고체 로켓 추진기관은 과거 수십 년 동안 군사용 및 산업용으로 사용되어 왔다. 고체 로켓 추진기관은 액체 추진기관에 비해 비추력이 낮고 추력조절이 어려운 단점에도 불구하고, 구조가 간단하여 설계 및 제조가 용이하고, 저장성 및 즉응성이 뛰어나다는 장점 때문에 오늘날 대부분의 유도무기 주 추진기관 또는 보조 추진기관 등으로 사용되고 있다.
최근 고체 로켓 추진기관의 단점을 극복하고 에너지의 효율적 활용을 위해 연소관 내에 하나 이상의 펄스분리장치를 설치하여 추력을 배분하는 다중펄스 로켓 추진기관에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. 이중펄스 로켓 추진기관은 하나의 펄스분리장치에 의해 분리된 2개의 연소실 및 하나의 노즐로 구성되어 있다. 이중펄스 로켓 추진기관에서 2단 펄스의 연소기체가 펄스분리장치 홀을 통해 빠져 나갈 때 펄스분리장치 구조물에 의한 방해로 와류(Vortex)가 형성되고, 펄스분리장치 홀에서 갑작스런 단면적 감소로 유속증가 및 압력강하 등 유동특성의 변화가 일어나게 된다.
펄스분리장치 구조물에 의한 유동특성 변화는 이중펄스 로켓 추진기관의 성능에 영향을 미치게 된다. 이중펄스 로켓 추진기관 설계를 위해서는 펄스분리장치 홀 면적 및 설치위치 그리고 펄스분리장치 홀 배치 형상 등에 따른 내부유동특성에 대한 고찰이 필요하다.
따라서, 본 연구에서는 하나의 펄스분리장치를 적용한 이중펄스 로켓 추진기관의 내부유동 특성 고찰을 위해 상용 CFD 코드인 ANSYS사의 FLUENT를 이용하여 펄스분리장치 홀 면적, 펄스분리장치 설치위치, 펄스분리장치 홀 배치 형상 등 다양한 해석모델을 생성하여 유동해석을 실시하였다. 유동해석에는 질소가스를 사용하였으며 로켓 추진기관에 가장 많이 사용되고 있는 HTPB/AP계 복합추진제 연소가스를 이용하여 단일 화학종 비반응으로 해석한 결과와 비교 검증을 수행하였다.
본 연구에서는 상용 CFD 코드인 ANSYS사의 FLUENT를 이용한 유동해석 결과의 검증을 위해 이중펄스 로켓 추진기관을 모사한 공압실험장치를 제작하여 공압실험을 수행하였다.
유동해석모델은 펄스분리장치 설치위치가 상이한 3개 그룹과 각 그룹내에서 펄스분리장치 홀 면적대 노즐 목 면적비가 각각 0.5, 1.0, 2.0, 3.0, 4.0인 5종 등 15종의 2D 해석모델을 생성하였다. 또한, 펄스분리장치 홀 배치 형상이 상이한 3종의 펄스분리장치 홀 배치 형상을 가진 3D 해석모델을 생성하였다.
본 연구 결과에 따르면 펄스분리장치 홀 면적대 노즐 목 면적비, 펄스분리장치 설치위치 및 펄스분리장치 홀 배치 형상 등 이중펄스 로켓 추진기관의 주요 설계변수 중 펄스분리장치 홀 면적대 노즐 목 면적비가 성능을 결정하는 가장 중요한 요소로 확인되었다. 펄스분리장치 설치위치는 추력배분과 관련이 있으며, 펄스분리장치 홀 배치 형상은 1단 연소실 내에서 연소가스의 완전발달 흐름 길이에 영향을 미치는 것으로 확인되었다.
본 연구의 대상인 이중펄스 로켓 추진기관의 경우 형상이 단순하고 축대칭 구조로 2D 모델과 3D 모델의 해석 결과가 일치하는 것으로 나타났다. 또한, 유동해석 결과 역시 공압실험 결과와 잘 일치한 것을 확인할 수 있었다. 유동해석에 질소가스를 사용한 해석결과와 실제 연소기체(HTPB/AP계 복합추진제 연소기체 물성)를 사용한 경우의 해석결과에 차이가 없는 것으로 확인되어 본 연구 결과는 향후 실제 이중펄스 로켓 추진기관 설계에 활용이 가능할 것으로 판단된다.