액체 프로펠란트 로켓

Liquid-propellant rocket
액체 프로펠러 로켓의 간단한 도표.
  1. 액체 로켓 연료.
  2. 산화제.
  3. 펌프는 연료와 산화제를 운반한다.
  4. 연소실은 두 액체를 섞어서 태운다.
  5. 반응에 의해 꺼진 가스는 "쓰레기"를 통과하는데, 이 가스는 생산되는 모든 가스를 올바른 방향으로 정렬시킨다.
  6. 배기 가스가 로켓에서 배출된다.

액체 프로펠러 로켓이나 액체 로켓은 액체 추진체를 사용하는 로켓 엔진을 이용한다.액체는 밀도가 상당히 높고 특정한 충동(Isp)이 높기 때문에 바람직하다.이를 통해 추진제 탱크의 부피가 상대적으로 낮을 수 있다.경량 원심 터보펌프를 이용해 탱크에서 연소실로 로켓 추진체를 펌핑할 수도 있어 저압 상태에서 추진체를 유지할 수 있다.이를 통해 상당한 양의 가스를 저장하는 데 필요한 고압에 저항할 필요가 없는 저질량 추진제 탱크를 사용할 수 있어 로켓의 질량비율이 낮아진다.[citation needed]

추진체를 연소실로 밀어넣기 위해 보다 단순한 소형 엔진의 펌프 대신 고압의 탱크에 저장된 불활성 가스가 사용되기도 한다.이 엔진들은 질량 비율이 더 높을 수 있지만, 일반적으로 더 신뢰할 수 있으며, 따라서 궤도 정비를 위해 위성에 널리 사용된다.[1]

액체 로켓은 단일 유형의 추진체를 사용하는 단로형 로켓이나 두 가지 유형의 추진체를 사용하는 양로형 로켓이 될 수 있다.추진체 3종을 이용한 3중 추진 로켓은 드물다.일부 설계는 가변 스러스트 작동을 위해 조절할 수 있으며, 일부는 이전 공간 내 셧다운 후 다시 시작할 수 있다.액체 추진체는 하이브리드 로켓에도 사용되는데, 고체 로켓의 장점도 있다.

역사

현대적 맥락에서 이해되는 액체 로켓의 개념은 러시아 학교 교사 콘스탄틴 치올코프스키의 [2]<반응장치의 수단에 의한 우주 공간의 탐구>라는 책에 처음 등장한다.우주과학에 관한 이 정론적인 논문은 1903년 5월에 발표되었지만, 몇 년이 지나도록 러시아 외부에 배포되지 않았고, 러시아 과학자들은 그것에 거의 관심을 기울이지 않았다.[3]

1902년 페드로 폴렛의 아비온 토르페도는 수평 또는 수직 비행을 위한 격돌에 고정된 캐노피를 특징으로 한다.

페드로 파울렛은 1927년 리마의 엘 코메르시오에게 편지를 써서 30년 전 파리에 있는 학생 시절에 액체 로켓 엔진을 실험했다고 주장했다.[4]초기 로켓 실험의 역사가들, 그들 중 맥스 발레리, 윌리 레이, 그리고 존 D. 클라크, 폴렛의 보고서에 대해 다른 믿음을 주었다.발리에르는 베레인 퓌르 라움슈파흐르트 출판사 디 라케테에서 파울렛의 액체 추진 로켓 디자인에 대해 "놀라운 동력"을 갖고 있으며, 그의 계획은 미래의 로켓 개발을 위해 필요하다고 말하며 박수를 보냈다.[5]베르너 폰 브라운은 나중에 파울렛을 "액체 연료 추진 모터의 선구자"라고 묘사하면서 "파울렛은 인간이 달에 도달하는 것을 도왔다"[6][7][8]고 말했다.포울렛은 도움을 거절하고 추진체에 대한 공식을 공유하지 않았지만, 로켓 기술 개발을 돕기 위해 나치 독일로부터 접근했다.[9]

1926년 3월 16일의 추운 뉴잉글랜드 날씨에 맞춰 묶인 로버트 H. 고다드는 그의 가장 주목할 만한 발명품인 최초의 액체 로켓의 발사틀을 가지고 있다.

액체 프로펠러 로켓의 첫 비행은 1926년 3월 16일 매사추세츠주 오번에서 미국인 교수 로버트 고다드가 액체 산소와 휘발유를 추진체로 사용한 차량을 발사하면서 이뤄졌다.[10]'넬'로 불렸던 로켓은 배추밭에서 끝난 2.5초 비행 중 41피트 상승에 그쳤지만 액체 추진력을 활용한 로켓이 가능하다는 것은 중요한 시연이었다.고다드는 약 15년 앞서 액체 추진체를 제안했고 1921년부터 진지하게 실험하기 시작했다.독일계 로마인 헤르만 오베르스는 1922년 액체 추진체의 사용을 제안하는 책을 출간했다.

독일에서는 1920년대 후반 뤼셀셰임에서 세계 최초의 로켓 프로그램인 오펠 RAC 안에서 기술자들과 과학자들이 액체 추진에 매료되어 그것들을 만들고 시험하게 되었다.맥스 발리에의 설명에 따르면,[11] 오펠 RAC 로켓 설계자인 프리드리히 빌헬름 샌더는 1929년 4월 10일과 4월 12일 뤼셀셰임의 오펠 렌반에서 액체 연료 로켓 2발을 발사했다.이 오펠 RAC 로켓은 최초의 유럽 로켓이었고, 고다드에 이어 역사상 두 번째로 액체 연료 로켓이었다.발리에르는 저서 '라케텐파흐르트'에서 지름 21cm, 길이 74cm, 무게 7kg, 무게 16kg의 로켓의 크기에 대해 기술하고 있다.최대 추력은 45~50kp로 총 연소 시간은 132초였다.이 특성들은 가스 압력 펌핑을 나타낸다.이 시험의 주된 목적은 영국 해협을 횡단하는 계획된 비행을 위해 건설 중인 게브뤼더-뮐러-그리에스하임 항공기의[12] 액체 로켓 추진 시스템을 개발하는 것이었다.또한 워싱턴 DC에 있는 국립항공우주박물관의 큐레이터인 프랭크 H. 윈터는 오펠 그룹이 육상 속도 기록에 사용되는 고체 연료 로켓과 오펠 RAK.1과 함께 액체 연료 로켓에 대한 세계 최초의 유인 로켓 비행 외에도 오펠 그룹이 일하고 있다고 확인했다.[13]맥스 발레리어는 1929년 5월까지 엔진은 200kg(440lb.)의 추력을 15분 이상 생산했고 1929년 7월에는 오펠 RAC 협력자들이 루셀셰임에서 오펠의 작업에서 300kg(660lb)의 추력을 30분 이상 동력화 할 수 있었다고 말했다.대공황은 오펠 RAC의 활동을 중단시켰다.샌더는 1930년대 초 독일군에서 근무한 뒤 1935년 게슈타포에 체포돼 독일에서 민간 로켓공학이 금지됐다.그는 5년 징역에 반역죄로 유죄판결을 받고 회사를 매각할 수 밖에 없었고, 1938년에 사망했다.[14]1930년 실험 중 사망한 막스 발리에의 (아더 루돌프와 헤이랜드트를 통해)와 프리드리히 산더의 액체연료 로켓 작업은 독일군 히레스와페남트에 의해 몰수되어 1930년대 초중반 베를린 인근 들판에서 월터 도른베르거 장군 휘하의 활동에 통합되었다.[15]맥스 발레리는 1930년대 초 액체 로켓을 연구한 아마추어 연구단체 VfR의 공동창업자였으며, 그 회원들 중 다수는 결국 베르너 폰 브라운을 비롯한 중요한 로켓 기술 선구자가 되었다.폰 브라운은 나치를 위해 V-2 로켓 무기를 설계한 육군 연구소의 책임자로 일했다.

헤 176 V1 시제품 로켓 항공기의 도면

1930년대 후반까지 유인 비행을 위한 로켓 추진의 사용은 심각하게 실험되기 시작했는데, 독일의 하이켈 헤 176호가 1939년 6월 20일 독일의 항공 엔지니어 헬무트 월터가 설계한 액체 로켓 엔진을 사용한 최초의 유인 로켓 추진 비행을 만들었기 때문이다.[16]1944~45년 군 복무 중인 유일한 생산 로켓 추진 전투기인 Me 163 Komet도 월터가 설계한 액체 로켓 엔진인 Walter HWK 109-509를 사용했는데, 이 엔진은 최대 1700 kgf(16.7 kN)의 추력을 전력으로 생산했다.

제2차 세계 대전 후 미국 정부와 군대는 마침내 액체 프로펠러 로켓을 무기로 진지하게 고려했고 이에 대한 자금 지원을 시작했다.소련도 마찬가지였고, 따라서 우주경주를 시작했다.

2010년대에는 3D 프린터로 제작한 엔진이 우주 비행에 사용되기 시작했다.그러한 엔진의 예로는 스페이스X 드래곤 2의 발사 탈출 시스템에 사용되는 SuperDraco와 아스트라,[17] 오르벡스,[18][19] 상대성 우주,[20] 스카이로라 [21]또는 런처로부터 발사 차량의 1, 2단계에 사용되는 엔진이 있다.[22][23][24]

종류들

액체 로켓은 단일 추진체를 이용한 단로형 로켓, 두 가지 추진체를 이용한 바이프로펠란트 로켓, 세 가지 추진체를 이용한 보다 이국적인 3프로펠란트 로켓으로 제작되었다.바이프로펠런트 액체 로켓은 일반적으로 액체 수소나 RP-1과 같은 탄화수소 연료와 같은 액체 연료와 액체 산소 같은 액체 산화제를 사용한다.엔진은 극저온에서 액화시킨 연료와 산소와 같은 산화제가 있는 극저온 로켓 엔진일 수 있다.

액체 프로펠러 로켓은 실시간으로 조절할 수 있으며(러스트 변화) 혼합비(산화제와 연료가 혼합된 비율)를 제어할 수 있다. 또한 정지할 수 있으며, 적절한 점화 시스템이나 자체 점화 추진제를 사용하여 재시동할 수 있다.

하이브리드 로켓은 고체 연료에 액체나 기체 산화제를 가한다.[1]: 354–356

작동 원리

모든 액체 로켓 엔진은 추진체를 저장 및 운반하는 탱크와 파이프, 인젝터 시스템, 매우 전형적으로 원통형인 연소실, 그리고 1개(때로는 2개 이상)의 로켓 노즐을 가지고 있다.액체 시스템은 고형물과 하이브리드 로켓 모터보다 더 높은 특정 임펄스를 가능하게 하고 매우 높은 탱커지 효율을 제공할 수 있다.

일반적인 액체 추진체는 기체와 달리 물과 유사한 밀도(밀도가 훨씬 낮은 액체 수소는 제외)가 약 0.7–1.4g/cm³인 반면 기화를 방지하기 위해서는 비교적 적은 압력만 필요로 한다.이러한 밀도와 저압의 조합은 매우 가벼운 탱크를 허용한다; 밀도가 높은 추진체는 함량의 약 1%와 액체 수소는 약 10%의 함량을 허용한다. (저밀도와 필요한 절연재 질량 때문에).

연소실로 주입하기 위해, 인젝터의 추진제 압력은 챔버 압력보다 커야 한다. 이는 펌프로 달성할 수 있다.적합한 펌프는 과거에 왕복 펌프를 사용했지만, 대개 높은 출력과 가벼운 무게 때문에 원심형 터보펌프를 사용한다.터보펌프는 보통 매우 가벼우며 뛰어난 성능을 제공할 수 있다. 지구 중량은 추진력의 1% 미만이다.실제로 터보펌프를 포함한 전체 로켓 엔진 중량 대비 추진률은 스페이스X 멀린 1D 로켓 엔진의 경우 155:1까지, 진공 버전은 180:1까지 높아졌다.

대신 펌프 대신 헬륨과 같은 고압 불활성 기체의 무거운 탱크를 사용할 수 있고, 펌프는 이를 용서하지만, 스테이지가 달성할 수 있는 델타-v는 탱크의 추가 질량으로 인해 성능이 저하되는 경우가 많지만, 고고도나 진공 사용의 경우 탱커지 질량을 수용할 수 있다.

따라서 로켓 엔진의 주요 구성 요소는 연소실(러스트 챔버), 폭약식 점화기, 추진제 공급 시스템, 밸브, 조절기, 추진제 탱크 및 로켓 엔진 노즐이다.연소실에 추진체를 공급하는 측면에서 액체 프로펠러 엔진은 압력식 또는 펌프식 엔진으로, 펌프식 엔진은 가스 발생기 사이클, 단계식 연성 사이클 또는 팽창식 사이클로 작동한다.

액체 로켓 엔진은 사용 전에 시험할 수 있는 반면 고체 로켓 모터의 경우 높은 신뢰성을 보장하기 위해 제조 중 엄격한 품질 관리를 적용해야 한다.[26]리퀴드 로켓 엔진은 우주왕복선과 팰컨 9 시리즈 로켓에서처럼 여러 비행에 재사용될 수 있지만, 우주왕복선 프로그램 동안 고체 로켓 모터의 재사용이 효과적으로 입증되었다.

바이프로펠런트 액체 로켓은 개념은 단순하지만 고온과 고속 이동 부품으로 인해 실제 사용 시 매우 복잡하다.

액체 추진체 사용은 다음과 같은 여러 문제와 관련될 수 있다.

  • 추진체는 차량 중량의 매우 큰 비중을 차지하기 때문에, 추진체가 사용될 때 질량 중심이 상당히 후방으로 이동하며, 일반적으로 차량의 중심 중량이 끌림/압력의 중심에 너무 가까워지면 차량의 제어력을 상실하게 된다.
  • 대기권 내에서 작동할 때 일반적으로 매우 얇은 추진제 탱크의 가압은 탱크의 치명적인 붕괴를 방지하기 위해 항상 양의 게이지 압력을 보장해야 한다.
  • 액체 추진체는 슬로쉬가 발생하기 때문에 차량 통제력을 상실하는 일이 잦았다.이는 탱크 내 슬로쉬 배플과 계도 시스템의 현명한 제어법으로 제어할 수 있다.
  • 그들은 로켓이 명령되지 않은 가속 사이클로 인해 고통 받는 포고 진동으로 고통 받을 수 있다.
  • 액체 추진체는 시동을 걸 때 엔진으로 가스를 빨아들이지 않기 위해 무중력 또는 스테이징 중에 견인 모터를 필요로 하는 경우가 많다.그들은 또한 탱크 내에서, 특히 화상의 끝을 향해 소용돌이를 일으키게 되는데, 이것은 또한 가스가 엔진이나 펌프로 빨려 들어가는 결과를 초래할 수 있다.
  • 액체 추진체는 특히 수소가 누출될 수 있어 폭발성 혼합물이 형성될 가능성이 있다.
  • 액체 추진체를 펌프하는 터보펌프는 설계가 복잡하고, 건조하면 과속하거나 제조 공정에서 나오는 금속 입자가 펌프에 들어가면 고속으로 파편이 떨어지는 등 심각한 고장 모드를 겪을 수 있다.
  • 액체산소와 같은 극저온 추진체는 대기 중의 수증기를 얼려 얼음을 만든다.이는 씰과 밸브를 손상 또는 차단할 수 있으며 누출 및 기타 고장을 일으킬 수 있다.이 문제를 방지하려면 종종 시스템에서 가능한 한 많은 증기를 제거하기 위한 긴 냉각 절차가 필요하다.탱크 바깥쪽에도 얼음이 형성될 수 있으며, 나중에 떨어져 차량이 손상될 수 있다.외부 폼 단열재는 우주왕복선 컬럼비아호 참사에서 보듯이 문제를 일으킬 수 있다.비결정성 추진체는 이런 문제를 일으키지 않는다.
  • 비스토어 액체 로켓은 발사 직전 상당한 준비가 필요하다.이것은 대부분의 무기 시스템을 위한 고체 로켓보다 덜 실용적이게 만든다.

추진제

주요기사 : 액체로켓 추진제

수천 개의 연료와 산화제 조합이 수년에 걸쳐 시도되었다.보다 일반적이고 실용적인 것 중 일부는 다음과 같다.

극저온

  • 우주 왕복선 주 엔진, 아리안 5호 주요 무대와 아리안 5ECA두번째 스테이지, BE-3 블루 오리진의 새로운 셰퍼드의 델타 4호의 첫번째와 두번째 스테이지, 아레스 I, 토성 V의 2,3단계는, 토성 IB의 상단 단계 그리고 토성 나는 켄타우로스 로켓 무대, – 액체 산소(LOX O2)과 액체 수소(LH2, H2).하이 파이H-II, H-IIA, H-IIB의 rst 스테이지와 두 번째 스테이지, GSLV Mk-III와 GSLV Mk-III의 상부 스테이지.이 혼합물의 주요 장점은 청정 연소(수증기가 유일한 연소 제품)와 고성능이다.[27]
  • 액체 산소(LOX)와 액체 메탄(CH4, 액화천연가스, LNG) – 개발 중인 랩터(SpaceX) 및 BE-4(Blue Origin) 엔진.(NASA의 추진 극저온학 & Advanced Development 프로젝트와 Morpheus 프로젝트를 참조하십시오.)

One of the most efficient mixtures, oxygen and hydrogen, suffers from the extremely low temperatures required for storing liquid hydrogen (around 20 K or −253.2 °C or −423.7 °F) and very low fuel density (70 kg/m3 or 4.4 lb/cu ft, compared to RP-1 at 820 kg/m3 or 51 lb/cu ft), necessitating large tanks that must also be lightweight and insulating.우주왕복선 외부 탱크의 경량 폼 단열재가 우주왕복선 컬럼비아호의 파괴로 이어졌는데, 조각이 떨어져 나가면서 날개가 파손되고 대기권 재진입 시 파손됐다.

액상 메탄/LNG는 LH에2 비해 몇 가지 장점이 있다.성능(최대 특정 임펄스)은 LH보다2 낮지만 RP1(케로젠)과 고체 추진체보다 높고, 밀도가 높으면 다른 탄화수소 연료와 유사하지만 LH보다2 부피비율이 높다.[28]이것은 높은 밀도로 인해 소형 모터, 추진제 탱크 및 관련 시스템이 가능하기 때문에 재사용 가능한 발사 시스템에 특히 매력적이다.[27]LNG도 RP1보다 검댕이 적거나 없는(코킹이 적거나 없음) 연소율, LH보다 LNG와2 RP1 연소 냉각기로 연소하기 때문에 LNG와 RP1이 엔진 내부 구조를 크게 변형시키지 않는다.LNG를 태우는 엔진은 RP1이나 LH를2 태우는 엔진보다 더 많이 재사용할 수 있다는 의미다.LH를2 연소시키는 엔진과 달리 RP1과 LNG 엔진 모두 LOX와 LNG/RP1을 위해 각각 하나씩 터빈 1개와 2개의 터보펌프를 갖춘 공유축으로 설계할 수 있다.[28] 우주에서 LNG는 RP1과 달리 액체를 유지하기 위해 히터가 필요하지 않다.[29] LNG는 가격이 저렴하고 대량으로 쉽게 구할 수 있다.장기간 보관할 수 있고, LH에2 비해 폭발성이 적다.[27]

반결정성

비결정성/스토어성/고혈압

NMUSAF의 Me 163B Komet 로켓 비행기

많은 비결정성 바이프로펠러제들은 쌍곡선이다.

저장 가능한 ICBM과 승무원 차량, 행성 탐사기, 인공위성을 포함한 대부분의 우주선의 경우 장기간 극저온 추진체를 저장하는 것은 불가능하다.이 때문에, 히드라진 또는 그 파생상품과 질소산화물의 혼합물은 일반적으로 그러한 용도에 사용되지만 독성이 있고 발암성이 있다.이에 따라, 핸들링 향상을 위해 드림 체이서, 우주선 2호 등 일부 승무원 차량은 무독성 연료와 산화제 조합의 하이브리드 로켓을 사용할 계획이다.

인젝터

액체 로켓에서 인젝터 구현은 달성할 수 있는 노즐의 이론적 성능 비율을 결정한다.인젝터 성능이 떨어지면 연소되지 않은 추진체가 엔진에서 이탈해 효율이 떨어진다.

또한, 인젝터는 노즐의 열 부하를 줄이는 데에도 중요한 역할을 한다. 즉, 챔버 가장자리 주위의 연료 비율을 증가시킴으로써 노즐의 벽면에 훨씬 낮은 온도를 제공한다.

인젝터 유형

인젝터는 연료와 산화제가 이동하는 세심하게 구성된 패턴으로 배열된 다수의 작은 직경 구멍만큼 간단할 수 있다.유속은 인젝터를 가로지르는 압력강하의 제곱근, 구멍의 모양, 추진체의 밀도 등 세부적인 사항에 의해 결정된다.

V-2에 사용된 첫 번째 인젝터는 연료와 산화제를 병렬로 분사하여 챔버 내에서 연소시켰다.이것은 효율성이 상당히 떨어졌다.

오늘날 인젝터는 일반적으로 연료 분사기와 산화제를 겨냥하여 인젝터 플레이트에서 근거리 떨어진 공간의 한 지점에서 충돌하도록 하는 다수의 작은 구멍으로 구성된다.이것은 그 흐름을 작은 물방울로 쪼개서 더 쉽게 타는 것을 돕는다.

인젝터의 주요 유형은

  • 샤워 헤드
  • 자기충격 더블트
  • 크로스 임팩트 트리플트
  • 구심 또는 소용돌이
  • 핀틀

핀틀 인젝터는 광범위한 유량에 걸쳐 연료와 산화제를 잘 혼합하여 제어할 수 있다.핀틀 인젝터는 아폴로 달 모듈 엔진(Descent Pproprovision System)과 케스트렐 엔진에 사용되었으며, 현재 팰컨 9의 멀린 엔진과 팰컨 헤비 로켓에서 사용되고 있다.

그 RS-25 엔진이 우주 왕복선을 위해 설계된;F-1와 같은 이전의 엔진들이 아폴로 프로그램에 사용되는 중요한 문제는 그 preburner에서 posts[31일]의 중심을 통하여 액체 산소 흐르게 하고 이 세금이 연소 과정의 안정성을 개선을 증발시키기 위해 열띤 수소를 쓸 홈의 시스템을 사용한다. 와 함께엔진 파괴로 이어진 진동이지만, 이 설계 세부사항 때문에 RS-25에서는 문제가 되지 않았다.

발렌틴 글루시코는 1930년대 초에 구심점 분사기를 발명했으며, 러시아 엔진에서 거의 보편적으로 사용되어 왔다.회전운동을 액체에 가한 다음(그리고 때로는 두 개의 추진체가 섞이기도 한다) 작은 구멍을 통해 배출되는데, 여기서 원뿔모양의 시트를 형성하여 급속하게 원자화된다.Goddard의 첫 액체 엔진은 단일 충돌 인젝터를 사용했다.2차 세계대전의 독일 과학자들은 와세르폴 미사일에 성공적으로 사용된 평판에 주입기를 충돌시키는 실험을 했다.

연소 안정성

비교적 낮은 속도 진동인 끌기와 같은 불안정성을 방지하려면, 유량이 챔버 압력과 거의 독립적으로 흐를 수 있도록 인젝터 전체에 충분한 압력 강하를 가하도록 엔진을 설계해야 한다.일반적으로 이 압력 강하는 인젝터 전체에서 챔버 압력의 최소 20%를 사용함으로써 달성된다.

그럼에도 불구하고 특히 대형 엔진에서는 고속 연소 진동이 쉽게 촉발되며, 이러한 진동은 잘 이해되지 않는다.이러한 고속 진동은 엔진의 가스측 경계층을 교란시키는 경향이 있으며, 이로 인해 냉각 시스템이 급속하게 고장 나 엔진이 파괴될 수 있다.이런 종류의 진동들은 대형 엔진에서 훨씬 더 흔하고, 토성 V의 발전을 괴롭혔지만, 마침내 극복되었다.

RS-25 엔진과 같은 일부 연소실은 특정 공명 주파수가 증가하는 것을 막기 위해 헬름홀츠 공명기를 댐핑 메커니즘으로 사용한다.

이러한 문제를 방지하기 위해 RS-25 인젝터 설계는 대신 연소실로 분사하기 전에 추진제를 기화시키기 위해 많은 노력을 기울였다.불안정이 발생하지 않도록 하기 위해 많은 다른 특징들이 사용되었지만, 이후 연구는 이러한 다른 특징들이 불필요하다는 것을 보여주었고, 가스 위상 연소가 안정적으로 작동했다.

안정성에 대한 테스트는 종종 작은 폭발물의 사용을 포함한다.이것들은 작동 중에 챔버 내에서 폭발하며, 충동적인 흥분작용을 일으킨다.챔버의 압력 흔적을 조사하여 교란 효과가 얼마나 빨리 소멸되는지 판단함으로써, 필요한 경우 챔버의 안정성 및 재설계 기능을 추정할 수 있다.

엔진 사이클

액체 프로펠러 로켓의 경우, 추진체를 챔버로 주입하는 4가지 다른 방법이 공통적으로 사용된다.[32]

연료와 산화제는 연소실로 연소되는 뜨거운 가스의 압력에 대항하여 펌프되어야 하며, 엔진 출력은 연소실로 추진제를 펌핑할 수 있는 속도에 의해 제한된다.대기 또는 발사기 사용, 고압, 따라서 고출력의 경우 중력 항력을 최소화하기 위해 엔진 사이클이 바람직하다.궤도 사용의 경우 낮은 전력 주기는 보통 괜찮다.

압력 공급 사이클
추진체는 가압된 (상대적으로 무거운) 탱크로부터 강제 유입된다.중전차는 압력이 상대적으로 낮아 엔진 출력이 제한되지만 연료가 모두 연소돼 고효율화가 가능하다는 의미다.가압제는 반응성이 떨어지고 밀도가 낮아 헬륨이 자주 사용된다.예: AJ-10, 우주왕복선 OMS, 아폴로 SPS, 델타 II의 2단계에서 사용.
전기 펌프식
일반적으로 브러시가 없는 DC 전기 모터인 전기 모터가 펌프를 구동한다.전기 모터는 배터리 팩에 의해 구동된다.비교적 구현이 간단하고 터보모체 설계의 복잡성을 줄여주지만 배터리 팩의 추가 건조 질량을 희생한다.예시 엔진은 Rocket Lab이 설계하고 사용하는 Rutherford이다.
가스 생성기 사이클
추진체의 소량을 프리버너에 태워 터보펌프에 동력을 공급한 다음 별도의 노즐을 통해 소진하거나 메인 노즐을 낮게 내린다.이는 배기가스가 추력을 거의 또는 전혀 기여하지 않기 때문에 효율이 저하되는 결과를 가져오지만 펌프 터빈은 매우 클 수 있어 고출력 엔진이 허용된다.예: 새턴 V의 F-1과 J-2, 델타 IV의 RS-68, 아리안 5의 HM7B, 팔콘 9의 멀린.
탭 오프 사이클
로켓 엔진의 주 연소실에서 뜨거운 가스를 받아 엔진 터빈 터빈을 통해 추진체를 펌핑한 다음 소진된다.모든 추진체가 주 연소실을 통해 흐르는 것은 아니기 때문에 탭오프 사이클은 오픈 사이클 엔진으로 간주된다.예로는 J-2S와 BE-3가 있다.
익스팬더 사이클
극저온 연료(수소 또는 메탄)는 연소실과 노즐의 벽을 냉각시키는 데 사용된다.흡수된 열은 연료가 증발하고 팽창하며, 연료가 연소실로 들어가기 전에 터빈 펌프를 구동하는 데 사용되어 높은 효율을 얻거나 배 밖으로 블리딩되어 더 높은 파워 터빈 펌프를 가능하게 한다.연료를 증발시키는 데 사용할 수 있는 제한된 열은 엔진 출력을 제한한다.예: Atlas V 및 Delta IV 2단계(폐쇄 사이클), H-II의 LE-5(블리드 사이클)에 대한 RL10.
단계식 연소 사이클
연료 또는 산화제가 풍부한 혼합물은 프리버너에서 연소된 후 터보펌프를 구동하며, 이 고압 배기가스는 연료나 산화제의 나머지가 연소하는 본실로 직접 공급되어 매우 높은 압력과 효율을 허용한다.예: SSME, RD-191, LE-7.
최대 흐름 단계 연소 사이클
연료와 산화제가 풍부한 혼합물은 별도의 프리버너에서 연소되어 터보펌프를 구동시키고, 그 다음 한 개의 산소가 풍부하고 다른 연료가 풍부한 고압 배기가스 모두 결합하여 연소하는 본실로 직접 공급되어 매우 높은 압력과 놀라운 효율을 허용한다.예: 스페이스X 랩터.

엔진 사이클 트레이드오프

엔진 사이클을 선택하는 것은 로켓 엔진 설계의 초기 단계 중 하나이다.이 선택에서 많은 절충이 발생하며, 그 중 일부는 다음과 같다.

인기 있는 엔진 사이클 간의 절충 비교
사이클형
가스발생기 익스팬더 사이클 단계별 결합 압력 공급
이점 단순함, 낮은 건조 질량, 높은 추력을 위한 고출력 터보펌프 허용 높은 특정 충동, 상당히 낮은 복잡성 높은 특정 임펄스, 높은 추력을 허용하는 높은 연소실 압력 단순함, 터보펌프 없음, 낮은 건조량, 높은 특정 임펄스
단점들 하한특정충동 극저온 연료를 사용해야 한다. 터빈에 대한 연료 제한으로 열 전달 및 엔진 추력 복잡성을 크게 증가시킴으로써 질량(전체 흐름의 경우 더 높음) 탱크 압력이 연소실 압력 및 추력을 제한함, 무거운 탱크 및 관련 가압 하드웨어

냉각

주요 기사:로켓엔진냉각

연료가 풍부한 층이 연소실 벽에 생성되도록 인젝터가 일반적으로 배치된다.이것은 그곳의 온도를 낮추고, 목까지 하류로, 심지어 노즐까지 연소실을 더 높은 압력으로 운영할 수 있게 해주며, 이것은 더 높은 팽창비 노즐을 사용함으로써 더 높은 I와SP 더 나은 시스템 성능을 제공한다.[33]액체 로켓 엔진은 종종 재생 냉각을 이용하는데, 이것은 산화제를 사용하여 챔버와 노즐을 냉각시킨다.

점화

점화 작업은 여러 가지 방법으로 수행될 수 있지만, 아마도 다른 로켓보다 액체 추진체에서는 일관되고 중요한 점화원이 필요할 것이다. 점화 지연(일부 경우 수십 밀리세컨드 정도)은 과도한 추진체로 인해 챔버의 과압을 유발할 수 있다.시동이 잘 걸리지 않으면 엔진이 폭발할 수도 있다.

일반적으로 점화 시스템은 챔버 전체 질량 흐름의 약 1%의 질량 흐름으로 인젝터 표면을 가로질러 화염을 가하려고 시도한다.

안전 인터락은 때때로 주 밸브가 열리기 전에 점화원의 존재를 확인하기 위해 사용된다. 그러나 경우에 따라 인터락 신뢰도가 점화 시스템보다 낮을 수 있다.따라서 시스템이 안전하게 실패해야 하는지, 아니면 전반적인 임무 성공이 더 중요한지에 따라 달라진다.연동장치는 연동장치의 고장으로 임무 손실이 발생하는 무인 상부에 사용되는 경우는 드물지만 RS-25 엔진에 탑재되어 우주왕복선이 이륙하기 전에 엔진을 정지시키기 위해 사용된다.또한 점화기의 성공적인 점화 감지가 놀랄 만큼 어렵고, 일부 시스템은 불꽃에 의해 절단되는 얇은 와이어를 사용하며, 압력 센서도 일부 사용하였다.

발화 방법에는 폭약, 전기(스파크 또는 핫 와이어), 화학 등이 있다.쌍곡 추진체는 자기 점화, 신뢰성, 그리고 하드 스타트 가능성이 적다는 장점이 있다.1940년대에 러시아인들은 하이퍼골로 엔진을 시동하고 점화 후 1차 추진체로 전환하기 시작했다.이것은 아폴로 계획의 미국 F-1 로켓 엔진에도 사용되었다.

파이로포린제를 사용한 점화:트리에틸알루미늄은 공기와 접촉할 때 발화하며 물과 접촉할 때 발화하거나 분해된다. 극저온 액체 산소와 접촉할 때 발화할 수 있는 충분한 파이로포닉 물질 중 하나이다.연소 엔탈피 ΔHc°는 -5,105.70 ± 2.90 kJ/mol (-1,220.29 ± 0.69 kcal/mol)이다.발화가 쉽기 때문에 로켓 엔진 점화기로서 특히 바람직하다.TEA-TEB로 더 잘 알려진 트리에틸알루미늄-트리에틸보레인을 생성하기 위해 트리에틸보레인과 함께 사용할 수 있다.

참고 항목

참조

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참고 문헌 목록

외부 링크