발간 현황

Hydroxyl Terminated Poly Butadiene (HTPB) 연료는 고체 로켓에 널리 적용되어 온 연료로 우수한 착화성을 가진다[3]. 하지만 연료의 무른 강성으로 인해 고온 고압의 램젯 연소실 환경에 적용하기 위해서는 Aluminium (Al), Isophorone diisocyannate (IPDI)와 같은 별도의 첨가제를 통한 경화가 요구된다. 하지만 발화점이 HTPB보다 높아 혼합할 경우 연료 그레인의 전체적인 발화점이 증가해 연료의 점화 및 연소 유지에 불리하다. 이 문제는 경화된 연료그레인에 발화점이 낮은 Ammonium Perchlorate (AP)를 소량 혼합하여 해결할 수 있다[7,8].

이러한 이유로 AP 15 wt.%, Al 5 wt.%를 HTPB에 혼합한 fuel-rich 추진제에 혼합하였으며 강성 측정 결과 54 bar의 높은 강성을 보였다. 연료 그레인을 구성하는 물질들의 정보를 Table 1에 나타내었다[3].

포 발사 시 가열 공기의 온도는 약 430℃로 웬만한 고체 연료의 자연 발화점(400℃근처)을 상회하나 이것이 빠른 점화를 의미하진 않는다. 가열된 공기와 연료 그레인 간 열전달로 인해 표면 온도가 발화점까지 증가하고 혼합된 연료와 가열된 공기가 반응하는 점화가 일어나기까지의 과정에 시간이 소요되므로 상당한 점화지연이 발생한다. 가열된 가스의 온도(430℃)가 일정하므로 짧은 점화지연을 위해서는 물질의 발화점 자체를 낮추어야 한다.

연료 그레인만으로는 점화 지연이 길게 측정된 바 있다[9]. 점화 지연을 단축하기 위해서는 별도의 점화 보조제를 적용해야 한다. 이번실험에서는 NC/BKNO3 점화보조제와 composite 추진제를 점화보조제로 적용하였다. Nitrocellulose의 경우 발화점이 112℃로 매우 낮은 것으로 보고되었다[10]. 하지만 점화 시 발열량이 낮아 NC에 BKNO₃와 혼합하여 점화보조제에 적용하였다[11]. 그리고 우수한 점화성능을 위해 NC/BKNO₃에 의해 잘 점화되는 composite 추진제를 점화보조제에 적용하였다. Composite 추진제는 92 wt.%의 AP와 8 wt.%의 HTPB로 구성되어 있다.

Fig. 4에 점화보조제가 도포된 연료 그레인의 개념을 나타내었다. 그레인의 전면부의 형상은 45도로 두어 교란 없이 유동 온도를 잘 측정할 수 있도록 하였다. 연료 그레인의 전면과 포트 내부 10 cm 깊이에 대해 composite 추진제를 2 mm 깊이로 배치하고 추가로 그 위에 NC/ BKNO₃를 총 100 mg 도포하였다. Fig. 5는 제작된 연료 그레인의 사진이다.

Fig. 4. 
Concept of fuel grain.

Fig. 5. 
Coated ignition support material.

램젯 연소실에서 연료를 태우는 산화제는 압축 공기 속의 산소분자이다. 이 조건은 흡입구에 위치한 충격파를 통해서 만들어지며 공기의 온도가 430℃에 달한다. 이 조건은 흡입구에 위치한 충격파를 통해서 만들어진다. 에탄올 블렌딩 과산화수소 가스발생기는 이러한 연소실 공기 조건을 모사한다. 가스발생기의 구조를 Fig. 6에 나타내었다. 에탄올 블렌딩 과산화수소가 촉매반응기를 통과하면서 21 mol.%의 산소 조건을 만족시키는 고온의 가스를 생성한다. 이번 실험에서는 75 wt.%의 과산화수소에 O/F 비 70으로 에탄올을 혼합한 추진제를 적용하였다[3]. Table 2에 화학 평형 계산을 통해 구한 가스발생기에 사용된 추진제의 단열분해온도와 생성 가스의 조성을 나타내었다.

이 가스발생기는 촉매 반응을 통해 생성되는 열로 고온의 가스를 생산하므로 적은 비용으로 램젯 연소실 환경 모사가 가능하다. 이 설비는 램젯 연료의 점화, 화염 유지, 연소 특성 관찰과 같은 기초 연구 수행에 적용해 볼 수 있다.

Fig. 6. 
Schematics of the gas generator.

물론 산소를 제외한 나머지 가스의 성분이 질소가 아닌 이산화탄소와 수증기라는 점에서 실제 공기와 차이가 있다. 이산화탄소와 수증기의 경우 연소에 영향을 주는 것으로 보고된 바 있다. 1300 K 근방의 고온 영역에서 수증기의 경우 주로 연소를 촉진시키고 이산화탄소의 경우 연소를 억제하는 것으로 보고되었다[12]. 본 실험의 낮은 가스 온도 영역에서 이러한 성분이 연료의 점화 성능보다는 점화 이후 연소 성능에 영향을 미칠 것으로 판단된다. 실제 공기조건에서도 유사한 점화 성능을 나타낼 것으로 보이나 실제 램제트 엔진 적용을 위해서는 향후 풍동 실험을 통해 검증이 필요하다.

공급 시스템을 Fig. 7에 나타내었다. 추진제는 질소가스를 통해 공급되며 추진제가 공급 시스템에 설치된 오리피스 유량계를 통과할 때 생기는 차압을 Eq. 1에 적용하여 이용해 유량을 측정하였다.

Fig. 7. 
Feeding system setup.

점화 실험의 개념을 Fig. 8에 나타내었다. 연료 길이는 300 mm로 설정하였으며 이것은 포발사 고체연료 램제트 추진탄의 비점성 설계를 통해 얻은 긴 연소실 길이를 고려하여 설정하였다[2]. 연소실 길이를 충분히 길면 연소실에 연료량을 충분히 제공하므로 연소에 유리한 조건에서 연료 그레인의 연소 성능을 확인할 수 있다. 또한 축방향으로 나타나는 연료의 침식 연소를 연료 그레인 설계에 반영할 수 있다. 포트 직경의 경우 가스발생기에서 생성되는 가스가 포트 내에 아음속으로 흐르는 한편, 화학평형 계산을 통해 압력이 7.5 bar 이하가 되도록 설계하였다[13]. 실험에서 적용한 포트 직경은 18.4 mm이다.

Fig. 8. 
Test concept.

압력과 온도는 0-5 V의 출력값을 가지는 압력 센서와 K-type thermocouple을 통해 측정하였다. 모든 측정값은 NI DAQ를 통해 1초에 1000 개씩 획득하였다. 연소실에서 그레인은 촉매 반응기 바로 이후에 배치되었다. 연료 그레인의 전 후로 압력을, 연료그레인 직전에 들어오는 유동 온도를 측정하였다. 이때 유동의 온도를 잘 측정할 수 있도록 연료 그레인의 전방에 45도의 경사 형상을 두어 유동의 교란을 최소화하도록 하였다.

실험 조건 및 결과를 Table 3에 나타내었다. 점화 지연은 1초 이내가 요구된다. 한편 점화를 확인하기 위해서 온도와 압력 조건을 조절하였다. 온도는 연료의 점화 및 착화를 확인하기 좀 더 유리하도록 램제트 작동 조건보다 높게 설정되었다. 그리고 연소실의 압력은 5 bar 이하로 설정하였다. 유속은 200 kg/m²s가 되도록 설정하였으며 이때 포트 내부의 가스 속도는 마하수 0.15이다. 램제트 연소실 공기의 일반적인 마하수는 0.2 수준으로 알려져 있다[9,11]. 한편 시스템 작동을 위해서 백금 촉매의 예열이 필요하며 백금 촉매의 예열 온도는 140℃, 시스템 작동 시간은 16초가 되도록 설정하였다[2,3,14].

먼저 시스템에서 고온의 가스 공급이 잘 이루어진 것을 확인하였다. 시스템에서 공급되는 유동의 온도곡선과 유량 곡선을 Fig. 9, 10에 나타내었다. 유량 공급의 경우 초반에 점화 보조제의 점화 시 피크 부분을 제외하고는 일정하게 공급되었으며 전체 작동 시간동안 연료의 연소가 잘 나타났다. 유동의 중심부인 T4의 평균 온도는 516℃ 로 공급되었다. 모사 공기 온도의 평균값은 작동 후 6초에서 16초 사이의 데이터의 평균으로 구하였다.

Fig. 9. 
Flow temperature curve.

Fig. 10. 
Mass flow rate curve.

실험에서 나타난 압력 곡선을 Fig. 11에 나타냈고, 압력 곡선을 통해 엔진의 작동을 모드 별로 나누었으며 Fig. 9-11에 작동 모드를 함께 표시하였다. 압력 곡선을 통해 엔진의 작동을 모드 별로 정리해 Table 4에 나타내었다. 각 모드의 의미는 다음과 같다.

• A모드 : 추진제 공급 후 발생된 가스발생기 설계 챔버압의 20%가 형성되기까지의 구간
• B1모드 : A모드 이후 연소실의 압력 피크가 시작되기까지의 구간
• B2모드 : B1모드 이후 압력 피크가 끝날 때까지의 구간
• B3모드 : B2모드 이후 작동 끝까지의 구간

시스템 작동 지연은 A 모드의 시간으로 구하였고, 연료 그레인의 점화 지연은 B1 모드가 시작되는 시점으로 정하였다.

Fig. 11. 
Chamber pressure curve.

노즐에서 나타나는 화염의 광학 관측을 통해서도 점화지연을 함께 측정하였다. Fig. 12는 점화 실험 영상에서 나타난 각 모드에서 엔진의 작동을 보여준다. 점화 지연은 노즐에서 나타나는 화염의 광학 관측을 통해서도 함께 측정하였다. 앞에서 압력 곡선을 통해서도 파악한 점화 지연 값과 유사한 것을 확인할 수 있다.

Fig. 12. 
Captured image during the test.

실제 연소실에서 나타나는 점화 지연은 실험에서 나타난 점화 지연인 B1 모드의 종료 시점에서 시스템 작동 지연인 A 모드의 종료 시점으로 구할 수 있으며 0.3초가 나타나 램젯 작동의 조건을 충족함을 확인하였다.

연료 그레인에도 착화가 잘 이루어진 것을 볼 수 있었다. 연료의 연소는 화염의 광학 측정과 모사 공기에 의한 연소실 압력을 통해 확인하였다. 압력의 경우 시스템 작동 구간 전체에 걸쳐 모사 공기에 의한 설계 압력을 상회하여 잘 유지되는 것을 확인하였다. 연료 그레인의 측정 결과를 Table 5에 나타내었다. 실험 결과 그레인의 길이가 300 mm에서 260 mm로 줄어든 것을 확인하였다. 한편, 연료 그레인의 반경 길이는 거의 변화가 없어 후미 연소모드가 일어난 것을 확인하였다[10].

후미연소의 경우 연소 단면적이 일정해 일정 속도로 타들어갈 경우 연소실의 압력이 일정해야 한다. 하지만 작동 후 약 10초 뒤 연소실 압력이 줄어드는 것을 통해 후미 연소의 경우 연료가 타들어가는 양이 일정하지 않음을 확인하였다.

그레인의 후면을 Fig. 13에 나타내었다. 화면을 통해서 후미 연소로 인해 유속 200 kg/m²s 조건의 경우 연료가 타들어가서 드러난 입자들을 확인할 수 있다. 후미 연소의 원인은 유속이 증가함에 따라 화염의 세기가 약해지고 결국에 착화가 일어나지 않는 것으로 보아 연료 포트 내부의 연료와 산화제가 혼합, 반응하는 속도에 비해 빠른 유동의 속도가 원인이라 파악된다[15].

Fig. 13. 
Fuel grain after ignition test (Left : front side, Right : rear side).

후미연소로 인해 나타나는 문제는 포트 내부에서 연료가 타들어가는 측면 연소를 통해 해결할 수 있다. 측면 연소는 후미연소에 비해 넓은 면적을 통해 연료를 제공해주어 효율적인 램제트 연소실 설계가 가능하며 이를 위해 연소실의 형상과 연료 그레인의 성분에 대한 추가적인 최적화 과정이 필요하다.

연소실 압력 변동과 O/F 비를 통해 연소 성능을 파악해보았다. 한편 연소실의 압력 변동이 발생하였다. 연소가 시스템 작동 후 10초 전까지는 잘 일어나며 연소실 압력이 증가하다가 시스템 작동 후 10초 경에 연소실의 압력이 감소하기 시작했다. 이를 정량적으로 표현하고자 연소실 압력 변동을 계산하였으며 Eq. 2를 통해 확인하였다. 압력 변동이 낮을수록 안정적인 연소가 일어남을 의미한다. 측정 데이터는 점화보조제의 작동이 끝난 연소실의 첫 피크 이후부터 연소 종료 시점이다. 측정 결과 연소실 압력 변동은 51.5%로 유사한 유속에서 fuel-rich 추진제를 적용했던 점화 실험 결과보다 높게 나타났다[3].

한편 각 실험 조건에 대한 O/F비는 5.13이 나왔다. Fig. 14에 NASA CEA를 통해 계산한 fuel-rich 추진제와 모사 공기간의 O/F비에 대한 화염 온도를 나타내었다[9]. 이것은 당량비 1인 조건인 O/F인 8.5에 비해 낮아 fuel-rich 조건의 연소임을 확인하였다.

Fig. 14. 
Flame temperature curve with O/F ratio.