항공우주산업기술동향 12권2호 (2014) pp. 127~135
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기술동향
우주발사체용 고성능 청정추진제 추력기 동향
조인현, 한상엽*
Technical Trend of HPGP Thruster for Space Launcher
Cho,In-Hyun,Han,Sang-Yeop
ABSTRACT
Mono-propellant thrusters are widely used for both satellites and space launch vehicles. These thrusters are
mostly using hydrazine as a propellant. However, hydrazine is highly toxic and dangerous for handling in the
period of launch vehicle campaign. Recently, HPGP liquid propellant have attracted attention as possible
replacements for hydrazine. This is due to the significant increase in the cost of production, storage and handling of
toxic propellants. Hydrogen peroxide is also one of the attractive green propellant for thruster like as ADN or
HAN.
Major purpose of this paper is to analyze the merit or demerit of using green propellant as a propellant of space
launcher thruster system. We could cautiously concluded that the hydrogen peroxide thruster is one of attitude
control system device for our space launcher.
초 록
일원추진제 추력기는 위성이나 우주발사체에 광범위하게 사용된다. 많은 경우 하이드라진을 추진제로 사용하
고 있다. 그런데 하이드라진은 독성이 강하고 발사켐페인에 사용하기엔 위험성이 높다. 최근 저독성(청정) 추진제
가 하이드라진을 대체하는 추진제로서 각광을 받고 있다. 이는 독성추진제 생산, 제작, 사용에 따른 비용증가가 주
원인이다. ADN, HAN등과 함께 과산화수소가 추력기의 청정추진제로서 하나의 좋은 대안으로 보고있다.
본연구의 목적은 우주발사체 추력기에 친환경 추진제를 적용하는 경우의 장단점을 분석하는 데 있다. 우주발사체
의 자세제어용 추력기로 과산화수소 추력기가 하나의 대안이 될 수 있다고 조심스럽게 결론지었다.
Key Words : Space Launcher Vechicle(우주발사체), Hydrogen Peroxide(과산화수소), Green Propellant(청정연료),
Thruster(추력기), Catalyst Bed(촉매대), HPGP(High Performance Green Propellant)
* 조인현, 한상엽, 한국항공우주연구원 발사체엔진실, 공급계통팀
ihcho@kari.re.k syhan@kari.re.kr
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조인현 외 / 항공우주산업기술동향 12/2 (2014) pp. 127~135
1. 서 론
우주발사체의 성공 여부는 탑재부를 원하는 궤도에
얼마나 정확하게 진입시키는지가 관건이며 이에 따른
자세제어 시스템 개발은 우주발사체 성공에 핵심적인
요인이다. 현재 KSLV-I 개발에 사용되는 냉가스 추력
기 시스템은 비행 신뢰도가 높으며 검증된 시스템이
다. 그러나 고압(3000 psi급)의 질소가스 탱크 같은 부
품이 들어가기에 위험하며 운용이 어렵고 무게가 많이
나가는 시스템이다. 한국형 발사체 혹은 그 이후의 발
사체 자세제어 시스템에서는 이를 대체하는 수단으로
서 단일 추진제 추력기의 적용을 고려할 수가 있다. 단
일추력기 시스템으로 대표적인 하이드라진 추력기 시
스템은 높은 비추력 성능(210초급)을 가지나 맹독성
물질이기에 운용이나 시험을 위한 대규모 지상설비를
우주센터에 갖추어야 한다. 또한 운용과정 중 발생되
는 대량의 폐수 처리는 많은 노력과 비용 발생 요인으
로 생각된다. 하이드라진 추력기 시스템이 개발되어
운용하고 있는 EADS 등지에서도 청정추진제를 사용
하는 ADN 과 같은 새로운 추력기 시스템을 개발하는
추세이다.
고려할 수 있는 또 다른 추력기 시스템으로 과산화
수소를 추진제로 하는 추력기 시스템이 있다. 비추력
성능은 171초 정도로 하이드라진보다는 낮으나 냉가
스 추력기에 대비해서는 아주 높은 편이고 또한 운용
압력이 24 bar 이하이기에 상대적으로 낮은 압력의 탱
크로도 충분하다. 게다가 청정 연료이기에 운용이 쉽
고 만약의 누설사태에서도 인명에 미치는 영향은 거의
없다. ADN 이나 HAN과 같은 새로운 추력기 시스템
은 청정 연료이면서 하이드라진보다 더 뛰어난 비추력
(230초 급)을 가지기에 언젠가는 국내에서도 발사체
성능 개선을 위해 연구할 필요가 있다.
본 논문에서 우리나라 우주발사체에 적합한 자세제
어 추력기 시스템이 무엇인지를 고찰하고자 한다. 이
를 위해 나로호에 적용되었던 냉가스 추력기 시스템과
위성등에 널리 사용되고 있는 하이드라진 추력기 시스
템, 그리고 1990년대 이 후 많이 연구되고 있는 청정추
진제 (ADN, HAN, 고순도 과산화수소 등) 추력기 시
스템의 장단점과 개발 현황을 조사하는 데 있다.
2. 추력기용 추진제별 장단점
2.1 연구동향[1]
추력기는 발사체의 자세제어를 위한 보조 추진시
스템으로서 탑재부의 비행 중 Roll, Pitch, Yaw 모멘트
제어를 하기 위한 시스템이다. 이 시스템은 로켓 개발
초창기의 cold gas 추력기와 과산화 수소를 사용한 추
력기에서부터 하이드라진 추력기와 N2O4/MMH 으
로의 발전이 이루어 졌다. 개략적인 보조 추진 시스템
의 발전 과정은 다음과 같다.
• 과산화수소 단일 추진제 : 1956 - 1980년대 중반
• Cold Gas 추력기 : 1962 - 현재
• Vaporizing 액체 : 1970년대 중반
• 하이드라진 , 열반응 : 1959 - 1967년대
• 하이드라진 , 촉매연소(Shell 405) : 1968 - 현재
• N2O4/MMH 이원 추진제 : 1970년대 중반- 현재
• 하이드라진 아크젯 : 1985 - 현재
• N2O4/N2H4 : 1991 - 현재
• 아크젯 : 1993 - 현재
• 이온추력기 : 1996 - 현재
• HPGP(High Performance Green Propellant,
ADN, HAN, HNF, 고농도 과산화수소) : 1990 - 현재
하이드라진을 추진제로 이용한 추력기 기술은 수십
년의 역사를 가진 반면에 친환경 추진제를 이용한 추력
기 기술개발은 근래에 들어서 활발하게 개발하기 시작
한 분야이다. 이온성 수용액에 대한 연구가 활발해지기
이전에는 과산화수소를 이용한 추력기로 하이드라진을
대체하려고 하였지만, 과산화수소수의 저장 불안정성
과 표 1에서 볼 수 있듯이 낮은 비추력 (Specific
im-pulse) 때문에 하이드라진 추력기를 대체하지 못하
였다. 다만 근래에는 시스템 차원에서 밀도 비추력 개념
으로 보아 고농도 과산화수소를 추력기에 적용하는 연
구가 활발히 전개되고 있다. 밀도가 높은 경우 추진제
탱크가 훨씬 줄어 들고 따라서 시스템의 무게가 훨씬 가
벼워지며 용량에 따라서 비추력 감소분을 상쇄할 수도
있다. 표 1에서 보여지듯이 비추력은 하이드라진이 좋
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표
1 과산화수소와 하이드라진 비추력, 밀도 비교
표
2 대표적인 추력기용 청정추진제
으나 밀도 비추력은 과산화수소의 경우가 더 좋다.
표 2에 제시된 물질들이 친환경 추진제의 후보물질
로 거론되고 있는 대표물질들로써, 이 물질들은 이온
성 수용액 (Ionic liquid) 상태로 액체추진제로 이용되
게 된다. 이러한 이온성 수용액은 과산화수소보다 보
관이 안정적이며 더 높은 비추력을 가지는 것으로 알
려지면서 근래 이를 추력기에 적용하려는 연구를 많이
하고있다.
1980년대부터 2000년대 중반까지 친환경 추진제 후
보 물질과 탄화수소계열 액체와 친환경 추진제를 섞은
추진제의 물리적 성질, 화학반응 특성에 대한 연구가
주를 이루었다. 최근 스웨덴의 ECAPS 사에서 ADN
수용액과 메탄올 (Methanol, CH3OH)을 섞어서
LMP103-S) 라는 추진제를 개발하였고, 이를 이용한 1
N급의 소형 인공위성용 추력기를 개발하여 실용화 단
계에 근접하고 있다.
2.2 하이드라진의 장단점
하이드라진 추력기가 70년대 이후 널리 사용된 데
는 “저장성이 뛰어나고 비추력이 높다.”라는 장점이
큰 몫을 차지한다. 우리나라에서도 위성용을 위주로
적용 사례가 많으며 특히 추력기에 대한 개발 기술은
업체에 많이 확보되어 있다.
발사체 선진국들에서 하이드라진 추력기 기술을 가
지고 있으면서도 구태여 많은 연구비를 들이며 새로운
청정추진제 추력기 개발에 나서는 이유는 다음과 같은
하이드라진 특유의 단점 때문이다.
•맹독성 물질로서 발사체 운용을 위해서 대형 설
비가 구축되어야 함. (충전 배출, 조립시험, 오폐
수 저장 등)
•충전배출작업과 발사운용을 위해 많은 인원과 시
설이 소요됨.
•전문적인 처리가 필요한 오염물질이 대량으로 발
생함.
• HILS와 같은 체계 시험이 현실적으로 불가능함.
• 추력기 시스템이 복잡해지고 부품개발에 비용이
많이 소요됨
하이드라진 액체나 증기는 맹독성이며 발암물질이
고 압력이나 온도가 급격히 변하면 예기치 않은 폭발
을 일으킬 수 있는 위험성을 가지고 있다. 하이드라진
을 추진제로 사용하는 위성체는 위험에 대처하는 시스
템을 구비하도록 설계되어야 한다. 하이드라진을 사용
하는 지상시스템은 특별한 절차를 따르는 전용 설비에
서 취급되어야 한다. 지상에서 취급하거나 이송할 때,
발사체로 충전할 때는 제한된 안전 절차나 설비에서
해야만 한다. 이때 인명손상이 없도록 전용 장구를 갖
춰야한다.
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2.3 청정추진제 적용 장점
청정추진제를 사용하는 추력기의 경우 많은 전용장
비 문제가 해결된다. 더욱이 제한조건의 감소는 발사
체 부품수의 감소로 이어지고 이는 비행 신뢰도 증가,
표준규격 수 감소 그리고 비행중의 불의의 사태 감소
로 이어진다. 또한 추진제와 관련된 위험성 감소는 부
주의로 인한 추진제 누설이나 발사실패에 따른 지상설
비 청정 비용을 대폭 감소시킨다.
이러한 이유로 근래 EADS (European Space
Agency), 미국, 일본 중국 등 발사체 선진국에서는 하
이드라진을 대체하는 추력기로서 청정연료를 이용한
추력기 시스템을 연구해 왔다. 청정 연료 추진제를 적
용한 경우 우주발사체에서 개발이나 지상운용에서 하
이드라진을 적용한 경우에 비해 여러 장점이 있다. 또
한 그 효과들로 추력기 개발 및 운용 상 비용 절감효과
가 나타날 수 있다는 것을 정리해서 보고한 바 있다. 그
에 대한 내용을 정리했다. 청정연료를 단일추진제 추
력기에 적용하는 경우 다음 네 항목에서 비용절감 효
과가 나타난다.
• 신뢰성과 안전 (Reliability and Safety)
• 제작, 조립, 지상시험 (Manufacturing, assembly,
integration and test operation)
• 비행시험 준비 및 지원 (Launch preparaton and
support)
• 지상지원설비 및 인명보호 (Ground support
equipment and personal protection)
PRISMA 위성에서는 그림3에 보여지는 바와 같이
하이드라진 추력기와 청정추진제 추력기를 같이 탑
재하여 비교한 사례가 있다. 청정추진제 (HPGP :
LMP-103S, ADN과 알콜) 경우는 일반적인 청정환경
에서 특별한 보호장구 없이 충전하지만 하이드라진
경우는 전용장비로 안전을 확보하는 가운데 충전한
다.(그림4,5) 이러한 독성 추진제의 충전배출과정이
진행되는 경우 발사캠페인에서는 안전상 특별한 주
의가 필요하다. PRISMA의 경우 추진제 이송과 충전
에서만 2/3정도 비용 절감효과가 있는 것으로 보고되
었다.
그림
1. PRISMA 위성 추진시스템
그림
2. 청정추진제 충전
그림
3. 하이드라진 충전
2.4 추력기 시스템 구성도
하이드라진은 맹독성 (catastrophic)으로 분류된다.
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이는 하이드라진이 사람에 노출될 경우 죽거나 영구적
인 신체손상에 이르는 것을 말한다. 이 위험성을 줄이
기 위해 일반적으로 두 개의 별도로 작동하는 시스템
을 갖추고 철저한 규범에 따라 전용 장비를 갖춰서 전
용공간에서 전문인원이 작업한다. (그림6,7) 결론적으
로 청정 추진제의 경우 설계가 단순화 될 수 있다. 여기
에서 더 나아가 충전배출밸브 등을 신뢰성 높은 수동
밸브로 대체할 수도 있다. 설계단순화와 부품감소는
시스템의 신뢰도 향상과 개발비용감소로 이어진다. 그
림 6과 7에 하이드라진을 사용하는 아리안 5 의 추력기
와 비독성 추진제 추력기 구성도를 비교하였다. 이는
일례에 불과하기에 절대적일 수는 없으나 청정추진제
추력기의 경우 설계 단순화가 용이 한 것은 틀림없다.
그림
4. Ariane 5 추력기 구성도
그림
5. 비독성추력기 구성도 예
2.5 발사운용
일반적인 “독성” 추진제의 운용 순서는 다음 표3과
같다.
표
3 독성 추진제 운용 순서
여기에서 4, 6, 9, 11은 독성 물질을 직접 취급하는
과정이다. 하이드라진과 같이 맹독성 물질을 취급하는
경우 이 공정은 제한을 많이 받는 과정이다. 발사캠페
인에서 많은 인원이 대기해야만 하는 과정은 인력과
비용의 상승으로 이어진다. 만약 이러한 충전 과정을
청정 추진제를 사용하면 과정에 대한 제한이 훨씬 줄
어들게 된다. 결론적으로 독성 추진제를 사용하여 발
사체에 주입하는 과정은 제한을 많이 받는다. 마지막
순간의 체크나 장비 교체는 탱크를 비워야하고 따라서
발사캠페인의 정지나 취소에 이르며 막대한 손실을 가
져온다.
2.6 지상 지원
다음의 전용설비들이 독성 추진제를 사용하기 위해
구축되어야 한다.
•추진제 및 가압제 전용카트 (fueling and
pressurization cart)
•추진제 이송, 취급 컨테이너
•오염 제거 설비 (decontamination quipment)
•인명보호 장구 (operator personal protection
gear)
•추진제 저장, 취급설비 (bulding infrastructure to
store and handle propellants)
물론 청정 추진제의 경우도 같은 장비나 설비가 필
요하나 각 설비의 요구 규격이 훨씬 용이하다. 이는 발
사체 개발 및 발사비용의 저감으로 이어진다.
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3. 국내 우주발사체용 추력기 기술
3.1 국내 기술 현황
본 논문의 목적 중 하나는 현재 개발하고 있는 한국
형 발사체 자세제어용 추력기 시스템으로 어떠한 시스
템이 타당한 지에 대한 숙고가 있다. 기존 KSR-3나
KSLV-I 개발에 사용된 냉가스 추력기 시스템은 비행
신뢰도가 높으며 검증된 시스템이다. 또한 발사운용
경험도 많으며 문제 발생 시 대처도 용이하다. 그러나
상대적으로 성능이 떨어지고(비추력 60초급) 대형, 고
압(3000 psi급)의 질소가스 탱크나 레귤레이터 같은 부
품이 들어가기에 무게가 많이 나가는 시스템이다. 한
국형 발사체 혹은 그 이후의 발사체 자세제어 시스템
에서는 이를 대체하는 수단으로서 단일 추진제 추력기
의 적용을 고려할 수 있다. 단일추력기 시스템으로 대
표적인 하이드라진 추력기 시스템은 높은 비추력 성능
(210초급)을 가지나 맹독성 물질이기에 운용이나 시험
을 위한 대규모 지상설비를 우주센터에 갖추어야 한
다. 추력기 부품 개발 능력은 국내에 갖추고 있으나 시
스템 개발에는 여타 부품 (탱크, 밸브류, 배관류)등이
필요한데 이에 대한 개발은 별도로 하거나 수입해야
한다. 수입하거나 개발하는 경우 비용은 상당히 높을
것으로 보인다. 또한 운용과정 중 발생되는 대량의 폐
수 처리는 많은 노력과 비용 발생 요인이다. 이미 하이
드라진 추력기 시스템을 개발되어 운용하고 있는
EADS에서도 환경문제 때문에 법적으로 하이드라진
사용을 제한하는 형편이며 청정추진제를 사용하는
ADN 추력기와 같은 새로운 추력기 시스템을 개발하
는 추세이다. 새롭게 개발하는 한국형발사체에는 성능
이 허락하면 가능한한 경제적인 시스템 탑재를 목표로
하는 것이 합리적이다. ADN 이나 HAN과 같은 새로
운 추력기 시스템은 청정 연료이면서 하이드라진에 버
금가는 비추력(230초 급)을 가지기에 언젠가는 국내에
서도 발사체 성능 개선을 위해 연구할 필요가 있다. 다
만 지금 바로 개발하여 적용하기에는 기술개발이 되어
있지 않아 한국형발사체 일정에 맞추어 개발하기에는
불가능 하다.
또 하나의 고려할 수 있는 청정추진제 추력기 시스
템으로 고농도 과산화수소를 추진제로 하는 추력기 시
스템이 있다. 비추력 성능은 171초 정도로 하이드라진
(210초급) 보다는 낮으나 냉가스 추력기(비추력 50초)
에 대비해서는 아주 높은 편이고 밀도비추력은 오히려
하이드라진 보다 높다. 또한 운용압력이 26 bar 이하이
기에 상대적으로 낮은 압력의 탱크로도 충분하다. 게
다가 청정 연료이기에 운용이 쉽고 만약의 누설사태에
서도 인명이나 환경에에 미치는 영향은 하이드라진에
비해 거의 없다고 할 수 있다. 산업현장에서 많이 사용
되는 물질이기에 부품 수급이나 개발도 용이하며 가격
도 냉가스 시스템 수준으로 저렴하다. 발사운용이나
폐수처리를 위해 우주센터에 구축해야하는 설비나 필
요시설도 없다. 단점으로 취급되는 추진제 자연분해도
발사체용의 높은 순도 과산화수소 실험 결과에 비추어
발사체에서는 문제가 되지 않는 것으로 보인다. [1~3]
3.2 추진제로서의 과산화수소 특성 [4~7]
추진제로서의 과산화수소를 논하기 위하여 우선 과
산화수소의 특성을 좀 더 구체적으로 살펴 볼 필요가
있다. 이에 대한 것은 하성업 등이 잘 정리한 바 있다.
먼저 과산화수소의 장점을 살펴보면 다음과 같다.
• 독성이 없다.
추진제로 사용하는 고농도과산화수소를 흡입하거
나 피부에 접촉하였을 때 여전히 위험하기는 하나 물
질 자체가 독성을 가지는 것은 아니다.
• 상온보관이 가능하다.
100%의 경우 -1℃ ~ 150℃에서 액체 상태로 존재한
다. 농도가 낮아지면 어는점은 더욱 내려간다.
• 촉매분해생성물과 연소생성물이 환경친화적이다.
촉매분해 시 순수한 물과 산소가 발생한다. 또한 탄
화수소계 연료와의 연소시 연소생성물은 물이 대부분
이며, 액체산소를 산화제로 사용하는 조합에 비해 낮
은 이산화탄소와 일산화탄소 배출농도를 보인다.
• 액체산소 보다 높은 밀도를 가진다.
높은 밀도의 추진제로 발사체를 더 작게, 가볍게 만
들거나, 더 많은 양의 추진제를 탑재할 수 있다.
• 증기압이 매우 낮다.
25℃의 상온에서 0.003 기압 정도의 매우 낮은 증기
압을 가지며, 이러한 이유로 터보펌프 입구에서의 공
동화가 잘 발생하지 않는다.
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• 높은 O/F 비(산화제/연료 무게비율)를 가진다.
높은 O/F 비는 발사체 내 추진제 평균밀도를 더욱 증
가시켜 가속성능을 향상시킨다.
• 높은 비열을 가진다.
과산화수소는 다른 산화제는 물론 케로신보다도 높
은 비열을 가진다. 25℃에서 물:4.186 과산화수소:2.628
RP-1:1.983 kJ/kg℃) 과산화수소가 산화제로 사용되는
경우 연료에 비해 5~10 배의 탑재량을 가지므로 연소
실 재생냉각이 더욱 용이하다.
• 물을 이용하여 소화가 가능하다.
고농도 과산화수소의 누출 등으로 인하여 주변의
오염물질을 촉매로 하여 연소할 경우, 단순히 물을 주
변에 분사하여 과산화수소의 농도를 낮춤으로서 소화
시킬 수 있다.
• 다양한 기체를 가압제로 사용할 수 있다.
질소, 헬륨은 물론 많은 종류의 기체와 반응하지 않
음은 물론 과산화수소로의 기체 용해가 잘 일어나지
않기 때문에 다양한 기체를 과산화수의 가압을 위해
사용할 수 있다.
0
20
40
60
80
100
120
1E-6
1E-5
1E-4
1E-3
0.01
0.1
1
10
1947
1965
2003
A
ct
iv
e
O
xy
g
e
n
L
o
ss
(
%
d
a
ily
)
Temperature (
oC)
그림
6. Oxygen Loss from H2O2 per day
이에 반하여 대표적인 단점은 다음과 같다.
•생산단가가 액체산소에 비해 비싸다.
액체산소의 생산비에 비하여 비싼 가격을 형성한
다. 그러나 고가의 극저온 설비를 피할 수 있다는 점은
어느 정도 이 단점을 상쇄한다.
•시간이 지남에 따라 자연 분해된다.
과산화수소는 장기보관 시 자연분해 되는 특성을
가진다. 이는 과거에 상온저장성추진제로서의 장점을
살리지 못한 근본적인 이유 중 하나였다. 그러나 오늘
날에는 안정화기술이 크게 발전하여, 그림 9에서 보이
는 바와 같이 발사체 개발 초기와 비교하여 아주 낮은
수준의 자연분해율을 보이므로 이와 같은 단점은 크게
개선되었다.(그림 9)
다음 그림 10, 11, 12에 추력 50N급 과산화수소 추력
기와 추력 1,200N급 과산화수소-케로신 이원추진제
추력기 시험장면을 보여 준다. 기본적인 기술은 개발
되었고 체계에 적용할 수 있도록 설계 최적화 및 인증
시험을 수행해야 하나 적용에 있어서 기술적 난관은
극복되어 있는 상태다. [9~13]
90%이상 농도의 과산화수소를 사용하는 추력기에
대한 연구는 근래 국내에서도 많이 수행되었으며 부품
개발에 있어서의 문제도 거의 극복되어 있다. 추력
50N급 과산화수소 (90%농도)에 대해서는 QT레벨 단
계에 이르는 수준까지 개발되어 성능을 만족하고 있
다. 이 외 100N 혹은 200N급 그리고 과산화수소와 케
로신 조합의 이원 추진제 추력기 시스템에 대한 선행
연구도 진행되어 있다.[14~20]
그림
7. 추력 50N급 과산화수소 추력기 시험장면
그림
8. 1,200 N급 과산화수소-케로신 이원추진제 추력기
134
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그림
9. 1,200 N급 과산화수소-케로신 이원추진제
추력기 시험장면
4. 결 론
현재 개발하고 있는 한국형 발사체에 자세제어 추
력기에는 어떠한 시스템이 적합한지를 조사하는 것이
본 논문의 목적이다. 기존 사용되었던 냉가스추력기와
국내에 기술이 있는 하이드라진 및 과산화수소 추력기
에 대한 주요 특성을 분석 하였다. 청정추진제 추력기
가 개발되고 있는 현황과 왜 개발하는 지에 대해서 고
찰하였다. 이를 위해 독성추진제와 청정 추진제 추력
기 시스템 사이에는 어떠한 장단점이 있는지를 분석하
였다.
하이드라진 기술이 있음에도 새로운 청정추진제 추
력기 시스템을 개발 하려는 것은 환경문제와 더불어
비용 저감효과가 크기 때문이다. 맹독성 추진제가 아
닌 청정 연료를 사용하는 추력기 시스템은 다음과 같
은 부분에서 장점이 있다.
• 신뢰성과 안전 (Reliability and Safety)
• 제작, 조립, 지상시험 (Manufacturing, assembly,
integration and test operation)
• 비행시험 준비 및 지원 (Launch preparaton and
support)
• 지상지원설비 및 인명보호 (Ground support
equipment and personal protection)
우주발사체용으로 단일 추진제 추력기 시스템을 선
정할 경우, 국내 기술현황과 향후 발전 가능성, 발사 운
용 비용 등을 모두 고려하여 선정하여야 한다.
그러나 새롭게 각광받는 ADN 이나 HAN과 같은
시스템을 한국형발사체에 적용하는 것은 현재의 기술
수준과 일정, 비용면에서 적합하지 않다. ADN이나
HAN보다는 성능이 떨어지지만 밀도비추력은 하이드
라진보다 우수하고 또 현재의 기술로서 한국형발사체
에 적용이 가능한 과산화수소 추력기 시스템이 타당한
선택으로 보인다. 또한 과산화수소 시스템은 냉가스
추력기 시스템보다 전체 무게는 약 절반 정도이며 차
지하는 공간은 대폭 줄어들고 비추력 성능은 약 세배
인 장점도 있다. 개발 비용은 냉가스와 과산화수소 시
스템은 비슷하고 하이드라진이나 다른 청정 추진제 추
력기 시스템은 훨씬 클 것으로 추정된다.
그러나 과산화수소의 성능은 다른 청정추진제 추력
기에 비해 떨어지기에 한국형발사체 이 후의 시스템은
ADN 혹은 HAN 과 같은 시스템을 적용하는 것이 타
당할 수 있다. 이에 대한 연구도 시작하는 것이 바람직
하다. 이와 함께 1,200 N에서 2,500N급 이원추진제 추
력기를 개발하면 상단 성능을 보완할 수 있는 버니어
엔진으로도 사용할 수 있을 것으로 보인다.
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