Nomenclature

a : regression rate coefficient

CPF : cylindrical port fuel

D : helix coil diameter

d : helix tube diameter

HPF : helical port fuel

n : regression rate exponent

O/Fratio : oxidizer­to­fuel mass flow ratio

P : helix pitch length

1. 서 론

덕티드 로켓(ducted rocket)은 1차 연소실인 가스발생기에서 연료 과농 가스를 생성하고 이를 2차 연소실에서 외부 공기와 혼합 및 연소하여 추력을 발생시키는 공기흡입식 추진기관이다[1,2,3].

현재 실용화된 대부분의 덕티드 로켓은 연료와 산화제가 고체상으로 예혼합(premixed)된 고체추진제 기반의 예혼합 가스발생기를 사용하고 있다[2]. 고체추진제는 구조적 단순성과 우수한 저장성을 갖는 장점이 있으나, 연소속도(burning rate)가 연소실 압력에 의해 결정되는 특징을 갖는다. 이에 예혼합 가스발생기는 연료 과농 가스 발생량을 조절하기 위해 연소실 압력 변화가 필수적이므로, 광범위한 압력 운용 범위에서의 연소 안정성이 요구된다. 따라서 예혼합 가스발생기 연소실은 고온·고압의 연소 환경을 견디기 위한 구조물 중량 증가가 불가피하다. 이러한 한계를 극복하기 위한 대안으로 Fig. 1과 같이 하이브리드 로켓 추진시스템 기반 비예혼합(non-premixed) 가스발생기의 다양한 연구들이 수행되었다[4,5,6,7]. 덕티드 로켓용 비예혼합 가스발생기의 O/F ratio는 일반적으로 0.3-0.8 범위에서 운용되며, 산화제 공급 제어를 통해 O/F ratio와 가스 발생량을 조절할 수 있다. 또한 고체 연료의 후퇴율(regression rate)이 산화제 질량유속에 의해 지배되므로 고온·고압 작동 조건에 대해서도 내압 설계 유연성을 확보할 수 있으며, 압력 조절을 위해 노즐 목 면적을 변경할 필요가 없으므로, 추가적인 기계식 가변 노즐이 불필요하다.

Fig. 1.

Schematic of hybrid gas generator for ducted rocket[5].

하이브리드 로켓에서는 고체 연료 후퇴율에 의해 연료 유량이 결정되므로, 비예혼합 가스발생기가 낮은 O/F ratio를 달성하기 위해서는 고체 연료의 후퇴율을 높일 필요가 있다. Ryu 등[6]과 Han 등[7]은 파라핀 단일 포트(single port) 고체 연료가 HDPE 기반 폴리머계 다공 포트(multi port) 고체 연료에 비해 높은 후퇴율을 보였으며, 0.76-1.12의 O/F ratio 범위를 만족함을 확인하였다. Komornik 등[4,5]은 파라핀 고체 연료를 적용해 비예혼합 가스발생기의 시험 및 해석을 수행하였으며, 고체 연료 길이가 증가함에 따라 O/F ratio가 낮아지는 경향을 보임을 확인하였다. 이와 같이, 선행연구에서는 파라핀 고체 연료를 통해 낮은 O/F ratio 달성 가능성을 제시하였으나, 실험 조건에 따라 충분히 낮은 O/F ratio를 달성하는 데에는 제약이 있거나, 연료 그레인 길이가 상대적으로 크게 증가하는 한계가 보고되었다. 이러한 점을 고려할 때, 동일한 고체 연료 체적과 산화제 공급 조건에서도 고체 연료 후퇴율을 효과적으로 향상시킬 수 있는 새로운 고체 연료 그레인 설계가 요구된다. Whitmore 등[8]은 나선형(helical) 포트를 적용한 ABS 고체 연료의 연소시험을 수행하여, 단일 원통형(cylindrical) 포트 고체 연료 대비 후퇴율이 약 2~4배 이상 향상됨을 보고하였다. 나선형 포트 구조는 초기 연소 표면적을 증가시킬 뿐 아니라 포트 내에서 주유동에 수직한 방향으로 와류를 형성하는 2차 유동 흐름을 유도하여 후퇴율을 효과적으로 증가시킬 수 있는 것으로 알려져 있다. 특히 파라핀계 고체 연료는 액적 비산(entrainment)을 동반하는 연소 메커니즘을 가지므로, 나선형 포트 구조 적용 시 기존 폴리머계 고체 연료와 상이한 연소 거동이 나타날 수 있다. 그러나 저자들이 조사한 범위 내에서는 파라핀계 고체 연료에 나선형 포트 구조를 적용하고, 연소 특성을 실험적으로 분석한 연구는 아직 보고되지 않았다.

이에 본 연구에서는 나선형 포트를 적용한 파라핀 고체 연료의 연소시험을 통해 후퇴율 변화 및 연소 특성 거동을 정량적으로 비교·분석하였다. 나선 구조의 핵심 매개변수 제어를 통해 나선형 포트가 고체 연료 후퇴율 거동에 미치는 영향을 확인하였으며, 나아가 연구 결과를 바탕으로 나선형 포트를 가지는 파라핀 고체 연료의 덕티드 로켓용 비예혼합 가스발생기 적용 가능성을 제시하고자 한다.

2. 나선형 포트

2.1 나선형 포트 특성

비예혼합 가스발생기에서 발생하는 연료 과농 가스의 O/F ratio를 낮추기 위해서는 고체 연료로부터의 연료 질량유량(mf˙)의 증가가 요구되며, 이에 따른 후퇴율 증대가 필수적으로 수반되어야 한다. 나선형 포트 구조는 높은 체적 효율을 가짐과 동시에 후퇴율을 크게 향상시킬 수 있는 설계 개념으로 평가된다[8]. 나선형 포트에서는 관내 유동에 원심력이 유도되어 원주 방향 속도 성분이 부가되며, 그 결과 Dean vortex로 대표되는 2차 유동이 형성된다[9,10]. 이러한 유동 구조 변화는 고체 연료 연소 특성 및 후퇴율 향상 측면에서 다음과 같은 세 가지 이점을 가져다준다[8,9]. 첫째, 외측 벽면의 속도를 증가시켜 고체 연료 표면에서의 전단 응력 및 표면 마찰 계수(Cf)를 증가시킨다. 둘째, 외측 벽면 경계층을 얇게 형성해 내부 확산화염 영역(diffusion flame zone)을 연료 표면에 더욱 근접하게 이동시켜 열전달을 향상시킨다. 마지막으로, 2차 유동에 의해 유도된 횡방향 유동은 경계층 두께를 감소시켜 blowing effect를 억제한다.

2.2 나선형 포트 설계

나선(helix)은 Fig. 2에 도식한 바와 같이 여러 기하학적 매개변수에 의해 표현될 수 있으며, 기본적으로 나선 코일의 직경(D), 나선 관의 직경(d), 나선의 피치(P)에 의해 형상이 결정된다[9]. 직선 형태의 포트와 달리, 나선형 포트는 연료 길이 방향의 중심선(centerline)이 직선이 아닌 나선 경로를 따른다. 이러한 기하학적 특성으로 인해, 나선형 포트는 동일한 고체 연료 길이(Lf)를 가지더라도 직선형 포트 대비 실제 연소 영역의 유효길이(effective length)는 증가하게 된다. 나선의 중심선 길이 즉, 연소 유효길이(Leff)는 Eq. 1과 같다.

Fig. 2.

Helix parameters[9].

여기서 D는 나선 코일의 직경, N은 감긴 횟수, P는 나선의 피치를 의미한다. Eq. 1과 같이, 나선 코일의 직경과 피치가 감소할수록 연소 유효길이(Leff)는 감소한다. 다만, 피치가 감소할수록 고정된 고체 연료 길이(Lf) 내에 나선 감김 횟수가 증가하므로 결과적으로 고체 연료 내부에는 더욱 긴 연소 유효길이가 형성된다. 또한 나선은 나선 곡선의 접선 방향 변화 정도를 나타내는 곡률 반경(radius of curvature)을 통해 중심선의 휘어짐 정도를 표현할 수 있으며, 곡률 반경의 식은 Eq. 2와 같다.

곡률 반경이 감소할수록 나선 중심선의 휘어짐 정도는 증가하며 곡선의 변화가 더욱 크게 나타나게 된다. Eq. 2와 같이 나선의 코일 직경이 증가하거나 피치가 감소할수록 곡률 반경은 감소하는 경향을 보이며 이는 나선형 포트의 형상이 보다 급격하게 굽어짐을 의미한다. 이와 같은 기하학적 특징은 동일한 고체 연료 체적 조건에서도 단위 길이당 연소 표면적을 증가시키고, 나선 형상에 의해 유도되는 2차 유동 효과의 강도를 제어하는 이점을 제공한다. 또한, 고체 연료 길이 증가에 제약이 존재하는 가스발생기 시스템에서 전체 L/D ratio를 증가시키지 않고도 가스 발생량을 만족시킬 수 있는 설계 이점을 제공할 것으로 판단된다. Eq. 1과 Eq. 2로부터 나선형 포트의 연소 유효길이와 곡률 반경은 동일한 기하학적 매개변수들에 의해 결정되며, 그중 나선의 피치는 감김 횟수, 연소 유효길이 및 곡률 특성을 동시에 모두 제어하는 핵심 매개변수임을 확인할 수 있다. 이에 본 연구에서는 피치를 단일 설계 변수로 설정하고, 피치 변화에 따른 나선형 포트의 형상 변화가 농후 연소 특성에 미치는 영향을 중점적으로 분석하였다. 고체 연료의 외경과 연소 시간을 고려하여 포트 직경(d)은 15 mm, 나선 코일의 직경(D)은 20 mm로 설정하였다.

나선형 포트를 고체 연료 전 구간에 적용할 경우, 산화제가 포트 입구에서 충분한 직선 유동을 형성하기 전에 유동 방향이 급격하게 전환되어 입구 부근에 정체 영역이 형성될 수 있다. 이로 인해 산화제가 포트 내부로 균일하게 공급되지 못하고 고체 연료 전단부에서 국부적인 과도 연소가 발생할 가능성이 있다. 이를 방지하고, 보다 균일한 산화제 유동 유입을 확보하기 위해 나선형 포트를 Fig. 3과 같이 흡입부, 천이부, 나선부, 배출부 네 구간으로 분할하여 설계하였다. 흡입부는 고체 연료 전단부에서 균일한 산화제 유속 분포를 형성하기 위한 직선 구간으로, 전체 연료 길이의 5%를 할당하여 설계하였다. 천이부는 직선 유로와 나선형 유로 간의 전환이 이루어지는 구간으로, 유동의 급격한 방향 전환으로 인한 유동 박리 및 정체 영역 발생을 최소화하기 위해 입·출구에 각각 전체 연료 길이의 15%씩 할당하여 설계하였다. 나선부는 설정된 피치에 따라 나선형 유로가 형성되어 산화제 유동에 선회 성분을 부여하고, 이에 따른 관내 유동 구조 변화를 유도해 연소 특성의 변화를 유도한다. 마지막으로, 배출부는 연소 가스의 원활한 배출을 유도하며, 전체 연료 길이의 5%로 할당하여 설계하였다. 본 연구에서는 나선부의 피치를 80 mm, 100 mm, 120 mm로 단계적으로 변화시켜 연소시험을 수행하였다. 각 고체 연료의 나선형 포트 설계 변수, 연소 유효길이(Leff) 및 초기 연소 표면적(Ab)은 Table 1에 나타냈으며, 단일 원통형 포트 연료(CPF)와 나선형 포트 연료(HPF)의 각 고체 연료의 형상은 Fig. 4에 도식하였다.

Fig. 3.

Sectional configuration of solid fuel port.

Fig. 4.

Geometric configurations of fuel types.

3. 연소시험 구성

3.1 연소시험 설비 및 실험 조건

Fig. 5는 Lab-scale 하이브리드 로켓 연소시험 설비의 개략도를 나타낸다. 연소시험 설비는 크게 연소기, 산화제 공급 시스템 및 점화 장치, 데이터 수집장치(DAQ)로 구성되며 연소기의 구성은 Fig. 6에 도식화하였다. 연소기는 인젝터, 전방연소실, 점화장치, 고체 연료, 후방연소실, 노즐로 구성된다. 인젝터는 샤워헤드(showerhead) 타입 인젝터를 사용하였으며, 각 홀의 직경은 2 mm로 설정하였다. 전방연소실과 후방연소실은 연소 특성 파악을 위해 VALCOM 社의 압력 센서를 각각 장착하였다. 노즐은 열전도가 우수한 구리 합금 소재로 제작하였으며, 열변형을 방지하기 위해 펌프를 사용한 수냉각(water cooling)을 실시하였다. 산화제는 고압으로 충전된 기체산소를 사용하였고, 압력 조절기와 sonic orifice를 사용하여 유량을 조절하고 FLOWMETRICS 社의 TFM(Turbine Flow Meter)으로 측정하였다. 고압 기체질소를 사용하여 공급시스템의 purge를 수행하였으며, 기체산소와 기체질소는 공압 밸브(pneumatic valve)를 구동하여 공급을 제어하였다. 점화는 KNSB(KNO₃ + sorbitol) 추진제를 이용한 화약 점화 방식(pyrotechnic igniter)을 이용하였으며, Bosch 社의 DuraSpeed 예열 플러그로 가열하여 KNSB 추진제를 점화하였다. LabVIEW 프로그램을 사용하여 전체 시험 시퀀스를 제어하였으며, 센서 신호는 National Instrument 社의 cDAQ 모델을 통해 수집하였다. 연소시험 조건은 Table 2에 나타내었으며, 고체 연료 종류별로 산화제 질량유속을 변화시키며 연소시험을 수행하였다. 산화제는 30 bar로 공급하였으며, 연소시간은 5초로 설정하였다. 파라핀 고체 연료의 크기는 외경 60 mm, 전장 200 mm로 동일한 원기둥 형태이며 파라핀 왁스는 Sasol(Hywax) 0907을 사용하였다.

Fig. 5.

Schematic diagram of hot-firing test facility.

Fig. 6.

Schematic diagram of hybrid rocket combustor.

4. 시험 결과 및 토의

4.1 고체 연료의 후퇴율

본 연구에서는 연소 전·후 고체 연료 무게 차이를 이용하여 전·후 평균 포트 직경의 차이를 계산하고, 이를 전체 연소시간으로 나누어 시·공간 평균 후퇴율을 도출하였다. 이때, 후퇴율 계산에 요구되는 고체 연료 길이는 Leff를 사용하였다. 후퇴율은 Marxman 등[11]이 제안한 고전적인 diffusion-limited 후퇴율 모델을 따랐으며, 일반적인 하이브리드 로켓의 고체 연료 후퇴율은 Eq. 3과 같이 평균 산화제 질량유속 Go,avgn에 대한 반경험식(semi-empirical) 형태로 표현된다.

Fig. 7은 시·공간 평균화된 산화제 질량유속에 따른 단일 원통형 포트 연료(CPF)와 나선형 포트 연료(HPF)의 시·공간 평균 후퇴율을 나타낸 그래프이며, 후퇴율 상수(a)과 후퇴율 지수(n)는 비선형 curve fitting을 통해 도출하여 Table 3에 나타내었다. r˙¯는 고체 연료의 전체 평균 후퇴율을 의미하며, CPF의 전체 평균 후퇴율을 기준(ref) 후퇴율로 설정하였다.

Fig. 7.

The regression rate on time-space averaged oxidizer mass flux for each fuel port types.

연소시험 결과, 동일한 산화제 질량유속 조건에서 HPF는 CPF 대비 약 44~70% 높은 후퇴율을 나타내었으며, 나선부의 피치가 감소할수록(HPF #80 > HPF #100 > HPF #120) 후퇴율이 증가하는 경향이 확인되었다. HPF의 후퇴율 증가 원인을 분석하기 위해 각 고체 연료의 후퇴율 상수와 후퇴율 지수를 비교하였다. CPF의 후퇴율 상수와 후퇴율 지수는 각각 0.178과 0.569로 나타났다. 반면, HPF의 후퇴율 상수는 CPF 대비 증가한 값을 보였으며, 후퇴율 지수는 감소하였다. HPF의 후퇴율 지수가 감소하였음에도 후퇴율이 증가함은, 후퇴율 상수 증가가 후퇴율 증가에 주요한 영향을 미쳤음을 시사한다. Marxman의 후퇴율 모델에 따르면 고체 연료의 물성(properties)이 동일한 경우 후퇴율 상수의 증가는 고체 연료 표면으로의 열전달 증가를 의미한다[12]. 따라서 후퇴율 상수 증가는 고체 연료 표면으로의 열전달이 증가한 결과로 해석되며, 이러한 열전달 증대는 나선형 포트에 의해 유도된 유동 구조 변화에 기인한 것으로 사료된다.

나선형 포트 내부를 통과하는 산화제 유동은 나선 곡률에 의해 강한 원심력의 영향을 받으며, 이로 인해 단면 내 반경 방향 압력 구배가 형성된다. 이러한 압력 구배는 포트 외측 벽면 근방에서의 유속을 증가시킨다[10]. 외측 벽면에서의 유속 증가는 벽면에서의 전단력을 증가시켜 경계층 두께를 감소시키고, 경계층 내 화염 영역(flame zone)을 고체 연료 표면에 근접시켜 열전달을 증가시킨다[9]. 또한, 압력 구배는 주 유동에 수직한 2차 유동을 유도하며, 이는 주 유동과 횡방향 유동 간의 혼합을 촉진하고 포트 내부에서 국부적인 재순환 및 소규모 와류를 형성한다[10,13]. 이러한 재순환과 와류, 횡방향 유동은 고체 연료 표면 부근의 경계층 두께를 감소시키는 역할을 하며, blowing effect에 의한 경계층 두께 증가 현상을 억제하여 고체 연료 표면으로의 유효 대류 열전달을 증가시킨다.

앞서 제시한 유동 메커니즘을 바탕으로, 나선부의 피치가 감소할수록 후퇴율 상수 및 후퇴율이 증가하는 경향은 다음과 같이 해석될 수 있다. 피치가 감소함에 따라 나선의 곡률 반경이 감소하고, 이에 따라 나선의 형상은 더욱 급격한 곡선을 형성한다. 이는 산화제 유동에 작용하는 원심력을 더욱 증가시켜 유동 구조 변화와 2차 유동을 증폭시키는 효과를 가져온다. 또한, 피치 감소로 인해 단위 길이당 나선부의 길이가 증가함으로써 넓어진 연소 표면적이 후퇴율 증가에 기여한 것으로 사료된다. 그러나 이러한 유동 구조의 변화는 HPF의 후퇴율 지수를 감소시키는 경향을 보였다. 이는 원통형 포트와는 달리 나선형 포트 내부에서 산화제 유동의 순환이 강화됨에 따라 산화제의 체류시간이 증가하고, 산화제 질량유속 변화에 대한 후퇴율의 민감도가 감소한 것으로 사료된다.

이처럼 나선형 포트는 직선으로 흐르던 산화제 유동에 변화를 주어 고체 연료 표면으로의 열전달량을 증가시키며, 고체 연료의 후퇴율과 산화제 질량유속 민감도에 영향을 미치는 것을 확인하였다. 다만, 후퇴율 지수의 차이는 산화제 질량유속에 대한 후퇴율 민감도가 각 고체 연료에서 서로 다르게 나타남을 의미한다. 후퇴율 지수가 낮은 HPF의 경우, 산화제 질량유속이 증가하더라도 후퇴율 증가 폭이 제한적이므로 고유속 조건에서는 각 고체 연료의 후퇴율 차이가 감소할 것으로 사료된다. 그러나 본 연구에서 사용한 파라핀계 고체 연료는 폴리머계 고체 연료 대비 낮은 기계적 강도를 가지므로, 고유속 조건에서의 구조적 안정성 및 적용 가능성에 대해서는 추가적인 연구가 필요할 것으로 사료된다.

4.2 연소가스의 연료 과농 특성

Fig. 8은 시·공간 평균화된 산화제 질량유속에 따른 O/F ratio 변화를 덕티드 로켓용 가스발생기의 일반적인 작동 O/F ratio 범위(0.3-0.8)와 함께 도시한 것이며, Table 4에 각 고체 연료 종류별 O/F ratio 범위와 당량비 범위를 나타내었다. CPF의 경우 평균 산화제 질량유속 23~48 kg/m²s 구간에서 O/F ratio는 0.6~1.02 범위로 나타났다. 이는 NASA CEA를 통해 산출된 GOX-파라핀의 이론 O/F ratio 3.45를 기준으로 당량비 5.75~3.14 범위에 해당한다. CPF는 산화제 질량유속 약 35 kg/m²s 이하의 조건에서 가스발생기 작동 O/F ratio를 만족하는 것으로 나타났다. 반면 HPF의 경우 평균 산화제 질량유속 23~44 kg/m²s 구간에서 O/F ratio 0.39~0.72 범위를 나타내었으며, 당량비 범위는 8.85~4.79로 계산되었다. 이를 통해 동일 산화제 질량유속 조건에서 HPF는 CPF 대비 높은 당량비를 나타내며, 더욱 연료 과농한 가스를 생성하는 것을 확인하였다. 또한 HPF는 CPF 대비 상대적으로 넓은 유효 산화제 질량유속 범위를 만족하므로, HPF를 덕티드 로켓용 비예혼합 가스발생기에 적용할 경우 유효 작동 범위의 확장이 가능할 것으로 판단된다.

Fig. 8.

O/F ratio variation on averaged oxidizer mass flux for each fuel port types.

4.3 절단법을 통한 국부 연소 특성 파악

나선형 포트에 의해 유도된 유동 구조 변화는 고체 연료 표면으로의 열전달을 증가시켜 후퇴율을 높이고, 원통형 포트 대비 상대적으로 농후한 연료 과농 가스를 생성할 수 있음을 앞선 분석을 통해 확인하였다. 그러나 이러한 유동 구조 변화가 실제 연소 반응에 미치는 영향은 포트 내부 위치에 따라 상이하게 나타날 수 있으며, 시·공간 평균값에 기반한 데이터만으로는 이를 파악하기에 한계가 있다. 이에 절단법을 사용하여 나선형 포트가 적용된 고체 연료의 국부 연소 특성을 분석하였다. Fig. 9는 연소 후 잔여 연료를 일정한 간격으로 절단하여 연소 특성을 파악하는 방법인 절단법의 개념을 나타낸다[14]. Fig. 10은 절단법을 이용하여 30~40 kg/m²s 구간에서 각 고체 연료의 연소 후 잔여 연료의 무게를 측정하고 이를 평균화하여 도식한 결과를 나타낸다. 나선형 포트에 의해 유도된 영향을 집중적으로 분석하기 위해 측정은 나선부 구간(40~160 mm)에 한정하여 수행하였으며, 고체 연료를 5 mm 간격으로 절단하여 구간별 잔여 연료의 무게를 측정하였다. 측정 결과, HPF 전반에서 연료 후단으로 갈수록 잔여 연료가 감소하는 경향이 나타났다. 나선부가 시작되기 이전 구간인 40 mm 지점까지는 HPF의 잔여 무게가 유사하게 나타났으나, 나선부가 시작되는 40 mm 이후 구간에서는 연료 후단으로 갈수록 잔여 연료 무게가 감소하였으며, 피치가 감소할수록 이러한 감소 폭이 증가하는 것이 확인되었다. 이는 나선형 포트를 따라 흐르는 산화제가 나선부의 곡률에 의해 지속적으로 원심력을 받게 되어 레이놀즈 수가 증가하고, 고체 연료 후단으로 갈수록 2차 유동 및 와류 구조가 중첩·강화되었기 때문으로 사료된다. Fig. 11은 연료 전단으로부터 140 mm 지점에서의 각 고체 연료의 절단면을 나타낸 것이다. CPF는 원형 모양 포트 형상을 따라 모든 방향으로 비교적 균일하게 연소된 반면, HPF는 외측 벽면 구역에서 연소가 집중되는 경향을 보였다. 이는 나선 구조를 따라 유동이 진행하면서 외측 벽면 근방의 속도가 증가하고, 이에 따른 경계층 두께 감소로 국부적인 열전달이 증가한 결과로 판단된다. 또한 HPF #80은 HPF #120 대비 내측 영역에서도 추가적인 연소가 진행된 것을 확인하였는데, 이는 피치 감소에 따라 강화된 2차 유동이 내측에서 국부적인 재순환을 형성하여 열전달을 증가시켰기 때문으로 판단된다[13].

Fig. 9.

Segmented solid fuel configuration by cutting method[14].

Fig. 10.

Averaged local residual fuel at oxidizer mass flux of 30-40 kg/m²s for each fuel port types.

Fig. 11.

Fuel cross-sections view at 140 mm at oxidizer mass flux of 30~35 kg/m²s.

이러한 효과로 인해 HPF에서는 고체 연료 후단으로 갈수록 점진적으로 국부후퇴율이 증가하는 연소 특성이 나타나는 것으로 사료되며, CPF 대비 HPF의 전체 후퇴율이 증가한 요인에는 유동 구조 변화의 영향이 작용한 것으로 판단된다.

5. 결 론

본 연구에서는 덕티드 로켓용 비예혼합 가스발생기 적용을 목적으로, 하이브리드 로켓 모터를 사용하여 나선형 포트를 가지는 파라핀 고체 연료의 후퇴율과 연소 특성을 분석하였다. 연소시험 결과 나선형 포트 연료(HPF)는 단일 원통형 포트 연료(CPF) 대비 약 44~70% 높은 후퇴율을 나타내었으며, 나선의 피치가 감소할수록 후퇴율이 증가하는 경향을 보였다. 또한 HPF는 CPF 대비 후퇴율 상수가 증가하는 특성을 보였는데, 이는 나선형 포트에 의해 유도된 2차 유동 및 재순환이 고체 연료 표면 경계층을 교란하고 고체 연료 표면으로의 열전달을 증대시킨 결과로 해석된다. 또한 절단법을 통한 국부 연소 평가 결과, 나선형 포트는 고체 연료 후단으로 갈수록 국부후퇴율이 증가하는 경향을 나타내었으며, 이는 유동 구조 강화에 따른 열전달량 증가에 기인한 것으로 사료된다. HPF는 O/F ratio 0.39~0.72 및 당량비 8.85~4.79 범위의 연료 과농 가스를 안정적으로 생성하였으며, CPF 대비 넓은 유효 산화제 질량유속 범위를 가지고 있어 덕티드 로켓용 비예혼합 가스발생기로의 적용 가능성이 존재함을 확인하였다.

이처럼 나선형 포트는 동일 조건(산화제 질량유속 및 L/D ratio)에서 원통형 포트 대비 높은 후퇴율을 유도하여 연료 과농 가스 생성에 유효한 설계 기법으로 사료된다. 향후 연구에서는 HPF와 동일한 연소 유효길이 및 연소 표면적을 가지는 CPF를 대상으로 연소시험을 수행하여, 기하학적 효과와 나선형 포트에 의해 유도된 유동 구조 변화가 후퇴율 거동에 미치는 영향을 정량적으로 비교·분석하고자 한다.