가압식 사이클
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1. 개요
가압식 사이클은 고압 기체를 사용하여 추진제를 연소기에 공급하고, 노즐을 통해 배출하여 추력을 얻는 로켓 엔진의 한 종류이다. 이 방식은 구조가 간단하여 신뢰성이 높지만, 추력 증가에 한계가 있고 추진제 탱크의 무게가 증가하는 단점이 있어 저추력의 자세 제어용이나 궤도 기동용, 또는 발사체의 상단 엔진에 주로 사용된다. 가압 가스의 고압화, 단열 팽창에 의한 냉각, 탱크의 내압성 제한 등이 단점으로 지적되며, 대한민국은 KSR-III 로켓 개발에 참여했다.
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- 사이클별 로켓 엔진 - 팽창식 사이클
팽창식 사이클은 로켓 엔진의 한 종류로, 작동 유체의 팽창 에너지를 이용하여 터보 펌프를 구동하며, 특히 저온 연료를 가스화하여 터빈을 돌리는 방식이고, 완전 팽창식과 팽창식 블리드 사이클로 구분되며, 높은 연소실 압력과 진공 성능, 연료 오염 내성, 추력 제한을 통한 안전성 확보가 가능하다. - 사이클별 로켓 엔진 - 가스발생기 사이클
가스발생기 사이클은 로켓 엔진 작동 방식 중 하나로, 연료와 산화제의 일부를 가스 발생기에서 연소시켜 터보펌프를 구동하며, 구조가 간단하고 개발 비용이 적게 드는 장점이 있지만 비추력이 낮다는 단점이 있다. - 로켓 엔진 - 터보펌프
터보펌프는 로켓 엔진에서 연료와 산화제를 연소실로 고압 공급하는 펌프로, 작동 방식에 따라 원심식과 축류식으로 나뉘며 효율적인 설계가 중요하다. - 로켓 엔진 - 추력기
추력기는 추진력을 발생시켜 물체를 움직이는 장치로, 우주선의 자세 제어 및 궤도 조정에 사용되는 로켓 엔진 형태의 스러스터와 선박 추진에 사용되는 다양한 형태의 스러스터를 포함하며, 우주선용은 장기간 안정적인 작동이 중요하고 선박용은 기동성 향상에 기여하며, 별을 이동시키는 가상적인 메가스케일 추진 장치도 존재한다. - 로켓 추진 - 비추력
비추력은 추진 시스템의 효율을 나타내는 척도로, 단위 질량 또는 무게의 추진제가 생성하는 충격량을 초 단위로 측정하며, 추진제 종류, 엔진 설계, 작동 환경에 따라 달라지고 연료 효율과 관련이 깊다. - 로켓 추진 - 부스터
부스터는 발사체의 초기 가속을 돕는 장치로, 고체 또는 액체 연료를 사용하며, 재사용 기술 개발을 통해 우주 발사 비용 절감 및 미사일 초기 가속에 기여한다.
| 가압식 사이클 | |
|---|---|
| 가압식 사이클 | |
 | |
| 개요 | |
| 종류 | 로켓 엔진 연료 공급 방식 |
| 작동 방식 | 추진제 탱크를 고압 가스로 가압하여 추진제를 연소실로 공급 가압 가스는 일반적으로 헬륨 또는 질소 사용 |
| 특징 | |
| 장점 | 구조가 간단하고 신뢰성이 높음 터보펌프가 필요 없어 엔진 무게 감소 |
| 단점 | 탱크 압력이 높아야 하므로 탱크 무게 증가 고압 가스 시스템 필요 대형 엔진에는 비효율적 |
| 활용 | |
| 용도 | 소형 로켓 자세 제어 로켓 달 착륙선 강하 엔진 팰컨 1 첫 번째 단 엔진 |
2. 원리
가압식 사이클은 구조가 매우 간단하여 저렴하고 신뢰성이 높다. 그러나 연소실 압력이 가압 기체 압력보다 작아야 하므로 추력을 늘리는 데 한계가 있고, 추진제 탱크가 고압을 견디려면 지나치게 무거워져 성능에 악영향을 미친다. 따라서 저추력의 자세 제어용이나 궤도 기동용으로 주로 사용되고, 발사체의 상단 엔진에 사용되기도 한다. OTRAG나 아쿠아리우스 로켓과 같이 저렴한 우주발사체의 하단 엔진으로 사용하려는 시도가 있었으나, 실용화된 가압식 1단 로켓 엔진은 없다.[4]
가압식 사이클에서는 추진체를 공급하기 위해 고압의 기체를 사용한다. 고압의 기체가 추진체 탱크로 들어가 압력을 가해 밀어내고, 이 추진체가 연소기로 흘러가 연소되어 노즐로 빠져나오면서 추진력을 생성하게 된다. 이때 이러한 기체로는 일반적으로 헬륨을 사용한다. 연소실 내에서는 연소가스로 인해 압력이 매우 높기 때문에 추진체가 계속해서 연소기에 공급되려면 추진체의 압력이 연소기 내부 압력보다 커야 하고, 이 압력을 가압 기체가 제공해준다.
때로는 연소가 진행됨에 따라 가압 기체가 단열 팽창으로 인해 온도가 매우 낮아지는 현상이 일어난다. 헬륨의 경우에는 온도가 낮아져도 액화하는 일은 일어나지 않지만, 추진체를 얼어붙게 하거나 압력을 감소시키고 구성 부품을 손상시키는 등의 피해를 가할 수 있다. 따라서 몇몇 경우에는 그림과 같이 열교환기를 설치해 헬륨을 미리 예열시켜 사용하는 경우가 있다.
이 방식의 장점은 터보 펌프와 같은 복잡한 시스템이 필요 없고, 신뢰성이 높다는 것이다. 과산화물 추진제를 사용하면 점화는 추진제 공급 밸브의 개폐만으로 충분하며, 재점화도 용이하다.[4] 유인 우주선, 인공위성, 행성 탐사선의 추진 및 궤도 제어 시스템에 많이 사용된다.
가압 가스의 고압화가 어렵다는 점은 단점이자 과제이다. 역류를 억제하기 위해 연소실의 연소 압력보다 가압 가스와 추진제의 공급 압력이 더 높게 설계된다. 그러나 가압 가스 및 추진제 탱크의 무게를 줄이기 위해 탱크의 내압성도 제한된다. 또한 연소 압력이 낮으면 엔진의 효율도 떨어지고, 탑재량도 줄어든다. 따라서 가압식 사이클은 다단 로켓의 상단(후단)에 사용되는 경우가 많다. 로켓의 1단에는 다른 고체 연료 로켓 또는 펌프 공급식 액체 연료 로켓 엔진이 사용되지만, 상단에서는 고팽창비 노즐의 사용이 바람직하기 때문이다.
또한, 본 시스템에 의한 장시간 엔진 연소 시에는 가압 가스의 단열 팽창에 의한 과도한 냉각에 주의해야 한다. 추진제의 동결, 공급 압력의 저하, 배관 및 부재에 악영향을 미칠 수 있다.
3. 특징
3. 1. 장점
터보 펌프와 같은 복잡한 시스템이 필요 없고, 구조가 매우 간단하여 신뢰성이 높다.[4] 과산화물 추진제를 사용하면 추진제 공급 밸브 개폐만으로 점화가 충분하며, 재점화도 용이하다.[4] 이러한 장점 때문에 유인 우주선, 인공위성, 행성 탐사선의 추진 및 궤도 제어 시스템에 많이 사용된다.
3. 2. 단점
가압식 사이클은 연소실 압력이 가압 기체 압력보다 작아야 하므로 추력을 높이는 데 한계가 있다. 또한 추진제 탱크가 고압을 견디도록 설계하면 지나치게 무거워져 성능이 저하된다. 이러한 이유로 저추력이 필요한 자세 제어용이나 궤도 기동용으로 주로 사용되며, 일부 발사체의 상단 엔진에 사용되기도 한다. 저렴한 우주발사체의 하단 엔진으로 사용하려는 시도가 있었으나, 실용화된 가압식 1단 로켓 엔진은 아직 없다.[4]
가압 가스를 고압으로 만들기 어렵다는 점도 단점이다. 역류를 막으려면 연소실 연소 압력보다 가압 가스와 추진제 공급 압력이 높아야 한다. 그러나 가압 가스 및 추진제 탱크의 무게를 줄이기 위해 탱크 내압성은 제한된다. 연소 압력이 낮으면 엔진 효율과 탑재량이 감소한다. 따라서 가압식 사이클은 다단 로켓의 상단에 주로 사용된다.
장시간 엔진 연소 시 가압 가스의 단열 팽창으로 인한 과도한 냉각에 주의해야 한다. 이는 추진제 동결, 공급 압력 저하, 배관 및 부재에 악영향을 미칠 수 있다.
4. 고압 가스 탱크를 사용하지 않는 가압식 사이클
일반적으로는 가압을 위해 헬륨 등을 채운 고압 가스 탱크를 준비하지만, 연료를 열교환기로 끓여 기화시켜 사용하는 방식(자기 가압)이나, 페트병 로켓처럼 연료와 함께 탱크에 채운 가스의 압력을 이용하는 방식(OTRAG 로켓)도 고안되어 일부 실용화되었다.[1]
5. 피스톤리스 펌프
피스톤리스 펌프는 터보 펌프를 사용하지 않고 가압 가스로 밀어내는 방식이다. 가압되는 부분은 펌프를 구성하는 탱크뿐이며, 연료 탱크 전체를 가압하는 압송식 사이클보다 더 가볍다.
6. 가압식 로켓
가압식 로켓은 터보 펌프와 같은 복잡한 시스템 없이, 가압 가스를 이용하여 추진제를 연소실로 밀어넣는 방식이다. 이 방식은 구조가 간단하고 신뢰성이 높으며, 과산화물 추진제를 사용하면 밸브 개폐만으로 점화 및 재점화가 가능하다는 장점이 있다.[4] 이러한 특징 덕분에 유인 우주선, 인공위성, 행성 탐사선의 추진 및 궤도 제어 시스템에 많이 사용된다.
하지만 가압 가스의 고압화가 어렵다는 단점도 존재한다. 역류를 막기 위해 연소실 압력보다 높은 압력으로 가압 가스와 추진제를 공급해야 하지만, 탱크 무게를 줄이기 위해 내압성을 무한정 높일 수는 없기 때문이다. 또한 연소 압력이 낮으면 엔진 효율과 탑재량이 감소하는 문제도 발생한다. 이러한 이유로 가압식 사이클은 주로 다단 로켓의 상단에 사용되며, 1단에는 고체 연료 로켓이나 펌프 공급식 액체 연료 로켓 엔진이 사용된다.
가압식 엔진을 장시간 사용할 경우에는 가압 가스의 단열 팽창으로 인한 냉각에 주의해야 한다. 추진제가 얼거나 공급 압력이 낮아져 배관 등에 문제가 생길 수 있기 때문이다.
1960년대에 구상된 빅 댐 부스터용 씨 드래곤에도 가압식 사이클 엔진이 탑재될 예정이었다.
6. 1. 대한민국
- KSR-III
- 시드래곤 로켓 - 1962년 미국 에어로젯에서 개발을 추진했으며, 위성 550톤, 1단 추력 36000톤을 목표로 했다.
- 아쿠아리우스 로켓 - 2006년 취소된 로켓이다. 미국 에어로젯에서 개발했으며 무게 130톤, 위성 1톤, 1단 추력 180톤, 발사비 백만 달러를 목표로 했다.
- OTRAG
6. 2. 해외
- KSR-III
- 시드래곤 로켓 - 1962년, 미국 에어로젯에서 개발. 위성 550톤, 1단 추력 36000톤.
- 아쿠아리우스 로켓 - 2006년 취소, 미국 에어로젯에서 개발. 무게 130톤, 위성 1톤, 1단 추력 180톤, 발사비 백만 달러.
- OTRAG
- 팰컨 1의 상단 엔진 케스트렐
- 우주왕복선의 OMS/RCS, 기타 자세 제어 엔진
- 아폴로 달 착륙선의 달 착륙선용 하강 엔진, 달 착륙선용 상승 엔진
- AJ-10
: 신뢰성이 높고 재점화 기능을 갖추고 있어 델타 로켓의 상단, 우주왕복선의 궤도 변경용 엔진 및 아폴로 우주선의 기계선 등에 사용되었으며, 현재도 파생 기종이 사용된다.
- LE-3
: N-I 로켓의 2단에 사용되었다.
- RD-0237
: UR-100N 미사일의 상단에 사용되었다.
- 드라코
: 드래곤 및 팰컨 9에 사용된다.
- 비어 에어로스페이스 BA-810
: 아폴로 계획 이후 최대, 가스 가압식으로는 2023년 현재에도 최대의 로켓 엔진. 추력 3600kN(367tf), 추진제는 등유/고농도 과산화수소, 비추력 282초.[5] BA-2 로켓의 2단에 사용될 예정이었으나 회사가 해산되어 중단되었다. 연소 시험은 성공적으로 이루어졌다.[6]
참조
[1]
서적
LEO on the Cheap
http://www.quarkweb.[...]
Air University Press
1994-10
[2]
웹사이트
LM Descent Propulsion Development Diary
http://www.astronaut[...]
Encyclopedia Astronautica
2012-06-05
[3]
뉴스
Falcon 1 Users Guide
http://www.spacex.co[...]
SpaceX
2012-06-05
[4]
문서
ハイパーゴリック推進剤ではない場合は点火装置を必要とする。推進剤供給弁は電気またはより小型の電磁弁で制御されるガス圧によって開閉される。
[5]
웹사이트
BA-810
http://www.astronaut[...]
2024-01-27
[6]
웹사이트
Beal Aerospace Fires Largest Liquid Rocket Engine in 30 Years
https://spaceref.com[...]
2024-01-27
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