Despite their toxicity, high-performance storable propellants such as hydrazine (N2H4) (a monopropel-lant, fuel) and nitrogen tetroxide (N2O4) (an oxidizer) are currently utilized in bipropellant systems for bipropel-lant thrusters that are used as attitude controllers for satellites, launch vehicles, and orbiters. As a result of the growing environmental concerns and related regulations, the mid-1990s has witnessed an increased interest in the use of rocket-grade hydrogen peroxide as an alternative propellant because of its nontoxic, storable characteristics. The objectives of the present work are to design and validate a 1200 N-class bipropellant thruster using hydrogen peroxide and kerosene that can be used in the attitude control systems of launch vehicles or as the main engine of a spacecraft. In Chapter 3, the effects of catalyst reactivity and support size are experimentally confirmed in this work using two catalysts (MnO2 and MnO-mixed PbO) and two support sizes (10??16 and 16??20 meshes). Based on the test results for catalytic bed, a catalytic reactor that can decompose a high mass flow of hydrogen peroxide (up to 416.0 g/s) was designed, and a decomposition efficiency as high as 97.2% was obtained. Chapter 4 contains the design and validation of the overall combustor elements and an axial fuel injector. A 1200 N-class vacuum thrust-class staged-bipropellant thruster was developed and tested with the aim of investigating an axial fuel injector integrated with a distributor. The fuel injector was tested to evaluate the influence of the designed injector on thruster performance with respect to the equivalence ratio, pattern of fuel injection orifices, and characteristic length L*. Firing tests were performed over a wide range of equivalence ratios (0.26??1.86) and autoignition was successfully achieved under all experimental conditions. The pressure rising time from the monopropellant to bipropellant mode and the pressure fluctuation in the combustion chamber were approximately 60 ms and less than ±2.2%, respectively. The performance results included a thrust of approximately 920 N, C* and Isp efficiencies of approximately 95% and 91%, respectively. An operation test for 30 s was also carried out using a combustion chamber that had a film cooling mechanism and this operation test showed that the designed combustor could maintain a very stable chamber pressure, and the thermal durability of the combustor was confirmed. The applicable missions for the bipropellant thruster suggested in the present work are discussed in Chapter 5. Based on the space exploration plans of the Republic of Korea, the main missions in the near future will require a lunar orbiter, lan-der, and lunar return mission.
현재 우리나라는 국가우주개발사업에 의해, 장기적으로 우주 탐사를 위한 준비를 수행하고 있다. KSLV-1 발사체의 3차 발사를 앞두고 있으며, 항공우주연구원에서는 KSLV-2 개발에 착수하였다. 순수 국내 개발의 첫 발사체가 될 KSLV-2는 2020년에 발사를, 2025년까지는 달 탐사를 위한 탐사위성과 착륙선을 보낼 계획을 가지고 있다. 우주탐사를 위해서는 매우 다양한 분야의 기술이 필요하며, 그 중 가장 중요한 요소로 추진력을 발생시키는 로켓 엔진의 연구가 반드시 선행되어야 한다. 하지만 현재 우리나라는 보유하고 있는 로켓 개발 기술이 매우 미미한 상태이며, 특히 발사체나 인공위성의 자세제어와 우주탐사선의 주 엔진으로 활용될 수 있는 소형 이원추진제 엔진 개발은 전무한 상태이다. 로켓 엔진 기술은 해외로의 수입이 매우 까다롭고, 높은 비용을 요구하기 때문에 독자적인 개발이 반드시 필요하다.
발사체의 자세제어뿐만 아니라 장기간 우주탐사 임무를 수행하는데 있어서는 추진제 선정이 매우 중요하다. 기존의 저장성 추진제로는 하이드라진(N2H4) 기반의 연료와 사산화질소 (N2O4)를 산화제로 하는 로켓 엔진이 대표적으로 사용되고 있으나, 매우 독성이 강하여 사용에 제약이 따르며, 개발 비용이 매우 높은 단점을 지닌다. 세계적으로 친환경 추진제로 대체하기 위한 다양한 연구를 수행하고 있으며, 그 대안 중 하나가 과산화수소이다.
본 연구의 주 목적은 친환경 추진제인 과산화수소를 산화제로, 케로신을 연료로 하는 소형 이원추진제로 로켓 엔진을 설계하고 이를 실험적으로 검증하는 것이다. 최근 인공위성이나 발사체의 자세제어를 위한 소형 과산화수소 단일추진제 추력기 관련 연구는 최근 3~4년에 걸쳐 매우 활발히 수행되었으며, 연구 결과의 성숙도가 매우 높은 상태이다. 이를 바탕으로, 추력 1200 N급 과산화수소/케로신 엔진 개발을 위한 단계적 접근과 검증 방법 및 결과에 대해 본 논문에서 보였다. 또한 소형 이원추진제 로켓 엔진의 적용 분야에 대해 분석하고 향후, 엔진이 적용 가능한 예상 임무에 대해 문헌조사 및 개념적 설계를 수행하였다.
논문은 크게 세 단계로 구분할 수 있다. 첫 번째 단계 (3장)에서는 기존의 과산화수소 촉매 반응기 실험 결과를 고찰하고, 추가로 이산화망간 (MnO2) 촉매와 납을 활성 물질로 첨가한 산화망간-산화납 (MnO+PbO) 촉매의 반응성 차이에 따른 영향과 10-16 mesh와 16-20 mesh 촉매지지체 크기가 반응기 설계에 미치는 영향에 대해 실험적으로 확인하였다. 기존의 실험결과와 더불어, 본 연구에서 수행한 실험을 통해 높은 유량의 과산화수소 분해를 위한 촉매 반응기의 설계를 수행하였으며, 검증을 통해 설계 유량의 과산화수소 분해에 있어서 분해 온도 효율에서 97.2%의 높은 성능을 보임을 확인하였다.
두 번째 단계 (4장)에서는 촉매 반응기와 결합하여 안정적 연소를 유도할 수 있는 축 방향 연료 공급기의 개념과 연소기 전반의 설계 및 검증에 대한 내용을 포함한다. 촉매 반응기에서 촉매 충전 후 고정하기 위한 분배기가 필수적으로 요구되며, 분배기의 형상에 따라 분배기 후단에서는 특정형태의 와류가 형성된다. 이러한 와류에 연료를 공급함으로써 산화제와 연료의 높은 혼합을 유도하고 화염 안정기의 역할을 수행할 수 있도록 축 방향 연료 공급기를 설계하였다. 진공에서 1200 N급 추력 달성을 위한 연소기의 설계를 수행하여, 과산화수소와 케로신을 추진제로 하는 최종 로켓 엔진의 설계를 모두 수행하였다. 본 연구를 통해 제안, 설계된 엔진은 축 방향 연료 공급기의 설계 변수와 연소실 내의 부피 변화에 따른 체류시간에 따라 그 성능이 변화될 수 있다. 따라서 연료 공급 오리피스 패턴과 크기 변화, 연소실 내 부피변화에 따른 특성 길이 변화를 실험적 변수로 선정하여 성능 평가 실험을 수행하였다. 특성속도 효율과 비추력 측정 결과로 성능을 비교, 분석하였다. 그 결과 특정 연료 공급 패턴에서 높은 성능을 보였고, 95%이상의 특성속도 효율을 얻기 위한 특성길이를 확인하였다. 제안된 축 방향 연료 공급기는 모든 실험 조건에 대해 ±2.2%이하의 매우 안정적인 압력 특성을 보인 반면, 단일추진제 모드에서 점화 후 연소 모드로의 압력 변화에 소요되는 시간이 다소 긴 60 ms 전후로 측정되었다. 최적 조건에서 개발된 로켓 엔진의 성능을 검증하기 위해 설계 조건에서의 실험을 수행하였으며, 920 N의 추력, 95%의 특성속도 효율, 91%의 비추력 효율을 달성하였다.
연소기의 장시간 운용 및 안정성을 검증하기 위해, 막 냉각이 적용된 연소실을 추가로 설계 및 제작하였다. 총 30초 동안의 연소시험을 수행하였으며, 안정적인 화염 및 압력과 온도 결과를 확인하였다. 따라서 촉매, 촉매 반응기, 축 방향 연료 공급기 등 제안 및 설계된 모든 요소에 대해 30초 간의 장시간 운용에 대해 검증될 수 있었다.
세 번째 단계 (5장)에서는 제안된 로켓 엔진의 활용 분야에 대한 고찰 및 선행 예측으로 우리나라의 국가우주개발사업에 비추어 가장 가능성이 높은 임무에 대해서 문헌조사와 임무설계를 수행하였다. 문헌조사에서 지구 저궤도에서 달로의 항행을 위한 궤도 변화에 필요한 우주탐사선의 주 엔진과, 달 착륙선의 주 엔진에 적용하여 달에서의 안전한 착륙 유도에 적용될 수 있다. 또한 향후 달의 암석을 지구로 운반할 수 있는 달 귀환선에 대한 가능성을 고려해 볼 수 있다. 미국에서 수행한 화성 귀환선 임무 설계의 내용을 활용하여 본 연구에서는 달 귀환선에 대한 개념 설계 및 구성 요소의 질량에 대해 예측을 수행하였다. 문헌 조사 및 임무 개념 설계를 통해, 본 연구에서 제안된 로켓 엔진 및 그 개념은 향후 20년 이상 수행될 국가우주개발사업에 다양한 형태로 적용될 수 있음을 확인할 수 있었다.
로켓 엔진의 실 적용을 위해서는 보다 다양하고 복잡한 검증 단계를 거쳐야 한다. 하지만, 설계 및 검증된 1200 N급 과산화수소/케로신 로켓 엔진은 높은 연소 안정성을 보이며, 95%정도의 성능을 보였다. 본 연구를 통해, 과산화수소를 활용한 소형 이원추진제 로켓 엔진의 설계 및 검증 방법에 대해 토대를 확보하고, 실 적용을 위한 추가 검증 시험과 성능 향상에 필요한 연구 방향 제시에 긍정적인 영향을 줄 것으로 기대한다.
