A Development of the Thrusters for Space-Vehicle Maneuver/ACS and Their Application to Launch Vehicles

접수일 2010. 11. 7, 수정완료일 2010. 11. 29, 게재확정일 2010. 12. 6

* 종신회원, 부경대학교 기계공학과

** 정회원, 부경대학교 대학원 에너지시스템공학과

*** 학생회원, 부경대학교 기계공학과

**** 정회원, (주)한화 대전공장 개발부

†교신저자, E-mail: [email protected]

[特輯] 技術論文

우주비행체 궤도기동/자세제어용 추력기의 개발과 발사체에의 활용현황

김정수*^†․ 정 훈** ․ 감호동*** ․ 서항석*** ․ 서 혁****

A Development of the Thrusters for Space-Vehicle Maneuver/ACS and Their Application to Launch Vehicles

Jeong Soo Kim*^†․ Hun Jung** ․ Ho Dong Kam*** ․ Hang Seok Seo*** ․ Hyuk Su****

ABSTRACT

A development history of the thrusters used for space-vehicle orbit maneuver/attitude control is reviewed with their performance characteristics. Especially, a scrutiny is made for the current and practical application of TVC/Gimbal/Thrusters to the roll/pitch/yaw-axis control of each stage of launch vehicles. It is well perceived that a precise 3-axis attitude control system (ACS) must be equipped on the final stage of space launch vehicles (SLV) for an attainment of orbit-insertion accuracy. Under the superior reliability as well as moderate performance features, the monopropellant hydrazine thrusters occupy most of the SLV's 3-axis ACS currently operated. Domestic development status of the medium-thrust-level thruster is shortly introduced, finally.

초 록

우주비행체 궤도기동 및 자세제어용 추력기의 개발역사를 조명하고 성능특성을 분석하며, 발사체의 단별 3축 제어에 관계하는 TVC, Gimbal, 추력기 등의 실재 활용현황을 평가한다. 우주발사체 최종 단 은 탑재체의 정확한 궤도투입을 위하여 정밀한 3축 자세제어 시스템을 포함하여야 한다. 하이드라진 추력기는 양호한 성능특성과 높은 신뢰도를 배경으로 현재 운용중인 발사체 자세제어 시스템의 대부분 을 점유하고 있다. 중형급 하이드라진 추력기에 대한 국내의 설계개발과 기술축적 현황에 관해서도 간 략히 소개한다.

Key Words: Space Launch Vehicle(우주발사체), Liquid Rocket Engine(액체로켓엔진), Attitude Control System(자세제어시스템), Thruster(추력기), Monopropellant(단일추진제), Hydrazine(하이드라 진), Hydrogen Peroxide(과산화수소), Cold Gas(냉기체)

기호 및 약어 설명

ACS : attitude control system

Biprop. : bipropellant

C-D : converging-diverging CSG : Guiana space centre DEC : dual engine Centaur

Δ

(Etage d’Accélération à Poudre) EKV : exoatmospheric kill vehicle EPC : cryogenic main core stage

(Etage Principal Cryotechnique) ESC : cryogenic upper stage

(Etage Supérieur Cryotechnique) EU : European Union

FCE : frozen chemical equilibrium GH2 : gaseous hydrogen

GHe : gaseous helium GN2 : gaseous nitrogen

GTO : geosynchronous transfer orbit HAN : hydroxyl ammonium nitrate

HAPS : hydrazine auxiliary propulsion system HLV : heavy lift vehicle

ISP : in space propulsion Isp : specific impulse JATO : jet assisted takeoff JPL : jet propulsion laboratory LEO : low earth orbit

LH2 : liquid hydrogen LOX : liquid oxygen (LO2) LRE : liquid rocket engine MMH : monomethylhydrazine N : Newton

NASA : National Aeronautics and Space Administration

NCS : nutation control system

NII : Nauchno-Technichsekey Kompleks (Science and Technical Complex) NTO : nitrogen tetroxide (N2O4)

OMS : orbit maneuver system RCS : reaction control system RP-1 : rocket propellant-1 or

refined petroleum-1, CH1.97

s : second S/C : spacecraft

SCE : shifting chemical equilibrium SEC : single engine Centaur SL : at sea level

SLV : space launch vehicle SRM : solid rocket motor TCA : thrust chamber assembly TVC : thrust vector control

UDMH : unsymmetrical dimethylhydrazine vac : at vacuum condition

VEB : vehicle equipment bay

1. 서 론

액체추진제 로켓엔진 비행이 최초로 성공한 1926년 이래로, 엔진기술은 괄목할만한 발전을 이루어 왔고 현재까지 약 1,300여종의 액체엔진 이 세계 각국에서 설계, 제작, 시험된 것으로 알 려져 있다. 개발 초기단계인 1930년대에는 독일, (구)소련, 그리고 미국만이 그 개발에 몰두하였 지만, 오늘날에는 최소 8개국이 로켓엔진기술을 보유하고 있고, 10개국 이상이 관련 기술을 제한 적으로 확보하고 있다[1]. 우주항행에 적용할 수 있는 추진기관은 추진제의 물리화학적 양태에 따라 냉기체(cold gas), 단일추진제 (monopropellant), 이원추진제(bipropellant), 고 체로켓모터(solid rocket motor) 등의 화학식 추 진기관과 전기, 핵(nuclear), 레이저, 그리고 태양 에너지 등의 비화학식 추진기관으로 대별될 수 있다. 각각의 추진 시스템은 고유의 장단점을 지 니며, Trade-off Study를 통하여 우주비행체 개 발 초기의 추진 방법이 결정된다. 추진시스템의 선정에 있어 고려되는 주요 요소로는 성능, 임무 수행에 대한 적합성, 경제성, 안전성 그리고 신 뢰성 등이 있다[2,3].

화학식 추진기관의 종류별 특성을 Table 1에 나타낸다. 냉기체는 다른 시스템들에 비하여 비

Classify Cold gas Monopropellant Bipropellant Solid

Specific impulse (s) 50 225 310 290

Thrust range (N) 0.05-0.1 0.5-2000 >10 >1500 Impulse range (N·s) <10⁴ 10⁴-10⁶ 10⁵-10⁹ 10⁵-10⁹

Min. impulse bit (N·s) 0.001 0.01 0.1 -

Complexity Least Midrange Most Midrange

S/C contamination N N Y Y

Restart Y Y Y N

Pulsing Y Y Y N

Throttling N Y Y N

Table 1. Characteristics of chemical space propulsion system [2]

Propellant Density^a (g/cm³)

Specific heat ratio (k)

Ispb

(s) Hydrogen 0.028 1.40 284

Helium 0.057 1.67 179

Methane 0.226 1.30 114

Nitrogen 0.396 1.40 76

Air 0.408 1.40 74

Argon 0.565 1.67 57

Krypton 1.187 1.63 50

a: at 345 bar (5,000 psia) and 20°C

b: in vacuum with nozzle area ratio of 50:1 and initial temperature of 20°C (theoretical value) Table 2. Properties of gaseous propellants [3]

추력성능이 매우 낮고 추력조절(throttling)이 불 가능하다. 또, 고체로켓모터는 추력성능이 뛰어 나기는 하지만 반복시동(restart)과 펄스(pulse)모 드로의 작동을 할 수 없고, 냉기체와 마찬가지로 추력조절이 용이하지 않다. 단일추진제 및 이원 추진제 시스템은 추력성능이 우수하면서도 반복 시동, 펄스모드 작동 및 추력조절이 용이하다.

본 연구에서는 우주비행체 자세제어(attitude control)용 추력기 시스템에 대한 성능특성을 상 세히 분석하고 발사체의 3축(롤/피치/요) 제어에 관계하는 추력기 시스템의 실제적 활용현황을 조사하고 평가한다. 또한, 우주비행체 자세제어 용 중형급 하이드라진 추력기에 대한 국내 연구 진의 설계개발 현황과 제작, 조립, 시험평가 능 력, 그리고 잠재적 기반시설 등에 관해서도 간략 히 소개한다.

2. 냉기체, 고체로켓모터, 이원추진제 시스템

2.1 냉기체 추력기 시스템

기체질소(GN2), 기체헬륨(GHe), 그리고 압축공 기 등을 추진제로 사용하는 냉기체 추력기 시스 템은 간단한 구조로 인하여 개발비가 저렴하고 신뢰도가 높으며 비화학반응 배기에 의한 오염 이 적다는 장점을 갖는다. 가장 최근의 경우로서 1985년까지 비행이력을 보이고는 있으나, 대개의 경우 1950~1960년대의 오래된 로켓 시스템의 보 조기동(minor maneuver: flight trajectory adjustment)이나 반작용 제어(reaction control)

시스템으로 활용되었다[1].

매우 낮은 비추력(specific impulse, Isp)에 기인 하는 냉기체 추진제의 과도한 체적과 높은 압력 은 추진제 저장탱크의 크기와 내압(pressure- proof)에 요구되는 추진제 공급장치의 두께를 극 적으로 증가시키는 결과를 낳는다. 따라서 커다 란 총 충격량(total impulse)이나 상대적으로 큰 추력이 요구되는 대형 로켓의 비행축 제어, 탑재 체 위성의 정밀한 궤도투입이 요구되는 발사체 상단의 3축 제어, 그리고 정확한 궤도천이와 장 기간의 3축 자세기동이 요구되는 위성체 혹은 행성간 탐사선의 추진시스템 등에 있어서 냉기 체 추력기 시스템은 액체추진제 추력기 시스템 으로 급속히 대체되었다[1].

전형적으로 사용가능한 냉기체 추진제에 대한 물성치(property) 및 이론 비추력 성능을 Table 2에 보인다. 냉기체 추진제로 많이 사용되는 질 소와 압축공기의 비추력은 약 75 s 정도로 매우

Manufacturer Model Propellant Thrust (Nvac) Isp (s) Inlet pressure (bar)

Moog

58-125

GN2

0.0045 65 -

58-102 1.11 - 8.8-6.3

58-112 1.11 - 7.4-4.9

58-115 2.89 - -

58-113 3.33 - 8.8-6.3

58-103 5.55 - 8.8-6.3

50-673 44.5 - 10.5-4.9

50-820 52 - -

58-126 266 - 10.5-4.9

STERER - GN2 1 68 3.5

Marotta - GN2 0.05 - 6.9

AMPAC

SV-02/SV-06

GN2

0.1~5 - 4

SV-1.4 0.01~0.04 - 2.5

VP-03 0.001 >70 1

Bradford - GN2 0.0055 77 -

DASA CGT1 GN2 0.02 67 7

Parker Bertea Aerospace

Cold Gas

Thruster Module GN2 111.2 68 -

NII Mash RDMT-0.8 GN2+GHe 0.8 70 -

RDMT-5 Air 5 70 -

Table 3. Characteristics of cold gas thrusters [4-6]

낮다. 한편 수소 및 헬륨은 그 값이 각각 284 s 와 179 s의 높은 값을 갖지만, 밀도가 매우 낮기 때문에 상당히 큰 추진제 탱크가 필요하고 그에 따라 전체 시스템의 무게가 증가할 수밖에 없는 취약점을 안고 있다[3].

다만 최근에 액체수소(LH2)를 주 엔진(main engine)의 연료로 사용하는 발사체(Ariane-Ⅴ, H-ⅡA)의 경우, 재생냉각 과정에서 기화된 고압 의 기체수소, 혹은 예연소기(preburner)를 거친 낮은 혼합비의 기체와 혼합한 기체수소 제트를 비행체의 가장 단순한 자세기동인 1단(혹은 1단 /2단)의 비행축 롤(roll) 제어에 사용함으로써 추 진제 공유에 의한 시스템 경량화를 유도하기도 한다. 그러나 이 시스템은 탑재된 추진제의 초기 상(phase)이 액체이고 상변환 과정을 통하여 추 진제의 엔탈피가 증대된다는 측면에서 냉기체 추력기 시스템이 아닌 액체추진제 추력기 시스 템으로 분류함이 타당하다고 할 것이다.

Table 3은 냉기체 추력기의 제작사 및 각각의 추력기에 대한 성능특성을 정리하고 있다. NII Mash사의 RDMT 모델 이외에는 모두 기체질소

가 추진제로 사용되었으며, Moog사의 50-673/-820, 58-126과 Parker Bertea Aerospace 사의 Cold Gas Thruster Module을 제외하면 추 력이 모두 10 N 이하의 소형 추력기군(small thruster group)에 속한다. 비추력 또한 모든 추 력기가 80 s를 넘지 못하고 있다는 사실도 확인 된다.

2.2 고체로켓모터 시스템

고체로켓모터 시스템 또한 액체로켓 시스템에 비해 구조가 간단하고 취급이 안전하며 장기 저 장성이 우수하다. 특히 그레인(grain) 형상설계에 의해 단시간 내에 대용량의 추력을 발생시킬 수 있고, 추진제 충전 및 경화가 모터 제작시에 미 리 이루어지므로 발사준비 시간이 매우 짧다는 장점을 가지고 있다. 그러나 100% 미만의 작동 사이클(duty cycle)을 갖는 점화-연소-소화-재점 화의 반복 운용에 대한 추력기 기능으로서의 한 계, 미리 결정된 내탄도 설계형상에 기인하는 추 력수준 조정에 대한 제한, 그리고 고체추진제의 연소배기에 의한 탑재체 오염가능성 등의 문제

Oxidizer Fuel Isp r Tc (°C) d

SCE FCE SCE FCE SCE FCE SCE FCE

LOX LH2 389.5 365.3 4.05 2.50 2,712 2,484 0.28 0.26 LOX RP-1 300.1 285.4 2.60 2.28 3,404 3,298 1.02 1.00 F2 LH2 411.1 389.0 7.90 4.60 3,677 2,807 0.46 0.33 NTO MMH 288.7 277.8 2.15 1.64 3,123 2,987 1.20 1.16 SCE - shifting chemical equilibrium; FCE - frozen chemical equilibrium

Isp - theoretical maximum specific impulse; r - mixture ratio (oxidizer flow rate/fuel flow rate) Tc - chamber combustion temperature

d - bulk density (sum of propellant masses divided by sum of volumes), g/cm³ Table 4. Sample data of early bipropellant performance analysis [1]

Propellant Application

LOX/Kerosene (RP-1) Some SLV booster stages

LOX/LH2 Most SLV upper stages and some SLV booster stages NTO/MMH (preferred in USA) or

NTO/UDMH (preferred in Russia)

Attitude or reaction control systems (for orbit changes, reentry, or space rendezvous): planetary missions, terminal maneuvers, reentry, or post boost control systems, some missiles

Hydrazine monopropellant Some reaction control systems

Table 5. Practical current propellants and their applications [1]

점을 갖는다. 따라서 고체로켓모터 시스템은 주 로 행성궤도 진입이나 지구동기 궤도로의 천이 를 위한 원지점 연소(apogee burn)와 같이 요구 충격량을 정확히 예측할 수 있는 임무 시스템에 주로 사용된다[2]. 또한 이 시스템은 정밀, 고속 으로 개폐하는 유량제어 밸브와 함께 외대기권 미사일 방어체제(missile defense)의 핵심인 EKV(exoatmospheric kill vehicle) 추진시스템으 로 구성되기도 한다.

2.3 이원추진제 추력기 시스템

일반적으로 이원추진제 로켓엔진은 액체상태 의 산화제와 연료를 추진제로 사용하며, Table 1 에서 보이는 바와 같이 화학식 추진시스템 중에 서 가장 높은 비추력 및 추력 성능을 나타낸다.

로켓개발 초창기인 1950년대에는 50종 이상에 이르는 이원추진제로서의 산화제/연료 조합에 대한 성능연구가 시도되었는데, Table 4는 그들 로부터 추출된 몇몇 추진제에 대하여 단열연소 와 1차원 등엔트로피 팽창(1,000 psi → 14.7 psi) 을 가정하고 이동화학평형(Shifting C. E.) 및 고

정화학평형(Frozen C. E.) 조건으로 해석한 이론 성능 결과의 예시이다. 그와 같은 많은 산화제/

연료의 조합들은 수십년에 걸쳐 축적된 지식과 경험(추진제 성능, 응용체계의 설계 유연성, 취급 성, 실제의 비행거동 혹은 사고결과 등)에 힘입 어 몇몇의 조합으로 여과되고 선별되었으며, 적 용하고자하는 비행추진 시스템에 따라 특정한 추진제 조합이 자연스럽게 결정되는 양상을 띠 게 되었다. Table 5는 그와 같은 운용경험을 거 쳐 현재의 우주비행체에 실제적으로 가장 빈번 히 적용되고 있는 추진제의 조합과 주된 응용체 계를 요약하고 있다. 표에서는, 매우 큰 추력발 생을 요하는 발사체의 주 엔진은 LOX/RP-1(혹 은 kerosene)과 LOX/LH2 추진제 시스템으로, 상대적으로 적은 추력발생을 요하는 발사체 상 단의 자세제어 및 궤도기동을 위한 엔진(vernier engine)은 NTO/MMH(혹은 UDMH)와 하이드라 진(N2H4) 단일추진제 시스템으로 귀착되는 경향 을 보인다[1].

주지하는 바와 같이, 이원추진제 시스템을 버 니어 엔진으로 채택할 경우에는 주 엔진의 추진

제와 함께 그 공급장치를 공유할 수 있어 시스 템 설계의 효율화가 가능한 경우가 대부분이다.

또 RP-1(혹은 kerosene)과 같은 탄화수소계 연료 는 그 연소특성(soot에 의한 인젝터 모세 오리피 스의 폐색 가능성)으로 인하여 중·소형급(1,000 N 이하) 이원추진제 추력기 연료로는 부적합하 다. 따라서 주 엔진이 LOX/RP-1 추진제 시스템 일 경우, 터보펌프 시스템의 배기를 순환시켜 비 행체의 가장 단순한 운동작용인 롤 제어에 사용 할 수는 있으나 상단의 3축 자세제어용 이원추 진제 추력기와 그 연료를 공유할 수는 없다. 배 기를 이용하는 롤 제어 추력기의 경우 단순하게 초음속 C-D 노즐이 유량제어밸브와 결합된 형상 으로 인젝터가 없고, 또 대형급 추력기의 경우 인젝터 오리피스 내경이 상대적으로 크기 때문 에 두 경우 모두 전술한 바와 같은 오리피스 폐 색문제에 노출되지 않을 것이다.

일반적으로 작은 연소실 공간에서 혼합비 (mixture ratio)를 엄밀하게 제어하고 연소안정성 과 최소 충격량 요구조건(minimum impulse bit) 등을 동시에 구현하여야 하는 이원추진제 추력 기는 대형엔진의 설계개발 과정에서 나타나는 대부분의 난제들을 유사하게 가지고 있다. 따라 서 그 개발능력 또한 미국, 유럽연합(EU), 러시 아, 중국, 그리고 일본 등의 로켓기술 선진국들 이 전유하고 있다. 다만, 선진국들의 개발기술은 아직까지 대형급 추력기(이원추진제 대형엔진의 축소형에 해당하는 개념)에 국한되어 있어, 적용 체계의 특성상 높은 신뢰도와 정확성이 요구되 는 중·소형급 추력기의 안정적인 설계기술까지 는 아직 완전히 확보되지 않은 것으로 판단된다.

3. 단일추진제 추력기 시스템

단일추진제 추력기 시스템은 냉기체 시스템보 다 다소 복잡하고 개발비가 높기는 하지만, 화학 식 엔진으로서의 비교적 높은 비추력과 매우 광 범위한 추력발생 대역을 가지며 여러가지 유리 한 성능특성을 배경으로 펄스 및 연속추력 작동

방식이 요구되는 우주비행체계의 자세제어 및 궤도기동 운용에 적합하다. 비록 이원추진제 시 스템에 비해 비추력 성능이 15~35% 가량 낮기 는 하나, 그 구조가 상대적으로 간단하여 작동 신뢰도가 높고, 기술적·경제적으로 초기 연구개 발이 수월한 편이다.

역사적으로 독일과 (구)소련에서는 액체산화제 와 연료의 혼합으로 단일추진제를 개발하려는 많은 시도가 있었다. 일반적으로 단일추진제는 열, 충격, 마찰 등의 외부에너지 입력이나 불순 물에 의한 반응자극으로 인하여 폭발로 진행하 려는 경향을 보인다. 제2차 세계대전 중, 독일의 Penemünde에서 연구하던 Warmke는 80%의 과 산화수소와 20%의 알콜을 혼합한 단일추진제 개 발과정에서 폭발로 그 자신이 사망하는 사고를 당하기도 하였다. 그와 같은 혼합식 단일추진제 의 폭발 위험성으로 인하여 약 50여종에 이르렀 던 초기형태의 추진제에 대한 연구가 대부분 폐 기되었던 바, 적정한 조건에서 안전성이 검증되 어 살아남은 단 두 종류의 단일액체추진제가 바 로 과산화수소 및 하이드라진으로서, 작동 시에 만 촉매에 의하여 분해반응이 이루어지도록 설 계하여 시스템의 안전성을 확보하게 되었다.

최근에는 하이드라진보다 빙점이 낮고 배기 생성물이 무독성인 친환경적 합성 단일추진제인 hydroxyl ammonium nitrate(HAN)에 대한 연구 가 진행 중이다. HAN은 비추력 성능(현재 200 s 미만)이 충분히 개선되고 화학적 안정성이 확 보될 경우에 유독성의 하이드라진을 대체할 잠 재적 가능성도 갖고 있다.

3.1 과산화수소(hydrogen peroxide, H2O2)

과산화수소는 제2차 세계대전을 전후하여 기 체발생기와 추력기 분야에서 대표적인 단일추진 제로 사용되었다. 외부로부터 과도한 에너지 유 입이 없고 저장용기가 화학적 비반응성을 담보 하는 재질로 이루어져 있을 경우에 과산화수소 는 비교적 안전하게 사용될 수 있다. 저장 중에 있는 과산화수소의 자발분해(self-decomposition) 를 최소화하기 위해서는 적절하게 산화피막 처

Country Quantity×Thrust Spacecraft Developed in

USA

- ASSET 1963-1965

6×107 N + 6×4.45 N Mercury 1959 4×196 N (Pitch/Yaw), 4×62.3 N (Roll) Scout-B 1960 H2O2: 4×98 N, GN2: 8×9.8 N Star-37B Motor 1975

Russia 6×98 N

Soyuz-A-SA Study 1962 LEK-SA Study 1973 Soyuz-7K-MF6-SA 1976 Progress OKD 1978-1990 Soyuz-T-SA 1978-1986 Progress-M-OKD 1989 Table 6. Applications of the hydrogen peroxide as a monopropellant in the USA and Russia [4,7,8]

Country Model Thrust (N) Isp (s) Applications

USA

MR-103 1.12 227 Voyager, Intelsat-5, MMAS-3000/-4000/-5000/-7000 Mars Observer, ACTS, Magellan, GPS

MR-111 4.41 229 Intelsat-5, ERBS, ACTS, Radarsat, Mars Observer MMAS-4000/-5000/-7000, Wind/Polar Landsat

MR-50 22.2 228 SMS, Viking, Metosat, GOES, Voyager, GPS, Intelsat-5 Scatha, MMAS-5000, Delta Star, Magellan, Wind/Polar MR-106 26.7 232 Radarsat, GPS Block 2R, HAS/Peace Courage

Titan Centaur, Atlas Centaur, PAM A/S MR-120 90 229 Small ICBM

MR-107 257 236 Delta-Ⅱ, Titan-Ⅱ, Commercial Titan, PAM-D, Pegasus Small ICBM, HAS/Peace Courage, Atlas, STEP MR-104 441 239 Voyager, Magellan, DMSP, Tiros N, Landsat

EU

CHT-0.5 0.5 227.3 OST-1/-2, ECS-1~5, Telcom-1A~1C, Marecs-A~B2 Skynet-4A~4C, NATO-4A~4B

CHT-1 0.32-1.1 223

Globalstar, Jason-1/-2, Rocsat-2/Formosat-2, Theos TerraSAR-X, Radarsat-2, Tandem-x, Calipso Cosmo-Skymed-1~4, Galileo GSTB-V2, Corot Herschel Planck

CHT-2 0.6-2 227 OTS, MCS, ECS, Telecom-1, Giotto, Skynet-4, ISO Ulysses, Meteosat, NATO-4

CHT-5 1.85~6 228 Skynet-4, NATO-4, Hipparcos, HAPS CHT-10 3~10 230 Meteosat, SAX

CHT-20 7.9-24.6 230 EURECA, HAPS, XMM, Integral, METOP-1~3 Herschel, Planck

CHT-400 130-455 224 Ariane-Ⅴ, ARD

Russia

DOT-5 5 230 Several Soviet spacecrafts, satellites, space stations, missiles, and SLV for providing attitude control, stationkeeping, minor trajectory maneuvers, small flight-path corrections, etc.

DOK-10 10 229.4 DOT-25 25 234.5 DOK-50 50 229.4

Table 7. Characteristics of the monopropellant hydrazine thrusters selected in the USA, EU, and Russia [1,4,9]

Name Isp* (lbf·s/lbm)

Density impulse (lbf·s/ft³)

Freezing point (°C)

Boiling point

(°C) Hazards^#

Helium 65 48 -270.6 -268.9 A

Nitrogen 65 315 -210.0 -195.6 A

Hydrazine (100%) 245 15,295 1.1 112.8 B, C, F, T Hydrogen Peroxide 192^a 17,140^a -0.6^b 150.0^b B, C, D, F

HAN-Glycine-Water 200 17,729 -35.6 - B, D, F

* in vacuum with nozzle area ratio of 100:1 and chamber pressure of 70 bar (1,000 psia)

# A = asphyxiant; B = burns skin; C = corrosive; D = decomposes; F = flammable; T = toxic

a 98% concentrated hydrogen peroxide; ^b 100% concentrated hydrogen peroxide Table 8. Properties of monopropellants and cold gases [2,10]

리된(passivated) 배관, 밸브, 탱크 등이 초청정 (superclean) 상태로 유지되어야 하고 추진제 자 체 또한 불순물을 포함하지 않아야 한다 (no-impurity). 2차대전 중 독일은 JATO, 어뢰, 항공기 엔진 등의 액체추진 시스템에, 촉매베드 를 사용하는 80% 순도의 과산화수소를 성공적으 로 사용하였고, 미국은 우주개발 초창기 (1934~1965)에 약 1,200기 이상의 과산화수소 추 력기 시스템을 우주비행체 자세제어 시스템 (attitude control system, ACS)으로 탑재하였다.

또, 이 시스템은 낮은 화염온도를 장점으로 하여 대형 액체추진제 로켓엔진의 터보펌프 구동용 기체발생기로 독일, 미국, (구)소련의 탄도탄 혹 은 유도무기 등에도 성공적으로 사용되었다.

그러나, 불순물의 자극에 대한 과도한 자발반 응성과 낮은 비추력(129~163 s @ 80~100%

H2O2) 성능이 결정적 단점이 되어, 과산화수소는 무독성임에도 불구하고 유독성인 단일추진제 하 이드라진으로 급속히 대체되었다. 하이드라진은 1964년에 Shell Oil Company에 의해 생산이 시 작된 이리듐 촉매(Shell 405)를 사용함으로써 과 산화수소보다 우월한 여러가지 성능특성을 담보 할 수 있었다[1,3].

Table 6은 과산화수소 추력기가 탑재된 미국 과 러시아의 몇몇 우주비행체 시스템을 보이고 있다. 추력수준은 약 5~200 N으로 비교적 넓은 범위로 활용되었고, 대부분의 적용체계가 1980년 대 이전에 개발된 것들임을 확인할 수 있다.

3.2 하이드라진(hydrazine, N2H4)

하이드라진은 과산화수소에 비하여 충격에 덜 민감하고 저장성이 뛰어나다. 또, 동시발화능력, 화학적 분해의 안정성 및 적절한 비추력 성능, 비교적 깨끗한 생성물 기체, 그리고 낮은 화염온 도 등으로 인해 현재까지 가장 많이 사용되고 있는 단일추진제이다. 이원추진제의 연료로서도 적용이 가능하여 산화제와 함께 이중 모드(dual mode) 추진시스템을 구성할 경우 시스템의 단일 화, 효율화를 가져올 수 있는 잠재적 장점도 갖 는다[1-3].

자세제어용 소형 액체로켓추진기관으로서의 단일추진제 하이드라진 시스템은 TRW사(현 Northrop Grumman)에 의해 개발이 시작되었고 그 최초의 비행은 1959년 미국의 Pioneer 탐사선 을 통하여 이루어졌다. JPL에 의해 고체촉매가 개발된 이후 하이드라진 추력기는 적정수준의 비추력 성능(220~245 s)과 신뢰도 특성을 배경으 로 이전의 냉기체 시스템과 과산화수소 시스템 을 급속히 갈아치웠고, 자세제어와 궤도기동용으 로 약 30,000기 이상 우주공간에 올려졌으며, 오 늘날에 이르러 적정수준의 추력, 최소 충격량, 그리고 높은 총 충격량이 요구되는 우주비행체 임무에 가장 널리 적용되고 있다.

미국, 유럽, 러시아의 하이드라진 추력기 적용 사례 중, 그 사양 및 활용에 대한 구체적인 정보 가 공개된 모델들을 Table 7에 요약하여 나타낸 다. 인공위성 및 행성간 탐사선 등의 우주비행체 로부터 발사체(Delta-Ⅱ, Titan-Ⅱ, Commercial Titan, Pegasus, Atlas, Ariane-Ⅴ 등)에 이르기까 지 다양하게 탑재된 하이드라진 추력기는 230 s

Name Space maneuver propulsion Weight (kgf) Thrust (N) Propellants

Mariner-69 222 (primary) N2H4 monopropellant 4.4 (secondary) N2H4 monopropellant 499

Pioneer-10/-11 222 (primary) N2H4 monopropellant 259 Viking 2,669 (primary) N2H4 monopropellant

3,402 22.2 (secondary) N2H4 monopropellant

Nimbus-5 2.2 (secondary) Stored nitrogen 771

Apollo command and service module

91,189 (primary) NTO/50:50 UDMH-N2H4

29,257 414×6 unit (secondary) NTO/MMH

Space Shuttle orbiter

26,689×2 unit (primary) NTO/MMH

68,039 4,003×38 unit (secondary) NTO/MMH

111×6 unit (secondary) NTO/MMH

Fleet Communications Satellite 0.44 (secondary) N2H4 monopropellant 841 Photo Recon 17.8 (secondary) N2H4 monopropellant 11,340 Intelsat-V communication satellite 0.44 N2H4 monopropellant 1,896

Deep Space-I (DS-I) 0.09 (primary) Xenon 485

Table 9. Selected United States spacecraft [3]

전후의 비추력 성능으로 작게는 0.5 N 부터 크 게는 450 N에 이르기까지 넓은 추력 범위에 걸 쳐 개발, 활용되었음이 확인된다.

3.3 추력기시스템의 성능특성 비교 및 활용현황

이상에서 언급된 단일액체추진제의 비추력 특 성과 물성을 냉기체 추진제인 기체헬륨 및 기체 질소와 함께 Table 8에 비교한다.

하이드라진의 성능은 밀도-비추력(density impulse)에 있어 과산화수소에 비해 다소(11%) 저조하나 비추력에 있어 28% 이상 탁월하다. 노 즐 면적비, 추력실 압력, 연소온도, 그리고 추진 제 분자량 등의 영향을 받는 비추력은 추진 시 스템의 성능을 평가하는 최우선 지표 중의 하나 로서, 우주비행체의 궤도기동에 요구되는 총 속 도증분(

Δ

또, 기체질소의 밀도-비추력 성능이 하이드라 진의 2.1%에 불과하다는 사실로부터, 임무 충격 량(total impulse for mission)이 정해질 경우 기 체질소시스템과 하이드라진시스템이 얼마나 큰 부피의 차이를 유발하는지 미루어 짐작할 수 있 다.

Table 9에서는 미국의 주요 우주비행체에 적

용된 추진기관을 정리하고 있다. 대부분의 비행 체에서 액체추진기관이 채택되었고, 비행체의 중 량이 상당할 때는 추력성능이 우수한 이원추진 제 시스템이 사용되었다. 또, 시스템에서 요구되 는 추력수준이 다소 낮은 경우에는 단일추진제 하이드라진 추력기가 주 엔진 및 자세제어용 엔 진으로 적잖게 활용되었다. 반면, 냉기체를 추진 제로 사용한 우주비행체는 Nimbus-5가 유일하 고, 최초의 홀 추력기(hall thruster)인 DS-Ⅰ은 Xenon을 추진제로 사용하였다.

주요 단일추진제 추력기 제작사들의 생산 현 황을 과산화수소와 하이드라진 추력기에 국한하 여 Table 10에 보이고 있는데 과산화수소 추력 기의 경우 더 이상 생산되지 않는다는 사실을 알 수 있다. 이원추진제 및 기타 추력기 등에 대 한 정보는 참고문헌 [1]에 상세히 기술되어 있 다.

4. 우주발사체 자세제어 시스템

우주발사체가 임무수행을 목적으로 지구의 대 기권을 탈출하기 위해서는 발사체의 초기질량에 의해 결정되는 일정수준 이상의 추력이 요구되

Roll

Pitch

Yaw x

y

z

Fig. 1 Schematic diagram of the roll, pitch, and yaw motion

Organization and Location Production Status Hydrogen peroxide monopropellant (no longer produced)

Walter Kidde & Company Abandoned Bell Aircraft (today ARC) Abandoned

KB Khimmash Abandoned

General Electric Abandoned

Hydrazine monopropellant

Hamilton Standard (UTC), (today licensed to ARC) Active Aerojet formerly Rocket Research Corp., Active Northrop Grumman (formerly TRW) Active China (manufacturer not identified) Active

KB Khimmash Active

OKB Fakel Active

Israel (manufacturer not identified) Active Royal Ordnance (today part of ARC) Active

Bӧlkow (today EADS) Active

Ishikawajima Harima Heavy Industries Active

SEP (today EADS) Active

Walter Kidde & Company Disbanded Hughes Aircraft Company (abandoned this business) Disbanded Table 10. Developers/manufacturers of small thrusters and their production status [1]

고 부스터를 포함한 주 엔진(1st to semi-final stage)이 탈출에너지 공급의 대부분을 점유한다.

주 엔진이 작동하는 동안 비행축 안정화를 위한 롤 제어와 비행궤적 조종을 위한 피치(pitch) 및 요(yaw) 제어가 이루어지고(Fig. 1), 발사체 최종 단(final stage)의 탑재체를 목표 궤도로 진입시 키기 위해서는 롤, 피치, 요의 3축 자세제어가 반드시 병행되어야 한다.

발사체 상단의 자세제어 기동은 각각의 비행

좌표축에 대한 회전으로 이루어진다. 추력기는 비행체 회전에 충분한 토크(torque)를 발생시키 되, 원칙적으로 이동속도 증분(

Δ

일반적으로 발사직후의 주 엔진 작동 국면에 서 비행체는 최대 중량을 갖지만 자세제어에 관 한 높은 정밀도가 요구되지는 않으므로, 상당한 질량유량 및 압력에 의해 큰 반동력을 발생시킬 수 있는 터보펌프 배기를 단축운동인 롤 제어에 이용하고, Gimbal 혹은 TVC를 피치/요 제어 시 스템으로 채택한다. 단이 분리(jettison)되어 비행 체의 중량이 감소하게 되면 재생냉각 사이클을 거쳐 기화된 주 엔진의 액체연료(LH2)의 일부 (GH2), 혹은 가압제(GHe)의 일부를 롤 제어에 이용할 수 있다. 만일 주 엔진이 고체추진시스템 일 경우에는 독립된 기체질소(GN2) 추력기 시스 템이 롤 제어를 담당하기도 한다.

우주발사체에 실려 있는 탑재체(위성, 행성간 탐사선, 탄두 등)의 정확한 궤도투입을 위하여

SLV Stage Propellant (quantity×thrust, model) Remarks Atlas-Ⅴ

(400, 500, HLV) [11]

Booster Gimbaled (RD-180)

Centaur SEC N2H4 (4×27 N, MR-106) N2H4-lateral (8×40.5 N) DEC N2H4-lateral (12×40.5 N)

Delta

Ⅱ [4,12]

1 Gimbaled Pitch, Yaw

LOX/RP-1 (2×5.3 kNvac, LR101-NA-11) Roll, Vernier

2 Gimbaled Pitch, Yaw

GN2 Roll

3 N2H4 NCS

Ⅳ [13]

1 Gimbaled (RS-68) Pitch, Yaw

Turbine exhaust gas Roll

2 (GTO) N2H4

3 (optional) N2H4 NCS

Pegasus-XL [14,15]

1 Fin actuator system (FAS) 2, 3 Solid motor TVC

Avionics GN2

HAPS N2H4 (3×220 N, MR-107K) Minotaur-Ⅳ

[16]

1, 2, 3 Movable nozzle TVC

4 Electromechanical TVC Pitch, Yaw

GN2 Roll

HAPS N2H4 (3×220 N, MR-107K)

Falcon 1 [17]

1 Hydraulic TVC Pitch, Yaw

Turbo-pump exhaust Roll

2 Electro-mechanical actuator TVC Pitch, Yaw

GHe Roll

9 [4,18]

1 Gimbaled engines 2

Gimbaled engine Pitch, Yaw

Turbine exhaust duct (gimbal) Roll NTO/MMH (4×400 N, Draco) RCS

Ariane-Ⅴ [9,19]

EAP Steerable nozzle

EPC Gimbaled nozzle Pitch, Yaw

GH2 (4) Roll

ESC-A Power phase Gimbaled nozzle Pitch, Yaw

GH2 (4) Roll

Ballistic phase GH2 (3) × 4 clusters VEB N2H4 (3~4×400 N, CHT 400) × 2 modules

Soyuz (CSG) [20]

1 LOX/Kerosene (2×35 kN, RD-107A) + Aerofin Vernier 2 LOX/Kerosene (4×35 kN, RD-108A) Vernier 3 LOX/Kerosene (4×6 kN, RD-0110) Vernier

Gimbaled (RD-0124) Fregat

upper

Main engine translation or N2H4 (8×50 N) Pitch, Yaw

N2H4 (4×50 N) Roll

H-ⅡA [21,22]

1 Gimbaled Pitch, Yaw

Mixed gas (main engine preburner + GH2) Roll 2 N2H4 (4 N)

Table 11. Application status of the attitude control systems utilized in the principal space launch vehicles

Fig. 2 Atlas-Ⅴ [11]

SLV Stage Propellant (quantity×thrust, model) Remarks

Long March

ⅡE [23]

1 Tangential swing engine

2 NTO/UDMH (4) Vernier

OMS N2H4

Ⅲ [24-26]

1 Tangential swing engine

2 NTO/UDMH Vernier

3

N2H4 (2×40 N) + N2H4 (2×70 N) Pitch N2H4 (2×40 N) + N2H4 (2×70 N) Yaw

N2H4 (4×40 N) Roll

Table 11. Application status of the attitude control systems utilized in the principal space launch vehicles (continued)

Configuration Insertion apse altitude

Non-insertion

apse altitude Semi-major axis Inclination

Pegasus-XL ±10 km ±80 km ±45 km ±0.15°

Pegasus-XL with HAPS ±15 km ±15 km ±15 km ±0.08°

Table 12. 3-sigma injection accuracies typical of Pegasus-XL missions [14]

발사체 최종 단은 궤도진입 단계에서 매우 정확 한 3축 자세제어를 필요로 한다. 따라서 거개의

발사체는 최소 충격량 성능, 동시발화

(spontaneous ignition)와 반복성(repeatability)이 포함된 펄스모드 성능 등에서 유리한 단일추진 제 하이드라진 추력기시스템을 채택하지만, 주 엔진이 이원추진제 시스템일 경우에는 이원추진 제 추력기를 활용하여 발사체의 구조설계 효율 을 증대시키기도 한다. 주목할만한 점은, 롤 제 어나 탑재체 최종 단의 자세제어를 냉기체 추력 기가 담당하는 고체추진제 발사체조차도 탑재체 의 궤도투입 정밀도를 향상시켜야 할 경우에는 하이드라진 보조추진시스템(hydrazine auxiliary propulsion system, HAPS)을 선택적으로 장착한 다는 사실이다[14]. 부언하건대 단일 혹은 이원 액체추진제 추력기시스템은 탑재체의 궤도투입 정확도를 담보할 뿐만 아니라, 고밀도 에너지의 잉여 추진제(propellant margin) 적재와 부가적 인 총 충격량의 확보에 의해 궤도투입의 부분적 실패를 복구할 수 있는 보완체계(backup system)적 성격도 갖는다.

현재 운용중인 주요 우주발사체의 자세제어 시스템 적용현황을 Table 11에 요약하였으며(신 뢰도가 낮은 출처의 자료는 표에 명기하지 않았 음) 각 시스템에 대한 특징을 다음에 기술한다.

4.1 Atlas-Ⅴ [11]

Atlas-Ⅴ는 미국 Lockheed Martin에서 개발하 였으며 2002년 첫 발사 이후로 최근 2010년 9월 까지 23번의 발사이력을 가진 발사체이다. 부스 터 단(booster stage)에서는 RD-180(LOX/RP-1:

4,152 kNvac)을 주 엔진으로 사용하고, 피치/요 제어는 Gimbal을 사용하였다. Centaur 단에서는 RL-10(LOX/LH2: SEC-99.2 kN, DEC-198.4 kN) 이 주 엔진이고, 하이드라진 추력기를 자세제어 시스템으로 채택하였다(Fig. 2).

Fig. 3 Delta-Ⅱ [12]

Fig. 4 Delta-Ⅳ [13]

Fig. 5 Pegasus-XL [14]

Fig. 6 HAPS [14]

4.2 Delta [12,13]

Delta-Ⅱ는 1950년대 후반부터 NASA의 주관 하에 개발되었으며, 총 148번의 발사 가운데 146 번의 성공을 자랑한다. 1, 2단의 피치와 요는 Gimbal을 이용하고 1단의 롤 제어는 LR101-NA-11(LOX/RP-1) 이원추진제 추력기를, 2단의 롤 제어는 기체질소 추력기 시스템을 각 각 사용한다. 또, 3단의 자세제어는 하이드라진 추력기가 담당한다(Fig. 3).

Delta-Ⅳ는 Delta 시리즈 가운데 가장 최근에 개발되었다. RS-68(LOX/LH2: 2,891 kN)이 1단 로켓의 주 엔진이고, 1단의 롤 제어는 터빈의 배 기를, 피치/요 제어는 Gimbal을 이용한다. 정지 궤도로의 천이를 위한 2단과 3단의 자세제어는 하이드라진 추력기 시스템을 채택하였다(Fig. 4).

4.3 Pegasus-XL [14,15]

Pegasus는 미국의 Orbital Sciences Corp.에 의해 개발된 공중발사 고체로켓모터 시스템이다.

모선의 비행속도가 마하(Mach) 0.8일 때, 약 11 km 상공에서 발사가 이루어진다. 발사체의 자세 제어를 위하여 1단에서는 핀 구동기(fin actuator system)를 사용하고, 2단과 3단은 TVC를, 그리 고 Avionics 시스템에서는 기체질소를 활용하였 다(Fig. 5). 또한 Avionics에서는 냉기체 시스템 과는 별도로 자세제어 정확도 향상을 위해 HAPS를 추가로 적용하였다. 뒤이어 소개될 Minotaur-Ⅳ에도 적용되는 HAPS는 비행체의 궤 도진입 정확도(insertion accuracy)를 향상시키고, 비행속도, 탑재중량 및 비행고도(altitude) 등을 증대시키는 기능을 갖는다. 하이드라진 추진제를 사용하는 HAPS의 개략도가 Fig. 6에 도시되며, HAPS의 추가적용에 의해 향상되는 Pegasus-XL 의 성능특성이 Table 12에서 비교되고 있다.

4.4 Minotaur-Ⅳ [16]

Orbital Sciences Corp.의 Minotaur-Ⅳ는 총 4 단으로 구성된다. 모든 단에서 고체로켓모터가 주 엔진으로 사용되고, 1~3단에서는 자세제어에 TVC를 활용한다. 4단에서는 전기기계식

Fig. 7 Minotaur-Ⅳ [16]

Fig. 8 Falcon-1 [17] Fig. 9 Falcon-9 [18]

Fig. 10 Ariane-Ⅴ [19]

(electromechanical) TVC가 피치, 요 제어를 담 당하고, 기체질소 시스템이 롤 제어에 할당된다 (Fig. 7). Pegasus-XL과 마찬가지로 HAPS를 사

용하여 궤도투입의 정확도와 추력을 증대시킬 수 있다. HAPS에 의해 Minatour-Ⅳ는 탑재중량 을 23~113 kg 증대시키고 600 km 가량 비행고 도를 높일 수 있다. 또, 원(근)점 고도는 ±18.5 km 이상, 경사각은 ±0.05° 이상으로 궤도투입 정밀도가 구현된다.

4.5 Falcon [4,17,18]

Falcon 시리즈는 미국의 SpaceX사에서 개발된 우주발사체이다. Falcon-1은 경량의 탑재물을 지 구저궤도(LEO)에 진입시키는 것을 목표로 설계 되었고, LOX/RP-1으로 조합된 이원추진제 시스 템을 주 엔진(1단-556 kNSL; 2단-31 kNvac)으로 채택한다. 1단에서는 수력학적(hydraulic) TVC로 피치, 요 운동을 하고, 터보펌프 배기가 롤 운동 을 담당한다. 2단은 전기기계식 TVC가 피치와 요 운동에, 그리고 냉기체가 롤 운동 제어에 사 용된다(Fig. 8).

Falcon-9는 Falcon-1과 동일한 추진제를 사용 하면서 추력수준은 상당히 증가되었다(1단-5,000 kNSL; 2단-445 kNvac). 이원추진제 추력기(Draco:

NTO/MMH) 시스템이 2단에서 RCS로 채택되었 다(Fig. 9).

4.6 Ariane-Ⅴ [9,19]

Ariane 시리즈는 유럽연합에서 개발한 대표적 인 우주발사체로서 상업용 발사체 가운데 가장 성공한 모델로 알려져 있다. Ariane-Ⅴ의 주 엔 진은 극저온 추진제(LOX/LH2)를 사용하며 추력 은 1,390 kNvac 이다. 조종가능 노즐(steerable nozzle)이 고체로켓 부스터(EAP) 단의 자세제어 에 활용되고, EPC와 ESC-A의 피치와 요 운동은 Gimbal이, 롤 운동은 재생냉각 사이클을 거쳐 액체연료로부터 기화된 GH2로 제어한다. VEB에 는 하이드라진 추력기(400 N)가 자세제어 시스 템으로 채택되고 있다(Fig. 10).

4.7 Soyuz [20]

(구)소련에서 개발된 Soyuz는 1966년대 이후 로 약 850회 이상 발사되었고 그 성공률은

Fig. 11 Soyuz [20]

①: Main Thrusters

②: Vernier Thrusters

① ① ① ①

② ②

Fig. 12 Schematic diagram of the RD-107 thruster used in first stage of the Soyuz [1]

Fig. 13 Configuration of the Fregat [20]

Fig. 14 H-ⅡA [21] Fig. 15 Long March-ⅡE [23] Fig. 16 Long March-Ⅲ [24]

97.5%에 이른다(2006년 기준). 주 엔진과 버니어 엔진이 동일한 추진제/공급계를 사용하는 방식 의 이원추진제 엔진을 1~3단에서 적용하고 있다 (Fig. 11). 4기의 고정형(fixed) 주 추력기와 힌지 (hinge) 방식의 버니어 추력기 2기로 구성되는 RD-107에 대한 개략도가 Fig. 12에 도시되고 있 다. 이 시스템은 주 엔진과 추력기가 추진제 배 관 및 저장탱크 등을 공유함으로써 그 구조가 간단해지고 자세제어용 추력기도 큰 추력(35 kN per each)을 발생시킬 수 있다는 장점을 갖는다.

우주에서 다양한 임무를 수행하는 Fregat 시스템 은 하이드라진 추력기를 자세제어 시스템으로 적용하였다(Fig. 13).

4.8 H-ⅡA [21,22]

일본의 H-ⅡA는 극저온 추진제(LOX/LH2)를 사용하는 발사체이다. Gimbal을 이용하여 1단의 피치 및 요 운동을 조정하고, 주 엔진의 예연소 기에서 발생하는 기체와 액체수소로부터 기화 (gasification)시킨 수소를 혼합하여 롤 제어에 사