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    • [고체연료개발 2] 기존 하이브리드 방식 추진기관의 특징과 문제점

      이정락(이정락(포항공과대학교 기계공학부)) / 2021-11-11 오전 9:11:35

    본 장에서는 하이브리드 로켓 엔진의 기본적 원리에 대해서 간단히 언급 하고, 이로 하이브리드 엔진이 태생적으로 가지고 있는 단점에 대해 설명 할 것이다. 고체연료 기반 추진기관은 모두 산화제로 유체를 사용하고 연료로 고체를 사용한다는 특징이 있다.



    연소 단면적을 넓혀 원하는 크기의 추력을 발생시키기 위해 원통형 고체 연료에 통로, 즉 포트를 내어 사용한다.



    목표하는 미션에서 요구하는 추력 수준을 맞추기 위해서는 추진제 유량, 즉, 산화제 및 연료의 유량을 확정해야 한다. 액체 추진기관의 경우 산화제/연료 공급 압력 제어를 통해 각각의 유량을 결정 할 수 있으며 고체 추진기관의 경우 내압에 따라 추진제 유량이 결정된다. 반면, 하이브리드 추진기관의 경우 압력이 아닌 (정확히 말하면 미소 영향이 있으며, 특정 구간에서 영향을 받긴 하나, 타 유형 추진기관에 비해 둔감하며 기본서에서는 보통 압력의 영향을 무시하여 설명하므로 본 칼럼에서도 압력항을 생략하였다.) 산화제 유속에 의해 연료의 유량이 정해지기 때문에 설계에 있어서 constraint가 존재한다.

    고체 연료의 유량에 영향을 주는 인자인 연소율, 즉 연소율(Burn rate 혹은 Regression rate)은 산화제의 유속(단위 면적당질량 유량)과 양의 상관관계를 가지게 된다. 산화제의 질량유속과 고체 연료의 후퇴율과의 상관관계는 다음과 같은 공식으로 계산 될 수 있다. 연료의 종류나 첨가물 함량을 조절함을 통해서 연소 특성 상수인 a,n값을 변화 시킬 수 있다.



    질량 유속은 질량 유량을 그 질량체가 지나가는 단면적으로 나눈 값을 의미하는데, 연소가 진행되면서 시간에 따라 연료 포트의 면적이 점차 넓어지기 때문에 산화제의 질량 유량을 일정하게 유지해도 질량 유속 G_ox 가 감소하게 된다. 유속이 감소하게 되면 Eq 2.에 의해 연소율 r ̇이 감소하게 되고, 이는 곧 연료의 질량 유량이 낮아짐을 의미한다.

    산화제 질량 유속 및 연소율을 통해 얻어지는 연료의 질량 유량은 아래 공식으로 계산 될 수 있다. 여기에서 ρ는 고체 연료의 밀도를 의미하고 r은 유체가 통과하는 단면적의 반지름을 의미한다. 단면의 형상이 원형이 아닐 경우는 단면의 둘레 길이를 사용하면 된다.



    시간에 따른 질량 유속의 저하로 인해 연료의 질량 유량이 낮아지게 되면 단위 시간당 유동하는 산화제의 질량 유량에 비해 연료의 양이 줄어들게 되어 O/F 비가 높아진다는 특징이 있다. 이를 O/F shifting 현상이라고 한다. O/F비는 아래 공식을 통해 계산 할 수 있다.



    하이브리드 추진기관 외 고체 혹은 액체 추진기관의 경우 비추력(단위 질량의 추진제가 발생 시킬 수 있는 총 충격량)이 가장 높아지는 적정 O/F 비로 설계해야 높은 성능을 낼 수 있기 때문에 해당 지점인근에서 설계를 진행하게 된다.



    하지만 하이브리드 및 고체 램제트 추진기관의 경우 O/F shifting 때문에 초기 연소의 경우 최적의 O/F ratio 지점에서 시작한다고 해도, 면적 증가에 따라 O/F ratio가 변동 된다면 최적 비추력에서 벗어나게 된다는 단점이 있다. 이는 추진제의 조합을 바꿈으로써 해결이 가능 할 수도 있지만, n=0.5에 가까운 추진제를 골라야 해 선택의 폭이 좁아진다는 단점이 있다.



    O/F shifting 문제가 하이브리드 추진기관 및 램제트 추진기관에서 꾸준히 이슈가 되어왔던 만큼 해당문제를 해결하기위해 여러 방식이 제시되어왔다. 해결책 중 주로 사용되는 방법의 경우 단면연소와 후방연소방식이 있다. 후방연소방식의 경우는 메인 연소실 후방에 추가적인 연소실을 배치하여 연소 과정 도중O/F비가 점차 높아지면 과농 연료 연소 가스를 후방에 분사하여 한번 더 연소시켜서 O/F비를 최적으로 맞추는 방식이다.



    덕티드 로켓과 다소 비슷한 스키메틱을 가지고 있으나, 이와는 달리 가스 발생기를 사용하지 않아 안전성, 신뢰성, 엔진 정지 및 재시동이 가능하다는 장점을 가지고 있다. 이러한 장점에도 불구하고 본질적인 문제점을 극복 시키지 못했기 때문에 상기 방식의 경우 후방 연소를 위한 추가적인 공간이 필요해 공중량이 높아진다는 단점이 있으며, 바이패스 시킨 과농 연료 연소가스를 공급하기위해 추가적인 연소실 및 유량 제어 장치가 있어야 한다는 단점이 있다.



    단면연소의 경우 기존 고체 연료 그레인에서 면적이 넓어지는 현상자체를 형상적으로 방지하기 위해 포트를 뚫지 않고 단면의 말단에서만 연소시키는 방식이다. 이 경우 일정한 추력을 발생시킬 수 있으나 추력을 높이기 위해서는 단면을 넓혀야 하기에 높은 추력을 얻기 위해서는 단면이 무한정 커져야 한다는 단점이 있다.

    이러한 문제를 해결 하기 위해서 최근에는 Fig 4. 과 같이 추진기관 내부에 vortex를 주어 연소율을 높임과 동시에 단면 연소로 일정한 O/F ratio에서 연소 할 수 있는 추력기도 개발 되고 있는 추세이다. 하지만 이러한 단면 연소 추력기의 경우, 여전히 L/D비가 작기 때문에 군수용 미사일이나 사운딩 로켓에 적용 되기는 다소 어려운 실정이다.
     

     


     




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