냉각 적용 회전 데토네이션 로켓 엔진(RDRE) 실험적 연구

초록

기존 항공우주 추진 시스템은 브레이튼 사이클(Brayton cycle) 기반 정압 연소 방식을 사용한다. 회전 데토네이션 로켓 엔진(RDRE)은 험프리 사이클(Humphery cycle) 기반 정적 연소 엔진으로, 압력 이득을 통해 정압 연소 엔진 대비 이론적으로 우수한 추진 성능을 지닌다. 또한 데토네이션 파가 연소실 벽을 따라 지속적으로 전파되도록 설계되어 단일 점화만으로 연속적인 추력을 발생시킬 수 있어 압력 이득 연소 기반 추진 시스템 중 주요 연구 분야로 각광받는 추세이다. 하지만 데토네이션 파를 이용하는 RDRE는 연소실 내벽에 높은 열부하를 발생시켜 장시간 운용을 위해서는 냉각이 필수적이며, 냉각 방법에 대한 다양한 연구가 수행되고 있다. 본 연구에서는 연소실 내부 냉각 채널을 적용한 RDRE 실험 모델을 설계·제작하고, 연소 실험을 수행하여 추력 및 데토네이션 파의 전파 특성을 확인하였다. 실험은 연소실 내경 57 mm, 채널 폭 5.5 mm의 Annular-type 모델을 통해 수행하였으며, 추진제로 기체 메탄/기체 산소를, 냉각 유체로 물을 사용하였다. 실험 결과 데토네이션이 발생함을 확인하였으며, 냉각채널을 통한 냉각이 연소실의 손상을 효과적으로 방지함을 확인하였다. 압력 센서를 통한 데토네이션 파 속도 계측 결과 CJ velocity의 약 95 %로 이상적인 연소가 되었음을 확인하였으며, 연소 종료 시점까지 데토네이션이 유지되는 결과를 확인하였다.