Thrust control is an ordinary requirement for modern liquid-propellant rocket engines. The thrust-controllable, often called throttle-able, liquid-propellant rocket engines make highly constrained missions possible: limiting the acceleration of a launch vehicle, safe planetary entry and/or decent, space rendezvous, and ballistic missile defense trajectory control. For future planetary exploration missions especially lunar-exploration missions the throttle-able liquid propulsion system must be developed. To develop the throttle-able propulsion system flight-proven methods for the liquid rocket engine throttling were reviewed and the propulsion system requirements for lunar-exploration mission were conceptually analyzed. The main difficulties for the system are to control the much more complicated system and possibility for instable combustion. The simplest throttling method is to use the high-pressure-drop injector with flow control valves. The solution for the combustion instability problem of the method is much higher pressurant pressure but it was reported that Mars Lander Engines for Mars Science Laboratory mission achieved an extremely wide throttle range with a relatively high pressurant pressure using a cavitating venturi-type flow control valve. Considering the precedent, feasibility analysis of a throttle-able space propulsion system with the cavitating venturi-type flow control valves and a thruster with normal-pressure-drop injector is being conducted.
To analysis the feasibility based on experiments the cavitating venturi-type flow control valves were designed and tested. To design the valves, a design optimization was carried out for a small lunar lander to determine the minimum propulsion mass allowed using a H2O2/kerosene bipropellant rocket system. Specific impulse estimation based on two-temperature nonequilibrium nozzle flow analysis, propulsion system mass estimation by modeling the tank and the thrust chamber mass. The optimal design specifications were configured with a thrust of 1800 N, a chamber pressure of 9.8 bar, a mixture ratio of 7.31, and a nozzle expansion ratio of 99.3. The results were for a specific impulse in vacuum of about 294 s.
Using those specifications, flow control valves were designed. The design mass flow rate fir the oxidizer and the fuel at a rated thrust was 549 g/s and 75 g/s, respectively. With some trial and errors the goal for the critical pressure ratio of higher than 75% was achieved. The critical pressure ratio of the oxidizer and the fuel valves were 85% and 75%, respectively. It was found that for small valves such as the designed fuel valve, internal geometry of the valve must be designed carefully.
The monopropellant and bipropellant hot fire throttling tests were conducted. The chamber pressures of the entire tests were stable. As expected, though the injector pressure drop randomly fluctuated at low chamber pressure, good performances were observed. As unexpected, however, in the non-cavitating, still chamber pressure was very stable in the monopropellant tests. It was regarded that the pressure drop across the catalyst reactor was very high (almost the same magnitude with the chamber pressure), so the catalyst reactor acted as a high-pressure-drop injector. But the hypothesis could be validated indirectly: even if the catalyst performance was reduced, stable chamber pressures and mass flow rates were sustained. Instabilities at low chamber pressure which is due to communicating the chamber and the feed system could not be observed in non-cavitating flow regime, but it was validated both in the monopropellant tests and the bipropellant tests that the cavitating venturi valve can eliminate instabilities due to the performance decrease of the catalyst.
As the bipropellant test results, over the entire test range, the combustion efficiency is almost constant, and only the number of ignition seems to affect to the combustion efficiency slightly. It is thought that the mixing chamber volume was not enough for a complete combustion of the less decomposed oxidizer and the fuel when the catalyst performance decreased, but still the combustion performance seemed to be sustained.
우주 탐사 임무를 위한 추력 제어 시스템 개발을 위한 기초 연구를 수행하였다. 실제 임무에 적용되어 성능이 입증된 추력 제어 기법을 비교, 분석하였다. 추력 제어 기법 중 하나인 제어 밸브와 고차압 인젝터로 구성한 기법은 유량 제어 밸브를 이용해 유량만 제어하는 방식이므로 시스템이 간단하다는 장점이 있지만 광범위한 추력 제어를 위해서는 저추력에서의 연소 안정성을 확보하기 위해 연소기 인젝터에서의 차압이 높아야 한다. 즉 가압 시스템의 무게 증가를 야기시키는 단점이 있다. 하지만 문헌 조사에 의하면 캐비테이션 벤츄리 밸브를 유량 제어 밸브로 사용할 경우 추진제 공급 시스템의 설계 개선을 통해 인젝터 차압의 크기를 낮출 수 있다고 한다. 캐비테이션 벤츄리는 액상의 작동유체 유량을 일정하게 공급하는 목적으로 사용되는데 벤츄리 하단부 압력이 특정 수준 미만이면 압력 변동에 관계없이 유량을 일정하게 공급하는 장점이 있다. 이 특성을 활용하면 인젝터에서의 차압이 높지 않아도 안정성을 확보할 수 있게 된다. 이와 같은 방법으로 단일추진제 추력기의 100:1 추력 제어를 성공한 사례가 있다. 그러나 이원추진제 기반의 우주 추진 시스템에서는 이 기법을 적용한 사례는 보고된 바가 없다. 따라서 본 연구를 통해 유량 제어 밸브만을 이용한 이원추진제 추력기의 추력 제어 시스템의 가능성을 분석하고 설계 기술을 확보하고자 한다.
본 연구는 크게 1)유량 제어 밸브의 설계 기술 확립과 2)추력 제어 시 연소 안정성 확보를 위한 추진제 공급 시스템 및 인젝터 매니폴드 설계 기술 확보의 두 단계로 구분할 수 있다. 먼저 유량 제어 밸브 설계에 필요한 최적의 산화제/연료 혼합비와 제어 구간에서의 혼합비 안정화 수준에 대한 분석이 필요하였다. 혼합비는 로켓 엔진의 성능에 중요한 영향을 미치기 때문이다. 또한 임무 수행에 필요한 추력 제어 수준 (초소 요구 추력, 연속 추력 제어 범위 등)에 대한 분석도 필요하다. 이를 위해 가상의 달 착륙 임무 설계를 수행하였고, 추진 시스템 개념 설계로부터 얻어진 추진 시스템 무게, 추력, 비추력 정보를 달 착륙 궤적 최적제어 문제에 적용하여 착륙 시 무게를 최대화시키는 다분야 최적화 문제를 풀었다. 추진 시스템 개념 설계는 실험 데이터와 이론을 통한 반경험적 모델을 사용하였고, 궤적 최적제어 문제는 Matlab기반의 GPOPS를 이용하여 풀었다. 최적의 조건은 혼합비 7.31, 진공추력 약 1430 N, 연소실 압력 약 10 bar, 노즐 팽창비 약 99.3으로 도출되었고, 비추력은 294초로 예측되었다. 또한 최소 23%까지 추력을 감소시켜야 연착륙이 가능함을 보였다.
임무 설계를 통해 얻어진 산화제/연료 유량은 각각 436 g, 60 g이다. 각각의 유량이 약 23%까지 제어되어야 하는데 실제 임무에 필요한 최소 범위보다 더 감소시킬 수 있다면 엔진 기동 시작 전 준비 가동에 소모되는 추진제 양을 줄일 수 있다. 따라서 유량 제어 밸브의 설계 제어 범위를 약 15%까지로 넓혔다. 캐비테이션 벤츄리 기반의 유량 제어 밸브를 설계하였고, 제어 방식은 핀틀의 밸브의 중심축 방향으로의 선형 구동이다. 유량 제어 범위내에서는 핀틀의 위치에 따른 유량의 제어 특성이 선형으로 나타나도록 핀틀의 형상을 포물선으로 설계, 제작하였다. 15% 이하의 유량도 출력이 가능하지만 설계 제어 범위가 아니기 때문에 핀틀 위치에 따른 유량이 15% 이하에서는 비선형 특성을 갖게 된다. 제작한 밸브의 수류 시험 결과, 설계 제어 범위에서의 선형성을 확인할 수 있었고, 안정적인 유량 제어를 위한 임계 압력비는 산화제/연료 밸브 각각 85%, 77%로 나타났다. 이는 상용 밸브의 제원이 79% 이상임을 고려할 때 연료 밸브 설계만 조금 더 개선한다면 충분히 실제 임무에 적용시킬 수 있는 설계이다. 각 추진제의 실매질 시험도 수행하였는데, 수류 시험결과로 분석한 레이놀즈 수에 따른 밸브 특성을 잘 따르는 것을 확인하였다.
제작된 밸브를 이용한 추력 제어 시험을 위해 기존의 진공추력 1200 N 급 이원추진제 추력기에 연결하여 일원 및 이원추진제 연소 시험을 진행하였다. 해당 추력기의 경우 연소실 설계 압력이 30 bar로 밸브의 설계점과 부합하지 않았기에 100%추력부터 제어할 수 없었다. 따라서 설계 추력의 약 70%에서 23%까지의 범위까지 시험하도록 계획하였다. 일원 및 이원추진제 연소 시험 모두 안정적인 연소 성능을 확인하였으며 유량에 선형적으로 추력이 감소하는 것을 확인할 수 있었다. 또한 재점화 횟수가 늘어나면서 촉매의 성능이 감소하게 되었는데, 유량 제어 밸브를 장착하지 않은 경우 촉매 성능이 감소하면 유랑이 증가하게 되고 그로 인해 촉매 성능이 더 급격히 감소하는 경향을 가지지만 유량 제어 밸브를 장착한 경우는 유량이 일정하게 공급되므로 촉매 성능이 감소하게 되어도 열분해를 이뤄 안정적으로 연소하는 경향을 보였다. 추력 제어시 연소실 압력이 추력에 비례하여 감소하게 되는데 이에 의한 연소 효율이 감소하게 되어 70% 추력에서 90%의 연소효율을 보이다가, 23% 추력에서는 약 80%의 연소 효율을 보였다. 하지만 이는 촉매의 성능 저하와도 밀접하게 연결이 되기 때문에 더 많은 시험을 통해 면밀히 분석할 필요가 있다.
본 연구를 통해 캐비테이션 벤츄리 밸브 기반의 유량 제어 밸브만으로 우주 탐사용 액체 로켓 엔진의 광범위 추력 제어가 가능함을 확인하였다. 단 추진제 공급 매니폴드의 부피가 일정 수준 이상이라면 밸브에서의 캐비테이션이 연소 불안정성을 야기할 수 있다고 문헌에서 보고되었다. 따라서 공급 매니폴드의 부피를 가능한 최소화하는 추력기 설계가 필요하다. 본 연구는 기초 연구로서 우주 탐사를 위한 광범위 추력 제어가 가능한 추진 시스템의 개발을 위해서는 본 연구를 기반으로 한 심화 연구가 수행되어야 한다. 추가적으로 유량 제어 밸브의 임계 압력비 최대화를 위한 설계, 연소실 벽면 냉각에 필요한 추진제와 연소에 참여하는 추진제를 분기시킬 매니폴드 설계, 솔레노이드 구동기를 이용한 추력 제어 동특성 분석이 수행되어야 할 것이다.
