1. 서 론
접촉점화성 이원추진제 추력기는 접촉점화성 연료와 저장성 액체 산화제를 활용하는 추력기로 추진제 분사만으로 점화할 수 있어 빠른 응답이 요구되는 천이 및 자세 제어 시스템(Divert and Attitude Control System, DACS), 우주선의 이착륙 모듈 등 다양한 우주 추진 시스템에 활용된다. 일반적으로 MMH(Monomethylhydrazine)/NTO(Dinitrogen tetroxide) 계열의 맹독성 이원추진제 조합이 활용되며 우주 선진국들을 중심으로 널리 활용되고 있다. 하지만 최근 유럽 우주국을 시작으로 하이드라진 및 유사 화합물에 대한 사용을 금지하는 움직임이 확산하고 있으며 개발 과정에서의 경제성과 안전성이 강조됨에 따라 이를 대체할 수 있는 추진 시스템에 관한 연구가 활발하게 이루어지고 있다[1].
한편 하이브리드 로켓은 이원추진제 추력기 대비 높은 점화 신뢰성과 비교할 만한 성능을 가지고 있으나, 토치 점화 방식 등 고전적인 점화 방식의 경우 느린 응답성과 재점화가 불가능하여 우주 추진 시스템으로 고려되지 못했다. 하지만 접촉점화성 하이브리드 추력기는 이원추진제 조합과 동일하게 별도의 점화 장치 없이 산화제 분사만으로 액체 산화제와 고체 연료 간의 점화 및 재점화를 가능하게 한다. 빠른 응답성, 간단한 시스템 및 시퀀스를 가질 수 있고 접촉점화성 연료가 고체 형태로 사용되기 때문에 장기 저장성을 가질 수 있으며, 액체 연료를 사용할 경우에 비해 운용 비용과 발사 준비 시간을 줄일 수 있다. 특히 액체 이원추진제 대비 심우주 탐사 시 추진제 온도 관리 측면에서 소모 전력을 줄일 수 있고 신속 발사 및 운용이 요구되는 국방 분야에서도 활용을 검토할 수 있다. 이러한 잠재성을 바탕으로 국내외 대학 연구팀들을 중심으로 활발한 기초 기술 개발이 이어지고 있다. Table 1은 접촉점화성 추진 시스템의 추진제로 이원추진제와 하이브리드 로켓 연료를 사용할 경우를 비교한 것이다.
본 논문에서는 접촉점화성 하이브리드 추력기 관련 국내외 기술 개발 동향, 특징 및 활용 방안을 소개하고자 한다. 국내외 연구 그룹에서 추력기 스케일 시험을 통해 확인된 추진제 조합들의 성능과 문제점들을 비교 분석하였다. 우주 탐사 및 국방 분야에서 접촉점화성 하이브리드 추력기가 활용될 수 있는 추진 시스템을 제시하고 관련된 개념 설계를 바탕으로 타당성을 검토하였다.
Table 1
Characteristics comparison between bi-propellant and hybrid propellant for hypergolic propulsion system[2,3].
| Contents | Bi-propellant (MMH/NTO) | Hybrid (95%H2O2/HTPB-HSF**) |
| Theoretical Isp* (sec.) | 335.0 | 325.7 |
| System complexity |
High (Fuel tank and additional valves required) | Low (Less components) |
| Development cost/Difficulty | High | Middle |
| Fuel density (kg/m3) | 880 | 956.4 |
| Fuel storability | Freezing Temp.: -52°C | Survival Temp.: -100 - 50°C |
2. 본 론
2.1 접촉점화성 하이브리드 추력기 개발 동향
2.1.1 국외 개발 동향
접촉점화성 하이브리드 추력기 기술은 2010년대 초에 화성 샘플 회수(Mars sample return, MSR) 임무에 요구되는 화성 상승기동 로켓(Mars ascent vehicle, MAV)의 추진 시스템으로 하이브리드 추진 시스템을 사용하고자 하는 시도에서부터 본격적으로 개발이 시작되었다[4]. MAV의 운용에는 화성의 극심한 대기 온도 변화가 중요한 결정 요소라고 평가하였다. 한편 하이브리드 추진 시스템은 이원 액체 추진기관과 유사한 성능과 고상의 연료가 가지는 저온 장기 저장성, 그리고 온도 유지를 위한 소모 전력이 적다는 장점이 있다. 또한 MAV는 고도 상승을 위한 초기 점화, 항해 구간(coast phase) 및 궤도 수정을 위한 1회 이상의 재점화가 필요하다. 접촉점화성 하이브리드 추진 시스템은 산화제 밸브 작동이라는 가장 간단한 방법으로 로켓을 재점화할 수 있기 때문에 NASA에서는 접촉 점화를 선택적 요구사항으로 설정했다. Fig. 1은 NASA JPL에서 제안한 1단 하이브리드 추진 시스템을 포함하는 MAV의 개념도이다.
접촉점화성 하이브리드 로켓 연료에 관한 액적 점화 규모 연구는 광범위하게 이루어지고 있지만 추력기 규모에서 수행된 연구들은 더 적은 수의 연구실들이 중심을 이루어 수행되고 있다. 먼저 2014년 퍼듀대학교에서는 WFNA(white fuming nitric acid) 및 EDBB/Ferrosene/ Epoxy 조합의 하이브리드 추력기 연소 시험을 수행하였다[5]. 고체 연료의 점화 지연을 줄이기 위한 시도로 아민-보레인 계열 접촉점화성 연료인 EDBB의 함량을 80 wt%의 함량으로 구성하였다. 하지만 연소 불안정성, 연소 도중 응축 연료의 탈락, 연료의 부풀어오름 현상 등의 문제가 확인되었다. 다음으로 2021년 퍼듀대학교에서는 사산화이질소 기반 산화제와 아민-왁스 기반 연료, MON-3 (mixed oxides of nitrogen) 및 NaNH2/SP7 조성에 대하여 추력기 연소 시험을 통해 평가하였다[6]. 2014년 연구와 유사하게 추력기 환경에서의 점화 성공률을 높이기 위해 점화기 역할을 할 수 있는 90 wt%의 고함량 NaNH2 기반 고체 연료를 인젝터 직후단에 배치하였으며 나머지 그레인은 40 wt%의 접촉점화성 연료 조성으로 구성하였다. 그 결과 점화는 성공하였으나 안정적인 압력이 형성되지 않고 폭발성 시동이 빈번히 발생하는 문제가 발생하였다. 또한 같은 해 미국의 퍼듀대학교에서는 WFNA 및 AB(ammonia borane)/Epoxy 추진제 조합을 활용하여 연소 시험을 수행하였다[7]. 시험 결과 75% 이하의 낮은 연소 효율, 낮은 후퇴율, 일정하지 않은 연소실 압력 등의 문제점이 발견되었다. 결과들을 종합하자면 맹독성 산화제를 사용하는 접촉점화성 하이브리드 추력기에서 폭발성 시동, 연소 불안정, 연소 후 고체 연료의 변형, 낮은 연소 효율 등의 고질적인 문제들이 발견되었다. 이에 따라 NASA는 MSR 임무용 착륙선의 목표 발사 기한 내에 하이브리드 추진 기술이 요구 기술준비수준(technical readiness level, TRL)에 도달할 수 없을 것으로 판단하였으며, 잠재적으로 2단 고체 추진기관을 사용하기로 결정했다[8].
이처럼 질산, 사산화이질소 기반 산화제를 활용하는 미국 연구팀들과는 달리 저독성 산화제를 활용하는 연구도 수행되고 있다. 인도, 이스라엘 대학교들을 중심으로 과산화수소 접촉점화성 하이브리드 추력기의 간이 연소 평가가 수행되었다. Technion의 Lefkowitz, Natan 교수팀에서는 2010년부터 고농도 과산화수소(>90 wt%)와 고농도의 NaBH4(~25 wt%)를 포함하는 왁스, 폴리에틸렌 기반의 접촉점화성 고체 연료의 액적 및 상압 스프레이 점화 특성을 평가하고 연소 특성을 초고속 카메라로 분석하는 시험을 수행해오고 있다[9,10]. 하지만 추력기 형태로 압력 환경에서의 점화 가능성을 확인하지는 않았다. 2023년에는 인도공과대학의 Ramakrishna 교수팀에서 저농도 과산화수소(50 wt% 농도)를 사용한 접촉점화성 하이브리드 추력기 연소 시험을 수행하였다[11]. 압력 연소 시험을 시도하였지만 저농도 구간에서의 점화의 불안정이 발생하고 간헐적인 폭발성 시동이 발생하였다. 또한 2021년부터 텔아비브 대학교의 Gozin 교수팀은 과산화수소-HAN 혼합 산화제를 활용하여 –40°C에서도 점화가 가능한 접촉점화성 금속-유기골격체(metal-organic framework, MOF)를 개발하고 소형 추력기 형태로 점화 시험을 수행하였다[12]. [FeIICH2N(CH3)3]3 [FeIII(BTA)3] 연료는 과산화수소와 3 ms의 점화 지연을 보였다. 이 연료를 압착하여 고체 연료를 제작 및 시험하였으며 2 mL/s의 98% 과산화수소 유량 조건에서 반복적인 점화 가능성을 확인하였다. Table 2는 국외 접촉점화성 고체 연료에 대해 추력기 규모에서 검증한 사례와 시험 결과들을 간단히 정리한 것이다.
Table 2
2.1.2 국내 개발 동향
국내에서는 한국과학기술원(KAIST)에서 2016년에 이 등이 NaBH4/PW 혼합 연료를 과산화수소 하이브리드 추력기를 위한 비촉매성 점화기로 활용하여 예비 연소 시험을 한 것을 계기로 활발하게 연구가 수행되어오고 있다[13,14,15]. 현재까지 KAIST의 정, 랑 등이 개발한 접촉점화성 하이브리드 추력기는 70, 95% 농도의 과산화수소를 산화제로 사용한다[16,17,18,19]. Table 3은 현재까지 국내에서 개발되거나 검증된 하이브리드 로켓 연료 조합과 구분 명칭을 나타낸다. 점화기 형태로 검증된 사례들에 대해서는 제외하였다.
Table 3의 접촉점화성 하이브리드 조합의 연소 시험을 통한 결과 데이터를 Table 4와 같이 정리하였다. 고체 연료 후퇴율은 연소 시간 동안의 소모된 평균 연료 질량을 활용하여 계산하였으며 계산식은 Eq. 1과 같다. 여기서 Di는 연소 전 포트 직경, tb는 연소 시간, ρf는 연료 밀도, mf는 연료 질량유량, L은 연료 길이이다.
모든 추진제 조합에서 연소실 압력 10-20 bar 구간에서 90% 이상의 연소 효율을 나타내었으며 95PWMOF를 제외한 모든 시험에서 재점화 가능성이 확인되었다. 특히 맹독성 접촉점화성 하이브리드 추력기에서 발생했던 연소 불안정성 등의 문제는 발견되지 않았다. 특성속도 효율을 바탕으로 역산된 예상 진공 추력은 소형 추력기 시험에서 54-69 N, 중형 추력기 시험에서 120-145 N으로 계산되었다. 해당 시험들은 접촉점화성 연료 검증 목적으로 수행되어 실제 우주 추진에 활용되는 추력기 연소실 압력 및 추력 범위를 벗어난다(저추력 구간: 1-22 N, 고추력 구간: 445-5000 N, 연소실 압력 구간:<10 bar). 결론적으로 향후 활용 목적에 부합하는 추력 및 연소실 압력 구간을 식별하여 추가적인 시험이 수행되어야 할 것이다.
Table 3
Table 4
| 95 HTPB* | 95 PW | 95 PWMOF | 70 PE | |
| O/F | 3.38 | 2.39 | 1.23 | 5.50 |
|
Expected vacuum thrust**(N) (Ae/At=300) | 145 | 120 | 69 | 54 |
| Chamber pressure(bar) | 20.7 | 16.5 | 18.2 | 14.5 |
| Fuel regression rate(mm/s) | 2.54 | 4.27 | 4.30 | 2.50 |
| C* efficiency(%) | 93.6 | 94.4 | 98.8 | 90.0 |
2.1.3 개발 동향 평가
이처럼 미국의 대학들은 독성 산화제를 활용한 추진제 검증 연구를 수행해오고 있으며 이외 지역의 대학들은 저독성 산화제를 활용한 연구를 하고 있다. 맹독성 산화제 기반의 접촉점화성 하이브리드 추력기는 연소 불안정과 연소 효율 및 반복성을 확보할 수 있는 추력기 설계와 연료 공정 수립이 필요해 보인다. 이와 반대로, 저독성 접촉점화성 하이브리드 추력기는 높은 연소 효율과 반복성을 가지고 있어 활용 가능성이 높다. 하지만, 과산화수소 자체의 까다로운 저장성 조건과 MON 계열 산화제 대비 높은 어는점을 가지고 있어 순수 고농도 과산화수소를 우주 추진 시스템에 직접 활용하기는 어렵다.
다음으로 Fig. 2는 지금까지 검증되어 온 접촉점화성 하이브리드 로켓 연료 조합들의 비추력을 비교하기 위해 NASA CEA(chemical equilibrium with applications) 코드를 활용하여 계산한 이론 비추력을 도시한 것이다[20]. 하이브리드 로켓 연료 조합 중에서는 MON-25, 과산화수소, WFNA 산화제 순으로 성능이 높았다. 특히 과산화수소 기반 접촉점화성 하이브리드 추력기의 이론 비추력 성능은 주로 사용되는 MMH/NTO 조합에 비해 98% 수준이다. 과산화수소/케로신 이원추진제 조합과 유사한 수준이며, 맹독성 기반 하이브리드 추력기와 유사하거나 더 높은 수준이다.
한편, 저온 저장성 측면에서 재래식 산화제 중 NTO는 어는점이 -11°C, MON-25의 경우 -45°C로 95% 과산화수소의 -5°C에 비해 심우주 환경에서 활용하기 더 적합하다. 하지만 과산화수소에 LiNO3, NH4NO3, HAN(hydroxylammonium nitrate) 첨가제를 넣을 경우 최저 –40°C(37% HAN in 98% H2O2)까지 어는점을 낮추고 접촉 점화 성능을 유지하거나 개선할 수 있다는 연구 결과도 보고된 바 있어 과산화수소 산화제의 잠재성이 높다 할 수 있다[12,21]. 하지만 심우주 탐사에 활용 가능성을 검토하기 위해서는 앞서 언급한 과산화수소-산화성 첨가제 혼합 산화제에 대한 화학적 특성, 장기 저장성, 접촉점화성 등에 관한 추가적인 연구가 뒷받침되어야 한다.
2.2 접촉점화성 하이브리드 추력기의 활용 방안
2.2.1 화성 상승기동 로켓
접촉점화성 하이브리드 추력기는 연료의 우수한 저온 저장성을 바탕으로 타 추진 시스템 대비 화성, 달, 소행성과 같은 혹독한 주변 환경에서의 전력 효율적 운용이 가능할 것으로 기대된다. Table 5는 NASA JPL에서 작성한 화성 상승기동 하이브리드 로켓의 요구사항을 정리한 것이다[8]. 진공 추력 8 kN, 총 연소 시간 2분이 요구되며, 가능할 경우 접촉점화 방식을 활용하고자 하였다. 추가적으로, Fig. 3과 같이 제안된 MAV의 다중 점화시스템을 제안하며 구체적인 점화 방법을 설명하였다. 다중 점화시스템은 두 개의 연료 층을 가지는 연료로 구성되어 내부는 접촉점화성 고체 연료(hypergolic solid fuel, HSF), 외부는 이를 보호하는 비접촉점화성 고체 연료(non-hypergolic solid fuel, nHSF)로 구성된다. 첫 번째 점화는 신뢰성이 높은 외부 점화기 등을 활용하고 두 번째 이후 점화부터는 드러나게 되는 내부 접촉점화성 고체 연료 층에 접촉점화성 산화제를 직접 분사하여 점화하도록 설계되었다. 이러한 연료 구성만으로도 신뢰성 있는 점화와 접촉점화성 고체 연료의 저장성을 크게 확보할 수 있다.
Table 5
Requirements for MAV hybrid rocket system[8].
Fig. 3의 개념에서 착안하여 KAIST에서는 과산화수소 산화제를 위한 복합 구조 접촉점화성 고체 연료(composite hypergolic solid fuel, cHSF)를 제안 및 실험적으로 검증하였다(Fig. 4)[22]. Fig. 3과 다른 점은 외부 점화기가 아닌 첫 점화 또한 AB/Pd-AC/PW 조합의 접촉점화성 점화기에 의해 이루어진다는 점이다. 추진제 조합은 Table 3의 95HTPB를 활용하였다. 점화기가 소모된 후에는 순수 HTPB로 구성된 nHSF 층이 연소에 참여하게 된다. 이후 재점화는 노출된 HSF 층과 과산화수소 사이의 접촉점화를 통해 이루어진다. cHSF 시스템의 활용 가능성을 검증하기 위하여 랩 스케일의 연료를 실 제작하여 연소 시험을 수행했다. 특히 Table 5의 MAV 추진 시스템 요구사항 중 긴 항해 구간과 재점화 가능성을 검증하기 위하여 세 번의 실험에 걸쳐 최대 10초의 기체 질소에 의한 강제 냉각과 10초 동안의 밸브 중단 구간을 설정하였다(Fig. 5). 연소 시험 동안 공급 시스템 및 연소실에서 압력을 측정하였고 로드셀을 통해 추력이 측정되었다. 시험 결과 최대 20초의 항해 구간을 포함한 연소 시험에서 재점화 가능성과 97% 이상의 연소 효율을 통해 해당 추진 시스템의 활용 가능성이 확인되었다. 추후 MAV 추진 시스템에서 요구하는 추력 및 총 추력 임펄스를 만족하는 시스템을 시험하고 추진제의 저온 저장성에 대한 검증이 수행된다면 화성 환경을 위한 접촉점화성 하이브리드 로켓 기술의 TRL을 크게 올릴 수 있을 것이다.
2.2.2 하이브리드 천이 및 자세 제어 시스템(Hybrid Divert and Attitude Control System, HDACS)
DACS는 유도 미사일, 위성, 우주 탐사선 등의 자세 및 위치를 제어하기 위해 사용되는 신속 추진 시스템이다. DACS는 추진제 상에 따라 SDACS(solid DACS), LDACS(liquid DACS)로 구분할 수 있는데, 각각 고체 추진제, 접촉점화성 이원 액체 추진제를 활용한다. SDACS는 추력기의 on/off 제어를 위하여 고내열성 핀틀을 연소실 내에서 작동시켜야 하기 때문에 기술 난이도가 높고 점화 상태를 유지하기 위한 불필요한 추진제 소모가 발생한다는 단점이 있다. LDACS는 보통 맹독성 추진제인 MMH/NTO를 활용하고 있어 우주 추진 기술 후발 국가들의 경우 인프라 구축, 기술 개발 및 운용에 비용이 크게 요구된다. 본 논문에서 제안하고자 하는 HDACS는 하이브리드 로켓 추진제를 활용하기 때문에 독성이 낮고 고체 연료의 존재로 인해 액체 연료 공급 시스템과 탱크가 불필요하다. 즉, SDACS와 LDACS의 장점을 모두 가지면서도 각각의 단점을 모두 해결할 수 있다. 더 나아가, HDACS는 LDACS와 달리 유지, 관리가 필요한 액체 추진제가 반으로 줄어들기 때문에 사용 환경 및 운용 측면에서도 큰 이점을 가지고 있다.
HDACS의 활용이 가장 기대되는 다중 요격체(multiple kill vehicle)로의 활용을 가정하여 기초 설계를 통해 활용 가능성을 검토해보았다. Table 6은 예비 시스템 설계 조건과 결과를 나타내며 Fig. 6는 예비 설계를 나타낸다. 445 N 추력의 DCS 추력기 4개, 22 N 추력의 ACS 추력기 6개를 사용하고, 95HTPB 추진제 조합을 사용할 경우 20초 동안 모든 추력기를 최대로 작동시킨다고 하더라도 과산화수소 12.8 kg, 고체 연료 2 kg이 요구된다. 또한 Fig. 6과 같이 직경 330 mm, 길이 1850 mm 부피 내에 필요한 추진 시스템 유닛들을 충분히 구성할 수 있어 충분히 실현 가능할 것으로 보인다. 하지만 현재까지의 접촉점화성 하이브리드 추력기의 응답성은 실험실 수준인 100-200 ms 수준으로 우주 추진 시스템으로 활용하기에 상대적으로 길다. 이러한 한계는 요격체의 제어 난이도를 증가시킬 수 있으므로 추후 접촉점화성 하이브리드 추력기의 응답 성능을 높일 수 있는 연구가 필요하다.
Table 6
Summary of preliminary system design of HDACS.
| System design requirements | ||
| Propellant combination | 95HTPB | |
| O/F | 6.5 | |
| Chamber pressure | 20 bar | |
| Specific impulse* | 304 sec. | |
| Thrust |
DCS: 445 N×4 ea ACS: 22 N×6 ea | |
| System design results** | ||
| Propellant mass(kg) | 95%HTP | Solid fuel |
| DCS×1 ea | 3.00 | 0.46 |
| ACS×1 ea | 0.15 | 0.023 |
| Total (4 ea+6 ea) | 12.82 | 1.97 |
2.2.3 달 착륙선
2020년 NASA에서는 하이브리드 로켓이 TRL 5+ 수준에 도달하였으며 추후 미래 달 착륙 임무들에 활용하기 위해 여러 제안을 했다고 언급했다[8]. 이처럼 Fig. 7과 같이 하이브리드 로켓을 달 탐사 임무를 위한 착륙 및 리턴 로켓의 추진 시스템으로의 활용 가능성에 관한 제안 연구가 이어지고 있다[23]. 해당 이착륙선 설계 결과에서 추력 제어가 가능한 750 N 하이브리드 추력기가 6개, 귀환 로켓의 경우 4 kN 추력기 4개가 요구된다. 특히 2.2.1항의 복합 구조 연료를 사용한 접촉점화성 하이브리드 로켓을 활용할 경우 유연한 추력 제어와 재점화 가능성을 바탕으로 달 이착륙 임무의 성공 가능성을 높일 수 있을 것으로 판단된다.
3. 결 론
본 논문에서는 접촉점화성 하이브리드 추력기의 국내외 개발 동향과 우주 탐사 및 국방 분야 활용 방안을 소개하였다. 맹독성 산화제 기반의 접촉점화성 하이브리드 추력기는 미국 대학들을 중심으로 연구되었으며, 낮은 연소 효율, 연소 불안정, 일정하지 않은 압력 등의 문제가 확인되었다. 한편 이스라엘, 인도, 대한민국의 대학들을 중심으로 과산화수소 산화제를 활용한 연구들이 수행되어왔다. 이 경우 과산화수소 산화제와 일부 연료 후보들에 대해서 90% 이상의 연소 효율과 안정적인 압력 형성, 반복성, 낮은 불안정성 등이 확인되었다.
다음으로, 본문에서 언급된 접촉점화성 하이브리드 추력기의 장점들을 활용할 수 있는 심우주 탐사, 행성 상승기동 로켓, 그리고 DACS 시스템 등으로 활용 가능성을 사례나 예비 시스템 설계를 통해 검토하였다. 현재까지의 하이브리드 추력기의 우주 추진 분야 활용 빈도는 매우 적은 추세이나 본 추진 기술이 앞으로 우리나라만의 차별화된 우주 탐사 임무 기획 과정에서 적시에 고려될 수 있도록 접촉점화 방식의 하이브리드 추진 기술을 지속해서 발전시킬 필요성이 있다.
