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로켓 연료

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목차

1. 개요

로켓 연료는 화학 로켓, 전기 추진, 원자력 추진 등 다양한 추진 방식에 사용되는 물질을 의미한다. 화학 로켓은 연료를 연소시켜 배기가스를 추진제로 사용하며, 고체, 액체, 하이브리드 연료 로켓으로 분류된다. 전기 추진은 이온화된 기체를 전기장으로 가속하여 추력을 얻으며, 전열, 정전기, 전자기 가속 방식이 있다. 원자력 추진은 핵분열이나 핵융합 에너지를 활용하며, 핵열 로켓과 같은 방식이 있다. 이 외에도 외부 에너지원을 사용하는 열 로켓, 압축 가스, 물 로켓, 광자를 이용하는 레이저 추진 방식 등이 존재한다.

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로켓 연료
개요
멀린 1D 진공 테스트 발사
액체 산소와 RP-1을 사용하는 멀린 1D 로켓 엔진
유형추진제
용도로켓 엔진
종류
화학 추진제고체 추진제
액체 추진제
하이브리드 추진제
겔 추진제
비화학 추진제냉가스 추진제
태양열 로켓 추진제
핵열 로켓 추진제
전기 추진제
빔 추진제
액체 추진제
추진제액체 산소 (LOX)
등유 (RP-1)
액체 수소 (LH2)
메탄 (액체)
산화제액체 산소 (LOX)
과산화수소
적연 질산 (IRFNA)
고체 추진제
일반 구성 요소산화제 (과염소산암모늄, 질산암모늄)
연료 (알루미늄 분말, 합성 고무)
결합제 (HTPB)
예시APCP (과염소산암모늄 복합 추진제)
하이브리드 추진제
연료HTBP (액체)
파라핀 왁스 (고체)
산화제기체 산소
아산화 질소
과산화수소
기타 추진제
추진제 종류모노프로펠런트 (예: 히드라진)
바이프로펠런트 (예: 액체 산소/RP-1, 액체 산소/액체 수소)
트라이프로펠런트 (예: 액체 산소/메탄/수소)
성능 지표
주요 지표비추력 (Isp)
밀도 비추력
추진제 밀도

2. 화학 로켓 추진제

로켓은 질량을 고속으로 뒤쪽으로 배출하여 추력을 생성한다. 이 추력은 추진제의 질량 유량과 배기 가스의 속도(비추력)에 비례하며, 뉴턴의 운동 법칙에 따라 로켓을 앞으로 나아가게 한다. 로켓 엔진은 주변 공기를 밀어내는 것이 아니라, 연소실과 로켓 엔진 노즐 내부에서 발생하는 연소 가스의 압력에 의해 추진력을 얻는다. 따라서 공기가 없는 우주 공간에서 가장 효율적으로 작동하며, 유동 분리 문제 없이 더 긴 노즐을 사용할 수 있다.

대부분의 화학 로켓 추진제는 연료(환원제)와 산화제 사이의 산화 환원 반응, 특히 연소를 통해 에너지를 얻는다. 따라서 연료와 산화제가 모두 필요하다. 일부 단일 추진제 로켓은 과산화물과 같이 불안정한 화학 결합이 분해될 때 방출되는 에너지를 이용하기도 한다.

이원 추진제 방식의 액체 연료 로켓에서는 액체 상태의 연료와 산화제를 터보펌프 등을 이용해 연소실로 보내 혼합하고 연소시킨다. 이 과정에서 액체 추진제는 고온 고압의 가스로 변하며, 이 가스가 로켓 엔진 노즐을 통해 빠른 속도로 분출되면서 추력을 발생시킨다.

화학 로켓은 사용하는 추진제의 상태에 따라 다음과 같이 분류할 수 있다.


  • 고체 연료 로켓: 고체 상태의 연료와 산화제가 미리 혼합된 추진제를 사용한다.
  • 액체 연료 로켓: 액체 상태의 연료와 산화제를 각각의 탱크에 저장하여 사용한다.
  • 기체 연료 로켓: 기체 상태의 추진제를 사용한다. (상대적으로 덜 일반적)
  • 하이브리드 로켓: 고체 연료와 액체 또는 기체 산화제를 조합하여 사용한다.


화학 로켓에서 연료와 산화제의 조합은 로켓의 성능, 개발 기술 수준, 안전성, 비용 등 다양한 요소를 고려하여 결정된다. 예를 들어, 액체 산소와 액체 수소 조합은 일본의 H-II 로켓, 유럽의 아리안 5, 미국 우주왕복선의 주 엔진(SSME) 등 고성능이 요구되는 발사체에 사용된다.[15] 반면, 고체 연료는 M-V 로켓, 페가수스 로켓과 같은 로켓 본체나 부스터, ICBM, 각종 미사일, RPG 등 다양한 용도로 쓰인다.[16]

2. 1. 고체 연료 로켓

고체 연료 로켓은 고체 상태의 연료와 산화제를 미리 혼합하여 로켓 본체에 채워 넣은 고체 추진제를 사용하는 로켓이다.[17] 액체 연료 로켓과 달리 연료를 연소실로 이송하기 위한 펌프 등의 복잡한 기계 장치가 필요 없어 구조가 비교적 간단하다. 일반적으로 로켓 케이스, 노즐, 고체 추진제, 점화 장치 등으로 구성된다.[17][18]

고체 추진제는 크게 컴포지트 추진제와 균질 혼합물 기반 추진제로 나눌 수 있다. 컴포지트 추진제는 과염소산 암모늄(AP)과 같은 고체 산화제 입자와 알루미늄(Al) 분말과 같은 금속 연료를 폴리부타디엔(HTPB) 계열의 고분자 결합제와 혼합하여 만든다.[19] 균질 혼합물 기반 추진제(단일, 이중, 삼중 기반 등)는 니트로셀룰로스나 니트로글리세린처럼 연료와 산화제 역할을 동시에 하는 성분을 포함하며, 거시적으로는 균일한 형태로 만들어진다.

고체 연료 로켓은 구조가 단순하고 오랫동안 보관하기 쉬우며 필요할 때 즉시 발사할 수 있다는 장점이 있다. 이러한 이유로 군사용 미사일이나 우주 발사체의 부스터 등에 널리 사용된다.[16] 하지만 한번 점화되면 연소가 끝날 때까지 추력을 조절하거나 연소를 멈추기 어렵고, 액체 연료 로켓에 비해 추진제 효율을 나타내는 비추력이 낮다는 단점도 가지고 있다. 또한, 제조 과정에서 추진제 내부에 미세한 균열이나 공극이 생기면 연소 불안정이나 폭발로 이어질 수 있어 정밀한 품질 관리가 요구된다.

2. 1. 1. 역사

고체 로켓 추진제는 13세기 중국 송나라 시대에 처음 개발되었다. 송나라 사람들은 1232년 개봉 공방전에서 처음으로 화약을 무기로 사용했다.[1][2][3][4][5] 초기의 고체 로켓 모터에는 흑색 화약이 사용되었다. 이후 니트로셀룰로스와 니트로글리세린을 주성분으로 하는 더블 베이스 화약이 등장하여 흑색 화약보다 성능이 개선되었고, 일본군의 로켓 병기 등에 사용되었다.

제2차 세계 대전 이후, 컴포지트 추진제라고 불리는 새로운 형태의 고체 연료가 개발되었다. 이는 부틸 고무, 폴리우레탄, 폴리부타디엔과 같은 합성 고무 계열 재료에 알루미늄 (Al) 등의 금속 분말과 산화제를 혼합한 것이다. 산화제로는 과망간산 칼륨이나 과염소산 암모늄 (AP) 등이 사용된다. 고무 기반 물질은 연료 역할과 동시에 산화제 및 금속 분말을 묶어주는 결합제 역할도 하며, 연료의 기계적 성질을 결정한다.[19]

1950년대와 1960년대에 미국 연구원들은 과염소산 암모늄 복합 추진제(APCP)를 개발했다. 이 혼합물은 일반적으로 미세하게 분쇄된 과염소산 암모늄(산화제, 69-70%)과 미세한 알루미늄 가루(연료, 16-20%)를 폴리부타디엔 아크릴로니트릴(PBAN) 또는 수산기 종결 폴리부타디엔(HTPB, 고무 연료 결합제, 11-14%)에 혼합하여 만든다. 이 혼합물은 걸쭉한 액체 상태로 만들어져 원하는 모양으로 주조된 후, 단단하면서도 유연한 고체 형태로 굳어진다. APCP 고체 추진제는 군용 미사일 등 다양한 분야에 사용되고 있다.[6]

1970년대와 1980년대에 미국은 LGM-30 미니트맨과 LG-118A 피스키퍼 (MX)와 같은 고체 연료 대륙간 탄도 미사일(ICBM)로 완전히 전환했다. 같은 시기 소련/러시아도 RT-23, RT-2PM 토폴, RT-2UTTH 등 고체 연료 ICBM을 배치했지만, R-36과 UR-100N과 같은 액체 연료 ICBM도 유지했다. 이들 고체 연료 ICBM은 대부분 3단 로켓으로 구성되었으며, 다탄두 각개 목표 설정 재돌입 비행체(MIRV)를 탑재한 경우, 탄두의 궤도를 미세 조정하기 위한 정밀 기동 버스를 갖추고 있었다.

고체 연료 로켓의 개략도


최근에는 CL-20 (HNIW)을 기반으로 하는 니트라민 고체 추진제가 개발되어, NTO/UDMH와 같은 저장성 액체 추진제에 버금가는 성능을 보여주지만, 추력 조절이나 재점화는 불가능하다.

한편, 과염소산 암모늄과 같은 염소 화합물을 산화제로 사용하는 고체 연료는 연소 시 유독하고 발암성이 있는 염소 화합물을 배출한다. 이는 오존층 파괴, 산성비, 지구 온난화의 원인이 되기도 하여, 염소 등 할로겐을 포함하지 않는 친환경적인 산화제 개발이 진행되고 있다.

2. 1. 2. 장점

고체 연료 로켓은 액체 연료 로켓에 비해 보관 및 취급이 훨씬 용이하다는 장점이 있다. 또한, 추진제의 밀도가 높아 로켓의 전체 크기를 소형화하는 데 유리하다. 이러한 특징과 더불어 구조가 비교적 단순하고 제작 비용이 저렴하여 군사적 목적이나 우주 발사체 개발 등 다양한 분야에서 널리 활용된다.

특히 큰 추력이 필요하면서도 비용 효율성이 중요하게 고려될 때 고체 로켓은 효과적인 대안이 될 수 있다. 대표적인 예로 우주왕복선이나 다른 여러 궤도 발사체들이 초기 발사 단계에서 강력한 추진력을 얻기 위해 고체 로켓 부스터를 사용한 것을 들 수 있다. 고체 연료 로켓은 기본적으로 케이스, 노즐, 고체 추진제, 점화 장치 등으로 구성되며[17], 액체 연료 로켓처럼 연료를 연소실로 보내기 위한 복잡한 펌프와 같은 기계 부품 없이 로켓 내부에 채워진 추진제에 직접 불을 붙여 작동시키는 방식이다.[18]

2. 1. 3. 단점

고체 연료 로켓은 액체 연료 로켓에 비해 추진제 효율을 나타내는 비추력이 낮다는 단점이 있다. 이 때문에 고체 연료를 사용하는 로켓 상단은 질량비(일반적으로 0.91~0.93 범위)가 액체 연료 상단보다 우수함에도 불구하고 전체적인 성능은 떨어진다.

또한, 고체 연료 로켓은 한번 점화하면 연소가 끝날 때까지 추력을 실시간으로 조절하거나 연소를 중간에 멈추기 어렵다. 내부 추진제 형상을 미리 설계하여 추력 변화 패턴을 어느 정도 프로그래밍할 수는 있지만, 비행 중 능동적인 제어는 불가능하다. 이는 정밀한 궤도 수정이나 다단 로켓의 단 분리 시 유연성을 떨어뜨리는 요인이 된다.

고체 추진제는 제조 과정에서 균열이나 미세한 공극(빈 공간)이 발생하지 않도록 매우 정밀한 관리가 필요하다. 만약 추진제 내부에 균열이나 공극이 존재하면, 연소 시 해당 부분의 표면적이 넓어져 국소적으로 연소 속도가 급격히 빨라지는 현상이 발생할 수 있다. 이는 온도를 급상승시켜 로켓 케이스나 노즐의 파손과 같은 치명적인 고장으로 이어질 위험이 있다. 따라서 제작 후에는 엑스선 검사 등을 통해 내부 결함을 확인하는 과정이 필요하다.

일부 고체 추진제에 사용되는 과염소산 암모늄과 같은 염소 기반 산화제는 연소 시 유독하고 발암성이 있는 염소 화합물을 배출한다. 이는 오존층 파괴, 산성비, 지구 온난화의 원인이 될 수 있어 환경적인 문제점을 안고 있다.[19]

2. 2. 액체 연료 로켓

액체 연료 로켓은 액체 상태의 연료와 산화제를 각각의 탱크에 저장하고, 이를 엔진의 연소실로 공급하여 연소시켜 추력을 얻는 방식의 로켓이다.[20] 일반적으로 연료와 산화제 두 종류의 액체를 사용하는 이원 추진제 방식이 많으며, 터보펌프 등을 이용해 높은 압력으로 연소실에 추진제를 분사한다. 연소실에서 혼합된 추진제는 격렬하게 연소하여 고온 고압의 가스를 생성하고, 이 가스가 로켓 엔진 노즐을 통해 고속으로 분출되면서 뉴턴의 운동 법칙에 따라 로켓을 앞으로 나아가게 한다.

액체 연료 로켓은 고체 연료 로켓에 비해 일반적으로 더 높은 비추력(엔진 효율)을 가지며, 추력 조절이나 엔진의 정지 및 재점화가 가능하다는 장점이 있다. 이는 인공위성 발사체와 같이 정밀한 제어가 필요한 경우에 유리하게 작용한다. 하지만 구조가 복잡하고 터보펌프, 밸브, 밀봉 장치 등 정밀한 부품이 많이 필요하여 개발 및 제작 비용이 높고, 고장 가능성도 상대적으로 높다는 단점이 있다. 사용되는 추진제는 크게 극저온 추진제(액체 산소, 액체 수소 등), 상온 저장이 가능한 저장성 추진제(사산화 이질소, 히드라진 계열 등), 그리고 단일 물질을 분해하여 추력을 얻는 단일 추진제로 나눌 수 있으며, 추진제 종류에 따라 로켓의 성능과 운용 방식이 달라진다.

역사적으로는 제2차 세계 대전 당시 독일이 개발한 V2 로켓이 액체 산소와 에탄올을 사용한 초기 액체 연료 로켓의 대표적인 예시다. 이후 기술 발전을 거듭하며 다양한 연료와 산화제 조합이 개발되어 우주 발사체, 미사일, 우주선 등에 널리 사용되고 있다.

2. 2. 1. 장점

액체 로켓은 고체 로켓보다 더 높은 비추력을 가지며, 추력 조절, 엔진 정지 및 재시동이 가능하다는 장점이 있다. 이러한 높은 비추력은 액체 산소, 사산화 이질소, 과산화 수소와 같은 고성능 액체 산화제를 사용할 수 있기 때문이다. 이들 산화제는 적절한 연료와 결합했을 때, 대부분의 고체 로켓에 사용되는 과염소산 암모늄보다 더 우수한 성능을 낸다.

구조적으로도 액체 로켓은 연소실만 높은 연소 압력과 온도를 견디면 되며, 액체 추진제를 이용한 재생 냉각이 가능하다. 터보펌프를 사용하는 경우, 추진제 탱크는 연소실보다 낮은 압력으로 유지될 수 있어 탱크의 무게를 줄이는 데 유리하다. 이러한 이유로 대부분의 궤도 발사체는 액체 추진제를 사용한다.

또한, 산소나 질소와 같은 기체를 고층 대기에서 수집하여 저궤도로 옮겨 추진제 저장소에서 활용하면 발사 비용을 크게 절감할 수 있는 가능성도 있다.[7]

액체 연료 로켓(2액식)의 모식도

2. 2. 2. 단점

액체 로켓은 고체 로켓보다 기술적으로 더 복잡하며 몇 가지 단점을 가지고 있다.

우선, 액체 연료 로켓은 작동을 위해 밸브, 밀봉 장치, 터보펌프와 같이 구조가 복잡하고 정밀한 부품들을 많이 필요로 한다. 이러한 부품들은 고장 가능성을 높이고, 로켓 전체의 신뢰성을 떨어뜨릴 수 있다. 특히 고성능을 내기 위해 필요한 터보펌프는 기술적으로 제작 및 운영이 까다로운 부품 중 하나이다. 또한, 이러한 복잡한 시스템은 로켓의 개발 및 제작 비용을 상승시키는 주요 원인이 된다.

액체 추진제 자체의 취급 문제도 주요 단점이다. 상온에서 액체 상태로 저장할 수 있는 일부 산화제, 예를 들어 질산이나 사산화 이질소 등은 인체에 매우 유독하고 화학 반응성이 높아 다루기 매우 위험하다. 극저온 추진제인 액체 산소(LOX)는 현재 널리 사용되지만, 매우 낮은 온도를 유지해야 하므로 저장 및 보관 설비가 복잡하고 비용이 많이 든다. 또한 극저온 추진제 역시 반응성이나 독성 문제를 완전히 배제할 수는 없다. 과거에는 액체 산소보다 더 높은 성능을 낼 수 있는 불소/LOX 혼합물(FLOX), 액체 오존(O3), 삼불화 염소(ClF3), 오불화 염소(ClF5) 같은 강력한 산화제들이 연구되기도 했으나, 극심한 불안정성, 높은 독성, 폭발 위험성 때문에 실제 로켓에는 사용되지 못했다.[8] 실제로 과거에는 이러한 액체 추진제의 위험성 때문에 여러 차례 사고가 발생하기도 했다.[21][22]

2. 2. 3. 종류

액체 연료 로켓은 고체 연료 로켓보다 더 높은 비추력(엔진 효율을 나타내는 지표)을 가지며, 추력을 조절하거나 엔진을 껐다가 다시 켤 수 있다는 장점이 있다. 액체 연료는 연소실만 높은 압력과 온도를 견디면 되며, 추진제 자체를 냉각제로 사용하여 엔진을 식힐 수도 있다. 터보펌프를 사용하는 경우, 추진제 탱크는 연소실보다 낮은 압력을 유지하여 탱크 무게를 줄일 수 있다. 이러한 이유로 대부분의 궤도 발사체는 액체 연료를 사용한다.

액체 연료의 주요 장점 중 하나는 액체 산소, 사산화 이질소, 과산화 수소와 같이 성능 좋은 산화제를 사용할 수 있다는 점이다. 이들은 대부분의 고체 로켓에 사용되는 과염소산 암모늄보다 더 높은 비추력을 낸다.

하지만 액체 연료, 특히 산화제는 다루기 어려운 경우가 많다. 질산이나 사산화 질소와 같은 저장성 산화제는 독성이 매우 강하고 반응성이 크다. 액체 산소(LOX)와 같은 극저온 추진제는 매우 낮은 온도에서 보관해야 하며, 역시 반응성이나 독성 문제를 가질 수 있다. 실제로 사용된 극저온 산화제는 액체 산소가 유일하다. 불소/LOX 혼합물(FLOX), 액체 오존(O3), ClF3, ClF5 등 더 강력하지만 불안정하고 유독하며 폭발 위험이 있는 산화제들도 연구되었으나 실제 비행에는 사용되지 않았다.[8] 또한 액체 연료 로켓은 밸브, 밀봉 장치, 터보펌프 등 복잡한 부품이 필요하여 제작 비용이 증가하는 단점도 있다.

주요 액체 연료 조합은 다음과 같다.

  • 극저온 추진제: 매우 낮은 온도에서 액체 상태를 유지하는 연료와 산화제를 사용한다.
  • '''액체 산소(LOX) / 케로신(RP-1)''': 아틀라스 V, 팰컨 9, 팰컨 헤비, 소유스, 제니트, 앙가라, 창정 6호 등의 1단 로켓에 주로 사용된다. 지상에서 발사되어 대기압 하에서 작동해야 하는 부스터에 가장 실용적인 조합으로 평가받는다.
  • '''LOX / 액체 수소(LH2)''': 센타우르 상단, 델타 IV 로켓, H-IIA 로켓, 아리안 5의 여러 단, 우주 발사 시스템(SLS)의 핵심 단과 상단 등에 사용된다. 액체 수소는 비추력이 매우 높지만 밀도가 낮아(케로신보다 약 7배 더 큰 부피 차지) 연료 탱크와 관련 부품이 커져야 하는 단점이 있다. 또한 생산 및 저장 비용이 높고 기술적 어려움도 따른다. 하지만 비추력이 중요한 상단 로켓에는 매우 효과적이다.
  • '''LOX / 액체 메탄(LCH4)''': 주작 2호, 벌컨에 사용되며, 뉴 글렌, 소유즈-7, 스페이스X 스타쉽, 로켓 랩 뉴트론 등 여러 개발 중인 로켓에도 채택될 예정이다. 메탄은 케로신보다 비추력이 높고 수소보다 밀도가 높아 다루기 용이하다는 장점이 있다.

  • 저장성 추진제: 비교적 일반적인 온도와 압력에서 액체 상태로 장기간 보관할 수 있는 연료와 산화제를 사용한다.
  • '''사산화이질소(N2O4) / 히드라진(N2H4) 계열 (MMH, UDMH)''': 군사용 로켓, 인공위성, 심우주 탐사선 등에 널리 사용된다. 두 액체가 접촉하기만 해도 점화되는 초고속 점화(hypergolic) 특성이 있어 점화 장치가 단순하다는 장점이 있다. N2O4/UDMH 조합은 프로톤 로켓, 구형 창정 로켓, PSLV, 프레갓, 브리즈-M 상단 등에 사용된다. 하지만 이들 추진제는 독성이 매우 강해 취급에 각별한 주의가 필요하다. 과거에는 질산을 산화제로 사용하기도 했다.

  • 단일 추진제: 하나의 액체 화학물질이 촉매 등을 통해 분해되면서 추력을 얻는 방식이다.
  • 과산화 수소, 히드라진, 일산이질소 등이 사용된다. 주로 우주선 자세 제어나 궤도 유지 등 비교적 작은 추력이 필요할 때 사용된다. 구조가 간단하고 장기간 보관이 용이하다는 장점이 있다. 과산화 수소는 소유스 로켓 1단의 터보펌프를 구동하는 데에도 사용된다.


제2차 세계 대전 당시 독일의 V2 로켓은 산화제로 액체 산소, 연료로 에탄올과 물의 혼합물을 사용했다. 전후 미사일 개발 과정에서 연료는 등유나 히드라진 계열로, 산화제는 액체 산소, 사산화 이질소, 질산 등으로 발전했다. 과거에는 추진제로 인한 사고가 여러 차례 발생하기도 했다.[21][22]

고밀도 추진제(예: 케로신)를 사용하는 로켓은 비추력이 낮아 이륙 질량이 더 커지는 경향이 있지만, 엔진 부품의 부피가 작아 높은 이륙 추력을 내기 쉽다. 이는 로켓이 더 빨리 궤도에 도달하여 중력 손실을 줄이는 데 유리할 수 있다. 반면, 저밀도 고성능 추진제(예: 액체 수소)는 상단 로켓에서 효율적이다. 일부 로켓 설계에서는 저고도에서는 고밀도 연료를 사용하고 고고도에서는 수소로 전환하는 3단 추진 로켓 개념도 연구되었다.[10] 우주왕복선은 발사 초기에는 고체 로켓 부스터의 큰 추력을 이용하고, 이후에는 액체 수소를 연료로 하는 주 엔진의 높은 효율을 활용하는 방식으로 이를 구현했다.

2. 3. 하이브리드 로켓

하이브리드 로켓은 고체 상태의 연료와 액체 또는 기체 상태의 산화제를 사용하는 로켓 엔진이다. 이는 액체 연료 로켓의 장점인 추력 조절 및 재점화 가능성과 고체 연료 로켓의 구조적 단순성을 결합하려는 시도에서 비롯되었다. 액체 산화제의 유량을 조절하여 추력을 제어할 수 있으며, 연료 공급 시스템도 액체 로켓보다 단순화될 수 있다.

사용하는 추진제 조합에 따라, 과염소산 암모늄 등을 사용하는 일부 고체 로켓보다 액체 산소나 아산화 질소 같은 비교적 유해성이 적은 산화제를 사용할 수 있어 환경 친화적인 측면도 고려된다. 또한, 일부 연료 조합은 연소 생성물의 분자량이 작아 높은 비추력을 기대할 수 있으며, 고체 로켓보다 상대적으로 안전하다는 평가도 받는다.

그러나 고체 연료와 액체/기체 산화제를 연소 과정에서 효과적으로 혼합하기 어렵다는 주요 기술적 어려움이 있다.[11] 이로 인해 연료 효율이 제한될 수 있으며, 이러한 문제로 인해 고체 및 액체 로켓에 비해 개발 역사가 짧고 적용 사례도 적었다. 군사용으로는 즉응성과 보관 편의성 때문에 고체 로켓이, 높은 성능이 요구되는 우주 발사체 분야에서는 액체 로켓이 주로 선호되었기 때문이다.

그럼에도 불구하고 구조적 장점과 특정 조합에서의 친환경성, 추력 조절 가능성 등으로 인해 최근 민간 우주 개발 분야를 중심으로 하이브리드 로켓에 대한 연구 개발이 활발히 이루어지고 있다. 미국에서는 여러 대학에서 하이브리드 로켓 연구 및 발사 실험을 진행해왔다. 브리검 영 대학교, 유타 대학교, 유타 주립 대학교는 1995년 히드록시-종결 폴리부타디엔(HTPB) 연료와 기체 산소 산화제를 사용하는 학생 설계 로켓 'Unity IV'를 발사했으며, 2003년에는 HTPB와 아산화 질소를 사용하는 더 큰 로켓을 발사했다. 스탠퍼드 대학교는 아산화 질소와 파라핀 왁스 조합을, UCLA는 HTPB를 이용한 하이브리드 로켓을 연구 및 발사해왔다.[12] 로체스터 공과대학교 역시 HTPB 기반 하이브리드 로켓을 개발한 바 있다.

민간 기업 분야에서는 세계 최초의 민간 유인 우주선인 스페이스십원(SpaceShipOne)이 하이브리드 로켓 엔진(로켓모터원)을 사용한 대표적인 사례이다. 이 엔진은 HTPB를 연료로, 아산화 질소를 산화제로 사용했으며, 스페이스데브(SpaceDev)사에서 제작했다. 스페이스데브는 NASA의 스테니스 우주 센터에서 테스트된 AMROC(American Rocket Company)의 하이브리드 로켓 데이터를 활용하여 엔진을 개발했다.

일본에서도 대학을 중심으로 하이브리드 로켓 연구가 진행되었다. 수도대학도쿄 유아사 연구실이 2001년 일본 최초의 하이브리드 로켓 발사를 시도했으며, 이후 홋카이도 대학 등이 중심이 된 CAMUI 로켓 프로젝트에서는 폴리에틸렌을 연료로, 액체 산소를 산화제로 사용하는 로켓을 개발하여 2012년에는 고도 7.5km 도달 및 회수에 성공했다. 도카이 대학의 TSRP 팀 역시 자체 개발한 하이브리드 로켓 엔진으로 발사 실험을 수행했다.

2. 3. 1. 장점

하이브리드 추진제는 고체 연료와 액체 산화제를 함께 사용하여, 액체 추진제의 높은 비추력과 고체 추진제의 구조적 단순성이라는 장점을 동시에 추구한다.[11] 액체 산화제를 사용하므로 액체 연료 로켓처럼 엔진의 추력을 조절하거나(스로틀링) 재점화하는 것이 가능하다.

환경적인 측면에서도 장점을 가진다. 고체 로켓 연료에 사용되는 과염소산 암모늄과 같은 고성능 산화제는 연소 시 염소 화합물을 배출할 수 있지만, 하이브리드 로켓은 비교적 유해성이 적은 액체 산소나 아산화 질소 등을 산화제로 사용할 수 있어 환경 부담을 줄일 수 있다. 다만, 모든 하이브리드 로켓이 친환경적인 것은 아니며, 사용되는 연료와 산화제의 종류에 따라 달라질 수 있다.

또한, 연료와 산화제 중 하나만 액체 상태이기 때문에 두 종류의 액체를 제어해야 하는 액체 로켓에 비해 연료 공급 시스템(파이프, 밸브, 펌프 등)을 더 단순하게 만들 수 있다는 장점이 있다. 현재 개발되거나 구상 중인 일부 하이브리드 연료 조합은 기존 고체 연료보다 연소 후 생성되는 가스의 분자량이 작아 더 높은 비추력을 얻을 수 있을 것으로 기대된다. 고체 연료 로켓에 비해 상대적으로 취급이 안전하다는 점도 장점으로 꼽힌다.

2. 3. 2. 단점

하이브리드 로켓은 몇 가지 주요한 단점을 가지고 있다.

첫째, 고체 연료 로켓과 마찬가지로 연료를 감싸는 케이스가 연소 시 발생하는 높은 압력과 온도를 견뎌야 하므로 튼튼하지만 무거워질 수 있다는 점이다. 현대적인 복합 재료 기술로 이 문제는 어느 정도 완화되고 있으며, 특정 추진제 조합(아산화 질소와 HTPB 등)에서는 연소실 크기가 비교적 작을 수 있다.

둘째, 산화제와 고체 연료를 연소 과정에서 효과적으로 혼합하기 어렵다는 점이 가장 큰 기술적 어려움으로 꼽힌다. 고체 로켓은 제조 시 균일하게 혼합된 추진제를 사용하고, 액체 연료 로켓은 정교한 인젝터로 액체 연료와 산화제를 분사하여 혼합한다. 하지만 하이브리드 로켓에서는 고체 연료 표면이 녹거나 증발하면서 액체/기체 산화제와 만나 혼합되는데, 이 과정은 제어가 어렵고 불완전 연소를 일으키기 쉽다. 이로 인해 추진제가 완전히 연소되지 못하고 남아 로켓의 효율이 떨어지는 결과를 초래한다.[11]

연료의 연소 속도는 주로 산화제의 공급 속도와 노출된 연료 표면적에 따라 결정된다. 이 방식은 순간적으로 높은 추력이 필요한 경우(예: 발사 초기 부스터)에 충분한 연소 속도를 내기 어려울 수 있다. 반대로 산화제 공급 속도를 너무 높이면 화염이 불안정해져 연소가 부분적으로 중단될 수도 있다. 연료 표면적을 넓히기 위해 연료 그레인(grain)의 내부 구멍(포트)을 길게 만들거나 여러 개를 뚫기도 하지만, 이는 연소실 부피를 늘리거나 연료 그레인의 구조적 강도를 약화시키는 문제를 일으킬 수 있다. 또한, 연소가 진행됨에 따라 연료 내부 구멍이 점점 넓어져 연료와 산화제의 혼합 비율이 최적 상태에서 벗어나는 경향도 나타난다.

이러한 기술적 어려움과 상대적으로 낮은 효율 때문에 하이브리드 로켓은 고체 및 액체 로켓에 비해 개발 역사가 짧고 적용 사례도 적었다. 군사용으로는 신속성과 보관 용이성 때문에 고체 로켓이 주로 사용되었고, 우주 발사체와 같이 높은 성능이 요구되는 분야에서는 액체 로켓이 선호되었기 때문이다. 그러나 구조가 비교적 간단하고, 특정 조합에서는 고체 로켓보다 친환경적이며, 추력 조절이 가능하다는 장점 때문에 최근 민간 우주 개발 분야를 중심으로 다시 주목받으며 연구 개발이 이루어지고 있다.

3. 전기 추진

이온 추진기는 중성 기체를 이온화하고 전기장이나 자기장을 이용해 가속시켜 추력을 얻는 방식으로, 전기 추진의 대표적인 예시 중 하나이다. 전기 추진 시스템은 일반적으로 화학적으로 반응성이 낮은 물질을 추진제로 사용하는데, 이는 추진제가 연료처럼 에너지원으로 직접 작용하는 것이 아니기 때문에 선택의 폭이 비교적 넓다. 때로는 시스템 단순화를 위해 화학 추진과 동일한 물질을 사용하기도 한다. 다양한 전기 추진 방식과 그에 따른 구체적인 추진제 종류는 하위 섹션에서 자세히 다룬다.

3. 1. 종류

전기 추진에서는 기본적으로 화학적으로 비활성인 물질을 추진제로 사용한다. 이는 연료(에너지원)가 아니므로 추진제 선택의 자유도가 비교적 높으며, 시스템 간소화를 위해 화학 추진과 동일한 물질을 사용하기도 한다. 전기 추진 방식에 따라 사용되는 주요 추진제는 다음과 같다.

전기 추진 방식별 주요 추진제
추진 방식 분류세부 방식주요 사용 추진제특징
전열 가속레지스트 제트 로켓히드라진, 암모니아 등 (분자량 작은 물질 선호)히터를 이용해 추진제를 가열하여 분사한다. 추진제 선택의 폭이 넓다. RCS와 공용 가능한 물질이 사용되기도 한다.
DC 아크 제트대부분의 물질 사용 가능아크 방전을 통해 추진제를 열전리시켜 고온으로 만든다.
정전 가속이온 엔진, 홀 추력기수은 (초기), 제논 (현재 주류), 아르곤 (성능 향상 위해 검토 중)이온화하기 쉬운 물질을 사용한다. 제논은 가압 시 밀도가 높아져 탱크를 소형화할 수 있는 장점이 있다.
FEEP(Field Emission Electric Propulsion), 콜로이드 슬러스터액체 세슘, 인듐 등전계 방출을 이용하여 하전 입자를 방출한다.
전자기 가속MPD 추력기히드라진, 암모니아, 메탄, 아르곤, 수소, 액체 리튬 (연구 중)아크 방전을 이용해 플라스마를 생성하므로 다양한 물질을 사용할 수 있다. 성능 확보를 위해 특정 물질이 선호되며, 액체 리튬을 이용한 고성능 추력기 연구도 진행 중이다.
PPT(Pulsed Plasma Thruster)테플론 등 고체 추진제, 액체 추진제 (성능 향상 연구)공급 시스템 간략화를 위해 고체 추진제를 주로 사용하며, 펄스 형태로 추력을 발생시킨다. 액체 추진제를 사용한 성능 향상 연구도 이루어지고 있다.
기타VASIMR헬륨, 중수소, 아르곤 등헬리콘 안테나를 이용해 플라스마를 생성하고 가열한다. 이온 가열을 방해하는 물질은 피한다.


4. 원자력 추진

원자력 추진은 핵분열과 같은 핵반응에서 발생하는 에너지를 이용하여 추진제를 가열하거나 가속시켜 추력을 얻는 방식이다.

주요 방식 중 하나는 원자력 열 로켓으로, 이는 핵분열의 열을 사용하여 액체 수소와 같은 추진제에 에너지를 전달한다. 액체 수소를 추진제로 사용할 경우 약 600~900초의 높은 비추력을 얻을 수 있을 것으로 기대된다. 일부 설계는 핵연료와 작동 유체를 분리하여 방사능 오염 가능성을 최소화하고자 하지만, 과거 실제 테스트 프로그램에서는 핵연료 손실 문제가 지속적으로 발생하기도 했다.

전기 추진과 유사한 유형의 원자력 추진 방식도 존재한다. 예를 들어, 수소를 고온 가스 원자로로 가열하여 분사하는 핵열 로켓이 있다.[23]

원자력 추진은 매우 높은 비추력을 제공할 잠재력을 가지고 있지만, 방사능 문제와 기술적인 어려움으로 인해 아직 널리 실용화되지는 못하고 있다.

5. 기타 추진 방식

페트병 로켓의 추진제는 일반적으로 물과 공기이며, 에너지원은 압축 공기이다.

추진제 대신 빛(광자)을 분사하는 방식인 광자 로켓도 있다. 1953년에 오이겐 젠거가 제안한 것으로, 우주선의 뒤쪽에서 빛을 방출하여 그 반작용으로 추진력을 얻는 원리이다. 핵물질을 이용한 방식도 고안되었으나, 현재까지 실용화되지는 못했다.

레이저 추진과 같이 레이저 광선을 반사시키는 추진 시스템이나 우주 요트 등에서는 광자 등이 추진제로 사용된다.

참조

[1] 서적 Space Race: The Mission, the Men, the Moon Enslow Pub Inc.
[2] 서적 Balderdash & Piffle https://archive.org/[...] BBC Books
[3] 서적 The Rise and Fall of American Technology Algora
[4] 서적 Powered Flight: The Engineering of Aerospace Propulsion https://archive.org/[...] Springer
[5] 서적 Atomic Adventures: Secret Islands, Forgotten N-Rays, and Isotopic Murder - A Journey Through The Wild World of Nuclear Science Pegasus Books
[6] 서적 The Evolution of ROCKET TECHNOLOGY payloadz.com
[7] 논문 PHARO: Propellant harvesting of atmospheric resources in orbit IEEE Aerospace Conference
[8] Youtube Toxic Propellant Hazards https://www.youtube.[...]
[9] 웹사이트 Rocket Propulsion http://www.braeunig.[...] Robert A. Braeunig
[10] 웹사이트 Robert Salkeld'S http://www.pmview.co[...] Pmview.com 2014-01-18
[11] 서적 Ignition! An Informal History of Liquid Rocket Propellants Rutgers University Press
[12] 웹사이트 Rocket Project at UCLA http://www.rocketpro[...]
[13] 학술지 An Attitude Control System for a Low-Cost Earth Observation Satellite with Orbit Maintenance Capability http://digitalcommon[...] Utah State University, USU Small Satellite Conference, Surrey Space Centre 1999-10-18
[14] 학회발표 Nuclear Pulse Propulsion – Orion and Beyond https://ntrs.nasa.go[...] AIAA/ASME/SAE/ASEE 2000-07-19
[15] 학술지 液体ロケット燃料 1960
[16] 학술지 固体ロケット燃料とその燃焼 1960
[17] 학술지 Rocket Propulsion Elements John Willey & Sons
[18] 학술지 Fundamentals of Solid-Propellant Combustion AIAA
[19] 학술지 高分子系ロケット推進剤の燃焼 1973
[20] 웹사이트 高圧流体・ロケット応用技術 http://www.nagare.or[...]
[21] 서적 Rockets and People: Creating a rocket industry http://www.nasa.gov/[...] Government Printing Office 2006-06-01
[22] 웹사이트 Review of US Historical Rocket Propellants:Accidents, Mishaps & Fatalities http://hydrogen-pero[...]
[23] 문서 열핵로켓 관련 설명


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