위성발사체는 인공위성을 정해진 궤도에 정확하게 투입하는 것이 주 목적이며, 이를 위해서는 발사체의 최종 속도와 질량을 미리 설정된 값과 일치시켜 주어야 한다. 위성발사체에 주로 사용되는 액체로켓엔진의 경우 이를 위해 추력제어시스템(TCS) 및 추진제소진시스템(TDS)을 이용하며, 이는 액체로켓엔진에 장착된 제어밸브를 통해 추진제 유량을 제어함으로써 추력 및 혼합비를 제어하는 시스템이다. 본 연구에서는 액체로켓엔진을 설계점에서 안정적으로 운용하기 위해, 추력 및 혼합비 제어밸브의 제어특성을 PID 제어로직을 통해 분석하였다. 우선 상용프로그램인 AMESim을 통해 제어벨브의 제어특성을 이론적으로 분석하고, 이를 바탕으로 한국항공우주연구원(KARI)에 설치된 제어밸브시험설비를 통해 얻은 제어밸브의 제어특성과 비교 분석하였다.
The main purpose of launch vehicle is to insert satellite into a target orbit safely and correctly. To accomplish the main purpose of launch vehicle, the inserting velocity, inserting angle, and final mass of launch vehicle should be within the allowable range. In general, such requirements are satisfied with applying TCS(Thrust Control System) and TDS(Tank Depletion System), which manage thrust and mixture ratio by controlling propellant flow rate with thrust and mixture ratio control valves. In this study, the control characteristics of thrust and mixture ratio control valve were examined by PID control logic for stable operation of liquid-Propellant rocket engine at on-dosing point. The analysis on the control characteristics of control valves was done with AMESim code and the results from control valve test facility at KARI.
