A spacecraft engine is necessary for successful execution of Korea’s moon exploration project. The spacecraft engine imparts required impulse for the spacecraft to transfer orbit or soft-land on the moon. The maximum required thrust of the spacecraft engine for this mission ranges from 100 to 500 N assuming the space mission from the low earth orbit to the moon. Hypergolic bipropellant rockets have been extensively used for most of the space missions including moon exploration in space-faring nations. The key technology of hypergolic rocket is strictly controlled by national and international regulations, because it can be adapted to weapons of mass destruction. Indigenous development of hypergolic rocket, therefore, is essential for Korea’s success in moon exploration. Investigation of hypergolic rocket, however, has never been attempted in Korea.
Conventional hypergolic bipropellants used in spacecraft engines of space-faring nations are highly toxic and corrosive. The bipropellant combinations are hydrazines as a fuel with nitrogen tetroxide or nitric acids as an oxidizer. Especially for the hydrazines, they are classified as human carcinogen chemicals. The defects cause tremendous amount of additional cost in the process of rocket development and launch. Using these toxic propellants also increase the risk to manned space missions. To overcome these problems, the present paper describes indigenous investigation and development of engineering model of hypergolic rocket of 500 N thrust applying non-toxic and environment friendly bipropellant combination. The investigation includes the selection of oxidizer and synthesis of fuel.
Rocket grade hydrogen peroxide was selected as a green oxidizer in consideration of its environmentally friendly nature. Energetic green hypergolic fuels were made by blending additives into energetic solvents. Since the hydrocarbons themselves did not have hypergolic nature with hydrogen peroxide, the additives mixed with the fuels enable to boost spontaneous ignition upon contact with the oxidizer. The tested additives include a metallic catalyst precursor solution and a strong reducing agent. The non-toxic hypergolic fuels were divided into two groups depend on which additive was involved. A catalyzed fuel includes the catalyst precursor, and a reactive fuel contains sodium borohydride as a strong reducing agent.
Theoretical performance estimation for the newly developed green hypergolic bipropellants in here were implemented by NASA CEA code. According to the result, the reactive fuel (Stock 2) with 98 wt.% H2O2 as one of the promising green hypergolic bipropellant combination presents comparable performance to the existing toxic bipropellants. Whereas, the catalyzed kerosene fuel was not considered here due to the lack of its property information.
Ignition test on the green hypergolic bipropellants is great important because, for a hypergolic bipropellant system, unless the ignition delay is short enough, the thruster can experience combustion instability and/or prob-lems associated with hard-start. A novel experimental method was proposed to screen a superior green hypergolic fuel among the candidates. Drop test was carried out to confirm instant hypergolic ignition. Ignition delay was recorded by a high speed CCD cinematography. The delay of the catalyzed kerosene with 94 wt.% hydrogen peroxide was roughly 100s milliseconds. In case of the reactive fuel, ignition delay measured was about 20 ms with 90 wt.% hydrogen peroxide. As a further investigation, through impinging liquid jet experiment, ignition characteristics were determined. Colliding liquid jets of the reactants enhanced mixing and atomization, which encourages to achieve hypergolic ignition quickly. The reactive fuel, Stock 2, and 90 wt.% H2O2 were prepared for the test because the combination was favorable to trigger hypergolic ignition based on the fact that they pre-sented the shortest ignition delay during the drop-test. The ignition delay measured in the impinging jets test was less than 10 ms.
Although the conventional tests such as impinging jet and drop test have been widely introduced, these experiments are significantly involved in physical factors. Thus, they are not suitable to consider chemical aspects governing liquid-phase reaction as the initial stage of hypergolic ignition. The main purpose of the micro-reactor test is to qualitatively compare the chemical reactivity among the candidates. A micro-fluidic system is appropriate for minimizing kinetic energy and physical phenomena involved. The results from the micro-reactor test corresponded well with those of drop-test. That means the micro-reactor test could be regards as a reliable method for evaluating the hypergolic bipropellants in cost-efficient manner, and also provides a more comprehensive understanding of chemical aspects in terms of reactivity and activation energy.
A 500 N scales hypergolic bipropellant thruster was designed to verify the concept of green hypergolic bi-propellant thruster. The reactive fuel, Stock 2, and 90 wt.% hydrogen peroxide was adopted as the green hyper-golic bipropellant combination. Unlike impinging jets type injector having a single pentads element was designed. During the preliminary hot-fire tests, combustion instability was observed. When hypergolic ignition occurred, long ignition delay caused strong pressure spikes so that the thruster had fatal structural damage. Injector element study was performed to understand the instability. Under the higher differential pressure at the injection nozzles, hypergolic ignition did not achieve properly because the momentum of the propellant jets were tremendously strong, which impeded mixing of the reactants. In addition, the similar phenomenon of hard-start was also observed because the propellant oversupplied ignited at the same time. A cavitating venturi tube for the oxidizer was introduced to regulate total mass flow rate of the propellants effectively. Thanks to the cavitation inside of the venturi, oversupplying the propellant at the stage of start-up was prevented. The thruster operation was successfully demonstrated in ground hot-fire test, which indicates the concept of green hypergolic bipropel-lant thruster is absolutely feasible. The work represented here has profound implications for future studies for green propellant rocket fields and one day may help solve the problems caused by the existing toxic propellants.
한국항공우주연구소에서 제시한 우리나라 우주개발계획에 따르면, 현재 국내에서는 나로호 (한국형 발사체 : KSLV-1) 발사 성공 이후, 달 탐사를 목표로 우주기술 개발에 관한 다양한 연구가 진행되고 있다. 우주기술은 크게 세 가지 분야 인공위성, 발사체, 그리고 달 착륙선 개발로 나눌 수 있다. 소형 이원추진제 추력기는 우주환경 속 추진기술로써, 위 언급한 모든 우주기술 분야에 적용할 수 있다. 먼저, 발사체 상단의 추력시스템 혹은 자세제어 시스템으로 활용할 수 있으며, 인공위성을 지구 정지궤도로 진입시키기 위한 추력시스템으로도 사용할 수 있다. 또한, 달 착륙선의 주 엔진으로 적용할 수 있으며, 달 탐사 임무 수행 시 지구에서 달로 궤도천이하기 위한 추력장치 역할을 수행할 수 있다. 그러나 로켓기술은 우주개발뿐만 아니라, 군사적인 목적으로 활용될 수 있기 때문에 해외 선진연구 그룹들로부터 기술이전이 불가능하다. 따라서 우주강국으로 나아가기 위해선 국내 자체적인 액체로켓 기술력 확보가 반드시 필요하다.
소형 이원추진제 로켓의 점화방식은 크게 3 가지로 구분할 수 있다. 다른 점화방식에 비해 추진제 접촉점화(Hypergolic Ignition)방식은 추진제의 물리적인 접촉만으로도 점화가 가능하기 때문에, 별도의 점화장치 없이 로켓점화가 가능하다. 즉, 전체 시스템을 간소화할 수 있어 미션에 필요한 유상하중(Payload)을 증가시킬 수 있다. 이와 더불어, 추진제 접촉점화는 점화의 신뢰성이 높고, 로켓 재시동이 가능하다는 장점이 있다.
대표적인 접촉점화성 이원추진제 조합은 하이드리진(Hydrazine) 계열의 물질을 연료로, 사산화질소(Nitrogen Tetroxide) 혹은 질산(Nitric Acid)계열의 물질을 산화제로 사용하고 있다. 이 이원추진제 조합은 높은 성능을 발휘하지만, 물질자체의 강한 독성과 부식성으로 인해 여러 가지 문제를 초래하고 있다. 맹독성 이원추진제는 취급이 어려워 미션 수행 시 사고의 위험성을 높인다. 특히, 하이드라진 연료는 인체 발암물질로 분류되어 있다. 또한, 맹독성 물질 관리로 인하여 로켓 개발 및 발사 단계에서 상당한 양의 추가비용과 시간이 소요된다.
현재까지 국내에선 맹독성 이원추진제를 대체할 친환경 접촉점화성 이원추진제와 관련된 연구가 수행된바 없지만, 해외 우주선진국에서는 연구가 활발히 진행되고 있다. 해외 선진 연구기관도 친환경 접촉점화성 이원추진제 기술에 관한 연구를 비교적 최근에 시작하였으며, 전 세계적으로 친환경 접촉점화성 이원추진제에 관한 기술수준은 새로운 친환경 추진제 개발 및 로켓 적용가능성을 평가하는 단계에 있다.
본 연구에서는 기존 접촉점화성 이원추진제의 독성으로 인해 발생하는 여러 문제점을 해결하기 위하여 독성을 제거한 친환경 접촉점화성 이원추진제를 개발하여 실제 로켓 시스템에 적용해봄으로써, 맹독성 추진제를 대체할 수 있는 대체제로서의 가능성을 평가하였다.
제작된 친환경 접촉점화성 이원추진제는 다음과 같다. 먼저, 산화제는 이미 친환경성으로 널리 알려진 고농도 과산화수소(Rocket Grade Hydrogen Peroxide, H2O2)를 사용하였다. 고농도 과산화수소는 화학에너지 준위가 높기 때문에 추진제로 사용하기에 적합하다. 연료는 과산화수소와 접촉점화를 일으킬 수 있는 저독성 혹은 랩 스케일에서 다루기에 어려움이 없는 물질들로 개발되었다. 총 두 종류의 접촉점화성 연료가 제작되었다. 첫째로, 촉매화된 연료는 항공유(Kerosene)에 과산화수소를 분해할 수 있는 코발트(Cobalt) 계열의 촉매를 혼합하여 제작하였고, Catalyzed kerosene fuel라 하였다. 둘째로, 반응성 연료(Reactive Fuel)는 고에너지 용매에 강한 환원제인 금속수소화물(Metal Hydride : Sodium borohydride NaBH4)를 혼합하여 제작하였고, Stocks (Stock 0,1,2)’라 명명하였다. 여기서 Stock 1과 Stock 2는 Stock 0를 기반으로 성능이 향상된 반응성 연료이다.
친환경 접촉점화성 이원추진제 성능을 평가하기 위한 실험절차를 확립하였다. 산화제 액적 낙하실험으로 접촉점화 현상을 관찰하였으며, 추진제 제트 충돌 실험을 통해 실제 분사기 분무특성을 모사하였다. 그리고 소형 반응기를 통해 제작된 추진제들의 화학적 반응성을 평가하였다. 이 절차에 의거하여 추력기에 적용될 우수한 성능을 가진 친환경 추진제 조합을 조사하였고, ‘Stock 2’+ 90 wt.% H2O2 가 선택되었다. 이 추진제 조합을 바탕으로 500 N 급 친환경 접촉점화성 이원추진제 추력기를 설계하였으며, 두 차례의 예비 연소시험을 실시하였다. 이 과정에서 연소 불안정성이 관측되었다. 긴 점화지연시간 및 폭발성 시동으로 인해 추력기 연소실이 파괴되었다. 접촉점화 시 발생하는 연소 불안정성을 이해하기 위하여 분사기 요소연구가 진행되었다. 분사기 오리피스를 모사한 노즐의 차압을 변화시켜가며 분사된 추진제의 접촉점화 현상을 관측하였다. 노즐에 걸리는 차압이 증가할수록 접촉점화 현상이 불안정하다는 사실을 확인하였다. 그 이유는, 노즐차압이 커질수록 추진제 제트의 모멘텀이 증가함과 동시에 추진제가 과유량 공급된다. 이때, 추진제 제트의 혼합 및 미립화가 지연되고, 분사된 추진제가 한번에 점화되면서 연소 불안정성을 야기하였다. 추력기 시동 시 연소실 압력이 대기압이라는 점을 고려하면 분사기에 걸리는 차압이 굉장히 크므로, 초기에 유량을 제어할 수 있는 장치가 필요하다.
초기 추력기 시동 시, 분사기의 큰 차압조건 하에서 추진제의 유량을 제어하기 위하여 Cavitating Venturi 관을 설계하였다. 친환경 접촉점화성 이원추진제의 완전 연소조건을 충족시키기 위해선 산화제의 유량이 연료의 유량에 5 배가 되어야 한다. 즉, 전체 추진제 공급유량 중 산화제의 유량이 큰 비중을 차지하기 때문에 산화제 공급관에 Cavitating Venturi 관을 삽입함으로써, 전체 추진제 유량을 효과적으로 제어할 수 있다. 이에 반해, 연료의 유량은 상대적으로 굉장히 작기 때문에 Cavitating Venturi관으로 유량을 컨트롤 하기엔 부적합했다. 전체 유량의 효과적인 제어 및 연료과잉 분위기에서 접촉점화가 촉발되도록 유도하였다. 최종 지상 연소시험을 통해 500 N급 친환경 접촉점화성 이원추진제 추력기의 안정적인 작동을 확인하였다.
500 N급 친환경 접촉점화성 이원추진제 추력기를 성공적으로 구현하였기에, 앞으로 더 많은 기술적 발전이 기대된다. 이번 연구를 통해 얻은 결과는 로켓 개발 및 발사단계에서 발생하는 추가비용과 시간을 최소화하여 우주기술을 산업화하려는 세계적인 흐름에 정확히 부합한다. 미국의 경우 이전 아폴로 미션에서 사용하였던 달 착륙선 로켓 기술이 2020년에 예정된 달 탐사 미션수행 과정에서 크게 기여하고 있듯이, 우리나라도 국내 자체적인 우주탐사기술력 확보가 미래 우주계획에 초석이 되어 더 큰 도약을 이뤄낼 수 있을 것이라 확신한다.
