Active throttling and dual‑thrust capability of 3D‑printed swirl‑star fuel grains for hybrid rocket engines

기술 요약: 3D 프린팅된 스월-스타(Swirl-Star) 연료 그레인의 능동 스로틀링 및 이중 추력 능력

문제 정의
하이브리드 로켓 모터(HRM)는 고체 추진제의 안전성과 저장성, 그리고 액체 시스템의 스로틀링 및 재점화 능력을 결합한 독특한 장점을 제공한다. 그러나 일반적인 고분자 연료 그레인의 비선형적, 확산 제한적 연소 특성으로 인해 신속하고 안정적인 추력 변조를 실제로 구현하는 데 종종 어려움이 따른다. 구체적으로, 표준 연료의 후퇴율($\dot{r}$)은 산화제 질량 플럭스($G_{ox}$)에 대해 일반적으로 0.5에서 0.8 사이의 지수 $n$을 갖는 거듭제곱 법칙 의존성을 보인다. 이러한 비선형성은 능동 스로틀링 시 상당한 열 지연과 혼합비 편차를 유발하여, 행성 착륙선, 궤도 전이 비행체, 유도 미사일과 같은 응용 분야에서 정밀한 궤적 제어를 어렵게 만든다. 따라서 저진동의 이중 추력(부스트-서스테인) 운용을 가능하게 하기 위해 산화제 플럭스에 대해 선형 의존성에 근접하는($n \to 1$) 후퇴율을 가진 연료 그레인에 대한 절실한 필요성이 존재한다.

연구 방법론
본 연구는 후퇴율을 높이고 스로틀링 안정성을 개선하기 위해 복잡한 내부 기하학적 구조를 가진 적층 제조(3D 프린팅) 연료 그레인의 사용을 조사하였다.

• 연료 및 제작: ABS(Acrylonitrile Butadiene Styrene)는 공정성과 기체 산소와의 안정성 때문에 연료로 선택되었다. 그레인은 100% 인필(infill)을 사용하여 Prusa i3 MK3 프린터로 제작되었다.
• 그레인 기하학적 구조: 연구에서는 베이스라인인 튜브형 그레인과 스타 형태의 변형 모델인 베이직 스타(BS), 스월 스타(SS), 스월-스타-리버스(SSR)를 비교하였다. 이들은 다양한 스타 포인트 수($N = 5, 7, 9$)에 따라 테스트되었다.
• 인젝터 설계: 산화제에 높은 각속도를 부여하여 대류 열전달과 혼합을 강화하는 강력한 와류를 생성하기 위해 접선 방향 스월 인젝터($S=0.7$)가 채택되었다.
• 실험 설정: 66회의 정적 연소 시험을 위해 1인치 테스트 모터를 사용하였다. 시스템은 고추력 "부스트" 단계(5 g/s)와 저추력 "서스테인" 단계(2.5 g/s) 사이의 신속한 단계적 전환을 달성하기 위해 병렬 솔레노이드 밸브를 갖춘 이중 라인 산화제 공급 아키텍처를 활용하였다.
• 데이터 분석: 후퇴율은 질량 손실로부터 계산되었으며, 최소제곱 회귀법을 사용하여 경험 법칙($\dot{r} = a G_{ox}^n$)을 도출하였다. 스로틀링 성능은 압력 과도 응답, 언더슈트 크기, 그리고 부스트-투-서스테인 전환 중의 진동 수준을 기준으로 평가되었다.

주요 결과

• 정상 상태 후퇴율: 본 연구는 복잡한 기하학적 구조가 연소 지수를 유의미하게 변화시킨다는 것을 확인하였다. 튜브형 그레인은 전형적인 지수 $n \approx 0.617$을 보였다. 스월 및 스타 기하학적 구조의 도입은 $n$을 증가시켰으며, 5포인트 스월-스타-리버스(5SSR)는 가장 높은 지수($n = 1.080$)를 달eric했다. 그러나 7포인트 스월-스타-리버스(7SSR) 구성은 $n = 0.911$의 높은 후퇴 계수와 함께 균형 잡힌 성능을 제공하였다.
• 스로틀링 역학:
  • 5SSR ($N=5$): 가장 높은 원시 후퇴율을 제공함에도 불구하고, 5SSR 그레인은 불안정한 와류 구조로 인한 압력 오버슈트와 진동을 특징으로 하는 불안정한 과도 응답을 보였다.
  • 9SSR ($N=9$): 9포인트 구성은 더 낮은 지수($n \approx 0.57$)를 나타냈으며, 스타 포인트가 강력한 와류를 유지하지 못해 원형 포트처럼 작동하는 둔한 압력 응답을 보였다.
  • 7SSR ($N=7$): 이 구성은 최적의 동적 거동을 입증하였다. 이는 압력 언더슈트를 최소화(<5%)하고 유의미한 진동 없이 부스트에서 서스테인으로의 깨끗한 전환을 달려냈다. 산화제 플럭스와 연료 후퇴 사이의 결합이 거의 선형적이어서 안정적이고 잘 제어된 스로틀링이 가능했다.
• 재현성: 이중 라인 스로틀링 아키텍처는 반복된 테스트의 압력 트레이스가 밀접하게 겹치는 것으로 입증되었듯이, 반복 가능하고 즉각적인 단계적 전환을 제공하였다.

핵심 기여

1. 그레인 기하학적 구조의 최적화: 본 논문은 7포인트 스월-스타-리버스(7SSR) 기하학적 구조를 스로틀 가능한 하이브리드 로켓을 위한 최적의 설계로 식별하였으며, 이를 통해 후퇴율 극대화와 안정적인 연소($n < 1$) 사이의 상충 관계를 성공적으로 해결하였다.
2. 능동 스로틀링 입증: 본 연구는 최적화된 스월 기하학적 구조를 가진 3D 프린팅 그레인이 저진동의 응답성 있는 이중 추력 운용을 지원할 수 있다는 경험적 증거를 제공하며, 이는 기존 하이브리드 시스템에서 흔히 제한되는 기능이다.
3. 적층 제조 검증: 본 연구는 적층 제조가 내부 유동 역학을 조작하여 프로그래밍 가능한 추력 프로파일을 달성할 수 있는 복잡한 내부 포트 기하학적 구조를 생성하는 유효한 경로임을 검증하였다.

의의 및 주장
저자들은 본 연구가 미래의 항공우주 임무에 필요한 복잡한 추력 프로파일을 수행할 수 있는 프로그래밍 가능한 하이브리드 추진 시스템으로 가는 실행 가능한 경로를 제공한다고 주장한다. 7SSR 그레인을 통해 1에 근접한 후퇴 지수($n \approx 0.911$)를 달성함으로써, 모터의 응답은 더욱 예측 가능하고 선형적이 되어, 매우 비선형적이고 이력 현상을 보이는 플랜트 역학을 보정할 필요 없이 폐루프 제어기를 설계할 수 있게 된다.

본 연구는 1인치 모터에서 입증된 2:1 스로틀링 비율(5 g/s에서 2.5 g/s)을 더 큰 모터를 위한 개념 증명으로 제시한다. 저자들은 행성 착륙과 같은 응용 분야에는 더 깊은 스로틀링 비율이 필요하지만, 적층 제조, 스월 인젝션, 그리고 7SSR 기하학적 구조의 결합이 스로틀 가능한 하이브리드 로켓을 위한 새로운 설계 패러다임을 제공한다고 언급하였다. 열가소성 ABS의 사용은 현지 자원 활용(ISRU) 개념을 위한 잠재적인 물류적 이점도 강조한다.

한계점
저자들은 결과가 단일 모터 규모(1인치)와 특정 스로틀링 비율(2:1)에 기반하고 있음을 겸허히 인정하였다. 이들은 더 큰 모터나 더 깊은 스로틀링 비율로의 확장을 위해서는 추가적인 검증이 필요하다고 경고하였다. 또한, 시간 평균 연소 표면적의 사용은 체계적 불확실성을 도입하며, 균일한 축 방향 후퇴 가정은 CT 기반 재구성 또는 다중 포트 계측을 통한 향후 검증이 필요하다. 향후 연구는 이 개념을 더 높은 추력 수준(500–5000 N)으로 확장하고 에너지 첨가제를 포함하는 방향으로 제안되었다.