하이브리드 추진제 로켓

Hybrid-propellant rocket
SpaceShipOne 하이브리드 로켓 모터 세부 사항

하이브리드 추진제 로켓은 두 가지 다른 단계에서 로켓 추진제를 사용하는 로켓 모터를 가진 로켓이다. 하나는 고체이고 다른 하나는 기체나 액체이다.하이브리드 로켓의 개념은 1930년대 초반으로 거슬러 올라갈 수 있다.

하이브리드 로켓은 추진제 취급의 위험과 같은 고체 로켓의 단점 중 일부를 피하는 한편, 기계적 [1]복잡성과 같은 액체 로켓의 단점도 피한다.연료와 산화제가 밀접하게 혼합되는 것은 어렵기 때문에(물질의 다른 상태이기 때문에), 하이브리드 로켓은 액체나 고체보다 더 부드럽게 기능하는 경향이 있습니다.액체 로켓 엔진처럼 하이브리드 로켓 모터는 쉽게 정지할 수 있고 추력은 조절이 가능하다.하이브리드의 이론적인 비임펄스( 성능은 일반적으로 고체 모터보다 높고 액체 엔진보다 낮습니다. [2]연료를 사용하는 하이브리드 로켓에서 하이브리드 시스템은 고체 시스템보다 복잡하지만 산화제와 연료를 별도로 저장하여 고체 로켓 모터를 제조, 운송 및 취급하는 데 따른 중대한 위험을 방지합니다.

역사

하이브리드 로켓에 대한 첫 번째 연구는 1930년대 초 소련 반응 운동 연구 그룹에서 수행되었다.나중에 스푸트니크 1호와 루나 프로그램의 설계를 감독하게 된 미하일 클라비예비치 티콘라보프는 1933년 8월 17일 400미터(1,300피트)[3][4] 고도에 도달한 최초의 하이브리드 추진 로켓 발사인 GERD-9을 담당했다.1930년대 후반 독일의 IG Farben과 미국의 캘리포니아 로켓 협회(California Rocket Society)에서 동시에 연구했습니다.독일에서 일하는 레오니드 안드루소는 하이브리드 추진제 로켓을 이론화했다.O. Lutz, W. Noeggerath 및 Andrusshow는 석탄과 기체 NO를2 추진제로 사용하여 10킬로뉴턴 (2,200파운드힘) 하이브리드 로켓 모터를 테스트했습니다.Overth는 또한 산화제로 LOX를 연료로 하고 흑연을 연료로 하는 하이브리드 로켓 모터에 대해 연구했다.탄소의 높은 승화 열로 인해 이러한 로켓 모터가 효율적으로 작동하지 못했는데, 이는 연소율이 [5]미미했기 때문이다.

1994년 스테니스 우주 센터에서 10,000파운드(44kN)의 추력 하이브리드 로켓 모터에 대한 AMROC 실험.

1940년대에 캘리포니아 태평양 로켓 협회는 목재, 왁스, 고무 등 여러 종류의 연료와 함께 LOX를 사용했다.이러한 실험들 중 가장 성공적인 것은 고무 연료로, 오늘날에도 여전히 사용되고 있는 지배적인 연료이다.1951년 6월, LOX/고무 로켓이 9킬로미터(5.6 mi)[5]의 고도로 날아올랐다.

1950년대에 두 가지 큰 노력이 있었다.이러한 노력들 중 하나는 G. 무어와 K의 것이었다.제너럴 일렉트릭의 버만입니다이 듀오는 로드 및 튜브 입자 설계에서 90%의 높은 테스트 과산화물(HTP, 또는22 HO)과 폴리에틸렌(PE)을 사용했습니다.그들은 그들의 작업에서 몇 가지 중요한 결론을 도출했다.연료 입자가 균일하게 연소되었다.입자 균열은 고체 로켓 모터처럼 연소에 영향을 미치지 않았다.하드 스타트는 관찰되지 않았습니다(하드 스타트는 점화 시점에 가까운 압력 스파이크이며, 일반적으로 액체 로켓 엔진의 경우).연료 표면이 화염 홀더 역할을 하여 안정적인 연소를 촉진했습니다.산화제는 밸브 하나로 조절할 수 있으며 높은 산화제 대 연료비는 연소를 단순화하는 데 도움이 되었습니다.부정적인 관찰 결과는 낮은 연소율이었고 과산화물의 열적 불안정성은 안전상의 이유로 문제가 있었다.1950년대에 일어난 또 다른 노력은 리버스 하이브리드의 개발이었다.표준 하이브리드 로켓 모터에서 고체 물질은 연료입니다.역하이브리드 로켓 모터에서 산화제는 고체이다.응용물리학연구소의 윌리엄 에이버리는 제트연료와 질산암모늄을 사용했는데, 저렴한 비용으로 선택되었다.그의 O/F 비율은 0.035로 무어와 버만이 [5]사용한 비율보다 200배 작았다.

1953년, 태평양 로켓 협회(est. 1943년)는 4인치(10cm)×72인치(180cm) 하이브리드 로켓인 XDF-23을 개발하고 있었는데, 짐 누딩이 LOX와 고무 폴리머 "티오콜"을 사용하여 설계했다.그들은 이미 면화, 파라핀 왁스, 목재를 포함한 다른 연료들을 시험해 보았다.XDF라는 이름 자체는 최초의 유닛 [6]중 하나인 "실험용 더글라스 전나무"에서 유래했다.

1960년대에 유럽 단체들도 하이브리드 로켓에 대한 작업을 시작했다.프랑스에 본사를 둔 오네라와 스웨덴에 본사를 둔 볼보 플라이그모터는 하이브리드 로켓 모터 기술을 이용한 음향 로켓을 개발했다.ONERA 그룹은 질산과 아민 연료를 사용하는 초급속 로켓 모터에 초점을 맞췄다.이 회사는 8개의 로켓을 날렸습니다.1964년 4월에 한 번, 1965년 6월에 세 번, 1967년에 네 번.비행이 달성한 최대 고도는 100km(62mi)[5]를 넘었다.Volvo Flygmotor 그룹은 또한 과속 추진제 조합을 사용했다.그들은 또한 산화제로 질산을 사용했지만, 연료로 타가포름(방향족 아민이 함유된 폴리부타디엔)을 사용했다.이들의 비행은 1969년에 이루어졌으며, 20kg(44파운드)[5]의 화물을 80km로 끌어올렸다.

한편, 미국에서는 United Technologies Center (Chemical Systems Division)와 Beech Aircraft가 Sandpiper로 알려진 초음속 표적 무인기를 개발하고 있었다.산화제로 MON-25(혼합 25%, NO24 75%)를 사용하고 연료로는 폴리메틸 메타크릴레이트(PMM)와 Mg를 사용했습니다.이 무인기는 1968년에 300초 이상, 160킬로미터 이상의 고도까지 6회 비행했다.HAST로 알려진 로켓의 두 번째 반복은 추진제로 IRFNA-PB/PMM을 가지고 있으며 10/1 범위에서 조절이 가능했다.HAST는 샌드파이퍼보다 무거운 화물을 운반할 수 있다.HAST와 동일한 추진제 조합을 사용한 또 다른 반복실험은 화학 시스템 부문과 텔레다인 항공기가 개발했다.이 프로그램의 개발은 1980년대 중반에 끝났다.화학 시스템 부문은 리튬과 FLOx(혼합2 F와2 O)의 추진제 조합도 연구했습니다.이것은 가속이 가능한 효율적인 하이퍼골릭 로켓이었다.진공 비임펄스는 93% 연소 [5]효율에서 380초였습니다.

American Rocket Company(AMROC)는 1980년대 후반과 1990년대 초반에 만들어진 가장 큰 하이브리드 로켓을 개발했다.공군 Phillips 연구소에서 발사된 이 엔진의 첫 번째 버전은 LOX와 HTPB(hydroxyl-terminated polybutadien) 고무의 추진제 조합으로 70초 동안 312,000뉴턴(70,000lbf)의 추력을 생성했습니다.H-250F로 알려진 모터의 두 번째 버전은 1,000,000뉴턴(220,000lbf) 이상의 [5]추력을 발생시켰다.

Environmental Aeroscience Corporation(eAc)의 Korey Kline은 1982년 캘리포니아주 Lucerne Dry Lake에서 이전에 Westinghouse였던 [7]Bill Wood와 기술에 대해 논의한 후 처음으로 산소와 고무 혼합 가스를 발사했습니다.첫 번째 SpaceShipOne 하이브리드 테스트는 캘리포니아 [8]모하비에서 Kline과 eAc에 의해 성공적으로 수행되었습니다.

1994년 미 공군사관학교는 하이브리드 음향 로켓을 고도 5km(3.1마일)까지 띄웠다.6.4미터(21피트)의 로켓은 추진체에 HTPB와 LOX를 사용했으며, 최대 추력 4,400뉴턴(990파운드f)에 도달했으며 [5]추력 지속 시간은 16초였다.

기본 개념

하이브리드 로켓 추진 시스템 개념 개요

하이브리드 로켓은 액체산화제를 포함한 압력용기(탱크)와 고체추진제를 포함한 연소실 및 둘을 분리하는 기계장치로 구성된다.추력이 필요하면 연소실에 적절한 점화 소스가 도입되고 밸브가 열립니다.액체 산화제(또는 가스)가 연소실로 유입되어 기화된 다음 고체 추진제와 반응합니다.연소는 고체추진제 표면에 인접한 경계층 확산염에서 발생한다.

일반적으로 고체산화제는 액체산화제보다 매우 위험하고 성능이 떨어지기 때문에 액체추진제는 산화제이고 고체추진제는 연료이다.또한 히드록실 종단 폴리부타디엔(HTPB) 또는 파라핀 왁스와 같은 고체 연료를 사용하면 알루미늄, 리튬 또는 금속 하이드라이드와 같은 고에너지 연료 첨가물을 사용할 수 있습니다.

연소

하이브리드 로켓 연소에 대한 지배 방정식은 회귀 속도가 산화제 질량 플럭스 속도에 따라 결정된다는 것을 보여줍니다. 즉, 연료가 연소되는 속도는 포트를 통과하는 산화제의 양에 비례합니다.이는 회귀율이 [5]모터의 챔버 압력에 비례하는 고체 로켓 모터와는 다릅니다.

서 rδ 은o 회귀율, a는 회귀율 계수(입자 길이 포함), G는o 산화제 질량 플럭스율, n은 회귀율 [5]지수이다.

모터가 연소함에 따라 연료 포트의 직경이 증가하면 연료 질량 유량이 증가합니다.이 현상은 연소 중에 산화제 대 연료비(O/F)를 변화시킵니다.연료 질량 유량의 증가는 산화제 질량 유량을 증가시켜 보상할 수 있습니다.O/F는 시간의 함수에 따라 달라질 뿐만 아니라 연료 입자의 아래 위치에도 따라 달라집니다.위치가 연료 그레인 상단에 가까울수록 O/F 비율이 높아집니다.O/F는 포트에서 변하기 때문에 화학량학 점이라고 불리는 점이 [5]입자의 하부에 존재할 수 있습니다.

특성.

하이브리드 로켓 모터는 액체 연료 로켓과 고체 연료 로켓에 비해 분명하고 미묘한 이점을 보여줍니다.그 중 몇 가지를 다음과 같이 간략하게 요약합니다.

액체 로켓에 비해 장점

  • 기계적으로 심플한 – 액체 추진제 1개만으로 배관, 밸브 수 감소, 조작 간소화 가능.
  • 고밀도 연료 – 일반적으로 고체 상태의 연료는 액체 상태의 연료보다 밀도가 높아 전체 시스템 부피를 줄입니다.
  • 금속 첨가물 – 알루미늄, 마그네슘, 리튬 또는 베릴륨과 같은 반응성 금속을 연료 입자에 쉽게 포함시켜 비임펄스( 밀도 또는 둘 다 높일 수 있습니다.
  • 연소 불안정성 – 하이브리드 로켓은 일반적으로 고체 연료 입자가 개방된 액체 엔진 연소실에서 반사될 수 있는 음파를 분해하기 때문에 액체 로켓을 괴롭히는 고주파 연소 불안정성을 보이지 않습니다.
  • 추진제 가압 – 액체 로켓 시스템의 설계 중 가장 어려운 부분 중 하나는 터보펌프입니다.터보펌프 설계는 동력을 공급하기 위해 동일한 유체를 연소시키면서 매우 높은 체적 유량, 종종 저온 온도 및 휘발성이 높은 화학 물질로 서로 다른 성질의 유체를 정밀하고 효율적으로 펌프하고 분리해야 하기 때문에 복잡합니다.하이브리드는 이동할 수 있는 유체가 훨씬 적고 종종 블로 다운 시스템(액체로켓에서는 엄청나게 무거울 수 있음)이나 자가 가압 산화제(NO2 등)에 의해 가압될 수 있습니다.
  • 냉각 – 액체 로켓은 열 유속이 매우 높고 금속 벽의 산화 및 응력 균열에 취약하기 때문에 연소실과 노즐을 냉각하기 위해 추진제 중 하나(일반적으로 연료)에 의존하는 경우가 많습니다.하이브리드 로켓에는 고체 추진제가 배열된 연소실이 있어 제품 가스로부터 보호됩니다.그들의 노즐은 종종 흑연으로 되어 있거나 고체 로켓 모터와 유사하게 소성 물질로 코팅되어 있습니다.액체 냉각 흐름의 설계, 구축 및 테스트는 복잡하기 때문에 시스템 장애가 발생하기 쉽습니다.

고체 로켓에 비해 장점

  • 보다 높은 I I_ – 자주 사용되는 액체 산화제와 비교하여 알려진 고체 산화제의 한계 때문에 발생할 수 있습니다.
  • 폭발 위험 감소 – 연소 속도는 산화제 질량 플럭스 속도에 따라 달라지기 때문에 추진제 입자가 균열과 같은 처리 오류에 더 잘 견딜 수 있습니다.추진제 입자는 부유 전하에 의해 점화되지 않으며 열에 의한 자동 점화에 매우 민감하지 않습니다.하이브리드 로켓 모터는 산화제와 연료를 따로 보관해 발사장까지 운반할 수 있어 안전성이 향상된다.
  • 취급 및 보관 문제 감소 – 고체 로켓의 성분은 화학적으로나 열적으로나 호환되지 않는 경우가 많습니다.온도 변화가 반복되면 나뭇결이 변형될 수 있습니다.산화 방지제와 코팅제는 곡물이 분해되거나 분해되는 것을 막기 위해 사용됩니다.
  • 제어 용이성 향상– Stop/Restart 및 스로틀은 대부분의 설계에 쉽게 포함되어 있습니다.고체 로켓은 좀처럼 쉽게 정지되지 않으며 스로틀 또는 재시동 기능이 거의 없습니다.

하이브리드 로켓의 단점

하이브리드 로켓은 액체와 고체 로켓에 비해 단점도 있다.여기에는 다음이 포함됩니다.

  • 산화제 대 연료비 변화("O/F 변화") – 산화제 유량이 일정할 경우 연료 생산량과 산화제 유량의 비율은 입자가 퇴보함에 따라 변화합니다.따라서 화학적 성능의 관점에서 오프피크 작동으로 이어집니다. 잘 설계된 하이브리드의 경우 피크 부근의 O에 민감하지 에 OF시프트는 성능에 미치는 영향이 매우 작습니다.
  • 불량한 회귀 특성은 종종 다중 포트 연료 입자를 구동합니다.멀티포트 연료 입자는 부피 효율이 떨어지고 종종 구조적 결함이 있습니다.1990년대 후반에 개발된 높은 회귀율 액화 연료는 이 [9]문제에 대한 잠재적인 해결책을 제공한다.
  • 액체 기반 추진과 비교했을 때, 부분 또는 완전히 고갈된 하이브리드 로켓에 연료를 재주입하는 것은 중대한 문제를 야기할 것이다. 고체 추진체는 단순히 연료 탱크에 주입될 수 없기 때문이다.이것은 로켓이 어떻게 사용될지에 따라 문제가 될 수도 있고 아닐 수도 있다.

일반적으로 하이브리드 제품은 액체나 고형물보다 훨씬 적은 개발 작업이 완료되었으며 이러한 단점 중 일부는 연구개발에 대한 추가 투자를 통해 수정될 수 있습니다.

대형 하이브리드 궤도 로켓을 설계할 때 한 가지 문제는 높은 유속과 산화제의 가압을 달성하기 위해 터보펌프가 필요하다는 것입니다.이 터보펌프는 뭔가에 의해 작동되는 게 틀림없어.전통적인 액체 추진제 로켓에서 터보펌프는 로켓과 동일한 연료와 산화제를 사용합니다. 왜냐하면 이 두 가지가 모두 액체이고 프리버너에 공급될 수 있기 때문입니다.하지만 하이브리드에서는 연료가 고체이기 때문에 터보펌프의 엔진에 공급할 수 없습니다.어떤 잡종들은 니트로메탄이나 과산화수소와 같은 단일 추진제로도 사용될 수 있는 산화제를 사용하므로 터보펌프는 단독으로 작동할 수 있다.하지만 니트로메탄과 과산화수소는 터보펌프를 작동시키기 위해 단독으로 사용할 수 없는 액체 산소보다 훨씬 덜 효율적입니다.자체 탱크가 필요하고 로켓 성능이 저하되는 또 다른 연료가 필요할 것이다.

연료

일반적인 연료 선택

리버스 하이브리드 로켓은 그다지 흔하지 않지만 엔진이 고체 산화제와 액체 연료를 사용하는 로켓입니다.액체 연료 옵션으로는 등유, 히드라진 및2 LH가 있습니다.일반 하이브리드 로켓 엔진의 공통 연료에는 아크릴, 폴리에틸렌(PE), HTPB와 같은 가교 고무 또는 파라핀 왁스와 같은 액화 연료가 포함됩니다.투명한 연소실을 통해 연소를 볼 수 있었기 때문에 플렉시글라스는 일반적인 연료였다.하이드록실 종단 폴리부타디엔(HTPB) 합성고무는 에너지와 취급 안전성 때문에 현재 하이브리드 로켓 엔진에서 가장 인기 있는 연료이다.HTPB를 액체 산소에 담그고 폭발하지 않는 테스트를 실시했습니다.이러한 연료는 일반적으로 고체 로켓 모터만큼 밀도가 높지 않기 때문에 종종 밀도를 높이기 위해 알루미늄 도핑을 하여 로켓 성능을 [5]: 404 높입니다.

곡물 제조 방법

출연자들

하이브리드 로켓 연료 입자는 일반적으로 플라스틱 또는 고무이기 때문에 주조 기술을 통해 제조할 수 있습니다.연료 질량 유량 증가의 필요성에 의해 추진되는 복잡한 기하학적 구조는 부분적으로 장비 비용 때문에 하이브리드 로켓의 주조 연료 입자를 비싸게 만들고 시간이 많이 소요됩니다.더 큰 규모에서는 주조 입자가 내부 웨빙에 의해 지지되어야 하며, 따라서 큰 연료 덩어리가 노즐에 영향을 미치거나 노즐이 막히지 않도록 해야 합니다.곡물결함도 큰 곡물에서 문제가 된다.주조되는 전통적인 연료는 히드록실 종단 폴리부타디엔(HTPB)과 파라핀 [10]왁스입니다.

적층 제조

열화 테스트 전에 표시된 이중 나선형 연료 포트, 연소 후 챔버 및 드 라발 노즐이 있는 투명 휴대용 교육용 하이브리드 로켓 연료 입자입니다.

적층 가공은 현재 다른 방법으로는 제조할 수 없었던 곡물 구조를 만드는 데 사용되고 있습니다.헬리컬 포트는 연료 회귀율을 높이는 동시에 체적 [11]효율을 높이는 것으로 나타났습니다.하이브리드 로켓 연료에 사용되는 재료의 예로는 아크릴로니트릴 부타디엔 스티렌(ABS)이 있다.인쇄된 재료는 일반적으로 로켓 [10]성능을 개선하기 위해 첨가제로 강화됩니다.테네시 대학 녹스빌의 최근 연구에 따르면 표면적이 증가했기 때문에 3D 프린팅으로 포장된 분말 연료(예: 흑연, 석탄, 알루미늄)를 사용하면 기존의 고분자 [12][13]입자에 비해 연료 연소율과 추력 수준을 크게 높일 수 있습니다.

산화제

일반적인 산화제 선택

일반적인 산화제는 기체 또는 액체 산소, 아산화질소 및 과산화수소를 포함한다.역하이브리드는 냉동산소나 과염소산암모늄 등의 산화제를 사용한다.[5]: 405–406

로켓이 효율적으로 작동하려면 적절한 산화제 기화가 중요합니다.부적절한 기화로 인해 모터의 헤드엔드에서 후단부에 비해 매우 큰 회귀율 차이가 발생할 수 있습니다.한 가지 방법은 가열 가스 발생기를 사용하여 사전 연소실에서 산화제를 가열하는 것입니다.또 다른 방법은 단일 추진제로도 사용될 수 있는 산화제를 사용하는 것이다.좋은 예로는 과산화수소가 있는데, 과산화수소는 은층을 통해 뜨거운 산소와 증기로 촉매 분해될 수 있습니다.세 번째 방법은 산화제와 함께 과당화된 추진제를 플로우 내에 주입하는 것이다.산화제 중 일부는 분해되어 [5]: 406–407 흐름의 나머지 산화제를 가열합니다.

하이브리드 안전성

일반적으로 잘 설계되고 세심하게 구성된 하이브리드는 매우 안전합니다.하이브리드와 관련된 주요 위험은 다음과 같습니다.

  • 압력 용기 고장 – 챔버 단열 고장으로 인해 챔버 벽 근처에서 고온 연소 가스가 발생하여 용기가 파열되는 "번 스루"가 발생할 수 있습니다.
  • 블로우백 – 아산화질소 또는 과산화수소와 같이 발열적으로 분해되는 산화제의 경우 연소실의 화염 또는 뜨거운 가스가 인젝터를 통해 역류하여 산화제를 증발시키고 뜨거운 연료 농도의 가스와 혼합하여 탱크 폭발로 이어질 수 있습니다.블로우백은 불안정한 연소 기간 동안 발생할 수 있는 압력 강하가 충분하지 않기 때문에 인젝터를 통해 가스가 역류해야 합니다.블로백은 특정 산화제에 고유하며 산화제 탱크에 연료가 없는 한 산소 또는 사산화질소와 같은 산화제에서는 불가능합니다.
  • 하드 스타트 – 점화 전에 연소실에서 산화제를 과다 섭취하면, 특히 아산화질소와 같은 단분자의 경우 점화 시 일시적인 과압 또는 "스파이크"가 발생할 수 있습니다.

하이브리드 연료에는 산화제가 포함되어 있지 않기 때문에 스스로 폭발적으로 연소하지 않습니다.이 때문에 하이브리드는 TNT급 폭발력이 없는 것으로 분류된다.이와는 대조적으로 고체 로켓은 종종 추진제 입자의 질량과 크기가 유사한 TNT 등가물을 가진다.액체 연료 로켓은 일반적으로 폭발적으로 점화하기 전에 현실적으로 밀접하게 결합할 수 있는 연료와 산화제의 양에 기초하여 계산된 TNT 등가성을 가진다. 이것은 종종 총 추진제 질량의 10-20%로 간주된다.하이브리드의 경우 점화 전에 연소실에 산화제를 채워도 일반적으로 고체 연료로 폭발을 일으키지 않습니다. 폭발성 당량은 0%로 알려져 있습니다.

하이브리드에 종사하고 있는 조직

상업 기업

1998년 SpaceDev는 8년 동안 American Rocket Company에 의해 200개가 넘는 하이브리드 로켓 모터 발사에 의해 생성된 모든 지적 재산, 디자인 및 테스트 결과를 취득했습니다.최초의 민간 유인 우주선인 SpaceShipOne은 SpaceDev의 하이브리드 로켓 모터로 HTPB에 아산화질소를 연소시켜 동력을 얻었다.그러나 [14][15]아산화질소는 2007년 Scaled Composite에서 SpaceShipOne의 후속 개발 과정에서 3명이 사망한 폭발의 주범이었다.Virgin Galactic SpaceShipTwo 후속 상용 준궤도 우주선은 스케일업된 하이브리드 모터를 사용합니다.

SpaceDev는 소모성 소형 발사체인 SpaceDev Streaker와 아궤도 및 궤도 인간 우주 비행이 가능한 SpaceDev Dream Chaser를 개발하고 있었습니다.Streaker와 Dream Chaser는 모두 아산화질소와 합성 HTPB 고무를 연소시키는 하이브리드 로켓 모터를 사용한다.SpaceDev는 2009년에 시에라 네바다사에 인수되어 스페이스 시스템 부문이 되어, NASA의 커머셜 크루 개발 계약을 위한 드림 체이서를 계속 개발하고 있습니다.시에라 네바다주는 SpaceShipTwo의 하이브리드 엔진인 RocketMotorTwo도 개발했다.2014년 10월 31일, SpaceShipTwo가 사라졌을 때, 당초의 추측은 그것의 하이브리드 엔진이 실제로 폭발하여 시험 조종사 한 명이 죽고 다른 한 명이 중상을 입었을 것이라고 추측했었다.그러나 조사 데이터에 따르면 SpaceShip-Two Feather 시스템을 조기에 배치한 것이 [16]이 차량의 공기역학적 파손의 원인이었다.

미국 로켓은[17] 자가 가압성 아산화질소(NO2)와 히드록실 종단 폴리부타디엔(HTPB) 및 혼합 고시험 과산화질소(HTPB)를 사용하여 하이브리드를 제조 및 전개했습니다.미국 Rockets사가 개발한 High-test peroxide(HO22) 86% 및 (HTPB) 및 알루미늄 하이브리드는 NO-HTPB2 하이브리드의 일반적인 180을 훨씬 상회하는 240의 특정 임펄스(Isp)를 전달했습니다.게다가 자동 시동, 재시동, 연소 불안정성이 상당히 낮아 Bloodhound SSC, SpaceShipTwo 또는 SpaceShipThree와 같은 취약하거나 유인 임무에 적합합니다.이 회사는 후자의 HTP-HTPB 스타일의 압력 공급 및 펌프 공급 버전을 성공적으로 테스트하고[18] 배치했습니다.지금까지의 성과물은 직경이 6인치에서 18인치이며, 직경이 54인치인 유닛을 개발했습니다.2013년 11월 XS-1에 대한 국방고등연구계획국(DARPA) 회의에서 배포된 자료에 따르면 이 업체는 고형물에 근접해 직경 5m 이상의 확장성을 주장했다.[19][failed verification]

Gilmour Space Technologies는 2015년에 하이브리드 로켓 엔진을 HDPE와 HDPE+왁스 혼합으로 NO와 HP 모두에서2 테스트하기 시작했습니다.2016년 테스트에는 5000Lb HP/PE 엔진이 포함됩니다.이 회사는 음향 로켓과 궤도 로켓 모두에 하이브리드를 사용할 계획이다.

오비탈 테크놀로지스 코퍼레이션(Orbitec)은, 「보텍 하이브리드」[20]의 컨셉을 포함한 하이브리드 로켓에 관한 미국 정부의 자금 지원에 의한 연구에 관여하고 있다.

Environmental Aeroscience Corporation(eAc)[21]은 하이브리드 로켓 추진 시스템을 개발하기 위해 1994년에 설립되었습니다.SpaceShipOne 모터 설계 공모전에 포함되었지만 SpaceDev에 계약을 빼앗겼다.Environmental Aeroscience Corporation은 여전히 산화제 충전,[22] 환기 및 덤프 시스템을 위한 부품을 SpaceDev에 공급했습니다.

Rocket Lab은 이전에 하이브리드 사운딩 로켓과 관련 기술을 판매했다.

리액션 리서치 소사이어티(RRS)는 주로 액체 로켓 추진에 관한 연구로 알려져 있지만 하이브리드 로켓 추진에 관한 오랜 연구 개발 역사를 가지고 있다.

덴마크 로켓 그룹인 코펜하겐 서브보비탈스는 처음에는 NO를 사용했고2 현재는 LOX를 사용하여 여러 개의 하이브리드를 설계하고 시험 발사했습니다.그들의 연료는 에폭시, 파라핀 왁스 또는 폴리우레탄이다.[23]그 그룹은 추력 불안정 때문에 결국 하이브리드에서 멀어졌고, 지금은 V-2 로켓과 비슷한 모터를 사용한다.

TiSPACE는 하이브리드 추진제 [24]로켓 시리즈를 개발하고 있는 대만 회사입니다.

메인주 브런즈윅에 있는 bluShift Aerospace는 [25]2019년 6월 NASA SBIR에서 자체 바이오 파생 연료용 모듈러 하이브리드 로켓 엔진 개발을 위한 보조금을 획득했습니다.보조금 bluShift를 완료하고 이 [26]기술을 이용한 최초의 사운드 로켓을 출시했습니다.

플로리다 코코아를 거점으로 하는 바야 스페이스는 [27][28]2023년에 하이브리드 연료 로켓 던트리스(Duntless)를 발사할 예정이다.

대학

우주 추진 그룹은 1999년 아리프 카라베요글루, 브라이언 캔트웰, 그리고 스탠포드 대학의 다른 사람들에 의해 높은 회귀율의 액화 하이브리드 로켓 연료를 개발하기 위해 설립되었습니다.그들은 13,000파운드힘을 내는 12.5인치 직경의 모터를 성공적으로 점화했습니다.이 기술을 사용하여 현재 24인치 직경 25,000파운드힘 모터를 개발 중이며 2010년에 최초 점화될 예정입니다.스탠퍼드대는 하이브리드 로켓의 액층 연소 이론이 개발된 기관이다.스탠포드의 SPaaS 그룹은 현재 NASA 에임스 연구 센터와 협력하여 100km [29]고도를 낼 수 있는 송골 로켓을 개발하고 있다.엔지니어링상의 과제에는 다양한 유형의 연소 [30]불안정성이 포함됩니다.제안된 모터가 2013년에 시험 발사되었지만, 페레그린 프로그램은 결국 2016년 첫 선을 보인 표준 고체 로켓으로 전환되었다.

플렉시글라스 하이브리드에 헬리컬 산화제 주입.셧다운중에 이미지가 촬영되어 플로우 패턴을 확인할 수 있습니다.녹스빌에 있는 테네시 대학교.

테네시 대학교 녹스빌은 1999년부터 NASA 마셜 우주 비행 센터 및 민간 산업과 협력하여 하이브리드 로켓 연구를 수행해 왔습니다.이 작업에는 수냉식 열량계 노즐의 통합이 포함되어 있습니다. 이 노즐은 로켓 [31]모터에 성공적으로 사용된 최초의 3D 프린팅 열량계 부품 중 하나입니다.이 대학의 다른 연구들은 3D 프린팅된 ABS 매트릭스에 담긴 헬리컬 산화제 주입, 바이오 유래[32] 연료 및 분말 연료 사용에 초점을 맞추고 있습니다. 여기에는 2019 스페이스 포트 아메리카 [12][13]컵에서 석탄 연소식 하이브리드의 성공적인 출시가 포함됩니다.

델프트 공과대학에서는, 학생 팀 델프트 항공 우주 로켓 공학(DARE)이 하이브리드 로켓의 설계와 제작에 매우 적극적으로 임하고 있습니다.2015년 10월, DARE는 Stratos II+ 사운딩 로켓으로 유럽 학생 고도 기록을 깼다.Stratos II+는 DHX-200 하이브리드 로켓 엔진에 의해 추진되었으며, 아산화질소와 파라핀, 소르비톨, 알루미늄 분말을 혼합한 연료를 사용했다.2018년 7월 26일, DARE는 Stratos III 하이브리드 로켓 발사를 시도했다.이 로켓은 이전 로켓과 동일한 연료/산화제 조합을 사용했지만 약 360kN의 [33]충격이 증가했다.개발 당시, 이것은 학생 팀에 의해 개발된 가장 강력한 하이브리드 로켓 엔진이었다.불행하게도, 스트래토스 III는 [34]비행 20초 만에 분실되었다.

플로리다 공과대학은 팬더 프로젝트를 통해 하이브리드 기술을 성공적으로 테스트하고 평가했습니다.뮌헨 공과대학의 WARR[35] 학생팀은 1970년대 초부터 하이브리드 엔진과 로켓을 개발해 왔습니다.산, 산소 또는 아산화질소를 폴리에틸렌 또는 HTPB와 조합하여 사용한다.이 개발에는 테스트 스탠드 엔진뿐만 아니라 최초의 독일 하이브리드 로켓인 바르바렐라처럼 공중식 엔진도 포함되어 있다.그들은 현재 아마추어 로켓의 유럽 높이 기록을 깨기 위해 액체 산소를 산화제로 하는 하이브리드 로켓을 개발하고 있다.그들은 또한 로켓 크레이퍼스와 협력하고 하이브리드 로켓을 시험하고 있다.

그동안 고체 로켓만 쏘아올린 보스턴대 학생이 운영하는 '로켓 추진단'[36]은 2015년 [37]7월까지 준궤도 우주로 발사하기 위한 1단 하이브리드 음향 로켓 설계와 제작을 시도하고 있다.

브리검영대(BYU), 유타대, 유타주립대는 1995년 고체연료인 하이드록실 종단 폴리부타디엔(HTPB)을 산소가스의 산화제로 태운 학생용 로켓 유니티 IV를 발사했고 2003년에는 산화질소로 HTPB를 태운 더 큰 버전을 발사했다.

브라질리아 대학의 하이브리드 팀은 파라핀 왁스/NO2 하이브리드에 대한 광범위한 연구를 이미 50회 이상의 시험 발사를 수행했습니다.하이브리드 팀은 현재 액화 추진체, 수치 최적화 및 로켓 설계를 수행하고 있습니다.요즘 Capital Rocket Team이라고 불리는 로켓 디자인 팀은 고출력 하이브리드 로켓을 개발하고 몇 가지 첨가제에 대해 연구하고 있다.화학추진연구소는 이미 몇 가지 조사를 실시하여 SARA [citation needed]플랫폼용 모터를 개발하고 있습니다.

캘리포니아대 로스엔젤레스가 운영하는 '유니버시티 로켓 프로젝트'는 아산화질소를 산화제로, HTPB를 연료로 하는 하이브리드 추진 로켓을 발사한다.그들은 현재 세 번째 학생 제작 하이브리드 로켓 [38]엔진을 개발 중이다.

토론토 대학이 운영하는 "토론토 대학 항공우주팀"은 하이브리드 엔진으로 구동되는 로켓을 설계하고 제작합니다.그들은 현재 토론토 대학 항공우주연구소에 새로운 엔진 시험 시설을 건설하고 있으며, 현재 엄격한 시험 중인 새로운 로켓 디파이언스 MKII로 캐나다 아마추어 로켓 고도 기록을 깨기 위해 노력하고 있다.디파이언스 MK III의 엔진인 퀘이사(QUSAR)는 아질소-파라핀 하이브리드 엔진으로 9초 [citation needed]동안 7kN의 추력을 낼 수 있습니다.

2016년 파키스탄 DHA 서파대학은 파라핀 왁스와 액체산소를 이용한 1kN급 하이브리드 로켓 엔진 라힐-1 개발에 성공해[39] [40]대학 최초로 로켓 연구를 진행했다.인도에서는 Birla Institute of Technology, Mesra Space Engineering and Rocketry 부서에서 다양한 연료와 산화제를 사용한 하이브리드 프로젝트를 수행하고 있습니다.

이스탄불 공과대학의 파스 로켓리 그룹은 2015년 [41]5월 광범위하게 시험한 터키의 첫 하이브리드 로켓 엔진을 설계, 제작했다.

영국에 본부를 둔 한 팀(라핀 가스)은 드래그 레이스 스타일의 자동차에2 네 개의 NO 하이브리드 로켓을 사용하고 있습니다.각 로켓의 외경은 150mm이고 길이는 1.4m이다.그들은 식용유에 적신 고밀도 감은 종이의 연료 입자를 사용한다.NO2 공급은 질소 가압 피스톤 어큐뮬레이터에 의해 제공되며, 질소 가압 피스톤 어큐뮬레이터는 NO 가스보다2 높은 공급 속도를 제공하며, 역방향 [citation needed]충격에 대한 댐핑도 제공합니다.

이탈리아에서 하이브리드 추진제 로켓 연구를 위한 선도적인 센터 중 하나는 CISAS(우주 연구 활동 센터) "G.콜롬보" 파두아 대학교.활동은 연소 과정의 이론적 분석에서 CFD 코드를 사용한 수치 시뮬레이션, 그리고 소규모 및 대규모 로켓(최대 20kN, NO-Paraffin2 왁스 기반 모터)의 지상 테스트를 수행하는 등 개발의 모든 단계를 다룬다.이 엔진들 중 하나는 2009년에 성공적으로 비행했다.2014년부터 Padua의 분사 회사인 [42]"Technology for Promotion and Innovation"과 협력하여 산화제로 높은 테스트 과산화물을 사용하는 데 주력하고 있습니다.

대만에서는 2009년 2개 대학팀과 함께 NSPO의 연구개발 프로젝트를 통해 하이브리드 로켓 시스템 개발을 시작했다.두 팀은 각기 다른 개선 계획을 가진 아산화질소/HTPB 추진제 시스템을 사용했다.NCKU와 NCTU 팀은 지금까지 여러 개의 하이브리드 로켓을 성공적으로 발사하여 10-20km의 고도에 도달했다.이들의 계획에는 나노위성을 시험하기 위한 100200km 고도 발사 시도와 장기적으로는 나노위성을 위한 궤도 발사 능력 개발이 포함된다.2014년 하위 규모 NO2/PE 이중 소용돌이 흐름(DVF) 하이브리드 엔진 핫파이어 테스트에서는 평균 280초의 Ip가 발생했으며, 이는 시스템이 약 97%의 연소 [citation needed]효율에 도달했음을 나타냅니다.

(독일) 슈투트가르트 대학의 학생 팀 HyEnd는 [43]HEROS 로켓을 탑재한 최고 비행 학생용 하이브리드 로켓의 현재 세계 기록 보유자입니다.

오스트리아 TU Graz 항공우주팀도 하이브리드 추진제 [44]로켓을 개발하고 있다.

Wrocwaw 과학기술 대학의 폴란드 학생 팀 PWr은 세 개의 하이브리드 로켓을 개발했습니다: R2 "Setka", R3 "Dziewićchziesiątka dziewittka" 및 모든 테스트 스탠드에서 가장 강력한 R4 "Lynx"입니다.

Embry-Riddle 항공 대학교, 워싱턴 대학교, 퍼듀 대학교, 미시간 대학 AnnArbor에 아칸소 대학의 리틀 록에서, 헨드릭스 칼리지, 일리노이 대학의, 포틀랜드 주립 대학교, 콰줄루 나탈 주의 텍사스 A&M대학, 오르후스 University, 등과 같은 많은 대학,. 밥 대학과 AGH 과학기술 대학에는 하이브리드 [citation needed]로켓으로 학생 연구를 할 수 있는 하이브리드 모터 테스트 스탠드가 있습니다.

고출력 로켓

고출력 모델 로켓에는 아마추어/취미가가 사용할 수 있는 하이브리드 로켓 모터 시스템이 많이 있습니다.여기에는 일반적인 Hyper가 포함됩니다.Tek[46] 시스템 및 RATTWorks,[47] Contrail [48]Rockets 및 Propulsion [49]Polymers와 같은 다수의 Urbanski-Colburn Valved(U/C) 시스템.이 모든 시스템은 산화제로 아산화질소를 사용하며 플라스틱 연료(폴리염화비닐(PVC), 폴리프로필렌 등) 또는 HTPB와 같은 폴리머 기반 연료를 사용합니다.일반적으로 하이브리드에 필요한 지상 지원 장비가 더 많지만, 고체 로켓 모터에 비해 비행당 비용이 절감됩니다.

대중문화에서

2005년 10월 26일 TV쇼 MythBusters의 "Confederate Rocket"이라는 제목의 에피소드는 액체 아산화질소와 파라핀 왁스를 사용하는 하이브리드 로켓 모터를 특징으로 했다.남북전쟁 중 남부군이 이런 로켓을 만들 수 있었다는 속설도 있다.이 신화는 이후 '살라미 로켓'이라는 제목의 에피소드에서 다시 언급되었는데, 고체 연료로 속이 빈 마른 살라미를 사용했다.

2007년 2월 18일, 탑 기어 에피소드에서, Richard Hammond와 James May는 일반적인 K-reg Robin을 재사용 가능한 우주 왕복선으로 수정하기 위해 Reliant Robin을 사용했습니다.전문 무선 조종 항공기 조종사 스티브 홀랜드는 해먼드가 로빈을 안전하게 착륙시키는 방법을 알아내는 것을 도왔다.이 우주선은 영국 로켓 협회(UKRA)의 고위 회원들에 의해 만들어졌고 성공적인 발사를 달성했고, 몇 초 동안 공중으로 날아올랐으며, 제 시간에 고체 연료 로켓 부스터를 성공적으로 투하하는데 성공했다.이것은 유럽에서 비정부기구가 발사한 로켓 중 가장 큰 것이었다.최대 추력 8톤을 제공하는 Contrail Rockets의 6 × 40960 NS O 모터를 사용했습니다.하지만 이 차는 로빈과 외부 탱크 사이의 폭발 볼트 결함으로 대형 외부 연료 탱크에서 분리되지 못했고, 이후 로빈은 지면에 충돌해 곧 폭발한 것으로 보인다.이 폭발은 Reliant Robins와 하이브리드 로켓 모터 모두 그림과 같이 폭발하지 않기 때문에 극적인 효과를 위해 추가되었다.

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추가 정보

외부 링크

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