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36호 연구실탐방 (Rocket Lab.)

AE News 2020.04.07 17:48 Views : 500

연구실탐방 (Rocket Lab. 지도교수 : 권세진)

 

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 권세진 교수님이 지도교수님으로 있으신 로켓연구실(Rocket Lab)은 다양한 항공 및 우주 추진체에 대한 연구실입니다. 친환경적인 물질인 과산화수소를 다양한 방법으로 이용하여 액체 추진 로켓, 하이브리드 로켓, 달 착륙선, 고체 연료 램제트, 사운딩 로켓 연구를 진행하고 있습니다. 이러한 연구를 통해 추진체들의 설계 및 성능 인자를 실험적으로 파악하고 있습니다.

 

 

- Liquid Monopropellant Syetem

 

 액체 단일 추진제 추력기는 액체 상태의 단일 추진제를 사용하여 추력을 발생시키는 추력기를 말합니다. 추력기의 작동 원리는 액체 추진제가 촉매대의 촉매와 접촉한 뒤 고온의 가스로 분해되며, 이후 고온의 가스가 추력기 노즐로 나오면서 추력을 발생시키는 방식입니다. 액체 단일 추진제 추력기는 간단한 작동 원리를 가지고 있어 인공위성 자세 제어용으로 사용되고 있습니다.

 

 액체 단일 추진제로는 여러 가지 물질들을 사용할 수 있으며 그 중에서도 하이드라진은 액체 단일 추진제로 많이 사용되었습니다. 하지만 하이드라진은 증기압이 높고 발암성 및 독성 물질로 추진제를 정하고 다루는데 많은 비용이 발생합니다. 로켓연구실에서는 이런 문제를 해결하기 위해 친환경 추진제인 고농도 과산화수소를 이용한 단일 추진제 추력기를 연구하고 있습니다, 또한 최근 큐브위성처럼 제작 비용이 저렴한 소형 인공위성이 각광 받고 있어 추력 크기가 1N급 이하이며 크기가 작으며 빠른 응답속도를 가지는 소형 추력기 및 추진시스템 연구도 진행하고 있습니다.

 

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그림 1. 연구중인 과산화수소 단일추력기 (좌:100N, 250N급 우:1N급)

 
 

- Liquid Bipropellant Syetem

 

 이원추진제 추진 시스템은 연료와 산화제를 각각 분리 공급하여 연소반응을 일으켜 추력을 발생시키는 것으로, 케로신을 연료로 이용하고, 과산화수소를 촉매분해 시켜 생성된 고온의 산소를 산화제로 이용합니다. 다양한 추력 범위(1000N ~ 2500N)에 따라 연소성능에 영향을 미치는 설계 인자 검증, 연소실 내 연소 불안정성, 연소실 및 노즐의 냉각 시스템 등에 대해 연구하고 있습니다.

 

 또한 촉매분해를 이용하지 않고, 과산화수소와 직접 접촉 시 연소가 일어나 빠른 점화특성을 가지는 접촉점화(hypergolic) 연료 및 이를 이용한 추력기 시스템에 대해서도 연구하고 있습니다.

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그림 2. 500N급 과산화수소/케로신 이원 추력기 연소 실험

 

 

- Hybrid Propulsion System

 

 하이브리드 추진 방식은 기체 혹은 액체 산화제를 사용하여 고체연료를 연소시켜 추력을 얻는 로켓입니다. 일반적으로 산화제는 N2O, LOx, H2O2가 이용되며, 고체연료로는 HTPB, HDPE, Paraffin 등이 사용되고 있습니다. 산화제와 연료가 분리되어 있어 안전한 로켓으로 분류되고 있으며, 산화제 조절을 통해 추력조절과 재점화가 가능하다는 장점이 있습니다.

 

 로켓 연구실에서는 무독성이고, 저장성 산화제 중의 밀도가 높은 고농도 과산화수소를 이용하여 하이브리드 로켓 연구를 수행 중입니다. 고체연료의 포트 직경, 포트 개수, 길이와 포트 직경 비율 등의 변화를 통해 연소 효율, 산화제/연료 비율, 고체연료의 연소율(후퇴율) 등이 조사가 진행되고 있습니다. 스케일 변화 연구, 산화제 분해 촉매 연구, 점화 지연 연구, 연소 불안전성 연구 등 또한 수행되고 있습니다.

 

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그림 3. 카이스트 하이브리드 추력기 (좌:250N급 우:80N급)

 

 

 

- Moon Exploration

 

 달 탐사 및 착륙선, 소행성 샘플 귀환선에 대한 연구가 전세계적으로 활발히 이루어지고 있으며, 한국 정부 또한 우주개발 중장기 계획의 일환으로 2030년도 달 착륙선과 소행성 샘플귀환성 임무를 진행할 예정입니다. 저희 로켓 연구실에서는 착륙선 기술을 축적하기 위한 목적으로 착륙선 지상비행시험기에 관한 연구를 수행하고 있습니다. 친환경 과산화수소 추진제를 사용하는 단일추진제 추력기를 장착한 착륙선 지상비행시험기를 개발하였고, 비행 제어 시스템과 전장품, 지상국 등의 시스템을 개발하여 현재 수직 착륙 비행 시험을 진행하고 있습니다.

 

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그림 4. 로켓 연구실 달 착륙선 지상비행시험기

 

 

- Solid fuel ramjet

 

 고체연료 램제트는 흡입된 공기가 충격파를 지나면서 고온 고압이 되어 고체연료를 자연 발화시켜 추력을 얻습니다. 흡입구의 경우 미분 방정식을 이용해 기초 형상 설계를 진행하였으며, ANSYS의 Fluent툴을 이용하여 기초 형상에서의 충격파의 위치와 아음속 디퓨저 후방 온도 및 압력 등을 우선적으로 파악하고, 다양한 설계 인자를 변화시켜가며 최적의 성능을 가지는 형상을 찾는 연구를 진행하고 있습니다. 연소와 관련해서는 고체연료 및 자연 발화를 위한 점화 보조제 선정 및 연료 성능 평가 연구를 진행하고 있습니다.

 

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그림 5. 기초 형상 압력, 온도, 속도 해석 결과

 

- Sounding rocket

 

 사운딩 로켓은 대기측정, 궤도탐사, 중력시험 등 다양한 연구 분야에 사용되고 있습니다. 로켓 연구실에서는 많은 실험을 통해 신뢰성을 확보한 과산화수소 하이브리드 로켓기술을 사운딩 로켓의 추진 시스템으로 선정했습니다. 과산화수소 하이브리드 추력기는 단일추진제 추력기에 비해 비추력(1kg의 연료가 1초 동안 연소 될 때의 추력)이 높을 뿐만이 아니라 재점화도 가능하다는 장점이 있습니다. 또한, 로켓연구실은 사운딩 로켓 연구에 있어 추력기 시스템뿐만이 아닌 비행 컴퓨터와 회수 시스템 연구도 진행하고 있습니다.

 

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그림 6. 사운딩 로켓 개략도

 

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원문                                Rocket Lab. 제공

편집           이재호[barbossa0412@kaist.ac.kr]

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