Nomenclature
1. 서 론
2. 터보펌프
2.1 누리호 엔진용 터보펌프 구성
2.2 다단 연소 사이클 로켓엔진용 터보펌프 구성
3. 터보펌프 실매질 시험설비
3.1 시험설비 구성
3.2 시험설비 성능개량
4. 저회전수 시험
4.1 시험조건
4.2 시험 결과
5. 고찰 및 향후 계획
Nomenclature
: power
𝜂 : efficiency
: mass flow rate
: specific heat at constant pressure
: temperature
: specific heat ratio
: pressure ratio(=Pi,o/Pe)
: discharge coefficient
: pressure
: nozzle throat area at Mach = 1
: specific gas constant
: rotational speed
1. 서 론
한국항공우주연구원에서는 다단 연소 사이클 방식의 액체 로켓엔진에 사용할 터보펌프를 개발하고 있다.
Fig. 1과 같이 누리호(한국형발사체)에서 개발된 액체 로켓엔진은 터보펌프의 산화제펌프와 연료펌프에서 토출된 각각의 추진제 대부분이 연소기로 공급되어 추력에 사용되고, 일부는 가스발생기로 공급되어 연소된다. 가스발생기에서 생성된 연소가스는 터빈 구동 가스로써 펌프에서 요구하는 동력을 생성한 뒤, 터빈 출구를 통해 대기로 배출된다. 다단 연소 사이클 방식의 액체로켓에서는 연료의 경우, 1단 연료펌프에서 토출된 연료 대부분이 연소기로 공급되지만, 일부를 2단 연료펌프로 공급하여 압력을 한 번 더 상승시킨 뒤, 예연소기로 공급된다. 산화제펌프에서 토출된 액체산소는 전부 예연소기로 공급되어 2단 연료펌프에서 공급된 연료와 함께 연소된다. 예연소기에서 연소 과정을 통해 고온 기체산소로 변환된 연소가스는 터빈으로 공급되어 터빈 구동 가스로 사용된 뒤, 연소기에 공급되어 산화제로 사용된다.
위의 과정에 따라 현재 개발 중인 터보펌프는 누리호에 사용된 터보펌프보다 상대적으로 높은 난이도의 운용조건이 요구된다. 따라서 누리호 개발 경험을 토대로 터보펌프의 설계, 제작뿐 아니라 시험설비의 성능개량을 통해 터보펌프 개발이 가능하도록 연구가 필요하다.
해외에서는 Mishra, A & Ghosh, P.가 다단 연소 사이클 방식의 액체 로켓엔진용 터보펌프의 3차원 CFD 해석연구[1]를 수행하였고, Demyanenko, Y.등은 개방형 사이클 방식과 폐쇄형 사이클 방식의 액체로켓에 사용되는 터보펌프의 실제 모델(RD-0110, RD-0124)을 사례로 최적 설계 방법[2]을 제시하는 등 설계 및 해석연구를 공개하고 있을 뿐, 실매질을 활용한 터보펌프의 실험연구를 찾는 것에는 한계가 있다. 이는 액체 로켓엔진에 사용되는 터보펌프 개발은 핵심 연구 분야 중 한 부분으로 세계 각국에서 보유한 터보펌프의 기술 공개를 제한하고 있기 때문이다.
국내에서는 다단 연소 사이클 방식의 액체 로켓엔진용 터보펌프에 대한 설계 및 해석연구[3,4,5,6,7,8]와 예연소기와 터보펌프를 결합한 파워팩 조립체에 대한 설계 개념 및 해석연구[9,10,11,12,13,14,15]가 수행되었고, 펌프, 터빈, 베어링 등의 단품 시험을 통한 연구[16,17,18]와 다단 연소 사이클 엔진 시험을 통한 연소 관점에서의 압력 조절에 관한 연구[19]가 진행되고 있다.
본 연구에서는 상단 엔진에 사용될 10톤급 터보펌프의 기술개발모델(TDM)을 대상으로 선행연구를 통해 성능이 개량된 시험설비에서 저회전수 시험을 수행하고 결과를 분석하였다.
2. 터보펌프
2.1 누리호 엔진용 터보펌프 구성
누리호 엔진에 사용된 터보펌프의 구성품은 크게 산화제펌프, 연료펌프, 터빈, Inter propellant seal(IPS)로 구분할 수 있다(Fig. 2). 산화제/연료펌프는 각각의 추진제(산화제, 연료) 저장탱크에서 공급받은 저압의 추진제를 연소기 요구 압력 이상으로 압력을 상승시켜 공급하는 역할을 한다. IPS는 산화제펌프와 연료펌프 사이에 있는 구성품으로써 IPS 내부에 헬륨가스 공급을 통해 일종의 가스층을 생성하여 추진제가 서로 섞이지 않도록 분리하는 역할을 한다. 터빈은 펌프 구동에 필요한 동력을 생성하여 펌프와 터빈 사이에 연결된 축을 통해 각 펌프에서 요구하는 동력을 공급하는 역할을 한다. 터빈의 동력은 엔진 구성품 중 하나인 가스발생기에서 터빈 구동 가스를 공급받아 터빈로터를 회전시켜 생성된다. 터빈 구동 가스는 산화제펌프와 연료펌프 출구에서 연소기로 공급되는 추진제 일부를 공급받아 가스발생기에서 생성된 연소가스를 사용한다. 터빈로터를 지난 터빈 구동 가스는 터빈 출구를 통해 대기로 배출된다. 이러한 방식이 대표적인 개방형 사이클 방식의 액체 로켓엔진에 사용되는 터보펌프 구성으로 폐쇄형 사이클 방식에 사용되는 터보펌프보다 간단한 구성으로 되어있다는 장점이 있지만, 추력 발생에 사용되어야 할 추진제 일부가 터빈 구동 가스로 사용되고 대기로 버려진다는 단점이 있다.
2.2 다단 연소 사이클 로켓엔진용 터보펌프 구성
현재 개발 중인 터보펌프의 구성품은 Fig. 2와 같이 산화제펌프, 1단/2단 연료펌프, 시동터빈, 터빈으로 구분할 수 있고, 누리호 엔진용 터보펌프와 차이가 있다. 산화제펌프는 산화제 저장탱크에서 저압의 액체산소를 공급받는 방식으로 누리호 엔진의 산화제펌프와 같지만, 펌프를 통해 가압된 액체산소 전량이 엔진의 구성품 중 하나인 예연소기로 공급된다. 1단 연료펌프는 누리호 엔진에 사용된 연료펌프와 같은 목적으로 작동한다. 하지만, 1단 연료펌프에서 토출된 연료 중 일부를 2단 연료펌프에 공급하여 압력 한 번 더 상승시켜 예연소기로 공급된다. 예연소기로 공급된 액체산소와 연료는 예연소기에서 연소 과정을 거쳐 고온고압의 기체산소가 된다. 예연소기에서 생성된 산화제 과잉 가스는 터빈으로 공급되어 동력 발생을 위한 터빈 구동 가스가 된다. 시동터빈은 정지상태의 터보펌프를 작동시키기 위해 사용하는 구성품으로 시동터빈 구동용 가스를 별도로 공급받는다. 터빈의 목적은 누리호 엔진에 사용된 터빈과 같지만, 작동환경에서 차이가 있다. 예연소기를 통해 터빈 구동 가스로 공급되는 산화제 과잉 가스는 터빈 출구를 지나 연소기의 산화제로 사용되므로, 연소기에서 요구하는 산화제 공급 압력과 터빈 압력비가 고려된 터빈 입구 압력이 필요하므로 개방형 사이클 방식의 누리호 엔진용 터빈보다 고압의 작동환경이 요구된다. 또한, 고온고압의 기체산소를 터빈 구동 가스로 사용하므로 내부에서 발생하거나, 외부에서 유입될 수 있는 금속, 이물질 등에 노출되면 폭발 사고로 이어질 수 있으므로 설계, 제작 과정에서 이를 방지하기 위한 추가 공정이 필수이다. 이러한 작동환경에 의해 폐쇄형 사이클 방식에 사용되는 터보펌프는 상대적으로 높은 성능을 구현할 수 있지만, 제작 및 구성 방식이 복잡하고, 작동환경에 따른 개발 난이도가 높다는 단점이 있다.
3. 터보펌프 실매질 시험설비
3.1 시험설비 구성
누리호 개발사업을 통해 나로우주센터에 구축된 터보펌프 실매질 시험설비는 크게 산화제 공급/회수시스템, 연료 공급/회수시스템, 터빈구동가스 공급시스템, 2개의 테스트스탠드 그리고 기타 공급 및 지원시스템으로 구분할 수 있다(Fig. 3).
산화제 공급/회수시스템은 산화제펌프로 액체산소를 공급해 주는 산화제 공급탱크와, 산화제펌프에서 토출된 액체산소를 저장하는 회수탱크가 있고, 이러한 작동 목적을 위한 밸브 및 배관류 부품으로 구성되어 있다. 연료 공급/회수시스템도 산화제 시스템과 같은 목적, 방식으로 구성되어 있다. 따라서 자연 기화되거나 시험시 대기로 배출되는 산화제와 평상시/시험시 배출되는 오염된 연료를 제외하고, ‘공급탱크-펌프-회수탱크‘로 구축된 시스템에 의해 추진제의 반영구적인 재활용이 가능하다. 터빈구동가스 공급시스템은 건공기와 알코올(에탄올)을 사용하여 알코올버너에서 연소를 통해 고온고압의 터빈 구동 가스를 생성하고 터빈으로 공급해 주는 시스템이다. 터보펌프 개발 시험시 알코올버너에서 생성되는 터빈 구동 가스는 98% 공기와 2% 알코올이 혼합되어 연소하므로 그을음이 없어 터빈 출구에서 나온 가스를 별도의 후처리 없이 대기로 배출할 수 있다는 장점이 있다. 그 외에 추진제 가압용도의 고압가스 저장시스템, 냉각수 공급시스템, 제어, 계측, 영상 시스템 등 기타 공급 및 지원시스템이 있다.
3.2 시험설비 성능개량
터보펌프는 누리호 엔진용 터보펌프보다 높은 성능을 요구하므로 개발시험을 위한 시험설비의 성능개량이 요구되었다. 선행연구[21]를 통해 개량된 고압 공기와 알코올 가압 시스템의 특성, 터빈 구동 가스의 공급 배관의 특성 확인 및 경험식을 도출하였고, 알코올버너 운용조건 예측과 터보펌프 시험프로그램 설정이 가능해졌다(Fig. 4). 터빈구동가스 공급시스템은 기존 대비 압력 1.56배, 유량 1.29배 증가한 성능으로 공급할 수 있도록 개량되었고, 향상된 시험 요구조건에서 안정적으로 작동하는 신규 알코올버너와 시험프로그램이 검증되었다.
4. 저회전수 시험
4.1 시험조건
터보펌프 TDM의 초도시험은 상온 공기를 터빈 구동 가스로 이용하여 성능 시험을 수행하였다. 알코올버너를 이용한 고온 공기 대신 상온 공기를 터빈 구동 가스로 터보펌프 성능 시험을 수행할 경우, 시험설비 성능개량을 통해 검증된 최대유량으로 공급하는 조건에서 산화제펌프, 연료펌프, 터빈 구성품의 시험 결과와 선행연구를 통해 도출된 경험식을 토대로 터보펌프 시험 요구조건에 필요한 터빈 압력, 온도, 유량 등을 아래의 Eq. 1, 2, 3를 통해 결정할 수 있다.
산화제와 연료는 각각의 공급 탱크에서 질소가스로 가압하여 각 펌프로 공급된다. 시험시간 동안 공급되는 추진제량에 따른 공급 탱크 잔류 추진제 변화, 질소가스 가압 압력, 공급 배관의 압력 손실 특성을 고려하여 펌프에서 요구하는 입구조건을 만족할 수 있도록 설정한다. 전체 시험 시간은 터보펌프 시험 초기 회전수가 시험 목표회전수까지 상승하는 천이 구간(35초)과 선행연구를 바탕으로 확인된 시험설비에서 시험 요구조건의 고압 공기 공급 압력 유지가 가능한 정격시험 구간(375초)에 시험 전 카운트다운(20초), 시험종료모드(purge, 20초)가 고려되어 총 450초의 시험시간을 설정하였다. 각 펌프와 터빈의 단품 시험을 통해 도출된 양정, 효율 실험식을 활용하여 각 펌프의 요구동력을 예측하고, 터보펌프 실매질 시험설비에서 가용할 수 있는 상온 고압 공기의 공급 유량과 터빈 압력비를 통해 생성할 수 있는 터빈의 전달 동력을 계산하여 펌프와 터빈의 동력을 비교하였다. Eq. 4 상사 법칙을 통해 본 시험의 회전수를 예측한 결과, 설계회전수 대비 약 62% 구현이 가능할 것으로 예상되었다. Table 1은 본 시험을 수행하기 위한 펌프와 터빈의 시험 요구조건을 정리하였다.
Table 1.
Test requirements of turbopump inlet parameters.
| Component | Fluid |
Pt,in (MPaA) |
Tin (K) | (kg/s) | |
| Pump | LOx | LOx | 0.262 | 93 | - |
| Fuel* | kero. | 0.173 | 282** | - | |
| Turbine | air | 7.26 | 252 | 8.35 | |
4.2 시험 결과
터보펌프 TDM을 대상으로 성능이 개량된 시험설비에서 수행된 저회전수 시험 결과를 분석하였다. 시험종료 10초 전 평균값을 기준으로 산화제펌프, 연료펌프, 터빈으로 공급된 추진제와 터빈 구동 가스 결과는 Table 2와 같다.
Table 2.
Test results* of turbopump inlet parameters.
| Component | Fluid |
Pt,in (MPaA) |
Tin (K) | (kg/s) | |
| Pump | LOx | LOx | 0.273 | 92.5 | - |
| Fuel** | kero. | 0.152 | 280.5*** | - | |
| Turbine | air | 7.58 | 253.5 | 8.60 | |
시험 시작과 함께 터빈 구동 가스가 공급되면서 정지해 있던 터보펌프가 시동하면서 천이 구간(35초)을 지나 정격시험 구간(작동점)에서 실매질 환경의 초도시험이 수행되었다(Fig. 5). 시험회전수는 터보펌프 설계회전수의 65%를 구현하였다. 시험 전 예상 회전수 보다 약 3% 증가했는데, 터빈 공급 압력과 유량이 예측보다 각각 4.4%, 1.03% 증가에 따라 터빈의 가용동력이 상승하였고, 이에 따라 회전수가 상승한 것으로 분석된다. 산화제펌프와 연료펌프 입구에서 캐비테이션 수(σ)는 각각 0.0575과 0.1063 결과를 얻었다. 산화제펌프는 시험 전 예상값과 일치했으나, 연료펌프는 예상 대비 약 22% 낮은 결과를 보였다(Fig. 6). 펌프 유량비((Q/N)test/(Q/N)D.P)는 설계유량에 대해 산화제펌프 100.2%를 구현하였으나, 연료펌프(1단/2단)는 각각 108.9%/133.3%로 초과된 유량 결과를 보였다(Fig. 7). 산화제펌프와 연료펌프의 양정비는 각 펌프의 단품 성능 시험 결과 대비 산화제펌프 100.1%, 연료펌프(1단/2단) 98.5%/100.8% 결과를 확인하였다(Fig. 8).
기존 누리호 엔진에 사용된 터보펌프는 산화제펌프와 연료펌프가 인접한 구조로 되어있다(Fig. 2). 따라서 산화제펌프와 배관의 예냉 절차에서 공급 되는 산화제 온도의 영향으로 연료펌프 내부 연료가 빙결 온도(223.15 K) 이하로 내려가 연료의 빙결 가능성이 우려되는 문제가 있었다. 현재 개발 중인 터보펌프에서도 이와 유사한 현상이 우려되어 연료펌프 내부 온도변화를 확인하였다. 시험 시작 전 예냉 절차(Fig. 9)에서는 연료 온도가 244 K까지 하락했다가 예냉 절차가 끝나자 온도가 정상으로 복귀되었고, 시험구간(Fig. 10)에서는 연료 펌프 작동으로 연료의 흐름이 발생하면서 시험 시작 후 100초 이내에 연료 온도가 회복하였다. 시험 준비 과정인 예냉 절차부터 시험 종료시까지 연료 온도는 빙결 온도보다 높은 온도 범위에 분포하는 것이 확인되었다. 산화제펌프, 연료펌프 및 터빈의 단품 시험에서 도출된 성능식(양정, 효율)을 이용하여 실매질시험 데이터를 분석한 결과, 터빈 구동 가스를 통해 펌프로 전달된 터빈 축동력과 펌프(산화제, 연료)의 소요동력에 대한 동력 균형은 펌프 동력이 2.94% 높은 결과를 보였다(Fig. 11).
5. 고찰 및 향후 계획
펌프의 성능(유량, 토출압력, 요구동력, 효율)과 터빈 성능(생성동력, 효율)의 균형을 통해 결정되는 회전수는 ‘시험 전 예상값’과 ‘시험 결과값’이 약 3% 차이를 보였다. 원인으로는 시험설비에서 공급되는 터빈 구동 가스 조건에 대한 예측 오차에 의한 것으로 분석된다. 연료펌프의 캐비테이션 수가 낮게 구현된 원인으로는 시험 요구조건 대비 낮은 펌프 입구 압력에 의한 것으로 분석된다. 각 펌프 출구 후방에 설치한 활용된 유량 조절용 오리피스는 터보펌프 TDM의 첫 시험으로 적용할 수 있는 유량계수를 정의하는데 한계가 있어 한국형발사체 개발사업을 통해 획득한 유량계수를 적용하였다. 그 결과, 연료펌프의 유량비에서 초과한 결과를 확인하였고, 본 시험 결과를 통해 오리피스 형상에 따른 유량계수를 추가 분석하여 유량 조절용 오리피스 크기를 반영할 계획이다. 동력 균형 결과에서 펌프의 동력이 터빈보다 높은 이유로는 펌프 단품 시험을 통한 효율식이 적용 가능한 시험조건에서 수행된 반면, 상온 공기를 터빈 구동 가스로 사용한 본 시험의 요구조건이 터빈 단품 시험으로 도출된 효율식의 적용 범위에서 벗어난 조건에서 수행되어 본 시험조건으로 터빈효율을 통한 터빈 축동력을 분석하는데 한계가 있어 펌프의 동력이 높은 결과를 보인 것으로 판단된다.
터보펌프 TDM의 저회전수 시험을 통해 산화제/연료펌프 및 터빈의 각 단품 개발시험에서 획득한 데이터와 선행연구를 통해 파악된 개량된 시험설비의 특성을 활용하여 실매질시험 예측 및 성능분석이 가능함을 확인하였다. 향후 계획된 다단 연소 사이클 방식의 액체 로켓엔진용 터보펌프 개발에 본 시험 결과를 활용할 계획이다.
