[응용공학실험]하이브리드 로켓 추진 1부

실험 목적

하이브리드 추진연소를 이용하여 로켓 추진의 기본 특성을 이해하고 하이브리드 로켓 연소기 설계에 요구되는 주요 변수들의 관계를 파악하고 특히 이번 실험에서는 Diaphragm의 유무에 따른 연소 특성을 고찰해본다.

실험 이론 및 원리

1. 로켓 추진 방식

로켓 추진은 공기 흡입 추진방식과 달리 산화제와 연료를 비행체에 탑재하기 때문에 외부 공기의 영향을 적게 받아 운용 고도 및 속도 범위가 매우 넓고, 비교적 시스템이 단순하고 대 기권 밖의 운용에 적합한 장점이 있다. 화학 로켓 추진은 연료와 산화제의 형태에 따라 다음 의 3종류로 나누어진다.[그림 1]

[그림 1] 로켓 추진방식 개념도

1) 액체 로켓

연료와 산화제는 모두 액체 상태로 연소실에서 기화 및 연소 반응하여 고온 고압의 가스가 발생하고 추진력을 얻는다. 산화제는 주로 액체산소(LOX), 연료는 액체수소가 사용된다. 이 들은 모두 극저온 상태로 저장되며 연소실에 고압으로 공급하기 위하여 터보 펌프나 헬륨을 이용한 가압 장치가 요구된다. 따라서 시스템이 복잡하고, 가동시 진동에 의한 연소실 폭발 의 위험성이 존재한다. 그러나 추력의 제어가 가능하고 가장 좋은 비추력(ISP)을 가지는 장 점이 있어 대형 추진체에 적합하다.

2) 고체 로켓

고체 로켓의 추진제는 연료와 산화제를 혼합하여 고체상태로 저장된다. 고온의 열에 의해 고 체상태의 연료와 산화제가 열분해를 일으키면서 반응하고, 고온 고압의 연소가스를 발생하여 추력을 얻는다. 고체 로켓은 시스템이 단순하고 제작비가 낮아 미사일 등 일회성 비행체에 주로 사용된다. 그러나 고체로켓의 추진제는 산화제와 연료가 혼합되어 있어 폭발의 위험성 을 갖고 있으며, 추진제 노화에 따른 막대한 교체 비용이 요구되는 부담도 지니고 있다. 또 한 추력의 제어가 어려워 다양한 비행의 제어에는 부적절하다.

3) 하이브리드 로켓

하이브리드 로켓[그림 2]은 서로 다른 상의 연료와 산화제를 적용하는 추진 시스템이다. 일 반적으로 액체 산화제와 고체 연료를 사용하고, 액체 연료에 고체 산화제를 사용하는 경우도 있으나 이는 매우 드물다. 

[그림 2] 하이브리드 로켓의 구성도 

하이브리드 로켓은 기존의 상용화된 HTPB 및 폴리머 계열의 제품(PE, P㎜A, Paraffin)을 연료로 사용하고, 산화제는 산업용 또는 의료용 액체(LOX, N2O)를 사용하는 특성을 가지고 있는 연소기술로서 고체, 액체 로켓추진기관의 연소기술의 단점을 보완하고 장점을 취할 수 있는 방식의 연소기술이다. 비용부담이 적으며 용도에 따른 선택의 폭이 넓고, 노화에 따른 교체나 성능저하의 우려가 적으며 연소가스도 환경친화적인 장점을 갖고 있다. 하이브리드 로켓의 추진성능은 액체 로켓과 고체 로켓의 중간정도이며 액 체로켓과 같이 추력중단, 재점화 및 추력 조절이 가능하다. 또한 연료와 산화제가 분리되어 저장되므로 폭발의 위험이 없는 안전성이 확보되어 있다. 그러나 고체 연료의 낮은 연소율, 연소시 연료와 산화제의 혼합비 변화에 따른 성능저하의 단점이 있다.

 

2. 하이브리드 추진 개요

앞서 기술한 바와 같이 하이브리드 추진은 고체 연료와 액체 또는 기체 산화제의 연소를 통 하여 열을 얻는 방식이다. [그림 3]에서 보는 바와 같이 외부에서 공급되는 산화제는 고체 연료 표면을 지나면서 경계층을 형성하고, 화염은 경계층 내부에 존재한다. 

[그림 3] 하이브리드 로켓의 고체연료 표면에서의 에너지 관계

이 화염으로부터 대류 및 복사 열전달에 의해 열이 연료 표면으로 전달되고, 전달된 열의 일부는 고체 연료 내부로 전달되고, 또 다른 일부는 연료 표면을 특정된 온도(Pyrolysis)까지 가열시키며, 나머 지는 고체를 기체화시키는데 사용된다. 이렇게 발생된 기체 연료는 확산하여 산화제와 연소반 응을 다시 일으키며, 계속적으로 화염을 유지시킨다. 발생된 고온 고압의 추진제는 노즐을 통 하여 분사되어 원하는 추력을 얻게 된다. 액체 로켓에서는 연료의 공급량 즉 연소율(Burning rate)이 주요 변수이지만, 고체 및 하이브리드 로켓에서는 고체 연료의 감소 속도 즉, 후퇴율 (Regression rate)이 주요 인자가 된다. 고체 로켓에서는 이 후퇴율이 압력의 함수로 나타나지만, 하이브리드 로켓에서는 산화제 유속의 함수로 표현된다.

여기서, a와 n은 상수로 주로 실험으로부터 찾아낸다. 산화제 유속 외에 고체연료 및 산화제 종류, 연소실 압력, 연료 형상 등이 후퇴율에 영향을 미친다.

 

3. 계산식

1) 연소 전후의 체적변화

Δmf : 연소 전후의 연료무게 차이(g) pf : 연료 밀도(㎏/㎥) (HDPE의 밀도 : 950㎏/㎥)

Rf : 연소후 연료 반지름(㎜) Ri : 연소전 연료 반지름(㎜) L : 연료길이(㎜)

2) 후퇴율(Regression rate)

ṙ : 후퇴율(Regression rate, ㎜/s)    tc : 연소시간(sec)

3) 비추력(ISP)

F : 평균 추력 [㎏f]

ṁ : 노즐을 통해 빠져나간 추진제(산화제+연료) 질량 유량

g0 : 중력 가속도

4) 특성배기속도(C*)

Pc : 연소실(Pre-chamber) 압력 [kgf/㎠]

At : 노즐목 단면적(노즐목 직경 : 9㎜)

ṁ : 노즐을 통해 빠져나간 추진제(산화제+연료) 질량 유량

실험 기구 및 장치

1. 실험 장치

실험을 수행하기 위하여 [그림 4]과 같은 실험장치를 구성하였다. 실험 장치는 크게 산화제 공급 장치, 점화 장치, 데이터 획득 장치 및 연소기로 구성되며, 주 구성품으로 산화제 탱크, 인젝터, 노즐, 점화기, 배관, 측정 센서 및 제어 장치 등이 있다.

[그림 4] 하이브리드 로켓 실험장치 구성도 

1) 연소기

[그림 5]와 같이 연소기 각 구성품은 stainless steel로 구성되어 있고, flange로 고정되어있다. 연소기는 인젝터, 전방연소실, 후방연소실, 연료 그레인, 노즐로 구성하였으며, 전방연 소실과 후방연소실에 각각 압력 센서를 장착하였고 노즐은 구리로 제작하여 물냉각한다.

[그림 5] 하이브리드 로켓 연소기 형상

2) 점화장치

초기 고체연료를 기화시키기 위한 점화원으로 가연성 가스인 부탄/프로판 가스와 스파크 플 러그를 사용하였다. 점화 시퀀스에 부탄/프로판 가스가 분사되고 산화제가 소량 분사된 뒤 스 파크 플러그를 통해 불꽃을 가해 점화하는 방식을 사용하게 된다. 스파크 플러그의 불꽃은 1.5V 배터리의 전압이 고전압발생기에서 증폭되어 발생하게 된다.

3) 실험장치 제어 및 데이터 획득

본 실험에서 사용된 구동장치는 점화를 위한 부탄/프로판 공급용 solenoid valve, 점화 산화 제 solenoid valve, 스파크 플러그 전원 연결 스위치, 산화제 공급을 위한 ball valve, 연소 후 purge를 위한 solenoid valve의 On/Off가 있다. 각각의 장치는 Lab-View program을 이 용하여 제어된다.[그림 6]

[그림 6] 실험장치 제어를 위한 LabView Program

본 실험에서는 측정해야할 여러 물성치 값들은 센서 signal을 통해 컴퓨터에 자동으로 저장 할 수 있도록 구성되어 있으며 산화제 공급유량을 측정할 수 있는 유량계, 공급압력을 측정 할 수 있는 압력계, 하이브리드 로켓의 추력을 측정할 수 있는 로드셀(Load-cell), 연소실 압력을 측정할 수 있는 압력계 등이 있다.[그림 7] 본 실험에서 획득되는 값들은 analog signal로 AD converter(DAQ card)에 의해 컴퓨터에 저장된다.[그림 8]

 

[그림 7] 유량계, 압력계

[그림 8] 데이터 획득장치 (DAQ Card & SCB-68)

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