[우주로켓] 하이브리드 로켓

추진제의 한 성분은 액체로 저장하고 다른 성분은 고체로 저장하는 로켓 추진 개념을 하이브리드 추진 시스템이라고 한다. 이 시스템은 보통 액체 산화제와 고체 연료를 사용한다. 하이브리드 로켓 모터에 사용하려고 고체 연료와 액체 산화제뿐만 아니라 액체 연료와 고체 산화제의 다양한 조합을 실험적으로 이미 평가하였다. 가장 일반적인 것은 그림에 표시된 액체 산화제-고체 연료 개념이다. 여기에서 대형 압력 공급식 하이브리드 부스터 구성을 설명하였다. 하이브리드 기술에서 액체 산화제를 가압하는 수단은 중요한 요소는 아니지만 터보 펌프 시스템도 이 작업을 수행할 수 있다. 산화제는 요구 사항에 따라 비극저온(저장성) 또는 극저온 액체를 사용할 수 있다.

하이브리드 로켓 (출처: Rocket Propulsion Elements)

 

이 하이브리드 추진 개념에서 산화제는 1차 연료 입자의 상류에 있는 사전 연소 또는 기화 챔버에 주입한다. 연료 그레인은 주입한 산화제와 반응하려고 연료 증기를 생성하는 수많은 축 방향 연소 포트를 포함한다. 후방 혼합 챔버는 모든 연료와 산화제가 노즐을 빠져나가기 전에 연소시킬 때 사용한다.

 

하이브리드 로켓 추진 시스템의 주요 장점은 다음과 같다:

(1) 제작, 보관 또는 작동 중 폭발이나 폭발 가능성이 없는 안전성,

(2) 시작-정지-재시작 기능,

(3) 상대적으로 낮은 시스템 비용,

(4) 고체 로켓 모터보다 높은 비추력, 액체 이원 추진 엔진보다 높은 밀도 비추력,

(5) 필요에 따라 넓은 범위에서 모터 추력을 부드럽게 변경할 수 있는 기능.

 

하이브리드 로켓 추진 시스템의 단점은 다음과 같다:

(1) 혼합비와 이에 따라 정상 상태 작동 및 스로틀링 중에 비추력이 다소 달라질 수 있으며,

(2) 고체 추진제 시스템보다 밀도 비추력이 낮다.

(3) 연소 종료 시 연소실에 일부 연료 찌꺼기가 남아 있어 모터 질량 비율이 약간 감소하며,

(4) 대형 추진 시스템의 타당성이 입증되지 않았다.

 

응용 분야와 추진제

하이브리드 추진은 스로틀링, 명령 종료 및 재시작, 독성이 없는 저장성 추진제가 필요한 장시간 임무 또는 인프라 운영(제조 및 발사) 등 자연 발화하지 않는 추진 시스템의 이점을 누릴 수 있다. 이러한 응용 분야에는 우주 발사체, 상부 단계 및 위성 기동 시스템의 1차 부스트 추진을 포함한다.

 

초기의 많은 하이브리드 로켓 모터 개발은 표적 미사일과 저비용 전술 미사일을 목표로 개발했다. 다른 개발 노력은 고에너지 상단 모터에 집중되었다. 최근에는 우주 발사 애플리케이션을 위한 부스터 프로토타입에 개발 노력이 집중되고 있다. 1970년대 초에 생산에 들어간 표적 미사일의 설계 요구 사항에는 8:1 스로틀 범위, 저장성 액체 산화제, 명령에 따른 엔진 정지 등 2,200N의 공칭 추력이 포함되었다. 선택된 추진제는 사산화질소/아산화질소 산화제와 폴리메틸메타크릴레이트(플렉시글라스)와 마그네슘으로 구성된 하이드로 카본 연료 입자가 포함되었다. 이러한 저장성 추진제 시스템의 진공 전달 비추력은 230초에서 280초 사이이다. 또 다른 프로그램에서는 22,240N의 공칭 추력 수준과 8:1 스로틀링 범위를 포함하는 설계 요건을 갖춘 고성능 상단 애플리케이션을 위해 하이브리드 모터가 개발되었다. 리튬 하이드라이드/폴리부타디엔 연료 입자와 함께 사용하기 위한 산화제로 이플루오린화 산소를 선택하였다. 다른 고성능 추진제를 사용하여 분석 및 실험 조사가 이루어졌다. 고에너지 산화제는 불소/액체 산소 혼합물(FLOX)과 염소/불소 화합물(CIF3 및 CIF5)을 포함한다. 보완적인 고에너지 연료는 일반적으로 베릴륨, 리튬, 알루미늄과 같은 경금속의 수화물과 적절한 폴리머 바인더를 혼합한다. 이러한 고에너지 하이브리드 추진제의 진공 비추력 수준은 노즐 팽창률에 따라 350~380초 범위이다. 이러한 추진제를 사용한 테스트에서 이론값의 95%에 달하는 연소 효율이 달성되었지만, 이러한 이색적인 추진 시스템이 비행체에 사용된 사례는 없다.

 

더 실용적이기는 하지만 더 낮은 에너지의 상단 하이브리드 추진제 시스템은 90~95%의 과산화수소 산화제와 HTPB 연료를 결합한 것이다. 과산화수소는 상단 임무 주기의 일반적인 기간(산화제 탱크 충전부터 임무 완료까지 수개월 정도) 동안 저장할 수 있으며 상대적으로 비용이 저렴하다. 고체 로켓 모터에서는 알루미늄 연료와 과염소산 암모늄 산화제를 통합하는 바인더로 HTPB를 사용한다. 하이브리드에서는 HTPB가 전체 연료 구성 요소가 된다. HTPB는 비용이 저렴하고 공정이 쉬우며 어떤 조건에서도 자연 발화가 발생하지 않는다.

 

대형 하이브리드 부스터 애플리케이션에 선택되는 추진 시스템은 액체 산소(LOX) 산화제와 HTPB 연료이다. 액체 산소는 우주 발사 산업에서 널리 사용되는 산화제로, 비교적 안전하며 저렴한 비용으로 높은 성능을 제공한다. 이 하이브리드 추진제 조합은 무독성이며 상대적으로 연기가 없는 배기가스를 만든다. 부스터 애플리케이션에 선호되는 LOX/HTPB 추진제 조합은 화학적 및 성능 면에서 LOX-케로신 이원 추진제 시스템과 동등하다.

 

매연 배출이 문제가 되지 않는 경우, 특정 용도의 하이브리드 추진제는 연료에 알루미늄 분말을 첨가하면 이점을 얻을 수 있다. 이렇게 하면 연소 온도가 상승하고 화학량 이론적 혼합 비율이 감소하며 연료 밀도와 전체 밀도 비추력이 증가한다. 밀도 비추력은 증가하지만, 연료에 알루미늄을 첨가하면 실제로는 비추력이 감소한다. 이는 알루미늄을 첨가하여 얻은 화염 온도의 증가가 배기 생성물의 분자량 증가를 보상하지 못하기 때문에 발생한다. 그림 15-2는 HTPB 연료와 함께 사용되는 다양한 극저온 및 저장성 산화제에 대한 이론적 진공 비추력 수준(1000 psia 챔버 압력 및 10:1 노즐 팽창 비율에서 계산)을 보여준다. 표 15-1은 다양한 산화제와 반응한 HTPB의 생성열을 표로 정리한 것이다.

 

현재까지 완료된 대형 하이브리드 개발 작업은 추력 수준이 약 1,112,000N 또는 250,000lbf인 모터에 중점을 두었다. 아메리칸 로켓 컴퍼니는 1993년에 처음으로 25만 파운드 추력의 LOX/HTPB 하이브리드를 테스트했다. 1999년에 항공우주 회사 컨소시엄도 우주 발사체용 스트랩온 부스터 후보로 250,000lbf 추력 LOX/HTPB 하이브리드 프로토타입을 여러 개 테스트했다(그림 15-3 참조). 이 모터에는 폴리사이클로펜타디엔(PCPD)을 추가하여 HTPB 연료를 사용하여 HTPB만 사용할 때보다 연료 밀도가 약 10% 증가한다. 모터는 최대 챔버 압력 900psi에서 600lbm/sec의 LOX 유량으로 80초 동안 작동하도록 설계되었다. 그림 15-4는 한 모터 구성의 단면을 보여준다. 테스트 결과 모터 연소 전반에 걸쳐 안정적인 연소를 보이는 대형 하이브리드 모터 구성을 개발하고 연료 후퇴율 스케일업 요인을 이해하려면 추가 작업이 필요한 것으로 나타났다.

 

하이브리드 연료 입자는 열원을 제공하여 점화되며, 이는 모터의 헤드 엔드에서 고체 연료 그레인의 가스화를 시작한다. 이후 산화제 분사를 시작하면 모터를 완전히 점화하기 위해 필요한 화염 확산이 이루어진다. 점화는 일반적으로 모터 연소실에 하이퍼골릭 유체를 주입하여 이루어진다. 그림에 설명한 모터를 예로 들면, 트리에틸 알루미늄(TEA)과 트리에틸 보란(TEB)의 혼합물이 기화 챔버에 주입됩니다. TEA/TEB 혼합물은 연소실 내 공기와 접촉하면 자연 발화하여 돔 영역에서 연료를 기화시킵니다. 이후 액체 산소를 주입하면 모터 점화가 완료됩니다. 현재 아틀라스 및 델타 상용 발사체에서 모터 점화를 위해 TEA/TEB 혼합물이 사용되고 있다. 실험자들(참고자료 15-7 및 15-8)은 LOX 이외의 특정 산화제를 분사하면 주변 온도와 압력에서 자연 발화되는 고체 연료에 대해 설명했다. 기체 산소 산화제가 있는 실험실 환경에서 사용되는 것과 같은 소형 하이브리드 모터는 연소 포트에 위치한 스틸 울과 같은 저항을 통해 전류를 통과시키거나 프로판 또는 수소 점화 시스템을 사용하여 전기적으로 점화되는 경우가 많다.