어제 새벽에 북한이 대포동을 포함한 몇기의 미사일을 쏘아올린 일로 지금 세계여론이 뜨겁습니다.
개인적으로 생각해볼 때 로켓에 약간의 지식이 있는사람이라면 저런 구닥다리의 어설픈 물건으로는 절대로 미국이나 일본을 위협할 수 있는 물건이 아니란걸 쉽게 알 수 있는 일인데 무엇때문에 북한지도부가 굳이 이런일로 스스로 어려움을 자초하려하는지 이해가 가질 않습니다.
김정일이가 내가 알지못하는 유별난 재간이 있는 인물이어선지는 모르겠지만 일단 기술적으로는 두말할 필요가 없는 명확한 결론입니다. 미국에게는 차라리 알카에다의 자살돌격형 여객기가 더 실질적인 위협입니다
미국이 과거 60-70년대 아폴로계획시절 유인우주선을 달에 보낼때 지상이륙용 1단계 세턴로켓에 채용한 액체산소 산화제의 로켓체계로(이것은 발사전 위험하고 복잡한 절차의 준비작업이 필요합니다. 사실 이부분은 아직 본인으로써는 직접 본게 없으니 정확치는 않습니다만 위성에 포착된 사진으로보아 일단 발사전 준비작업으로 수많은 액체물질 운반체가 여러대 발사대 주변에 드나드는걸로보아 적어도 액체연료인것만은 분명하여 이경우 산화제로 액체산소가 아니더라도 최소한 질산류의 물질을 사용하는걸로 추정할 수 있고 만일 질산이라면 불안정한 대량의 산화제를 장기간 로켓연료탱크내에 손상없이 적재할 수 있는 금속기술이 있느냐의 여부가 또한 의문으로 남습니다. 설령 그렇다 할지라도 이 단계에서 상대국의 군사위성이나 항공정보수집체계에 포착되고 맙니다) 기도비닉이 전제된 기습공격용 탄도미사일을 만들어서 쏘아올려 겁을 준다는 발상 자체가 대단히 유머러스한 일일뿐 아니라 이를 보도하는 언론의 경우만 하더라도 장거리 탄도미사일이란건 일반 언론매체에서 수박 겉핥기식으로 다루는 단순 도달거리라든가 피해범위를 지도상에 동그라미로 그리는 식의 단순도식적인 사안이 아니며 실제로는 명칭과 내용이 얼마나 현실에 부합하느냐의 보다 입체적이고 실질적인 개념으로 판단해야 할 일입니다. 이는 어떻게 생각하면 과거 북한의 수공에 대비한 피해정도를 요상한 그래픽을 동원하여 여의도 63빌딩의 몇층까지 수몰이 가능하단식의 우매한 대중홍보물과 비슷하단 느낌을 받습니다. 이에반해 기술적으로나 전략적 관점에서 그들로써는 상상조차 할 수없는 실존의 위협으로써 미국 전역에 실전배치된 지하사일로의 고체연료 다탄두 미니트맨이라든가 역시 전략핵을 탑재한 트라이던트급 핵잠을 전세계의 주요해역에 전개중인 미국의 경우 대북압박용 정치적 빌미를 제발로 제공해주는 우스개일뿐, 오히려 이로인해 이웃 일본의 재무장 빌미만을 제공하는것 같아서 안타깝습니다.
간만에 서버의 백업작업을 하면서 막간의 시간을 내어 한자 적어봤습니다
아무튼 참 답답한 짬뽕들입니다
직접 일일이 적기가 귀찮아서 로켓의 구조와 종류에 관한 참조글 하나 올립니다
==================참조글: 로켓의 글=============================
로켓용 재료 및 추진제
2005/05/02 오후 6:53 | Physics
로켓용 재료 및 추진제(각 표 생략)
머리말
로켓은 기능적으로는 우주개발, 통신, 지구관측 등을 목적으로 발사되는 위성체 발사용 대형 로켓, Space Shuttle과 같은 우주왕복선의 발사 로켓, 지구 대기관측 및 미소(微少)중력 하에서의 재료실험을 위한 소형과학 로켓, 그리고 군사적인 목적으로 핵탄두나 폭발물을 운반하는 미사일에 사용되는 군사용 로켓 등으로 분류한다. 로켓의 추진 에너지가 추진제의 화학작용에 의해서 발생하느냐 또는 화학작용이 아닌 다른 형태의 에너지로서 공급이 되느냐에 따라서 화학로켓과 비화학로켓으로 분류한다. 화학로켓은 다시 고체추진제(solid propel- lant)로켓과 여러가지 형태의 액체추진제(liquid propellant)로켓, 그리고 이들 고체추진제와 액체추진제 시스템을 합하여 구성된 혼합형(hybrid)로켓으로 세분한다. 비화학로켓은 전기추진 시스템, 핵에너지 로켓, 레이저 및 태양에너지 로켓 등이 이에 포함된다. 이들 비화학로켓은 화학로켓에 비해 아직은 상대적으로 추력이 낮기 때문에 고추력이 요구되는 중력이 작용하는 공간에서의 비행체 운반용으로는 사용되지 못하고 있으며, 미소중력 상태에서의 위성체용 추력기나 혹은 무중력 상태에서의 위성체의 추진에 사용되고 있다.[1,2]
로켓의 개발 및 제작에 사용되는 구조재료 및 추진제는 이들 로켓의 임무 및 역할에 따라서 다양하게 개발되어 사용되고 있다. 최근에는 재료과학이 급속적으로 발달함에 따라 구조재료의 고강도 및 경량화 개발이 가속화되고 있으며, 실제로 이들을 사용하여 개발되는 여러가지 로켓의 성능은 크게 개선되고 있는 실정이다. 또한 고에너지 추진제의 등장으로 추진기관 성능은 현저히 증가해가고 있으며 따라서 동일한 임무를 수행하는 로켓의 부피는 예전에 비해서 점차적으로 작아지고 있다. 로켓에 있어서 구조재료의 고강도 및 경량화는 매우 중요하며, 이는 주어진 로켓 모터 혹은 엔진의 추력성능하에서 비행체가 더 멀리 안전하게 비행할 수 있음을 뜻하기 때문이다. 또한 추진제의 성능 향상은 주어진 추진제의 무게로부터 더 많은 에너지를 얻을 수 있음을 뜻하며, 이것을 다른 말로 표현하면 요구되는 일정한 추력 혹은 에너지를 얻기 위해서 더 적은 량의 추진제를 필요로 하기 때문에 결국은 추진제의 무게 감소로 인한 비행체 자체의 무게 감소로써 경량화가 가능하기 때문이다.
본 논문에서는 로켓을 구성하는 하드웨어와 액체추진기관(liquid rocket engine) 및 고체추진기관(solid rocket motor) 구조용 재료에 대해 간단히 설명하고 고체추진기관을 이루고 있는 각종 부품들에 대해 기능별로 이들의 역할과 관련된 재료들을 소개하고자 한다. 또한 이들 추진기관에 사용되는 화학추진제의 종류 및 이들의 성능에 따른 추진제 선정, 그리고 추진제를 이루고 있는 각종 성분들을 소개하고자 한다.
로켓의 구조재료
일반적으로 아음속 비행체에 대한 재료의 선정기준으로는 경량성, 강도성, 소재공급의 용이성, 가공성 등을 말할 수 있다. 이러한 재료선정 기준들을 만족시키는 재료로는 알미늄 합금이 대표적이다. 이에 반해서 로켓 엔진이 부착되어 초음속으로 비행하는 비행체의 재료선정에서 중요하게 고려되어야 하는 문제 중의 하나는 성능향상을 위하여 비행체 구조의 중량을 감소시키면서도 로켓 시스템의 안정성과 신뢰성을 극대화시킬 수 있도록 하는 것이다. 첨단 공정기술을 사용하여 기존의 재료보다도 성능이 우수한 새로운 재료를 개발했다고 하더라도 재료의 특성을 분석하고 안전성을 검증하여 상용화하기까지는 보통 10년 이상이 소요되기 때문에 로켓 시스템의 요구조건에 만족시키기 위해서 기존에 개발된 재료를 어떻게 적용시키는가 하는 응용연구가 개발연구와 병행되어 수행되고 있다. 선진국에서 이미 개발되어 각종 로켓에 사용되는 대표적인 구조 재료들을 소개하면 다음과 같다.[3,4]
알루미늄합금은 두랄루민이 1900년대 초부터 사용되면서 특성이 검증되었고, 계속 성능이 개량되어 기체구조용 재료로 가장 많이 사용되고 있다. 대표적인 합금으로 Al-Cu계 합금(2xxx)과 Al-Zn-Mg계 합금(7xxx)이 있는데, Al-Cu계 합금은 정적강도는 Al-Zn-Mg계 합금보다 낮지만, 피로에 대한 내구성 및 내식성이 더 우수하여 기본재료로 사용되고 있다. Al- Zn-Mg계 합금은 조성변경과 열처리공법개발 등을 통해 응력부식에 대한 저항성을 높이고 파괴인성(fracture toughness)를 증가시켜서 주로 압축이나 전단하중을 받는 곳에 많이 사용한다. 최근에는 Al-Li계 합금이 개발되어 일부 부품에 사용되고 있는데, Al에 비중이 0.53 g/cc인 Li을 소량 첨가하면 강성(modulus)을 10 % 증가시킬 수 있고 무게도 10 % 정도 감소시키면서 응력부식에 대한 저항성도 높다. 또한 석출상이 안정하기 때문에 고온에서도 우수한 특성을 보여주며, 초소성 성형(superplastic forming)이 가능하여 성형 가공성이 높으므로 점진적으로 기존의 재료를 대체하여 사용하고 있다.
티타늄합금은 여러가지 부식(corrosion) 분위기에서 내식성이 강하고 비강도(strength to density ratio)가 우수하며, 특히 알루미늄합금보다도 고온(300℃이상)에서 사용이 가능하다. 가장 많이 쓰이는 티타늄합금은 Ti-6Al-4V합금으로 강도도 높고 용접이 가능하여 온도가 높은 부위에 사용되고 있다. 이외에도 바나듐(V)이나 몰리브덴(Mo)을 첨가하여 열처리가 용이하고, 강도도 높으며 더 고온에서 사용이 가능한 티타늄합금이 많이 개발되어 있다. 이러한 우수성으로 인하여 현대 터보엔진의 무게 중 대략 ¼∼⅓이 티타늄합금이며, Ni계의 초합금(Superalloy) 다음으로 많이 쓰이는 엔진재료이다. 또 하나의 장점은 저온에서 높은 인성을 보여준다는 것으로 Ti-5Al-2.5Sn합금의 경우 －250℃에서도 높은 인성을 유지하고 있다.
니켈합금은 우주왕복선 주엔진 무게의 65 % 정도를 차지할 정도로 중요한 재료인데, 고온산화와 부식에 대한 내식성, 넓은 사용온도 범위 등으로 고온에 많이 사용된다. 대표적인 재료는 Inconel, Rene 41, Waspaloy, 그리고 MAR-M-246 등이다. 내식성은 좋으나 수소취성 특성이 있으므로 구리나 금으로 전기도금을 하거나 다른 재료를 덧붙여서 액체연료인 수소와 접촉하지 않게 하여 사용한다. 철강재료는 내식성이 좋은 stainless steel(S.S.)을 중심으로 많이 사용되어 왔고 현재에도 비강도가 큰 문제가 아닌 경우에는 사용되고 있다. 최근엔 가능하면 티타늄합금으로 대체하는 추세이지만 수소취성에 대한 저항력이 크고, 강도가 높고, 열팽창계수가 작은 Incoloy나 석출강화 S.S. 등이 기능성 재료로 사용되고 있다. 이외에도, 구리합금은 열전도성이 높고 내식성이 좋으며 가공하기 쉬운 장점으로 연소챔버(combustion chamber) 등 열전달이 빨리 되어야 하는 부위에 사용된다.
이 밖에 우주에서의 태양열 조사에 의한 복사 가열 등에 의하여 비행체 외부의 구조재료와 내부의 전자 및 유압장비 등을 보호하거나 혹은 대기권 진입시의 높은 표면온도가 기체구조표면으로 전달하는 것을 차단하는 역할을 열차폐재료(thermal protection materials)가 사용되고 있다. 우주왕복선의 경우 100번 가량 재사용이 가능하며 －160℃의 극한 우주환경과 거의 1600℃에 달하는 재진입 온도에서 사용되어야 하므로 여러 환경조건에서 특성변화나 강도저하가 없어야 한다. 따라서 이 재료는 고온에서 사용이 가능하고 무게를 절감할 수 있는 재료 중에서 선정되어야 한다. 또한 외부 표피에 적용되어야 하므로 공기역학적인 요구사항이 충족되어야 한다. 탄소/탄소 복합재료는 비결정 탄소기지에 탄소섬유를 강화시킨 복합재료인데 재진입시 1200℃가 넘는 부위에 사용된다. 산화방지를 위해 표면은 SiC 코팅을 하여 사용한다. 재진입시 온도가 1200 ℃ 이하인 부위에는 고순도 실리카 재료를 사용하는데 이것은 90%가 기공이므로 비교적 가볍고, 두께는 부위에 따라 2.5∼12 cm이다. 방수처리를 위해 표면에 얇은 유리피막을 입혀서 사용하며, 1200℃의 로에서 꺼낸 직후 찬물에 담구어도 손상을 입지 않을 정도로 열에 강하다. 그러나 이 재료는 기체의 하중변형을 견디지는 못하므로 표면에 직접 부착할 수는 없고, 기체의 구조적인 변형이나 열팽창, 진동 등으로부터 분리시키기 위하여 얇은 노멕스(Nomex) 등을 사용한다. 최근에는 Nextel이라는 재료를 20%정도 첨가하여 더 강도가 강하고 사용온도도 높으며 가벼운 재료를 개발하여 사용하고 있다. 650℃ 정도의 온도범위에 노출되는 외부는 고순도 실리카, 내부는 유리직물인 재료를 직조하여 재료를 기체표면에 직접 실리콘 접착제로 부착한다. 이보다 더 낮은 온도인 370℃ 이하의 온도범위에서는 노멕스 재료를 직접 사용하며 방수와 열광학 특성을 만족시키기 위해 실리콘 탄성고무 코팅을 한다.
액체엔진의 구조재료
액체추진 로켓엔진에 사용하는 재료는 저온 액체와 접촉되어야 하므로 인성(toughness)과 연성(ductility)저하가 가장 큰 문제이고, 또한 뜨거운 배기가스와 만나는 금속은 고온에서 크립(creep)과 부식(corrosion)에 대한 내구성이 있어야 한다. 특히 액체엔진의 추진제로 많이 사용하고 있는 수소와 산소는 많은 재료를 취약하게 하는데 예를 들면 마텐사이트강, 니켈합금 그리고 티타늄합금 등이 더운 기체 수소에 노출되었을 경우 강도가 저하되는 현상을 나타내며, 이는 이들 재료가 수소취성(hydrogen embrittlement)성질을 갖기 때문이다. 티타늄합금은 기체나 액체 산소와 질산가스 등과는 반응을 일으킬 수 있으므로 여러 추진제로부터의 연소부산물과의 접촉은 피해야 하며 액체추진 로켓엔진에는 사용이 제한될 수 있다.[5] 액체수소, MMH(monomethyl hydrazine) 그리고 탄화수소연료인 RP-1 등의 연료체계에는 티타늄합금의 사용이 가능한데, pump impellers, valve bodies, pump housing, high-pressure fuel ducts, pressure bottles, 노즐 등에 사용된다. 우주왕복선의 주추진시스템에 사용되는 반경이 1 m가 넘는 헬륨탱크의 내부 라이너는 티타늄합금이고 외부는 고분자 복합재료로 감싸져 있다.
산소는 자연발화의 가능성이 있기 때문에 이것과 호환성(compatibility)이 없는 티타늄합금이나 마그네슘합금은 기체나 액체 산소와의 직접 접촉을 피해야 한다. 대부분의 비금속은 산소와 접촉을 피해야 하는데, 테프론과 Kel-F와 같은 불화탄소재료는 제한적으로 사용할 수도 있으나, 사용 전에 꼭 뱃취별로 시험되어야 한다. 연료탱크 구조는 대부분 알루미늄합금을 사용한다. 액체추진 로켓엔진의 재료를 선정하는데 고려되어야 할 또 다른 사항은 부식과 응력부식균열에 대한 저항성이다. 대부분의 추진제와 배기가스는 금속을 부식시키므로 각 재료시스템마다 적합성을 시험해야 한다. 또한 보관 중의 환경상태도 중요한데 합금강, 마그네슘합금, 그리고 고강도 알루미늄합금은 습기나 염기와 접촉하지 않게 안전하게 보관되어야 한다. 실제로 미국의 델타로켓 연료탱크에서 공식(pitting)과 입계부식(integranular corrosion) 등이 발견되어 문제가 된 경우가 있었다. 응력부식균열에 취약한 재료는 고강도 열처리합금강, 석출경화 S.S., 그리고 T6-열처리한 고강도 알루미늄 합금강 등이다.
고체 모터의 구조재료
우주발사나 과학관측용으로 사용되는 전형적인 고체로켓 추진기관(solid rock- et motor: SRM)은 그림 1과 같이 연소관(motor case), 점화기, 추진제 그레인, 연소관 내열재, 노즐 목, 노즐 내열재, 전후반 스커트로 이루어져 있다.[1] 고체 로켓 추진기관은 그 구성요소에 움직이는 부분이 없고, 추력 대 질량비가 대단히 높고, 짧은 시간 동안에 커다란 추력을 발생하기 때문에 고속 비행체의 가속에 아주 적합하다. 또한 SRM은 그 구조의 간단함과 저렴한 가격 때문에 우주발사체나 과학관측로켓 등에 많이 사용되고 있으며, 인공위성을 궤도에 진입시키기 위한 우주추진용 SRM, 즉 AKM(apogee kick motor)에도 응용되고 있다.
1. 모터 케이스(motor case)
모터 케이스를 개발하기 위한 재료의 선정 조건 중에서 가장 중요한 것은 고체추진제가 연소될 때 생기는 내부의 고압에 잘 견딜 수 있도록 하면서, 구조물의 무게는 경량화가 되도록 하는 것이다. 모터 케이스의 벽이 두껍고 무거우면 튼튼하고 부하에 잘 견디지만, 반면에 추진기관의 효율 혹은 성능이 급격히 저하된다. 특히 우주추진용 로켓에 있어서 경량화는 대단히 중요한 고려사항이며, 경량화와 동시에 어떻게 하면 가장 작은 안전여유(margin of safety)를 사용하여 설계 제작하는 기술은 로켓의 성능에 큰 영향을 미친다. 모터 케이스의 설계와 관련해서 고려할 사항은 다음과 같다. 로켓 추진기관 구조물(추진제 제외)은 발사 후 요구되는 비행성능 및 임무수행을 위하여 가능한 무게를 최소화함과 동시에 충분한 안정성을 보장할 수 있어야 한다. 선진국에서 사용하는 추진기관의 모터 케이스 소재로는 크게 금속 재료와 고분자 복합재료로 구분된다. 금속재료에는 스틸, 티타늄, 그리고 알루미늄이 있으며, 이들 금속재료의 선정은 추진기관의 임무에 따라 달라진다. 고분자 복합재료도 고분자 매트릭스와 보강재의 종류에 따라 아주 다양하게 구분되며, 응용범위도 달라진다.
(1) 금속재료[6]
복합재료가 개발되기 전에는 금속재료가 대부분 모든 모터 케이스에 적용되었으며 선진국에서는 금속재료와 관련된 자료도 많이 보유하고 있는 실정이다. 지금까지 금속재료가 추진기관 모터 케이스에 응용된 예를 보면, 먼저 철강합금인 스틸인 경우, Minuteman의 1단, Titan의 3단, 우주왕복선의 SRB, 각종 전술 미사일, Scout의 1단 및 2단 등에 사용되고 있으며, 티타늄 합금인 경우는 Minuteman의 2단, Titan의 2단, PAM의 상단, 그리고 알루미늄합금인 경우는 우주개발용 추진기관에는 별로 사용하지 않으며, 소형 로켓 모터 케이스의 부식이 문제가 되는 경우에 응용되고 있다. 이와 같이 이들 금속재료가 응용되는 예가 서로 다른 것은 이들이 갖는 고유의 물성 때문이며, 추진기관의 임무에 따른 최적 설계 조건을 만족하기 위해서이다. 이들의 구체적인 물성은 표 1에서 보여준다.
(2) 고분자 복합재료
앞에서도 언급한 바와 같이 추진기관 모터 케이스의 경량화는 로켓 성능 향상에 큰 영향을 미치게 되며, 대단히 중요한 설계 고려사항이다. 따라서 고체 로켓 추진기관 성능 향상 요구는 로켓 구조물에 비철금속인 고분자 복합재료(polymeric composite)를 사용함으로써 더 가볍고 견고한 모터 케이스의 개발을 가져오게 하였다. 초기에는 소형 모터나 우주용 원지점 모터(apogee kick motor) 등에 응용되었으나 근래에 와서는 Polaris, Poseidon, Trident, Pershing, Peacekeeper, Titan III의 3단, Scout의 3, 4단, space shuttle 개량형 SRB, 델타의 보조 로켓 등에 고분자 복합재료 기술이 응용되고 있다.
고분자 복합재료는 강화섬유(reinforcing fiber)에 매트릭스(matrix) 역할을 하는 미경화된 수지(resin)를 함침시켜 경화시킨 것을 말한다. 강화 섬유의 형태에 따라서 여러 가지 종류가 있지만, 모터 케이스 제작에 사용되는 것은 일방향성의 필라멘트 와인딩용으로써 금형 위에 연속적으로 감아서 모터 케이스 형상의 구조물을 제작한다. 이때 필라멘트에 코팅된 고분자 수지는 B-stage까지 경화시킨 상태로써, 모터 케이스가 일정한 형태로 제작되고 난 후에 압력과 열을 가해주면 완전 경화되어 고유의 물성을 갖게 된다.[7]
① 고분자 수지 조성
고분자 복합재료의 물성은 우선 매트릭스의 화학구조 및 특성에 좌우되며, 또한 모터 케이스의 공정조건에 심각한 영향을 미치기 때문에, 결과적으로 모터 케이스의 성능은 어떤 종류의 매트릭스 조성을 개발하는가에 크게 좌우된다. 특히 매트릭스의 제 2차 전이온도(glass transition temperature: Tg)의 범위는 고분자 수지 조성에 큰 영향을 받게 되며, 외부환경에 따른 열적 성질 및 치수 안정성과도 밀접한 연관성이 있다. 고분자 복합재 모터 케이스에서 경화된 매트릭스가 하는 주요한 역할을 요약하면 다음과 같다.
- 모터 케이스에 가해지는 하중의 분산
- 외부의 환경으로부터 모터 케이스 표면 보호
- 하중을 담당하는 강화 섬유의 지지
- 강화섬유의 계면에서 발생되는 갑작스런 파괴 성장(crack growth) 방지
- 충격 및 파괴강도 향상
고분자 매트릭스에는 열가소성 및 열 경화성 수지가 주로 이용되고 있는데, 모터 케이스에 사용되는 수지는 열 경화성 수지가 선호된다. 주위환경, 즉 온도 및 습도에 노출되기 쉬운 모터 케이스에는 주로 다관능 에폭시 수지가 많이 응용되고 있다. 일반 범용 에폭시의 분자구조를 개량해서 탁월한 물성 및 열 안정성을 갖도록 조성 연구를 수행하며, 에폭시기와 화학반응이 가능하면서 고온에서 안정된 분자구조를 갖는 경화제를 혼합하여 프리프레그를 제조한다.
② 강화 섬유
필라멘트 와인딩용 강화섬유는 다양하게 개발되어 그 종류도 많이 있지만, 모터 케이스용으로는 주로 탄소 섬유가 이용되고 있다. 1970년 중반에 개발된 Peacekeeper의 1단은 저급의 탄소 섬유보다 물성이 뒤떨어진 케블라를 사용하였지만, 최근에 개발되고 있는 모터 케이스의 대부분은 탄소 섬유를 사용하고 있으며, 이것의 물성은 비탄성 및 비강도가 상대적으로 높다. 탄소 섬유의 원소재 및 제작 공법에 따라 PAN-based, pitch- based, 그리고 rayon-based 탄소섬유로 구분한다. 이들 탄소섬유는 아주 섬세한 필라멘트 상태로 생산되며, 수백에서 수천 가닥의 필라멘트로 이루어져 있으며, 이를 "tow"라고 부른다. 탄소 섬유를 강화섬유로 사용하기 위해서는 고분자 매트릭스와의 계면 접착력을 고려해야 하는데, 이를 위해서 탄소섬유의 표면 처리법이 개발되었으며, 표면에너지를 높여서 wetting이 잘되도록 하는 방법을 개발하여 응용하고 있다.
2. 연소관 내열재[8]
(1) 기능
로켓 고체 추진기관 내열재(insulation)는 고체 추진제와 모터 케이스 사이에 위치한다. 이것의 주요 기능은 고체추진제가 연소될 때 발생되는 높은 연소 온도(3,000∼3,500℃)로부터 모터 케이스를 보호하기 위함이지만, 다음과 같은 부수적인 기능을 갖는다.
- 특정 부위에 위치한 추진제 그레인 표면 연소 방지
- 모터 케이스의 변형, 외부 충격으로부터 고체추진제 보호
- 추진제 및 라이너에 포함되어 있는 이동성 화학 물질의 확산 방지
- 추진제 연소시 생성되는 연소가스로부터 모터 케이스 보호
- 모터 케이스 접합 부분에서 발생될 수 있는 압력 손실 최소화
- 노즐 방향으로 연소 가스의 층류(laminar flow)를 유도
위의 기능을 모두 만족시키는 내열재료는 아직 없으며, 적절한 내열재 설계를 통해서 내열재료의 부족한 점을 향상시킬 수 있다. 추진기관 내에서 고체추진제 연소시 일어나는 특성은 크게 다음의 세 가지, 즉 높은 열의 발생, 높은 압력, 빠른 속도의 연소 가스 생성이다. 이러한 조건하에서 사용될 수 있는 내열재는 삭마 재료(ablative materials)이어야 하며, 특수한 물성을 갖는 재료의 개발이 요구된다. 고체 추진기관내의 내열재가 고온의 연소가스 혹은 열에 노출되면 재료의 열 분해가 시작된다. 이와 덧붙어서 고체 추진기관에서 발생되는 매우 빠른 속도의 연소 가스는 열 분해가 시작되는 내열재 표면에 더욱 더 심각한 영향을 준다. 전자가 열화학적 침식(thermo- chemical erosion)이라고 하면, 후자는 기계적 침식(mechanical erosion)이 된다. 이런 복합 현상 때문에 내열재의 표면에서 열분해되는 현상을 정확히 규명하기는 매우 어려운 실정이다.
열 분해시 발생되는 분해 물질 중에는 휘발성 성분의 분자(volatile molecular products)가 생성되는데, 이것은 흡열반응(endothermic reaction)에 의한 것이며, 이 때문에 표면 온도가 조금 낮아지도록 고려되었다. 만약 생성된 분해 물질이 반응성 있는 분자 구조이면 산화에 의한 열이 생성되며, 분해 속도를 더욱 촉진시키는 결과를 가져온다. 또한 생성된 숯층(char)이 견고하지 못하면, 빠른 연소 가스와 함께 숯층이 소멸되면서 침식(erosion)이 발생한다. 이 때문에 새로운 표면이 나타나고, 열 분해가 계속 되풀이되면서 재료의 두께가 얇아지게 된다. 만약 생성된 숯층이 견고하면, 재료의 침식(erosion)이 감소하게 된다. 모터 케이스 내열재에 대한 열분해 현상은 대체적으로 세가지 영역으로 나누어지는데, (1) 처녀층(virgin-material zone), (2) 열분해층(decomposition zone), 그리고 (3) 숯층(char zone)이다. 이들에 대해 좀 더 상세히 설명하면 다음과 같다.
처녀층에서는 그 현상이 비교적 간단하다. 온도 상승이 크지 않기 때문에 화학적 및 물리적 성질의 변화는 거의 없다. 그리고 열은 재료 자체의 전도에 의해 전달되므로 재료로서의 문제점이 없다. 열 분해층에서는 분자간의 찢어짐(scission)이나 파열(fragmentation)을 하기 위한 에너지가 흡수된다. 물질의 온도가 증가함에 따라 분해 반응은 더욱 격렬해지고, 이에 따라 고분자 무게도 감소한다. 또한 무기 충전제의 일부도 분해하여, 포함된 물 분자를 잃어버린다. 분해 층에서는 두 가지의 에너지 전달 방법 즉 (1) 전도에 의한 전달 (2) 열분해에 의해 뜨거운 분해 물질로서 유실됨으로 인한 에너지 전달이 존재한다.
반응 온도가 증가함으로서 전체 삭마 과정에서 야기되는 총 에너지 중 상당 부분이 열분해 가스의 가열이나 열분해로 흡수된다. 흡수되는 에너지량은 이 반응에 관계하는 물질의 화학적 성질과 반응이 진행되는 온도에 따라 변한다. 일반적으로 분해 반응 중 일부의 반응은 발열 반응이지만, 대다수의 분해 반응은 흡열 반응이다. 숯층에서의 현상은 분해층에서의 현상과 유사하며, 근본적인 차이점은 나타나는 특정한 반응이 다르다는 것이다. 분해 반응은 분해를 계속하여 결국 기본적인 원소인 탄소로서 잔존하는 잔유물을 만들게 된다. 무기질 성분의 분해 및 열분해 가스의 분해 역시 이 숯층의 특성이다. 정온 열분해는 소위 탄소 침적 효과라고 명명되는 숯층에 탄소의 침적을 야기시킨다. 숯층에서는 열분해 가스의 정압 및 질유량, 조성과 온도상승 등 모든 것이 시간에 따라 변한다.
(2) 내열재료
고체 추진기관에 사용되는 내열재의 특성은 무게의 경량성, 높은 내침식성(낮은 삭마속도), 낮은 열전도도, 형상 변형 가능성, 그리고 모터 케이스 및 고체추진제와의 접착을 위한 접착제와의 상용성 등이다. 이러한 이유 때문에, 지금까지 개발되어 온 사례를 보면 복합형재료를 많이 이용하고 있다. 복합형 재료는 주로 고분자 매트릭스에 강화재로 사용되는 충전제가 함유되어 있는 구조물이다. 고분자 매트릭스는 충전제를 서로 결합하기 때문에 바인더(binder)라고도 불리우며, 탄성고무 혹은 열 경화성 플라스틱들이 많이 응용되고 있다.
내열재로 사용되는 탄성 고무에 대해 다음과 같은 기본적인 재료의 특성이 요구된다.
- 비교적 유연해야 하며, 탄성 강도가 낮아야 함.
- 변형율이 우수해야 함(700∼800%)
- 하중을 가했다가 놓으면 재빨리 본래 위치로 복귀하는 복원력이 좋아야 하며, 영구 변형률이 낮아야 함.
- 비결정성이어야 하며, 유리 전이 온도가 로켓 발사시의 외부 온도보다 낮아야 함.
위의 조건을 만족하는 탄성고무는 styrene-butadiene rubbers (SBR), acrylonitrile-butadiene rubbers(NBR), isobutene-isoprene rubbers(Butyl Rubber), ethylene-propylene diene rubber(EPDM), polysulfide, silicone, 그리고 urethane 등이다. 이들 바인더는 여러 종류의 충전제와 같이 사용되고 있으며, 1980년도 이전까지는 석면(asbestos)이 주로 선택되었으나, 이것의 발암성 때문에 지금은 사용이 금지되어 있으며, 근래에는 실리카, 케블라, 카본 화이버, 카본 블랙 등이 많이 사용되고 있다.
열 경화성 바인더는 주로 페놀 수지에 석면, 카본 섬유, 카본 천, 유리 천, 나이론 등의 강화재가 함침된 것이 이용되며, 특히 무연 추진제를 사용하는 고체 로켓 모터 케이스에는 무연 효과를 향상시키기 위해서 열 경화성 내열재가 필수적이다. 이것은 또한 낮은 삭마 속도의 성질을 갖기 때문에 가스의 높은 질량 유동 조건(>1.3 lb/in2-sec)하에서 사용함이 일반적이다.
위에서 소개한 여러가지 종류의 고분자 바인더 및 충전제의 선택은 고체 추진제의 종류에 따라서 달라진다. 일반적으로, NBR 및 EPDM은 복합형 추진제(composite propellants)에, SBR, NBR-페놀, EPDM, 페놀 등은 니트라민 추진제(DB, CMDB, XLDB)에, silicone, butyl rubber, EPDM은 낮은 온도의 연소 가스가 생성되는 고체 추진제에 응용됨이 일반적이다.
3. 라이너[9,10]
라이너는 로켓 추진기관 모터 케이스 혹은 추진기관 내열재와 고체추진제를 접착시켜 case-bonded 고체 추진기관을 만들기 위해서는 필수적인 것이다. 추진기관 내열재 및 고체추진제의 종류에 따라 라이너의 종류도 다양하지만 주로 고무상 재료(rubbery materials)를 사용함이 일반적이다. 즉 외부환경에 의해 고체추진제의 변형이 일어나면, 라이너도 같이 변형이 진행되어 고체추진제의 case-bonding에 아무런 영향을 주지 않아야 한다. 이와 같은 요구조건 때문에 이것의 원료는 주로 고체추진제의 고분자 바인더가 사용되며, 물성향상을 위해서 기타 첨가제 즉, 고분자 결합제, 가소제, 강화재, 보조 강화재 등이 첨가되며, 공정상 thixotropic 재료가 첨가된다.
미경화 라이너의 점도는 0.5∼1.5 kpoise로 조절해서 case- rolling 혹은 spray 공법으로 모터 케이스에 적용된다. 또한 이것의 설계는 가장 적절한 두께를 선택하는 것과 flap을 어떤 형상과 크기로 해서 성능 향상 효과를 가져오는가를 고려하는데 중점을 둔다. 고에너지 고체추진제에 적용되는 라이너는 powder embeddment라고 불리우는 것을 사용하고 있으며, 때로는 linerless 기법을 사용하기도 하지만, 이것은 일반적 적용 방법이 아니며, 특정 프로그램에만 적용시키고 있다. 또한 라이너와 고체추진제 혹은 모터 케이스와의 접착력을 시험하기 위한 많은 방법이 제시되고 있는데, 주로 많이 선호하고 있는 방법으로는 시험 각도에 의존되는 접착 박리 강도(peel strength)와 접착 장력(bond-in-tension) 시험법이다. 일반적으로 고체추진제와의 접착력은 주어진 조성하에서 라이너의 두께에 의해서도 변화한다. 최근에는 추진기관의 성능을 보다 더 향상시키기 위해서 라이너가 없는 linerless 접착기법을 개발하여 활용 중에 있다.[11]
4. 노즐[12]
고체추진기관의 노즐은 연소실에서 발생하는 고온 가스의 에너지를 효과적으로 전환하여 추진기관에 추력을 부과하는 역할을 담당하므로, 노즐의 설계는 추진기관 및 비행체계의 요구사항 및 제약 조건하에서 노즐자체의 유체역학, 열역학, 그리고 구조적인 안정성을 고려해야 하며, 추진기관의 여타 구성품과의 조립성 등을 감안해서 검토해야 한다.
이를 위해 유체역학적 설계 단계로부터 임무에 맞는 추력을 갖는 노즐의 초기 형상 및 크기가 결정되면, 열 설계를 통해서 고온의 배기가스에 의해 형성되는 삭마환경에 대해 노즐 내부 표면의 형상 유지 및 구조물의 온도 상승을 수용가능한 수준으로 유지할 수 있는 재료 및 공법을 선택한다. 구조적인 측면에서 예상 하중을 견디면서 노즐 내열재를 지지할 수 있는 구조물의 설계가 이루어져 무게, 성능 및 가격 등의 관점에서 효율성이 높게 반복적인 설계, 시험 단계를 거침으로써 실제적으로 최적 상태에 근접한 노즐이 개발된다.
고체추진기관의 노즐 형상 및 구성은 공기역학 혹은 유체 역학 설계, 열 설계, 그리고 구조설계에 좌우된다. 공기역학적인 측면에서 보면 먼저 노즐 입구에서 (1) submerged (2) external (3) blast tube형으로 구분되며, 다음 부분이 노즐 목이며, 노즐 출구에서는 conical과 contoured 형상으로 구분하여 설계한다. 또한 추력방향제어(TVC)를 위한 노즐 기능으로 구분할 때는 TVC의 방법에 따라 고정 노즐 혹은 가동 노즐형상으로 설계한다.
노즐에 사용되는 소재로는 노즐 housing에 SCM 430 고강도 강철 혹은 단섬유상의 고분자 복합재를, 그리고 노즐 내열재에는 부위에 따라서 서로 다른 삭마재료가 사용되며 탄소/페놀 및 규소/페놀 복합재료가 노즐 출구 및 입구 부위에서, 그리고 graphite 및 탄소/탄소 복합재가 노즐목에서 사용된다. 가동노즐의 flexible bearing에는 탄성고무와 고분자복합재 혹은 고강도 스틸이 교대로 부착되어 액츄에이터에 의해 노즐의 변형을 유도하게 된다.
5. 점화기[9]
고체추진제의 점화는 외부 에너지원으로부터 입력신호(보통 전기적신호)가 착화기에 전달되면 열 에너지로 변환되어 점화기가 점화되며 점화기에서 방출된 화염이 추진제 그레인에 전달되어 추진제 일부로부터 점화가 시작되고 화염이 추진제 전 표면으로 확산되면서 추진제 전표면의 연소가 이루어지며 연소가스가 연소실 내부 자유공간을 채우므로 연소실 압력을 높이는 등 일련의 복잡한 과정을 통하여 매우 빠른 순간에 이루어진다.
추진기관에 가장 많이 사용되고 있는 점화제는 B-KNO3이며, 이외에도 열이 상당히 안정하고, 가스발생이 적으며, 고온의 입자를 생성하는 Aluminium/Cupric oxide(A1/CuO), 비교적 무연인 Zirconium/Barium chromate(Zr-BaCrO4), 습기에 강하고 높은 고도에서도 점화가 쉬운 Zr-Ni/KCIO4-Ba(NO3)2 등이 점화 주장약으로 사용되고 있다. 점화제는 기능에 따라 주장약(main charge), 증속장약(booster charge), 유지장약(sustainer charge)으로 구분하고, 형태에 따라 분말, 입상, 펠렛, 슬러그 등으로 분류된다. 또한 화학적 조성에 따라 흑색화약, 금속연료-산화제, 고체 추진제로 구분하기도 한다.
화학추진제
일반적으로 넓은 의미에서 화학추진제라고 불리우는 물질은 폭발할 수 있는 성질을 갖고 있으며, 짧은 시간내에 수백, 수천배 이상으로 급격한 부피팽창을 일으킬 수 있는 물질들을 말하며, 그 속에는 화학추진제, 화약류, 폭발물, 혹은 이들의 원료나 원재료로 제조된 화학물질이 모두 포함된다. 추진제의 연소시 발생되는 에너지는 그 반응물질의 열화학적 특성에 따라 차이가 많겠지만 일반적으로 그램당 1,000 cc 정도의 연소가스와 1,000 칼로리 수준의 높은 에너지를 발생시킨다. 이런 고에너지 물질들은 외부로부터 산소의 공급없이 반응이 진행되므로 외부와 완전히 고립된 밀폐용기 속에서나, 우주공간 혹은 물속에서도 연소가 가능하다. 이 물질들은 비교적 좁은 용기속에 쉽게 저장하여 연소시킬 수 있기 때문에 로켓 연료로써 많이 활용되고 있으며, 물질의 상태에 따라 고체 및 액체추진제로 구분한다.[12]
1. 이론 성능[13]
주어진 로켓의 설계조건에서 이것의 성능 즉 속도증가 및 비행거리를 좌우하는 것은 추진제의 비추력(specific impulse: Isp) 혹은 연소 생성물의 배출속도이다. 물론 비추력 이외에도 추진제의 밀도도 로켓성능에 주요한 요소가 되지만, 로켓의 크기가 커질수록, 또한 로켓의 고도가 높아질수록 추진제의 밀도가 미치는 영향보다는 비추력이 로켓의 성능에 미치는 영향이 상대적으로 커지게 된다. 비추력은 추진제의 단위 질량당 보유하고 있는 추력의 척도이며, 이는 추진제가 보유하고 있는 열역학적 성질로서 최적의 성능을 가질 수 있는 산화제 및 연료의 구성비가 연소조건 및 연소안정성의 개선을 위해 평가된다. 새로운 화학추진제 개발시 비추력을 높이기 위한 노력을 하는 것도 이러한 이유 때문이다.
추진제의 추력 성능 평가는 연소반응에 따른 평형관계를 계산하는 것으로써, 분해생성물과 반응물 사이의 화학반응평형에 기초하여 이론적으로 계산되며, 상변화가 수반되는 경우에는 각 상에 대한 물리적인 상평형이 병행 고려된다. 이러한 열역학적인 평형의 중요성은 반응경로에 무관한 이론적인 반응열, 생성물질의 조성 및 열역학적 제반 물성치를 추산하는데 있다.[14]
2. 고체추진제
고체추진기관의 구조가 비교적 간단함에도 불구하고 고체추진제의 개발은 상대적으로 까다로운 과정을 거쳐야 함이 일반적이다. 일반적으로 고체추진제의 성능은 조성에 따라 판이하게 달라지게 된다. 즉 대량 첨가되는 산화제 및 연료 뿐만 아니라 소량 첨가되는 첨가제의 종류와 양에 따라 그 성능이 좌우된다. 또한 모든 고체추진제가 기능을 가진 성분들로 구성되어 있는 것이 아니라 고체추진제를 사용하는 추진기관의 목적에 부합되도록 추진제의 원료 성분들이 구성된다. 고체추진제를 조성(ingredients)별로 나누면 크게 세가지로 구분되며, 균질성, 니트라민, 그리고 불균질성계 추진제들이다. 이중에서 미사일 혹은 우주개발용으로 사용되는 고체추진제는 주로 불균질성계의 복합형이며, 이것을 복합형 고체추진제(composite solid propellant)라고 한다. 이것의 조성에는 세가지의 기본 성분이 요구되는데, 바인더 및 연료 역할을 하는 유기물질의 고분자 재료, 고체 상태의 산화제, 그리고 금속연료가 필수적이다. 이 밖에도 고분자 바인더를 가교시키기 위한 경화제, 산화방지제, 연소촉매, 가교반응촉매, 가소제 등이 사용된다.[10]
고체추진제를 개발할 때 고려해야 할 기본적인 조건은 이것의 내탄도 성능 및 구조적인 만족도이다. 다시 말하면, 첫째, 비추력이 높아야 하는데, 해수면에서 7 MPa(1,000 psi)의 연소실 압력 조건에서 180초∼290초 범위에 들어갈 수 있어야 한다. 높은 비추력을 얻기 위해서는 높은 연소 온도가 요구되며, 연소시 발생되는 연소 가스의 분자량이 작아야 한다. 이를 위해서 분자량이 낮은 원소, 즉 Li, C, H, N, O 등을 포함하고 있으면서 생성열(heat of formation)이 플러스(+)이거나, 낮은 값의 마이너스(－) 수치를 갖는 화합물이 고체추진제 산화제 원료로서 제일 유리하다. 실제로 이런 조건들을 모두 만족하는 화합물의 종류는 매우 제한적이다. 둘째, 높은 비추력과 더불어 높은 밀도가 요구된다. 이것은 모터 케이스의 부피를 줄이는 효과도 있지만, 연소시 낮은 연소 상수를 얻을 수 있으며, 연소 재현성을 높일 수 있기 때문이다. 세째, 광범위한 온도 범위 내에서 기계적 성질 및 물성이 우수해야 한다. 고체추진제는 구조재료이기 때문에 여러 가지 요인에 의해 균열이 발생될 수 있다. 균열이 생성되면 이것의 연소 표면적이 커지게 되며, 연소시 모터 케이스 내에 예기치 못한 높은 압력이 예상되며, 심지어는 불상사까지도 초래된다. 고체추진제의 균열은 취급 중이거나, 경화반응 중의 열적 변화, 점화시 급격한 내부 압력상승(ignition pressurization) 등으로부터 생성된다. 이러한 균열을 예방하기 위해서는, 우선 고체추진제 자체의 기계적 성질이 고려되어야 한다. 또한 주어진 외부환경 조건하에서 고체추진제의 그레인 변형이 거의 일어나지 않아야 하며, 이를 위해서는 각종 물성이 우수해야 한다. 즉, 구조적 integrity가 있어야 한다. 네째, 앞에서 언급한 내용 이외에도 저연(minimum smoke)과 무연(smokeless) 그리고 무공해성이 요구되는 경우도 있으며, 연소속도, 독극성, 폭발성, 안전성, 공정성, 단가(cost) 등이 고려되어야 한다. 위에서 열거한 조건을 모두 만족하는 고체추진제 개발은 실제적으로 매우 어렵기 때문에, 사용 용도에 따라서 해당 조건들을 고려해서 개발함이 일반적이다.
어떤 추진기관에 고체추진제를 충전하고자 할 때 추진제를 선정하는 절차는 다음과 같다. 먼저 예비설계 과정에서 추진기관의 부피, 필요한 추력, 구조상 추진제에 가해지는 응력, 추진제의 형상 등을 고려하여 추진제의 종류를 선택하고 추진제에 대한 각종 특성을 종합적으로 비교 분석한다. 선정된 추진제에 대한 성능, 내탄도 특성, 기계적 특성, 환경변화에 대한 안정성, 추진제의 위험도 등에 대해 점검한 후에 선정된 추진제를 표준 추진기관에 충전하여 지상연소시험을 통하여 여러 가지 자료를 수집 분석하며, 문제점이 없으면 실제 추진기관에 추진제를 적용하게 된다.
지금까지 개발하여 여러 용도로 사용하고 있는 고체추진제 종류는 표 2[16]와 같으며, 용도에 따라 여러 가지로 개발되어 운용 중에 있다. 실제로 이들의 조성이 조금씩만 변화하여도 성능 및 특성에 큰 영향을 미치기 때문에 개발시에는 이론 성능과는 달리 많은 시행착오가 동반되기 마련이다. 이들 중에서 우주개발용 추진 모터로 많이 사용되는 것은 안정성이 가장 뛰어난 알루미늄이 함유된 복합형 고체추진제(aluminized composite propellant)로써 고분자 바인더로는 HTPB(hydroxy- terminated polybutadiene)가 가장 많이 사용되고 있다. HTPB이외에 PBAN(polybutadiene-acrylonitrile-acrylic acid) 및 CTPB (carboxy-terminated polybutadiene)가 과거에는 많이 사용되었으나 새로운 추진기관 시스템에는 HTPB로 대체되고 있는 실정이다.[15]
복합형 고체추진제 다음으로 현재 개발되어 사용되고 있는 것으로는 고에너지 고체추진제이며, 이것은 높은 비추력을 갖는 장점이 있지만 취급시 복합형 추진제보다 안정성이 뒤떨어지기 때문에 대형 1단 추진 모터보다는 소형의 2단 및 3단 혹은 4단 모터에 사용되는 게 일반적이다. 그러나 미국의 최신 대륙간 탄도미사일(ICBM)과 같이 정교하게 관리되고 운영되는 로켓추진기관 시스템에는 고에너지 추진제가 이들의 성능향상을 위해서 사용되고 있다. 최근에는 대기오염의 문제성 때문에 무공해 고체추진제(clean solid propellant)가 선진국에서 개발되어 시스템에 적용될 준비를 하고 있다. 이와 같이 재료과학이 발달할수록 더 우수한 성능을 갖으면서 로켓 시스템에 적용 가능한 에너지원이 될 수 있는 고체추진제가 계속 연구개발되어 소개되고 있다.
3. 액체추진제
액체추진제는 고체추진제와는 달리 액체엔진의 복잡한 구조에 비해서 상대적으로 간단하게 시스템에 응용할 수 있는 화학추진제이다. 액체 엔진의 추력을 제공하는 에너지원인 액체추진제의 선정은 엔진 설계시 중요한 단계이며, 이에 따라 전체 시스템의 성능 뿐만 아니라 엔진 각 부품에 대한 설계의 제약조건으로 작용하게 된다. 이외에 액체추진제 선정에 있어서 가격(저렴할 것), 공급처(재료의 풍부성 및 간단한 제조과정), 취급법(저부식성 및 저독극성), 저장성(지상이나 우주공간에서 용이), 성능(고밀도, 저분자량, 저비등점, 고비열, 고발열량, 점화성) 등이 고려되어야 한다. 액체추진제 시스템의 구분은 우선 연료와 산화제가 하나의 물질에 포함되어 있는 단일추진제(monopropellant)와 이들이 각기 연료 및 산화제 두 성분의 물질로 구성되어 있는 이원추진제(bipropellant)의 두 종류로 나눌 수 있다.
단일추진제 시스템은 연소가능 물질과 산화제의 역할을 하는 물질을 동시에 지니고 있는 형태로 존재하면서 필요시 촉매를 통과하면서 가스화 되어 에너지를 방출하게 된다. 따라서 저장용기 및 원료주입, 유량조절, 배관 등이 간단하긴 하지만, 자연 상태에서도 안정성을 유지하면서 원하는 시기에 분해반응이 일어날 수 있어야 하는 제약조건 때문에 이것의 종류는 매우 제한적이다. 예로써, 메틸니트레이트(CH3NO3)와 같은 물질은 추진제로서의 성능이 우수함에도 불구하고 취급시 불안정하기 때문에 단일추진제로 사용하지 못하고 있다. 현재까지 실제적으로 사용가능 하도록 개발된 단일추진제는 과산화수소(H2O2)와 하이드라진(N2H4) 정도이다. 더욱이 이들은 상당히 낮은 추력을 발생할 수 있기 때문에 터보 펌퍼용 가스발생기(gas generator)나 보조 구동장치 또는 자세제어용 추력기 등과 같이 주로 2차 에너지원으로 채택됨이 일반적이다.
이와는달리 큰 추력을 요구하는 로켓 엔진에서는 높은 에너지원인 연료와 이들의 산화제로 구성된 이원추진제를 사용함이 보편적이며, 이들의 비추력은 추진제 시스템 종류에 따라서 260∼478초 범위이며 고체추진제에 비해서 상대적으로 높음을 알 수 있다. 이들은 각기 별도의 저장용기에 보관되어 주입구를 통해 연소실에서 서로 혼화되어 연소반응이 일어나게 됨으로써 추진제의 역할을 하게된다. 이 시스템은 성능이 비교적 좋으면서 안정한 작동이 가능하기 때문에 대부분의 액체추진 로켓에서 채택하고 있다. 이원추진제 시스템에 사용되는 추진제는 또다시 두 종류로 구분된다. 연료와 산화제가 혼합되면서 자발적으로 연소되는 접촉발화 특성을 갖는 "hypergolic"형 이원추진제와 이들의 연소를 위해 점화장치가 요구되는 비접촉발화성 이원추진제로 구분하고 있다
한편 액체추진제를 물리 및 화학적 성질에 따라서 구분하면, 비등점의 온도가 매우 낮아서 영하 30℃ 이하의 극저온에서만 액상으로 저장할 수 있는 극저온 추진제(cryogenic pro- pellant)와 상온에서도 안정하게 존재하는 저장성 추진제(stora- ble propellant)가 있다. 이들의 성능 및 특성이 모두 제각기 판이하게 다르기 때문에 로켓 시스템의 요구조건에 따라서 선택적으로 사용된다. 지금까지 개발되어 사용가능한 이원액체추진제의 종류는 약 39가지 정도이지만 모두가 시스템에 적용되지 않고 있으며, 근래에 와서는 이들의 종류가 점차 제한적으로 사용되고 있다. 표 3[17]에서 세계적으로 주로 많이 사용되고 있는 액체추진제 시스템을 소개하였다. 현재 이들의 용도는 북한 및 구소련에서 개발된 미사일에 사용되는 것을 제외하고는 대부분이 군사적 목적보다는 우주발사체용으로 많이 사용되고 있다. 로켓엔진의 개발초기에는 액체추진제가 대륙간 탄도미사일(ICBM)에 많이 사용되었지만 최근에 와서는 상대적으로 저장성이 좋고 발사준비 시간이 짧고 구조적으로 더 간단한 고체추진제 로켓이 ICBM을 비롯한 여러 가지 군사적 목적으로 개발되어 사용되고 있는 실정이다. 이와 같이 액체추진제는 계속 개발 발전되어 가는 고체추진제와는 달리 기존에 개발된 시스템을 로켓엔진에 적응하는 수준에 머물러 있다.
맺음말
이상에서 로켓을 구성하는 하드웨어와 액체추진기관(liquid rocket engine) 및 고체추진기관(solid rocket motor) 구조용 재료에 대해 간단히 살펴보았으며, 고체추진기관을 이루고 있는 각종 부품들에 대해 기능별로 이들의 역할과 관련된 재료들을 소개하였다. 또한 이들 추진기관에 사용되는 화학추진제의 종류 및 이들의 성능에 따른 추진제 선정, 그리고 추진제를 이루고 있는 각종 성분과 이들이 사용되고 있는 시스템을 함께 알아보았다.
로켓의 성능을 향상시키기 위한 로켓 개발기술은 이것을 구성하고 있는 구조용 재료의 고강도 및 경량화와 추진제의 성능 향상과 직접 연관되어 있기 때문에, 선진국에서 개발한 각종 로켓의 성능은 재료과학의 발달과 함께 향상되어 오고 있음을 알 수 있다. 최근에는 미국에서 수직 이착륙용 로켓(X-34)을 개발하기 위한 구체적인 개발실행단계로 접어들었으며 이것의 개발로 향후 인류가 우주공간에서의 활동을 폭 넓게 할 수 있는 계기를 마련해 줄 것이라고 예상할 수 있다. 이와 같이 새로운 시스템의 로켓이 개발 가능한 이유가 바로 시스템 엔지니어가 요구하는 재료가 이미 개발되어 활용가능한 단계에 있기 때문이다.
현재 국내의 로켓개발기술은 선진국에 비해 아직 초보단계에서 벗어나지 못하고 있으며, 개발에 필요한 여러 가지 재료들을 선진국에 의존해야 하는 어려움을 겪고 있다. 특히 사용되는 재료의 대부분이 미사일 기술통제 제도(MTCR) 수출 금지 품목의 대상으로 지정되어 있기 때문에 수입이 매우 제한되어 있는 실정이다. 또한 로켓에 사용되는 재료는 일반 산업용 재료와는 달리 대량 양산이라는 개념보다는 소량 다품종이기 때문에 이들을 모두 개발하여 활용하기에는 너무 많은 예산이 소모된다는 난점을 갖고 있으며, 민간의 예산과 노력으로 이러한 문제를 해결하기보다는 국가의 의지로써 관련된 재료개발 기술이 해결되어야만 될 것으로 기대한다.
민경주 박사는 미국 Akron 대학교 이학박사(고분자물리 전공)로서 1991년부터 한국항공우주연구소에서 책임연구원으로 재직하여 왔다. 주연구분야는 항공우주용 고분자 복합재료 및 로켓 추진제 조성개발이다.
이호성 박사는 미국 캘리포니아 대학교 (Davis) 공학박사(재료공학 전공)로서 1990년부터 한국항공우주연구소에서 선임연구원으로 재직하여 왔다. 주연구분야는 항공우주용 재료개발 및 시험평가이다.
참조글 (0) http://kr.blog.yahoo.com/sockokyu/1462208.html
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