Liquid bipropellant rocket engines(LREs) have been widely used in launching satellites and delivering warhead as the propulsive performance of bipropellant systems is superior to other types of propellants. One of the advantages of LRE is the ability to vary the thrust over a wide range. A gas generator cycle is widely adopted as the cycle of LRE because of its simplicity and low cost for development. But this cycle requires maintaining the propellant mixture ratio of the gas generator steady at all thrust levels. Unless the mixture ratio is maintained constant, the temperature change of the generated gas results in turbine failure or deterioration of engine performance. Therefore, the exit temperature of the gas generator should be controlled properly through the regulation of propellants mixture ratio with the help of a stabilizer.
Although mixture ratio stabilizers have been used for several decades, the literature related to these stabilizers is not readily available due to restrictions on information dissemination on rockets. In the present paper, a bellows-type mixture ratio stabilizer was proposed. Design parameters, which affect the static and dynamic characteristics of the bellows-type stabilizer, were identified through mathematical modeling and theoretical analysis. Also, experiments were carried out to evaluate the static and dynamic performance of the stabilizer. For the experiments, a bellows-type stabilizer proposed in the present study, was designed and fabricated. Experimental results of the stabilizer were compared with simulation results by the mathematical model of the stabilizer. The experimental results showed good agreements with the simulation results on both of steady state and transient condition, which proves that the established mathematical model of the stabilizer is valid. Also, parametric studies were performed using root locus techniques to identify design parameters affecting the dynamic characteristics of the stabilizer.
이원 추진제 액체로켓엔진은 다른 추진제 시스템보다 추진 성능이 우수하기 때문에 위성발사체나 무기 체계에 널리 사용되어 왔다. 액체로켓의 장점 중의 하나는 넓은 범위의 추력 조절이 가능하다는 점이다. 특히 가스발생기 사이클은 구성이 간단하고 개발비용이 적게 들기 때문에 액체로켓엔진의 사이클로서 많이 적용되고 있다. 그러나 이 사이클은 모든 추력 레벨에서 항상 가스발생기의 혼합비를 일정하게 유지해야한다. 만약 추진제 혼합비가 일정하지 않으면, 생성 가스의 온도변화가 터빈의 손상을 일으키거나 엔진 성능의 감소를 초래한다. 따라서 혼합비 안정기를 사용하여 가스발생기의 추진제 혼합비를 항상 일정하게 유지함으로써 가스발생기의 출구 온도를 적절하게 조절할 수 있다.
혼합비 안정기는 수십 년 동안 액체로켓엔진에 사용되어 왔으나 로켓기술에 대한 공개와 노출을 제한하는 이 분야의 특성상, 문헌에 공개된 것이 거의 없다. 본 논문에서는 벨로우즈 방식의 안정기가 제안되었다. 벨로우즈 방식 안정기의 정적 및 동적 특성에 영향을 미치는 설계 변수들이 수학적 모델과 이론적 분석 등을 통하여 파악되었다. 또한 안정기의 정적 및 동적 성능을 평가하기 위해 실험이 수행되었다. 실험을 위해 본 연구에서 제안한 벨로우즈 방식의 안정기가 설계 및 제작되었다. 안정기의 수학적 모델을 사용한 해석 결과와 실험 결과를 비교하였다. 정상 상태 및 비정상 상태에 대한 실험 결과와 해석 결과가 잘 일치함을 보임으로써 안정기의 수학적 모델에 대한 타당성을 검증하였다. 또한 근궤적법에 의한 설계 변수 민감도 해석을 통하여 안정기의 동적특성에 영향을 미치는 주요 설계 변수를 파악하였다.
