[논문]특집 : 하이브리드 로켓의 개념 소개 및 연구개발 동향 분석 2 - 대학 및 아마추어 -

권민찬; 허환일

doi:10.5139/jksas.2002.30.3.155

문제 정의

'하이브리드 로켓의 개념소개 및 연구개발 동향 I- 대형 프로젝트 및 기업' 에이어 국외 대학 및 아마추어 로켓 그룹들에서의 하이브리드 로켓 연구개발 동향을 소개한다.
1996년 5월 미 공군의 지원아래 7개월 만에 첫 번째 실험을 성공시켰고 이 하이브리드 설계를 실제의 UoSAT mission에 접목시키기 위해 연구중이다.
Huntsville Alabama L5 Society (HAL5)라는 단체의 프로젝트이다[21]. 이 프로젝트의 목표는 저 비용의 우주도달이다. Ballon 을 사용해 고고도(약 20mile)에서 로켓을 발사, 우주로 보낸다는 흥미로운 계획을 실행하고 있다(Fig.
그리고 연료성분에 초미세 알루미늄을 첨가함으로써 70% 이상의 연소율 향상을 가져온다는 사실도 발견하였다. 이러한 실험을 통해 궁극적으로는 하이브리드 연소 과정에 대한 더 정확한 예측 공식을 발전시키는데 목적을 두고 있다.
)은 항공우주공학과에 속해있으며 미국의 국가 우주공학 연구, 교육 센터의 하나로 JPL, NASA Glenn 연구센터, AMES 연구소와 공동 연구를 수행하고 있다[3]. 특히 하이브리드 로켓에 대한 실험, 발사, scalability rule의 개발에 대한 연구를 수행하고 있는 이 실험실의 궁극적인 목표는 테스트 베드가 아닌 대형 로켓을 가지고 쏘아 올리는 것이다.

제안 방법

1995년 100,000 고도까지 Ballon-g- 올려 보조시스템에 대한 실험을 하였고, 아스팔트와 NQ만을 사용한 30여 회의 하이브리드로켓 발사시험을 하였다. 1996년 4월 13일지 상 발사의 하이브리드 로켓이 20, 000 ft 이상 비행하였고, 11월 22일 19, 000 ft 까지 올라갈 수 있는 대형 기상 Ballon에서 발사시험을 하였다.
)에서는 하이브리드 추진 시스템과 램제트에 대한 고체연료 뿐 아니라 로켓 추진시스템으로서의 고체 액체 추진제 연소에 대한 연구를 하고 있다[7]. Army Research Oice-MIPR의 지원을 받아 현재 하이브리드 로켓에서의 액체, 고체 추진제에 대해 연구하고 있으며, NASA MSFC의 지원연구에서는 새로운 기법으로 regression rate 측정을 시도하였다. Regression rate는 하이브리드 로켓의 핵심으로 연료가 산화제가 분사되는 중심으로부터 타 들어가는 속도를 의미하는데 로켓의 추력과 모터의 성능 그리고 연료의 유용성을 나타내는 중요한 요소이다.
SSTLe 체적과 기하학적인 모습 및 열적충격을 감소시킴으로써 소형 우주 발사체에 적합한 하이브리드 로켓의 재배치를 중점연구하였다. 이는 연소실 내에 선회 유동장 (vortex flow field)을 이용하는 것으로서 선회 유동장을 통해 다음과 같은 특징을 얻을 수 있었다.
두 번째 팀은 세 개의 헬륨 탱크를 사용한 가압 시스템의 혁신적인 형상을 제안하였다. 그리고 연소율과 밀도 성능을 높이기 위해 연료에 AP를 첨가하였다.
첫 번째 팀은 헬륨으로 가압되는 LOX를 원주 배열의 산화제 탱크에 저장하고, 7개의 port를 갖는 HTPB 연료를 사용, 단일 추진제인 Hydrazine reaction control system을 사용하였다. 두 번째 팀은 세 개의 헬륨 탱크를 사용한 가압 시스템의 혁신적인 형상을 제안하였다. 그리고 연소율과 밀도 성능을 높이기 위해 연료에 AP를 첨가하였다.
이는 모터 설계에 단계 연소(staged combustion)를 적용하는 것으로 혁신적인 디자인의 유연성 뿐 아니라 연소효율을 향상시키는 아주 새로운개념이다[17]. 두 종류의 디자인이 실험실용으로 제안되고 제작되었다.
분석 1. 를 통해 국외에서의 하이브리드 로켓 연구 및 개발 현황을 전반적으로 소개하였다. 아직 실제 대형 상용 발사체로서의 검증이 이루어지지 않았지만 외국의 경우와 같이 실험실을 중심으로 연구 및 개발의 가치는 충분하다고 생각한다.
위성에서의 궤도유지 및 수정, 반동 제어에 필요한 고비용 부품 중 하나인 추력기의 비용절감을 위한 연구를 위해 H₂O₂ 산화제와 polythene을 연료로 하는 400 N 추력의 하이브리드 로켓을 제작 실험하였다(Fig. 8).이 로켓은 12번의 연소 실험에서 90%의 연소효율을 보였다[14].
이 프로젝트는 하이브리드의 압력 공급시스템을 펌프 공급 시스템으로 사용하는 것으로, 연료부분은 AMROC(American Rocket)에 의해 설계되었다. Sub-orbital 발사체에 HTPB 연료 그레인과 LOX 터보 펌프를 적용한 개념이 제안되었으며 NASA 관계자로부터 학생들의 발사체 설계에 대한 기본 요소, 비행 분석, 터보펌프, 구조, 비용분석, 하중 분석, 그리고 탑재물 요구조건등의 교육이 이루어졌다[11].
풀룸 분광학(plume spectroscopy) 관점에서 신뢰성 있는 하이브리드 로켓 모터 실험장치를 구현하고 컴퓨터를 통한 추력 조절 및 regression rate 측정과 같은 실제적인 모터의 특성 분석을 위한 것으로 배기풀룸(flume)의 측정을 위해 HTPB 표면에 액체상태의 금속염(metal salt)을 처리하였다.
하이브리드 로켓 설계의 검증을 위한 것으로 당시의 STAR-48을 대체하는 4단 다용도 발사체 시스템으로 설계되었다. 200 lb의 탑재물을 싣고 100 nm(nautic of mile)을 미화 천 오백 만불 이하의 비용으로 비행하는 것이었다.

대상 데이터

NASA-Stennis와 Hercules Aerospace 등과 공동으로 연구된 이 실험에서 하이브리드 로켓 기술은 검증된 안정성과 저비용으로 적용 가능하기 때문에 채택되었으며,HTPB/GOX# 사용하는 2/10" 크기의 프로판 가스로 점화하는 하이브리드 로켓 모터가 사용되었다. 이 모터는 500 psi부터 1, 000 psi의 압력에서 약 50 lb의 추력을 낼 수 있다.
발사시험을 하였다. 1996년 4월 13일지 상 발사의 하이브리드 로켓이 20, 000 ft 이상 비행하였고, 11월 22일 19, 000 ft 까지 올라갈 수 있는 대형 기상 Ballon에서 발사시험을 하였다. 1997년 5월 11일에는 60, 000 ft 상공에서 발사된 로켓을 약 30 nm(nautic of mile)까지 올림으로써 아마 추어 로켓의 역사를 만들었다(HALO Space /Sky Launch 1), 1998년 6월 20일 더 큰 Sky launch 2 rockoon (rock 하 + ball on) 5] 첫 발사가 있었다.
지상연소 시험을 거친 이 모터는 Deimos-1 발사체에 장착되어 발사되었다. 1998년 9월 발사된 이 발사체는 영국에서의 첫 번째 아마추어 하이브리드 로켓이었다. M/Acrylic 하이브리드였으며 길이 2.
되었다. 2 kg의 연료로 600 N의 추력을 낼 수 있었고 연료로 HDPE(High-density polyethylene) 와 M를 산화제로 사용하였다. 또한 탱크와 연소실 압력을 측정하기 위하여 압력 센서가 엔진에 부착되었고 추력 측정을 위한 로드셀을 부착하였다.
10)은 1995년 처음으로 이 단체에서 만들어진 하이브리드 로켓으로 하이브리드 로켓의 원리 검증을 위한 것이었다. GOX 산화제와 Perspex를 연료로 사용하며 낮은 압력에서 매우 낮은 추력을 내었다. 실험실 내에서 연소실험이 가능한 아주 안전한 것으로 투명한 연소실을 사용한 이상적인 기술 검증용 엔진이었다.
GOX를 산화제로 사용하였고 약 4ni의 길이에 0.22m 지름을 갖고 있었다.
H₂ enginee 1998년에 제작, 실험이 되었다. 2 kg의 연료로 600 N의 추력을 낼 수 있었고 연료로 HDPE(High-density polyethylene) 와 M를 산화제로 사용하였다.
11)는 현재 가장 큰 Aspire Space 의 하이브리드 로켓 엔진이다. H₂와 같이 HDPE를 연료로 사용하고 있고 LOX를 산화제로 사용하며 추진제의 무게는 20 kg이며, 전체 비추력은 50, 000 Ns이다. 150 mm 지름의 flanged steel tube에 노즐과 인젝터가 볼트를 통해 연결되게 되어 있고, 내부는 3600 K의 온도로부터 보호하기 위해 phenolic- based 복합재료가 내장되었다.
1998년 9월 발사된 이 발사체는 영국에서의 첫 번째 아마추어 하이브리드 로켓이었다. M/Acrylic 하이브리드였으며 길이 2.13 m, 지름 0.075 m, 최고 고도 2000 ft를 기록하였다.
Phase 1은 기초적인 하이브리드 로켓을 제작하기 위한 단계로 1995년에 있었던 발사 시험에서 약 5,000 ft(l, 524 m)의 고도를 기록하였다. GOX를 산화제로 사용하였고 약 4ni의 길이에 0.
Phase 2는 2001년 4월에 첫 조립을 마친상태로 M를 산화제로 하며 길이 20 ft(6.10 m), 지름 8.625 (0.22 m), 무게 352 lb(158.8 kg), 최고고도 130, 000 ft (39, 625 m)로 설계되었다.
길이 4.5 m, 지름 0.152 m, N₂ 0/ Polyethelene 을 추진제로 사용하였고, 최고 고도는 첫 발사에서 69000 ft (AGL)을 기록하였다. 여기에는 3 kg의 탑재물을 실었는데 2대의 카메라와 3대의 비디오 카메라 그리고 두 개의 flight computer, 하나의 고도/가속계가 푸함되 었다.
69의 Mass fraction 과 460 lb의 탑재 중량을 가질 수 있었다. 네 번째 팀은 알루미늄과 리튬의 합금으로 만들어진 구형의 산화제 탱크와, escorez 와 HTPB의 혼합물을 연료로 사용하였다.
5" 지름의 작은 모터였다. 산화제 탱크는 440 cc sodastream 탱크를 개조한 것이었고, 유체를 유동시키는 밸브는 소형 NOS motor bike injector solenoid였다. 지상연소 시험을 거친 이 모터는 Deimos-1 발사체에 장착되어 발사되었다.
152 m, N₂ 0/ Polyethelene 을 추진제로 사용하였고, 최고 고도는 첫 발사에서 69000 ft (AGL)을 기록하였다. 여기에는 3 kg의 탑재물을 실었는데 2대의 카메라와 3대의 비디오 카메라 그리고 두 개의 flight computer, 하나의 고도/가속계가 푸함되 었다.
NASA (MSFC)와 Boeing에서 자금 및 기술적 도움을 받아 다섯 개 팀의 제안이 이루어 졌다[12]. 첫 번째 팀은 헬륨으로 가압되는 LOX를 원주 배열의 산화제 탱크에 저장하고, 7개의 port를 갖는 HTPB 연료를 사용, 단일 추진제인 Hydrazine reaction control system을 사용하였다. 두 번째 팀은 세 개의 헬륨 탱크를 사용한 가압 시스템의 혁신적인 형상을 제안하였다.

성능/효과

이 설계는 7개의 환형 노즐을 갖고 있는 형태로 매우 짧은 시간에 큰 연소 면적을 공급하기 때문에 부스터나 upper stage로 의사용이 가능하다. 100, 200, 400 psi 연소 압력에서 얻어진 낮은 소음 데이터로 여러 유량 및 압력 범위 내에서의 안정된 연소를 확인할 수 있었다.
최근의 실험을 통해 고전적인 이론이나 방법이 어떤 범위 내에서는 잘 적용되지만, 추진제 시편의 길이나 연소시간에 따라 regression rate가 실질적으로 변화한다는 것을 발견하였다. 그리고 연료성분에 초미세 알루미늄을 첨가함으로써 70% 이상의 연소율 향상을 가져온다는 사실도 발견하였다. 이러한 실험을 통해 궁극적으로는 하이브리드 연소 과정에 대한 더 정확한 예측 공식을 발전시키는데 목적을 두고 있다.
되었다. 또한 하이브리드 설비는 하루에 12번 이상의 실험을 쉽고 빠르게 할 수 있고, 열 효과를 비롯한 연료 구성과 연소 안정 등의 로켓모터의 모든 형태 실험이 가능하다는 결론을 내렸다.
이 연구를 통해 모터 설계와 연료가 예측가능 하다는 결과를 얻었으며 풀룸에서의 금속집중도를 성공적으로 계산하게 되었다. 또한 하이브리드 설비는 하루에 12번 이상의 실험을 쉽고 빠르게 할 수 있고, 열 효과를 비롯한 연료 구성과 연소 안정 등의 로켓모터의 모든 형태 실험이 가능하다는 결론을 내렸다.

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