2718
9
0
이정락(포항공과대학교 기계공학부)
2021-11-09
|
하이브리드 로켓, 고체 램제트와 같이 유체 산화제와 고체 연료 조합을 사용하는 추진기관의 경우 연소 도중 O/F 비가 변해 최적의 추진 성능을 내기 어렵다는 고질적인 문제점을 가지고 있다. 이를 극복하기 위하여 단면연소 방식, 가스 제너레이터 방식 혹은 다단 연소실 방식 등이 지금까지 제시되어 왔으나 산화제 유량 조절과 같은 방식을 이용하기에 밸브 및 가압장치 등 부가 장비들이 필요하고 이는 추진기관의 무게 및 비용증가, 시스템의 복잡성을 야기한다. 이러한 단점을 극복하기 위해 본 연구에서는 부가장비 없이 O/F shifting을 방지하고, 원하는 연소 프로파일을 구현하기 위해 반지름 방향으로 연소율에 영향을 주는 첨가물의 농도가 조절된 경사기능재료 (Functionally graded material, FGM) 기반 연료 개발 고정에 대해 연구를 진행 하고 있다. 경사기능재료 제작을 위해 균일 두께 코팅을 진행 할 수 있는 공정 변수 및 고려 요소에 대해 심층적으로 다룰 계획이다.  고체 추진제, 고체 연료 이 두 단어는 비슷해 보이지만 엄연히 다른 물질을 지칭한다. 이전 칼럼에서도 언급 하였듯 로켓이 추진 에너지를 얻기 위해서는 ‘산화제’와 ‘연료’가 필요한데, 이 두 가지 요소를 합쳐서 ‘추진제’라고 부르기 때문이다. 그러므로 고체 추진제라고 하면, 산화제와 연료 모두가 고체 상태인 하나의 덩어리를 의미하는 것이며, 고체 연료는 연료의 상(Phase)이 고체인 것을 의미하는 것이다. 언급한 고체 추진제에 대해 간단히 그 특성을 언급하자면, 상기 추진제를 사용하는 엔진의 경우 구조가 간단하고 추진제가 일종의 화약이므로 엔진 점화가 비교적 쉬우며, 그레인 혹은 펠릿의 형태로 주로 보관되어진다는 특징이 있다. 이로 인해 액체연료 엔진에 비해 제작비가 저렴하다. 장기 보관이 가능하며 별도의 충진 과정 없이 (액체 추진제 로켓의 경우 탱크에 산화제 및 연료를 발사 직전에 충진 하여야 함) 빠른 사용(발사)이 가능하다는 점, 비교적 오랜 기간동안 보관이 가능하다는 점 때문에 대부분 군사용으로 사용되어지거나, 우주 발사체의 보조 엔진(부스터)으로 사용된다. 군수용으로 사용되는 고체추진제 로켓의 경우 크게 두가지로 나뉘어지는데 유도방식과 무유도 로켓으로 분류가 된다. 무유도 로켓의 경우 MLRS, 즉 다연장로켓으로 단순한 추력 프로파일로 로켓을 목표지점까지 보내게 된다.  언급했던 고체 추진제를 제외하고 고체 연료를 사용하는 화학 추진기관에도 여러 종류가 있다; 하이브리드 엔진, 고체 램제트 엔진과 덕티드 로켓, 고체 기반 가스제너레이터 정도가 대표적인 사례로써, 연료가 고체상인 케이스이며 하이브리드 엔진을 제외한 다른 종류들은 주로 군수 목적으로 사용 되는 경우가 많다. 고체 상의 연료를 이용하여 직접적으로 추력을 발생 시키는 것이 아닌, 엔진 내부의 구동부를 작동시키기 위해 고체연료를 사용하는 경우도 있는데, 대표적으로 연료과농 고체 가스발생기를 꼽을 수 있다.  하이브리드 엔진의 경우 주로 연료를 고체로 채택하고 산화제는 액체 혹은 기체 상태의 액체산소나 과산화수소, 혹은 아산화질소를 사용하여 추력을 발생 시킨다. 하이브리드 엔진의 연료의 경우 주로 HTPB, PE, EPOXY와 같은 폴리머 계열을 주로 사용하고 발생되는 에너지 밀도를 높이기 위해 알루미늄이나 마그네슘 분말을 첨가하기도 한다. 하이브리드 엔진의 산화제로는 주로 액체산소나 과산화수소, 혹은 아산화질소등을 사용한다. 하이브리드 로켓 엔진의 단점은 일반 고체추진제에 비해 연소율이 낮아 동 수준의 추력을 발생시키기 위해서는 큰 부피가 필요하다는 것이며, 이를 해결하기 위해 다양한 해결책이 사용되고 있다.  가장 흔히 사용되는 방법은 연료 포트(연료 덩어리에 구멍을 뚫는 방식, 포트는 구멍을 의미)를 통해 연소 표면적을 증가시켜 질량유량을 증가 시키는 방식이다. 포트의 개수, 형상에 따라 다양한 프로파일의 추력이 발생되기에 포트 geometry 미션에 맞게 설계하는것 역시 가능하다. 가장 많이 쓰는 포트 유형은 wagon wheel 타입으로, 여러 연구가 진행되어 왔다. 하지만 연료 유량을 극대화 하고자 포트를 많이 뚫게 되면 충진 비율이 낮아진다는 단점이 있다. Lab scale에서 사용되는 방식은 고체 연료에 촉진제를 첨가하거나 AP와 같은 산화제 혹은 금속 분말을 소량 첨가하여 burn rate(연소율)을 증가시키기도 한다. 하이브리드 추진기관의 고체 연료의 경우 대부분 주조 방식 및 머시닝 방식을 통해 만들어져 왔다. 주조 방식의 경우 산화제 등의 첨가물을 넣는 경우 사용되는 방식이며 일반적인 고체 연료 그레인을 제작할 때는 머시닝 방식을 통해 원하는 형태의 연료를 성형해 왔다. 최근 연구되는 방식의 경우 덕티드 로켓 등에서 사용 되는 방식을 차용하여 연소실 상단에 산화제 탱크 대신 연료과농 고체 추진제가 포함 된 가스 제너레이터를 배치 후, 연소가스를 하류로 흘려보내어 후단의 고체 연료와 반응시키는 가스 발생기식 하이브리드 엔진방식 등이 존재 한다. 추력의 조절방식은 공급되는 산화제 유량을 조절함으로써 가능하다. 고체 램제트 엔진의 경우 공기 흡입 엔진으로 하이브리드 엔진과 유사한 구조를 가진다. 램제트 엔진의 경우, 마하 1이 넘는 주행 속도상에서 발생하는 램 현상을 통해, 구조적인 형상을 이용하여 공기를 압축하는 방식을 채택하여 타 공기 흡입 엔진에 비해 매우 간단한 구조를 가진다. 현재까지 미사일과 같은 추진기관에 주로 사용되는 램제트 엔진의 경우 연료를 액체로 분사하는 방식이었으나 고체 램제트 엔진의 경우 연료가 고체 상으로 존재하므로 하이브리드 로켓엔진과 구조가 유사하다. 별도의 연료 공급 라인 및 탱크 등 부가 시설이 필요 없기 때문에 포탄 혹은 MLRS등에 적용될 가능성을 보여준다. 하이브리드 엔진과의 차이점은 산화제는 외부로부터 유입되는 공기를 사용하고, 연료의 경우 일반적으로 폴리머 바인더에 AP와 금속분말, 특히 보론 계열을 첨가하여 사용한다는 점이 있다. 고체램제트의 경우 공기 흡입구 면적을 조절하는 것 말고는 특별한 추력 제어 방식이 존재하지 않는다.  덕티드 로켓의 경우 램제트 로켓의 일종으로, 고체 램제트와의 차이점은 고체 상태의 연료를 직접적으로 외부 흡입공기와 반응시키지 않는다는 점이 있다. 연료를 연소실 상단에 위치한 가스발생기에서 연료 과농상태로 연소후 분출시켜, 외부에서 유입된 공기와 반응을 시키는 구조이다. 기존의 추진제를 이용한 가스발생기에서는 토출되는 연료 과농가스를 핀틀과 같은 방식으로 조절을 한다.  기존에 많이 사용되어 오던 액체 램제트 엔진의 문제점으로는 연료 feed 장비의 무게가 많이 나간다는 점 이외에도 미사일의 급격한 가속이나 선화에 따른 고가속도에서 화염 유지가 매우 어렵다는 점이 꼽힌다. 또한, 액체 램제트가 전투기로부터 고고도에서 발사되는 경우 연료 온도가 낮아지고 연소실 내압이 낮아지기에 근접 전투 상황에서는 성능 저하가 불가피 하다는 점 또한 단점으로 꼽힌다. 덕티드 로켓에서 사용되는 고체 연료 기반 가스발생기는 이러한 문제로부터 비교적 자유롭기 때문에 Meteor 미사일 등에서는 덕티드 엔진을 차용하였다.
|
- 고체추진제
- 고체연료
- 하이브리드로켓
- 가스연소기
- 스키메틱
전체댓글 0
.jpg)
(0).jpg)
모바일