[논문]액체로켓 연소기 노즐확장부 제작 및 재료 기술 동향

이금오; 유철성; 최환석

doi:10.6108/kspe.2012.16.3.097

액체로켓 연소기 노즐확장부 제작 및 재료 기술 동향
A Technical Trend of Manufacturing and Materials of Nozzle Extension for Thrust Chamber of Liquid Rocket 원문보기

한국추진공학회지 = Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers, v.16 no.3 = no.70, 2012년, pp.97 - 103

이금오 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 유철성 (한국항공우주연구원 연소기팀) , 최환석 (한국항공우주연구원 연소기팀)

초록
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액체 로켓 엔진의 연소기는 높은 온도의 연소가스를 발생시키므로 연소실과 노즐은 열적으로 보호되어야 한다. 상단용 엔진의 노즐확장부는 큰 노즐 팽창비를 갖기 때문에 무게가 발사체 성능에 미치는 영향이 크므로 경량 내열 소재가 개발되어 사용되어 왔다. 가스 냉각 방식은 이전에는 널리 사용되었으나 지금은 잘 사용되지 않으며, 니오븀 합금이나 니켈 기반 초합금, 세라믹 복합재를 사용하는 복사 냉각 방식과 흡열 냉각 방식은 지금까지도 발사체 상단에 많이 사용되고 있다.

Abstract ▼ AI-Helper

The combustion chamber and nozzle of a liquid rocket engine should be protected from the high temperature combustion gas generated by the chamber. An upper-stage nozzle extension has a large expansion ratio, therefore, The light-weight refractory materials have been used since the weight impact on the launcher performance is crucial. Gas film cooling method was used before, but was not applicable nowadays. Ablative cooling method and radiative cooling method with niobium alloy, Ni-based superalloy and ceramic based composite have been used to this day.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

3)이 개발되었다. 이 엔진은 1990년대에 단순하고, 저렴하며 높은 추력을 낼 수 있는 발사체용 엔진을 목표로 개발되었다. RS-68 엔진은 현존하는 수소엔진 중 가장 큰 엔진이다[6].

제안 방법

따라서 이러한 문제를 극복하기 위해서 연구자들은 연소기 챔버의 실린더부나 노즐목부에 사용되는 재생냉각 방식을 노즐확장부에도 적용하거나 터보펌프에 사용된 가스를 노즐확장부를 냉각시키는데 사용하기도 하고, 고열에 견딜 수 있는 재료를 사용하여 복사 형태로 열이 외부로 빠져나가도록 하여 노즐확장부를 제작하였다[1]. 본 연구에서는 일반적으로 상단(upper stage)에서 사용되는 연소기 노즐확장부에 사용된 재료와 제작기술에 대한 동향들을 조사하였으며, 서로의 장단점을 비교하였다.

대상 데이터

4) 노즐확장부의 온도가 1,300 K 이하로 설계가 되었다면, 이 재료가 가지고 있는 고온에서의 고강도 성질을 이용하여 낮은 무게의 노즐확장부를 제작할 수 있다. Ariane V 발사체의 상단으로 사용되었던 Aestus 엔진(Fig. 5)은 노즐확장부가 니켈 기반의 초합금인 Haynes 25[18]로 제작되었으며, 최대 벽면 온도가 1,323 K까지 견딜 수 있도록 설계되었고, 노즐확대부가 노즐부와 조립과 분리가 가능한 형태로 설계되었다. 이 엔진의 노즐확장부는 C/SiC 재료로도 역시 제작된 적이 있다[21].
노즐확장부로 사용된 복합재료는 Delta III에 사용되었던 RL10B-2 엔진(Fig. 8a)의 carboncarbon composite(C-C) 재료[14], Vinci 엔진(Fig.8b)에 사용되었던 C/SiC 재료[15], Vulcain 2 엔진에 사용되었던 C/C-SiC 재료들이 있다[12]. 노즐확장부를 위한 복합재료는 주로 유렵의 Snecma Moteurs사에서 Novoltex fabrication 기법으로 제작되었다[19].
아폴로의 달 착륙 모듈용 엔진이었던 TRW TR-201 엔진은 5.5톤 추력에 재점화가 가능한 엔진으로서[5] 16:1까지의 노즐 팽창비까지 내열 삭마 라이너를 사용하고 티타늄 합금인 6Al-4V titanium alloy를 외피(outer jacket)로 사용하였고, 이후 43:1까지의 노즐확장부는 복사냉각방식인 니오븀 합금으로 제작되었다. 흡열 방식으로 제작된 노즐부에서 외피로 사용된 티타늄의 최고 작동 온도가 700 K에 이르지 않도록 내열 삭마재료를 사용하여 온도를 낮추는 방식으로 설계되었으며, 이 엔진은 아폴로 프로그램에서 10회의 비행에 사용되었고, 1974년에서 1988년까지의 Delta 발사체의 상단 엔진으로 77회 사용되었다.
이러한 배기가스를 이용한 냉각방식을 가스 냉각이라고 하며, 이 냉각방식은 노즐확장부를 효율적으로 냉각시킬 수 있으며, 노즐의 열손상과 후연소(afterburning) 문제도 효과적으로 줄여준다. 여기에 사용된 재료는 Inconel 625, Hastelloy C, 347 CRES 등과 같은 초합금(superalloy)으로 고온에서 고강도에 비교적 높은 연성을 유지하는 재료들이다. Saturn 발사체 이후 대형 발사체로 계획되었던 NOVA 발사체도 347 스테인리스강을 이용한 가스 냉각 방식으로 설계되었으나 예산문제로 1964년 폐기되었다[3].
5톤 추력에 재점화가 가능한 엔진으로서[5] 16:1까지의 노즐 팽창비까지 내열 삭마 라이너를 사용하고 티타늄 합금인 6Al-4V titanium alloy를 외피(outer jacket)로 사용하였고, 이후 43:1까지의 노즐확장부는 복사냉각방식인 니오븀 합금으로 제작되었다. 흡열 방식으로 제작된 노즐부에서 외피로 사용된 티타늄의 최고 작동 온도가 700 K에 이르지 않도록 내열 삭마재료를 사용하여 온도를 낮추는 방식으로 설계되었으며, 이 엔진은 아폴로 프로그램에서 10회의 비행에 사용되었고, 1974년에서 1988년까지의 Delta 발사체의 상단 엔진으로 77회 사용되었다.

성능/효과

상단용 액체로켓엔진 연소기의 노즐확장부에 사용된 재료의 종류 및 변화 동향에 대해서 기술하였다. 터빈 배기 가스 냉각 방식은 아폴로 계획 시절에는 널리 사용되었으나 지금은 잘 사용되지 않았으며, 내열 삭마 재료를 사용한 흡열냉각 방식과 초고온에서 견딜 수 있는 니오븀합금이나 니켈 기반 초합금, 낮은 밀도를 가지고 있는 세라믹 복합재를 사용하는 복사 냉각 방식은 지금까지도 발사체 상단에 많이 사용되고 있음을 알 수 있었다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	로켓 엔진에 벌집구조 방식의 노즐확장부를 사용했을 때 어떤 이점이 있는가?	일반적으로 흡열 냉각 방식에 사용되는 내열 삭마재료는 기계적 강도가 약하기 때문에 내부와 외부를 유리/플라스틱 복합재료를 벌집구조 방식으로 제작하여 노즐부를 구조적으로 보강한다. 이 방식의 노즐확장부는 가스냉각 방식보다 가벼우며 복사 냉각 방식에 비해 더 높은 열 유속에서도 작동이 가능한 장점이 있다. 또한, 가스냉각 방식이나 재생냉각 방식에 비해서 구조가 간단하여 제작비용이 저렴하다. 하지만, 노즐확장부를 재사용하기 어렵기 때문에 연소시험을 여러 번 수행할 수 없으며, 장시간 사용했을 때 삭마로 인해 노즐 내부 형상이 많이 바뀌는 약점이 있다.
	액체 로켓 연소기는 어떻게 추력을 발생시키는가?	액체 로켓 연소기는 고압의 연료와 산화제가 분사기(injector)를 통하여 연소실에 분사된 후 연소되어 추력을 발생시킨다. 연소시 연소실에서의 가스 온도는 3,600 K에 이르며, 이후 노즐을 지나며 가스 온도는 감소하지만 일반적으로 1,200 K 이상의 고온이다.
	가스 냉각 방식과 흡열 냉각 방식은 어떤 문제점이 있는가?	가스 냉각 방식과 흡열 냉각 방식은 전통적으로 사용하였던 냉각 방식이었으나, 노즐확장부가 너무 무겁고 흡열 냉각 방식은 시험 시 삭마가 되어 재사용이 어렵다는 여러 문제들이 있다. 따라서 현재에는 대부분의 발사체 상단 엔진들은 복사 냉각 방식을 취하고 있으며, 이에 사용되는 대표적인 재료로서는 C103 니오븀 합금과 C/SiC와 같은 복합재료이다.

참고문헌 (22)

"Liquid Rocket Engine Nozzles," NASA SP-8120, published by NASA, Washington D.C., 1976
http://history.msfc.nasa.gov/saturn_apollo/documents/F-1_Engine.pdf
Walter F. Dankhoff, "The M-1 Rocket Engine Project," NASA TM X-50854, 1963
http://www.titan2icbm.org/titanD.html
http://www.flickr.com/photos/jurvetson/4464220730/
http://en.wikipedia.org/wiki/RS-68
Stechman, R. C., "Advanced Thrust Chamber Materials for Earth Storable Bipropellant Rocket Engines ", Acta Astronautica, Vol. 29, No. 2, 1993, pp. 109-115

상세보기
http://en.wikipedia.org/wiki/Apollo_Command/Service_Module
http://www.collectspace.com/ubb/Forum35/HTML/000454.html
http://www.friends-partners.org/oldfriends/jgreen/blockd.html
http://onorbit.com/node/2178
Breede, F. and Friess, M., "Development of Advanced CMC Materials for Dual-bell Rocket Nozzles," Sonderforschungsbereich Transregio 40, Jahresbericht, 2009
Captain Steven Steel, "Ceramic Materials for Reusable Liquid Fueled Rocket Engine Combustion Devices," Materials in Space, The AMPTIAC Quarterly, Vol. 8, No. 1, 2004, pp.39-43
http://www.pw.utc.com/products/pwr/propulsion_solutions/rl10.asp
http://cs.astrium.eads.net/sp/launcher-propulsion/rocket-engines/vinci-rocket-engine.html
http://www.russianspaceweb.com/rd0146.html
http://www.energia.ru/english/energia/launchers/engines.html
http://cs.astrium.eads.net/sp/launcher-propulsion/rocket-engines/aestus-rocket-engine.html
Pichon, T., Lacombe, A., Joyez, P., Ellis, R., Humbert, S., Payne, F.M., "RL10B-Nozzle extension assembly improvements for Delta IV," AIAA-2001-3549, 2001
Sololovsky, M.I., Petukhov, S. N., Semuyonov, Yu. P. and Sokolov, B. A., "Development of carbon-carbon nozzle extension for liquid fuel rocket motors," Thermophysics and Aeromechanics, Vol. 15, No. 4, 2008, pp.671-677

상세보기
Schmidt, S., Beyer, S., Knave, H., Immich, H., Meitring, R. and Gessler, A., "Advanced ceramic matrix composite materials for current and future propulsion technology application," Acta Astronautica, Vol. 55, Issues 3-9, 2004, pp. 409-420

상세보기
Lightweight Nozzle Extensions for Liquid Rocket Engine, NASA SBIR 2007 Solicitation, 07-2 X9.04-9517 Proposal, 2007

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