 밸브를 거쳐 외부로 배출되도록 설계하였다.
3. 결과 및 분석
본 장에서는 3톤급 액체메탄-액체산소 엔진 파워팩의 저차원 모델링 결과를 실험 데이터와 비교하여 검증하였다. 정량적 분석을 위해 수치해석(Sim) 결과의 정상상태 평균값을 1로 정규화하였으며, 이를 기준으로 검증을 위한 실험값(Exp)의 상대적 거동을 검토하였다. 아래에 나타낸 모든 그래프에서 실선은 실험값을, 점선은 수치해석 값을 지시한다.
3.1 가스발생기 거동 해석 및 시험 결과
먼저 Fig. 5와 같이 가스발생기의 추진제 공급 특성을 분석한 결과, 실험에서의 추진제 질량 유량은 수치모델 정상상태 기준값 대비 약 2.0%의 차이를 보였으며, O/F 비는 약 2.6%의 편차 내에서 안정적으로 제어됨을 확인하였다. 이와 같은 높은 정상상태 정확도에도 불구하고 실험 결과가 해석 결과와 비교하여 전체적으로 유량 거동이 지연되는 것으로 나타나는데, 이는 본 실험에 사용한 코리올리형 유량계의 특성상 약 0.4초의 측정 지연이 발생한 것으로 판단된다. 또한, 해당 유량계는 급작스러운 유량 변화를 계측하기 어려운데, 연료 밸브 차단 시 배압 감소로 인한 급작스러운 유량 오버슛을 계측하지 못한 것이 Fig. 5의 그래프에서 확인되었다. 아울러, 과도 응답 구간에서는 실험값의 유량 상승 기울기가 해석 모델보다 다소 완만하게 나타났는데, 이는 상기한 유량계 특성 이외에도 수치 모델이 밸브의 기계적 개도 특성과 실제 추진제 공급 라인의 응답 지연을 완벽히 모사하지 못한 이유도 일부 있을 것으로 판단된다.
Fig. 6에 도시한 가스발생기 연소 압력의 경우, 수치해석에서 예측한 유량 거동이 실험값과 정성적으로 높은 유사성을 보였으나, 정상상태 기준 실험값이 해석 결과보다 약 7.7% 높게 측정되었다. 이러한 차이는 저차원 모델링 특성상 실제 가스발생기 내부의 복잡한 연소 특성을 충분히 반영하지 못한 점과, 점화 지연 및 반응 특성 시간을 프로그램 기본값으로 설정함에 따른 물리적 오차에서 기인한 것으로 보인다. 또한, 1차원 모델에서 가스발생기 산화제 및 연료 밸브(GOV, GFV)의 압력 강하를 다소 크게 예측함에 따라 수치 모델의 최종 연소실 압력이 낮게 평가된 것으로 분석된다.
3.2 터보펌프 거동 해석 및 시험 결과
개회로 시험 시 터보펌프 회전수 분석 결과, Fig. 7과 같이 수치해석 모델이 시동 및 정상상태 전 구간에서 실험 데이터를 매우 높은 정확도로 재현하였다. 구체적으로, 시험 개시 후 약 2초 지점에서 고압 질소(GN2)를 활용한 초기 시동(spin start-up)이 시작되어 정격 회전수의 약 60% 수준까지 급격히 상승한 후, 시동 가스 압력 감소에 따라 회전수가 소폭 하락하는 천이 과정을 정확히 모사하였다. 이후 가스발생기 작동에 의한 연소가스가 터빈에 도달하는 4.8초 지점부터 회전수가 다시 상승하여 정상상태에 도달하였으며, 이 구간에서 실험값과 해석값의 오차는 1% 미만으로 나타났다.
다음으로 터빈 및 펌프의 압력 거동을 분석하였다. 먼저, 터빈 입구 압력의 경우 Fig. 8과 같이 실험값이 수치해석 결과보다 약 11% 높게 계측되었다. 이는 상술한 가스발생기 연소 압력의 예측 오차와 터빈 후류 배관의 손실계수 설정에서의 영향이 복합적으로 작용한 결과로 보인다. 또한, 시동 노즐을 통한 터빈 시동 방식에 따라 시험 초기 압력 거동이 수치해석과 시험 간 다소 차이를 보였다. 다만, 터빈 전후단의 압력차가 해석 모델에서 다소 작게 산출되었음에도 입출구의 압력 강하 경향성은 실험과 일치하여 동력 생성 조건에 대한 정성적 타당성을 확보하였다.
Fig. 9와 Fig. 10에 도시한 산화제 펌프와 연료 펌프의 입출구 압력은 초기 시동 구간(2~4초)에서 터빈 회전에 따른 압력 상승이 뚜렷하게 확인되었다. 다만, 해석 모델에서는 펌프 효율을 정상상태 값으로 고정하여 가정함에 따라 초기 토출 압력의 형성 속도가 실험보다 다소 늦게 예측되는 경향을 보였다. 특히 가스발생기 밸브(GOV, GFV) 닫힘 이후의 감쇄 구간에서 실험값은 천천히 압력이 감소하는 반면, 해석값은 상대적으로 빠르게 감소하였다. 이는 실제 시험 장치 내 배관 및 구조물에 존재하는 추진제에 의해 밸브 제어 이후에도 압력 변화가 지연되는 잔존 체적 효과(capacitance effect)가 수치 모델에 충분히 반영되지 않았기 때문으로 판단되며, 향후 모델 고도화를 위해 과도 구간의 펌프 효율 변동성과 잔존 유량 모델에 대한 추가적인 고려가 필요할 것으로 생각된다.
4. 결 론
본 연구에서는 3톤급 액체메탄-액체산소 로켓 엔진 파워팩의 시동 및 정격 작동 성능을 예측하기 위한 저차원 수치모델을 구축하고, 개회로 연계시험을 수행하여 파워팩 거동을 분석하고 모델의 정합성을 검증하였다.
가스발생기의 추진제 공급 및 연소 거동과 터보펌프의 회전수 및 압력 거동은 수치해석을 통해 예측한 물리량과 매우 유사한 실험값이 계측되었다. 가스발생기의 정상상태 추진제 유량은 수치해석 기준값 대비 약 2%, O/F 비는 약 2.6%의 오차 이내에서 실험값이 계측되었으며, 터보펌프 회전수는 초기 시동 구간부터 정상상태 수렴까지의 전 과정에서 오차율 1% 미만으로 모델의 재현성이 매우 우수한 것으로 판단되었다. 또한, 터빈 및 추진제 펌프의 입출구 압력 거동 역시 실험에서 나타난 시동 및 차단 시의 정성적인 변화 경향을 정밀하게 추종하였으며, 주요 성능 변수들이 전반적으로 수치모델의 예측 범위 내에서 실험값과 부합하는 것을 확인하였다.
본 연구는 액체 로켓 엔진의 파워팩 개회로 시험과 수치해석을 종합적으로 수행한 연구로서, 최근 재사용 발사체 등에서 추진제로 널리 활용되는 액체메탄-액체산소 로켓 엔진의 개발 절차에서 주요한 방법론을 확립하였다는 데 의의가 있다. 또한, 3장에 기술한 바와 같이 저차원 모델링을 통해 다소 응답 속도가 느린 센서로 계측할 수 없는 순간적 엔진 거동을 예측할 수 있으므로, 향후 엔진 개발은 물론 추진 제어 등에도 본 연구에서 제안한 방법론을 폭넓게 응용할 수 있을 것으로 판단된다. 향후 연구에서는 본 논문에서 0차원 반응기로 모델링한 연소실 등 일부 단순화된 물리적 가정을 다소 완화하여 시스템 모델링을 고도화하고, 이를 통해 과도 응답 예측 정확도를 제고할 수 있을 것으로 판단된다.
