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단일 추진제 로켓 화학 반응 기반 단일 추진제 로켓
가장 간단한 단일 추진제 로켓은 저장 가능한 추진제를 촉매층에 통과시킨 후 추진제의 화학분해에 의존한다. 추력기의 동력은 분해 반응 중에 생성되는 고압 가스에서 나오며, 이 가스는 로켓 노즐이 가스를 가속하여 추력을 생성하도록 한다.
단일 추진제 로켓 화학 반응 기반 단일 추진제 로켓
가장 일반적으로 사용되는 단일 추진제는 하이드라진(N2H4, or H2N−NH2)으로, 촉매가 존재할 때 불안정하며 강한 환원제이기도 하다. 가장 흔한 촉매는 이리듐으로 코팅된 과립형 산화 알루미늄(산화 알루미늄, Al2O3)이다. 이 코팅된 과립은 일반적으로 Aerojet S-405 (이전에는 쉘에서 제조) 또는 W.C. Heraeus H-KC 12 GA (이전에는 칼리 케미에서 제조)라는 상업용 레이블로 판매된다. 하이드라진에는 점화 장치가 없다. Aerojet S-405는 자발성 촉매로, 하이드라진은 촉매와 접촉하면 분해된다. 화학분해는 매우 발열적이며 질소, 수소, 암모니아의 혼합물인 1,000 °C (1,830 °F)의 가스를 생성한다. 단일 추진제 로켓의 주요 제한 요인은 수명이며, 이는 주로 촉매의 수명에 달려 있다. 촉매는 촉매 중독 및 촉매 마모의 영향을 받을 수 있으며, 이는 촉매 고장을 초래한다. 또 다른 단일 추진제는 과산화 수소이며, 90% 이상의 농도로 정제될 경우 고온 또는 촉매가 존재할 때 자체 분해된다.
단일 추진제 로켓 화학 반응 기반 단일 추진제 로켓
대부분의 화학 반응 단일 추진제 로켓 시스템은 일반적으로 타이타늄 또는 알루미늄 구체인 연료 탱크와 에틸렌프로필렌 고무 용기 또는 연료로 채워진 표면장력 추진제 관리 장치로 구성된다. 그런 다음 탱크는 헬륨 또는 질소로 가압되어 연료를 모터로 밀어낸다. 파이프는 탱크에서 포핏 밸브로, 그리고 로켓 모터의 분해실로 연결된다. 일반적으로 인공위성에는 하나의 모터가 아니라 2개에서 12개까지 있으며, 각 모터에는 자체 밸브가 있다.
인공위성 및 우주 탐사선의 자세 제어 로켓 모터는 종종 매우 작으며 지름이 약 25 mm (0.98 in)이고 네 방향(평면 내에서)으로 향하는 그룹으로 장착된다.
로켓은 컴퓨터가 소형 전자석을 통해 직류를 보내 포핏 밸브를 열 때 발사된다. 발사는 종종 몇 밀리초로 매우 짧으며, 공중에서 작동할 경우 금속 쓰레기통에 조약돌을 던지는 소리가 나고, 오래 작동할 경우 찢어지는 듯한 쉿 소리가 난다.
화학 반응 단일 추진제는 다른 일부 추진 기술만큼 효율적이지 않다. 엔지니어는 단순성과 신뢰성이 높은 전달 충격량의 필요성보다 중요할 때 단일 추진제 시스템을 선택한다. 추진 시스템이 행성 간 우주선의 주 모터와 같이 많은 양의 추력을 생성해야 하거나 높은 비추력을 가져야 하는 경우 다른 기술이 사용된다.
단일 추진제 로켓 태양열 기반 단일 추진제 추력기
지구 저궤도(LEO) 추진제 보급기지 개념은 다른 우주선이 LEO를 넘어 임무를 수행하는 도중에 정차하고 연료를 보급할 수 있는 중간 기지로 사용될 수 있다고 제안했다. 이 개념에 따르면, 우주 공간의 복사열 환경에서 장기간 액체 수소를 저장할 때 발생하는 불가피한 부산물인 폐기 기체 수소를 태양열 추진 시스템에서 단일 추진제로 활용할 수 있다. 폐기 수소는 궤도 유지 및 자세 제어뿐만 아니라 보급기지에서 연료를 받을 inbound 우주선과의 더 나은 랑데부를 위한 궤도 기동에 사용할 제한된 추진제 및 추력을 제공하는 데 생산적으로 활용될 것이다.
단일 추진제 로켓 태양열 기반 단일 추진제 추력기
태양열 단일 추진제 추력기는 미국 기업 유나이티드 론치 얼라이언스(ULA)가 제안한 차세대 극저온 상단 로켓의 설계에도 필수적이다. 어드밴스트 커먼 이볼브드 스테이지(Advanced Common Evolved Stage, ACES)는 기존 ULA 센타우르 및 ULA 델타 극저온 2단계 (DCSS) 상단 차량을 보완하고 대체할 수 있는 저비용, 고성능, 유연한 상단으로 구상되었다. ACES "Integrated Vehicle Fluids" 옵션은 일반적으로 자세 제어 및 궤도 유지를 위해 사용되는 모든 하이드라진과 헬륨을 우주선에서 제거하고 대신 폐기 수소를 사용하는 태양열 단일 추진제 추력기에 의존한다.
단일 추진제 로켓 역사
소련 설계자들은 1933년에 이미 단일 추진제 로켓 실험을 시작했다. 그들은 사산화 이질소와 가솔린, 또는 톨루엔, 그리고 케로신을 혼합한 단일 추진제가 전반적으로 더 간단한 시스템을 이끌 것이라고 믿었다. 그러나 그들은 미리 혼합된 연료와 산화제가 단일 추진제로 사용될 때 격렬한 폭발 문제에 직면하여 이 접근 방식을 포기하게 되었다.
독일 엔지니어 헬무트 발터는 과산화수소를 연료로 사용하는 단일 추진제 로켓의 초기 개척자였다. 잠수함에 사용하기 위한 과산화수소 가스 터빈을 개발한 후, 그의 설계에 따른 단일 추진제 모터는 하인켈 He 176(액체 로켓 모터로만 구동되는 최초의 항공기)과 초기 메서슈미트 Me 163 코메트 시제품(유일하게 운용된 로켓 동력 전투기)을 구동하는 데 사용되었다.
단일 추진제 로켓 역사
제2차 세계 대전 이후 영국은 과산화수소 단일 추진제에 대한 실험을 계속했다. 그들은 16초 동안 5000lbf(22.2 kN)의 추력을 생산할 수 있는 드 해빌랜드 스프라이트 모터를 개발했다. 이 로켓은 드 해빌랜드 코멧 1(최초의 상업용 제트 여객기)에 30회 비행 시험되었으며, 이는 핫 앤드 하이(hot and high) 이륙 성능을 향상시키기 위한 노력의 일환이었지만, 실제 운용에는 사용되지 않았다.
미국에서 NASA가 제트 추진 연구소(JPL)에서 단일 추진제를 연구하기 시작했을 때, 기존 추진제의 특성 때문에 추진기가 비실용적으로 커야 했다. 촉매와 예열 추진제를 추가하여 효율성을 높였지만, 무수 하이드라진과 같은 유해 추진제의 안전 및 취급에 대한 우려가 제기되었다. 그러나 초기 단일 추진제를 중심으로 설계된 추진기의 단순성은 많은 이점을 제공했으며, 1959년 에이블-4 임무에서 처음 시험되었다. 이 시험을 통해 레인저 및 매리너 임무는 수정 기동에 유사한 추진기를 사용할 수 있었고, 우주 경쟁 초기에 가장 중요한 통신 위성으로 국립 항공 우주 박물관이 인정한 텔스타의 궤도 삽입에도 사용되었다.
단일 추진제 로켓 역사
1964년, NASA는 달 착륙 연구 차량을 사용하여 아폴로 우주비행사들에게 16개의 과산화수소 단일 추진제 추력기로 구성된 자세 제어 시스템을 사용하여 달 착륙 모듈(LEM)을 달 표면으로 조종하는 훈련을 시작했다.
상단 차량은 1960년대 초 제너럴 다이내믹스가 미국 공군에 센타우르 상단부를 제안하면서 편리한 제어 장치로 단일 추진제 추력기를 사용하기 시작했으며, 그 버전은 유나이티드 론치 얼라이언스의 아틀라스 및 벌컨 로켓에서 여전히 사용되고 있다.
단일 추진제 로켓 새로운 개발
NASA는 10–150 m/s 범위의 델타-v 요구 사항을 가진 소형, 비용 효율적인 우주선을 위한 새로운 단일 추진제 추진 시스템을 개발하고 있다. 이 시스템은 매우 밀도가 높고 환경에 무해하며 우수한 성능과 단순성을 약속하는 질산히드록실암모늄(HAN)/물/연료 단일 추진제 혼합물을 기반으로 한다.
EURENCO 보포스 회사는 65%의 다이아미딘 질산 암모늄, NH4N(NO2)2를 35%의 메탄올 및 암모니아 수용액에 용해시켜 하이드라진의 1대1 대체품으로 LMP-103S를 생산했다. LMP-103S는 하이드라진 단일 추진제보다 비추력이 6% 더 높고 충격 밀도가 30% 더 높다. 또한 하이드라진은 독성이 강하고 발암성이 있는 반면, LMP-103S는 독성이 중간 정도이다. LMP-103S는 UN Class 1.4S로 상업용 항공기 운송이 허용되며, 2010년 프리스마 위성에서 시연되었다. 특별한 취급이 필요하지 않다. LMP-103S는 가장 일반적으로 사용되는 단일 추진제로 하이드라진을 대체할 수 있다.
단일 추진제
단일 추진제(Monopropellant) 또는 일원 추진제는 발열 화학 분해를 통해 에너지를 방출하는 화학 물질로 구성된 추진제이다. 단일 추진제의 분자 결합 에너지는 일반적으로 촉매를 사용하여 방출된다. 이는 산화제와 연료 간의 화학 반응을 통해 에너지를 방출하는 이중 추진제와 대조될 수 있다. 정의된 저장 조건 하에서는 안정적이지만, 단일 추진제는 특정 다른 조건 하에서 매우 빠르게 분해되어 기계적 일을 수행하기 위한 많은 양의 자체 에너지(고온) 가스를 생성한다. 나이트로셀룰로스와 같은 고체 급연소제(화기에서 가장 흔히 사용되는 추진제)도 단일 추진제로 간주될 수 있지만, 이 용어는 공학 문헌에서 일반적으로 액체에 사용된다.
단일 추진제 용도
단일 추진제의 가장 일반적인 용도는 단일 추진제 로켓 엔진의 저충격 반동 제어 추진기와 같은 저충격 로켓 엔진이며, 일반적인 추진제는 하이드라진이며, 이는 일반적으로 이리듐 촉매층(하이드라진은 반응물을 액체 상태로 유지하기 위해 예열됨)에 노출되어 분해된다. 이 분해는 원하는 뜨거운 가스 제트를 생성하여 추력을 발생시킨다. 과산화 수소는 독일 제2차 세계 대전의 V-2와 미국 레드스톤과 같은 로켓의 추진제 탱크 펌프의 동력원으로 사용되었다. 과산화 수소는 백금 촉매 망을 통과하거나, 이산화 망가니즈가 스며든 세라믹 비드와 접촉하거나, Z-Stoff 과망가니즈산 염 용액이 함께 주입되어 과산화 수소가 뜨거운 증기와 산소로 분해되게 한다.
단일 추진제 용도
단일 추진제는 또한 자유 산소를 사용할 수 없는 환경에서 왕복 또는 터빈 엔진에 "연료를 공급"하기 위해 일부 공기 불요 추진 시스템(AIP)에도 사용된다. 주로 원자력 잠수함 간의 전투를 위한 무기는 일반적으로 이 범주에 속한다. 이 경우 가장 일반적으로 사용되는 추진제는 안정화된 프로필렌 글리콜 다이 나이트레이트 (PGDN)이며, 종종 "오토 연료"라고 불린다. 추진과 직접 관련이 없는 단일 추진제의 잠재적 미래 용도는 수중 또는 외기 환경을 위한 소형의 고강도 발전소이다.
단일 추진제 간략한 연구
1950년대와 1960년대 미국에서는 더 좋고 더 강력한 단일 추진제를 찾기 위한 많은 연구가 진행되었다. 대부분의 연구자들은 이중 추진제와 경쟁할 만큼 충분한 에너지를 포함하는 단일 물질은 실제 조건에서 안전하게 다루기에는 너무 불안정할 것이라는 결론에 도달했다. 새로운 재료, 제어 시스템 및 고성능 추진기에 대한 요구 사항이 생기면서 엔지니어들은 현재 이 가정을 재검토하고 있다.
부분적으로 질산화된 알코올 에스테르 중 많은 것이 단일 추진제로 사용하기에 적합하다. "트리메틸렌 글리콜 디나이트레이트"(글리콜은 인접한 탄소 원자에 하이드록실기를 가져야 함) 또는 1,3-프로판다이올 디나이트레이트는 PGDN의 이성질체이며, 가장 정밀한 실험실 조건을 제외한 모든 조건에서 부산물로 생산된다. 이 화합물의 미미하게 낮은 비중(따라서 에너지 밀도)은 그 사용에 반대하지만, 화학적 미세한 차이는 미래에 유용할 수 있다.
단일 추진제 간략한 연구
관련된 "다이 나이트로다이글리콜"(현대 표기법으로는 다이에틸렌 글리콜 다이 나이트레이트로 더 적절하게 불림)은 제2차 세계 대전 독일에서 액체 단일 추진제 단독으로 그리고 나이트로셀룰로스와 함께 콜로이드 고체 추진제로 널리 사용되었다. 이 화합물의 다른 바람직한 특성(매우 안정적이고 제조하기 쉬우며 에너지 밀도가 매우 높음)은 높은 어는점(-11.5°C)과 뚜렷한 열팽창으로 인해 손상되며, 둘 다 우주선에서 문제가 된다. "다이 나이트로클로로히드린"과 "테트라 나이트로다이글리세린"도 유력한 후보이지만 현재 사용은 알려져 있지 않다. 장쇄 및 방향족 탄화수소의 폴리 나이트레이트는 항상 실온 고체이지만, 많은 것이 단순 알코올 또는 에테르에 고농도로 용해되며 이러한 상태에서 유용할 수 있다.
하이드라진, 산화 에틸렌, 과산화 수소(특히 독일 제2차 세계 대전 형태인 T-Stoff로), 나이트로메테인은 일반적인 로켓 단일 추진제이다. 언급했듯이 단일 추진제의 비충격량은 이중 추진제보다 낮으며 미 공군 화학 평형 비충격량 코드 도구를 통해 확인할 수 있다.
단일 추진제 간략한 연구
개발 중인 새로운 단일 추진제 중 하나는 순수한 형태와 아산화 질소 연료 혼합물 형태의 아산화 질소이다. 아산화 질소는 자체 가압이 가능하고 상대적으로 무독성이며, 과산화 수소와 하이드라진 중간의 비충격량을 가진다는 장점이 있다. 아산화 질소는 분해 시 산소를 생성하며, 연료와 혼합하여 최대 325초의 비충격량을 가진 단일 추진제 혼합물을 형성할 수 있으며, 이는 접촉점화성 이중 추진제와 필적한다. 2018년에는 아산화 질소와 함께 사용하기 위한 새로운 귀금속 촉매(알루미나 구슬에 로듐 산화물)가 발명되었는데, 이는 순수한 로듐이나 이리듐보다 고온에서 더 안정적이다.
과산화 수소, 하이드록실암모늄 나이트레이트(HAN), 하이드라진 및 다양한 냉가스 단일 추진제의 물리적 특성, 성능, 비용, 저장성, 독성, 저장 요구 사항 및 우발적 방출 조치를 직접 비교한 결과, 하이드라진이 비충격량 측면에서 가장 높은 성능을 보이는 것으로 나타났다. 그러나 하이드라진은 또한 가장 비싸고 독성이 강하다. 또한 HAN과 과산화 수소는 가장 높은 밀도 충격량(주어진 단위 부피당 총 충격량)을 가진다.
단일 추진제 추가 자료
단일 추진제 개발 역사에 대한 전체 장은 Clark, John Drury (2018년 5월 23일). 《Ignition!: An Informal History of Liquid Rocket Propellants》. Rutgers University Press. 302쪽. ISBN 978-0-8135-9918-2. OCLC 281664. 의 자서전에 있다.
테니 L. 데이비스의 "The Chemistry Of Powder And Explosives"는 많은 고엔탈피 화합물의 측면에 대한 탁월하지만 구식 정보원이다. (이 책은 원래 1943년 MIT 프레스에서 교과서로 출판되었다. 아마추어 로켓 공급 업체인 Pyrotek Inc.에서 1995년까지 보조금 재출판되었다. 이 판에는 카탈로그 데이터가 제공되지 않았다. 현재 출판 상태는 알 수 없다.)
단일 추진제 추가 자료
Nosseir, Ahmed E. S.; Cervone, Angelo; Pasini, Angelo (2021년 1월 15일). 《Review of State-of-the-Art Green Monopropellants: For Propulsion Systems Analysts and Designers》. 《Aerospace》 8. Bibcode:2021Aeros...8...20N. doi:10.3390/aerospace8010020. hdl:11572/393891. ISSN 2226-4310.  지원되지 않는 변수 무시됨: |article-number= (도움말)
하얀 차를 탄 여자
《하얀 차를 탄 여자》는 2025년 10월 29일에 개봉한 대한민국의 영화이다.
액체 로켓 추진제
가장 높은 비추력을 가진 화학 로켓은 액체 추진제(액체 로켓)를 사용한다. 이들은 단일 화학 물질(단일 추진제)로 구성되거나 두 가지 화학 물질의 혼합물인 이중 추진제로 구성될 수 있다. 이중 추진제는 연료와 산화제가 접촉할 때 점화되는 접촉점화성 추진제와 점화원이 필요한 비접촉점화성 추진제의 두 가지 범주로 더 나눌 수 있다.
추진제 첨가제, 부식 억제제 또는 안정제와 같은 특정 추진제에 대한 사소한 변경을 제외하고, 액체 연료로 만들어진 약 170가지의 다른 추진제가 테스트되었다. 미국에서만 최소 25가지의 다른 추진제 조합이 비행했다.
액체 로켓 엔진용 추진제를 선택하는 데에는 여러 요소가 작용한다. 주요 요소로는 작동 용이성, 비용, 위험/환경 및 성능이 포함된다.
액체 로켓 추진제 역사
콘스탄틴 치올콥스키는 1903년 그의 논문 "로켓 장치를 이용한 외우주 탐사"에서 액체 추진제의 사용을 제안했다.
1926년 3월 16일, 로버트 고다드는 액체 산소(LOX)와 휘발유를 로켓 연료로 사용하여 그의 첫 번째 부분적으로 성공적인 액체 로켓을 발사했다. 두 추진제는 쉽게 구할 수 있고 저렴하며 에너지가 높다. 산소는 공기가 액체 산소 탱크에 대해 액화되지 않으므로 과도한 단열 없이 LOX를 로켓에 잠시 저장할 수 있는 적당한 극저온 물질이다.
독일에서는 1920년대 후반에 엔지니어와 과학자들이 액체 추진 로켓을 제작하고 테스트하기 시작했다. 막스 발리에에 따르면, 두 대의 액체 추진 오펠 RAK 로켓이 1929년 4월 10일과 4월 12일 뤼셀스하임에서 발사되었다.
액체 로켓 추진제 역사
독일은 V-2 로켓과 다른 미사일을 위해 제2차 세계 대전 이전과 도중에 로켓 개발에 매우 적극적이었다. V-2는 알코올/LOX 액체 추진 엔진을 사용했으며, 연료 펌프를 구동하기 위해 과산화 수소를 사용했다.:9 알코올은 엔진 냉각을 위해 물과 혼합되었다. 독일과 미국 모두 LOX보다 훨씬 높은 밀도를 가진 저장 가능한 액체 산화제와 고밀도 산화제와 접촉할 때 자연 발화하는 액체 연료를 사용하는 재사용 가능한 액체 추진 로켓 엔진을 개발했다.
군사용 독일 로켓 엔진의 주요 제조업체인 헬무트 발터 KG 회사는 독일 항공성 번호 109-500 지정 로켓 엔진 시스템 시리즈를 제조했으며, 슈타르트힐페 로켓 추진 보조 이륙용으로 과산화 수소를 단일 추진제로 사용했거나; MCLOS 유도 공대함 활강 폭탄용 추력의 한 형태로 사용했으며; 유인 전투기 추진 목적의 로켓 엔진 시스템용으로 같은 산화제와 하이드라진 수화물과 메틸 알코올의 연료 혼합물의 이중 추진제 조합으로 사용했다.
액체 로켓 추진제 역사
미국 엔진 설계는 산화제로는 질산, 연료로는 아닐린을 사용하는 이중 추진제 조합으로 연료를 공급받았다. 두 엔진 모두 항공기 동력에 사용되었는데, 독일 발터 509 시리즈 엔진 설계의 경우 Me 163 코메트 요격기에서 사용되었고, 양국(독일 공군용 슈타르트힐페 시스템과 같이)에서 항공기 이륙을 돕기 위해 RATO 장치로 사용되었다. 이는 미국 액체 연료 로켓 엔진 기술의 주된 목적이었으며, 대부분은 미국 해군 장교 로버트 트루악의 아이디어에서 비롯되었다.
액체 로켓 추진제 역사
1950년대와 1960년대에는 군사 용도에 더 적합한 고에너지 액체 및 고체 추진제를 찾기 위한 추진제 화학자들의 활발한 활동이 있었다. 대형 전략 미사일은 육상 또는 잠수함 기반 사일로에 수년간 보관되어야 하며, 즉시 발사될 수 있어야 한다. 지속적인 냉장이 필요하여 로켓에 점점 더 두꺼운 얼음 덩어리가 생기는 추진제는 실용적이지 않았다. 군이 위험 물질을 다루고 사용할 의향이 있었기 때문에 많은 위험한 화학 물질이 대량으로 제조되었지만, 대부분은 작전 시스템에 부적합하다고 판단되었다. 질산의 경우, 질산 자체(HNO3)는 불안정하여 대부분의 금속을 부식시켜 보관하기 어려웠다. 적당량의 사산화 이질소(N2O4)를 첨가하면 혼합물이 붉은색을 띠고 조성이 변하지 않게 되었지만, 질산이 용기를 부식시켜 가스를 방출하고 압력을 증가시킬 수 있다는 문제는 여전히 남아 있었다. 돌파구는 약간의 플루오린화 수소(HF)를 첨가하는 것이었는데, 이는 탱크 벽 내부에 자체 밀봉 금속 플루오라이드를 형성하여 발연 질산을 억제했다. 이로 인해 "IRFNA"를 저장할 수 있게 되었다.
IRFNA 또는 순수한 N2O4를 산화제로, 등유 또는 접촉점화성 추진제인 아닐린, 하이드라진 또는 비대칭디메틸히드라진(UDMH)을 연료로 하는 추진제 조합은 이후 미국과 소련에서 전략 및 전술 미사일에 사용되었다. 자체 점화성 저장 가능 액체 이중 추진제는 LOX/등유보다 비추력이 다소 낮지만 밀도가 높아 동일한 크기의 탱크에 더 많은 추진제를 넣을 수 있다. 휘발유는 다른 탄화수소 연료로 대체되었으며, 예를 들어 고도로 정제된 등유 등급인 RP-1이 있다. 이 조합은 저장할 필요가 없는 로켓에 매우 실용적이다.
액체 로켓 추진제 등유
나치 독일이 개발한 V-2 로켓은 LOX와 에틸 알코올을 사용했다. 알코올의 주요 장점 중 하나는 물 함량이었는데, 이는 대형 로켓 엔진에서 냉각을 제공했다. 석유 기반 연료는 알코올보다 더 많은 에너지를 제공했지만, 일반 휘발유와 등유는 너무 많은 그을음과 연소 부산물을 남겨 엔진 배관을 막을 수 있었다. 또한, 에틸 알코올의 냉각 특성이 부족했다.
1950년대 초, 미국 화학 산업은 잔여물을 남기지 않고 엔진을 시원하게 유지할 수 있는 개선된 석유 기반 로켓 추진제를 개발하는 임무를 맡았다. 그 결과 1954년까지 사양이 확정된 RP-1이 탄생했다. 고도로 정제된 제트 연료 형태인 RP-1은 기존 석유 연료보다 훨씬 깨끗하게 연소되었으며, 폭발성 증기로부터 지상 요원에게 미치는 위험도 적었다. 이는 아틀라스, 타이탄 I, 토르와 같은 초기 미국 로켓 및 탄도 미사일의 대부분에 사용되는 추진제가 되었다. 소련은 빠르게 R-7 미사일에 RP-1을 채택했지만, 대부분의 소련 발사체는 결국 저장 가능한 접촉점화성 추진제를 사용했다. 2017년 기준, 이는 많은 궤도 발사체의 1단계에서 사용된다.
액체 로켓 추진제 수소
많은 초기 로켓 이론가들은 수소가 가장 높은 비추력을 제공하므로 놀라운 추진제가 될 것이라고 믿었다. 또한 산소와 산화될 때 유일한 부산물이 물이기 때문에 가장 깨끗한 것으로 간주된다. 천연가스의 수증기 개질은 1998년 5000억 입방미터의 세계 생산량 중 약 95%를 차지하는 상업용 대량 수소를 생산하는 가장 일반적인 방법이다. 고온(700–1100 °C)에서 금속 기반 촉매(니켈)의 존재 하에 수증기는 메테인과 반응하여 일산화 탄소와 수소를 생성한다.
수소는 다른 연료에 비해 부피가 매우 크다. 일반적으로 극저온 액체로 저장되는데, 이 기술은 1950년대 초 로스앨러모스 국립연구소의 수소폭탄 개발 프로그램의 일환으로 습득되었다. 액체 수소는 헬륨을 냉각 냉매로 사용함으로써 증발 없이 저장 및 운송될 수 있다. 헬륨은 수소보다 끓는점이 훨씬 낮기 때문이다. 수소는 냉장 시설이 없는 발사체에 적재된 후에야 대기로 배출되어 손실된다.
액체 로켓 추진제 수소
1950년대 후반과 1960년대 초반에 센타우르 및 새턴 I 상부 단계와 같은 수소 연료 단계에 채택되었다. 수소는 액체 상태에서도 밀도가 낮아 큰 탱크와 펌프가 필요하며, 필요한 극저온을 유지하려면 탱크 단열이 필요하다. 이 추가 중량은 단계의 질량비를 감소시키거나 무게를 줄이기 위해 탱크의 압력 안정화와 같은 특별한 조치를 요구한다. (압력 안정화 탱크는 고체 구조물 대신 내부 압력으로 대부분의 하중을 지지하며, 주로 탱크 재료의 인장 강도를 사용한다.)
소련의 로켓 프로그램은 부분적으로 기술 능력 부족으로 인해 1980년대 에네르기아 핵심 단계까지 액체 수소를 추진제로 사용하지 않았다.
액체 로켓 엔진의 이중 추진제인 액체 산소와 수소는 재래식 로켓 중 가장 높은 비추력을 제공한다. 이 추가 성능은 낮은 밀도(더 큰 연료 탱크를 필요로 함)의 단점을 크게 상쇄한다. 그러나 상부 단계 응용 분야에서 비추력의 작은 증가는 궤도에 대한 페이로드 질량의 상당한 증가를 가져올 수 있다.
유출된 등유로 인한 발사대 화재는 두 가지 주요 이유로 수소 화재보다 더 파괴적이다.
액체 로켓 추진제 수소
수소의 부력. 수소는 깊은 극저온 물질이므로 빠르게 끓어 기체 상태의 매우 낮은 밀도 때문에 상승한다. 수소가 연소될 때 형성되는 기체 H2O는 공기의 29.9 Da에 비해 분자량이 겨우 18 Da이므로 빠르게 상승한다. 반면에 유출된 등유 연료는 땅으로 떨어져 점화되면 대량으로 유출될 경우 몇 시간 동안 연소될 수 있다.
등유 화재는 필연적으로 광범위한 열 손상을 유발하며, 이는 시간이 많이 걸리는 수리 및 재건을 필요로 한다. 이는 대형, 검증되지 않은 로켓 엔진의 시험 발사에 관련된 시험대 승무원들이 가장 자주 겪는 일이다.
수소 연료 엔진은 특별한 설계가 필요하다. 예를 들어, 연료 라인을 수평으로 배치하여 "함정"이 라인에 형성되지 않도록 해야 한다. 이는 밀폐된 공간에서 끓어 파이프 파열을 일으킬 수 있기 때문이다. (동일한 주의 사항은 액체 산소 및 액화 천연가스(LNG)와 같은 다른 극저온 물질에도 적용된다.) 액체 수소 연료는 탁월한 안전 기록과 다른 모든 실용적인 화학 로켓 추진제보다 훨씬 뛰어난 성능을 가지고 있다.
액체 로켓 추진제 리튬과 플루오린
로켓 엔진에서 테스트된 가장 높은 비추력 화학 물질은 리튬과 플루오린이었으며, 배기 열역학을 개선하기 위해 수소가 추가되었다 (모든 추진제는 자체 탱크에 보관해야 하므로 삼원 추진제 로켓이었다). 이 조합은 진공에서 542초의 비추력을 제공했는데, 이는 5320 m/s의 배기 속도에 해당한다. 이 화학 물질의 비실용성은 이국적인 추진제가 실제로 사용되지 않는 이유를 보여준다: 세 가지 구성 요소 모두 액체 상태로 유지하려면 수소는 -252 °C (단 21 K) 미만으로, 리튬은 180 °C (453 K) 이상으로 유지되어야 한다. 리튬과 플루오린은 모두 극도로 부식성이 강하다. 리튬은 공기와 접촉하면 발화하고, 플루오린은 수소를 포함한 대부분의 연료와 접촉하면 발화한다. 플루오린과 배기 가스에 포함된 플루오린화 수소(HF)는 매우 유독하여 발사대 주변 작업이 어렵고 환경을 손상시키며 발사 허가를 받는 것을 더 어렵게 만든다. 리튬과 플루오린은 대부분의 로켓 추진제에 비해 비싸다. 따라서 이 조합은 한 번도 비행한 적이 없다.
액체 로켓 추진제 메테인
액체 메테인과 액체 산소를 추진제로 사용하는 것을 때때로 메탈록스 추진이라고 한다.
액체 메테인은 액체 수소보다 비추력이 낮지만, 끓는점과 밀도가 높고 수소취성화가 없기 때문에 보관하기가 더 쉽다. 또한 등유에 비해 엔진에 잔여물을 적게 남겨 재사용에 유리하다. 게다가 사바티에 반응을 통해 화성에서 생산될 수 있을 것으로 기대된다. NASA의 화성 설계 기준 임무 5.0 문서(2009년에서 2012년 사이)에서는 액체 메테인/LOX (메탈록스)가 착륙선 모듈에 선택된 추진제 혼합물이었다.
메테인 연료가 제공하는 이점 때문에 일부 민간 우주 발사 업체들은 2010년대와 2020년대에 메테인 기반 발사 시스템을 개발하는 것을 목표로 했다. 국가 간 경쟁은 메탈록스 궤도 경쟁(Methalox Race to Orbit)으로 불렸으며, 랜드스페이스의 주취 2호 메탈록스 로켓이 처음으로 궤도에 도달했다.
액체 로켓 추진제 메테인
2025년 January월 기준, 세 대의 메테인 연료 로켓이 궤도에 도달했다. 여러 다른 로켓들이 개발 중이며 두 번의 궤도 발사 시도가 실패했다.
스페이스X는 스타십 초중량 발사체를 위해 랩터 엔진을 개발했다. 2019년부터 시험 비행에 사용되었다. 스페이스X는 이전에 엔진에 RP-1/LOX와 접촉점화성 추진제만을 사용했다.
블루 오리진은 뉴 글렌과 유나이티드 론치 얼라이언스 벌컨 센타우르를 위한 BE-4 LOX/LNG 엔진을 개발했다. BE-4는 2400 kN (550000 lbF )의 추력을 제공한다. 2023년 중반까지 두 대의 비행 엔진이 ULA에 인도되었다.
ESA는 980 kN 메탈록스 프로메테우스 로켓 엔진을 개발 중이며 2023년에 시험 발사되었다.
액체 로켓 추진제 단일 추진제
고농도 과산화 수소
고농도 과산화 수소는 약 2%에서 30%의 물을 포함하는 농축된 과산화 수소이다. 촉매를 통과할 때 증기와 산소로 분해된다. 이는 쉽게 저장할 수 있기 때문에 역사적으로 반응 제어 시스템에 사용되었다. V-2 로켓과 현대 소유스에서 사용되는 터보펌프를 구동하는 데 자주 사용된다.
하이드라진
질소, 수소, 암모니아로 에너지를 방출하며 분해된다 (2N2H4 → N2 + H2 + 2NH3). 우주선에서 가장 널리 사용된다. (비산화 암모니아 분해는 흡열 반응이며 성능을 저하시킨다.)
아산화 질소
질소와 산소로 분해된다.
증기
외부에서 가열될 때 재료 부식 및 열 한계에 따라 최대 190초의 적당한 Isp를 제공한다.
액체 로켓 추진제 현재 사용
March 2025년 기준, 일반적으로 사용되는 액체 연료 조합:
등유 (RP-1) / 액체 산소 (LOX)
소유스-2, 안가라 A5, 창정 6호, 창정 7호, 창정 8호, 톈룽 2호의 하부 단계에 사용된다. 창정 5호의 부스터. 아틀라스 V의 1단계. 일렉트론, 팰컨 9, 팰컨 헤비, 파이어플라이 알파, 창정 12호 및 안가라 1.2의 두 단계. 누리호의 세 단계 모두.
액체 수소 (LH) / LOX
우주 발사 시스템, 뉴 셰퍼드, H3, GSLV, LVM3, 창정 5호, 창정 7A호, 창정 8호, 아리안 6, 뉴 글렌 및 센타우르의 단계에 사용된다.
액체 메테인 (LNG) / LOX
주취 2호, 스타십 (로켓)(거의 궤도 시험 비행 중), 벌컨 (로켓) 및 뉴 글렌의 1단계에 사용된다.
액체 로켓 추진제 현재 사용
비대칭디메틸히드라진 (UDMH) 또는 모노메틸하이드라진 (MMH) / 사산화 이질소 (NTO 또는 N2O4)
러시아 프로톤 부스터의 세 가지 1단계, PSLV, GSLV 및 LVM3 로켓용 인도 비카스 엔진, 많은 중국 부스터, 다수의 군용, 궤도 및 심우주 로켓에 사용된다. 이 연료 조합은 접촉점화성 추진제이며 합리적인 온도와 압력에서 장기간 저장할 수 있기 때문이다.
하이드라진 (N2H4)
저장 가능 추진제이자 접촉점화성이며 촉매와 함께 단일 추진제로 사용할 수 있기 때문에 심우주 임무에 사용된다.
아에로진-50 (50/50 하이드라진 및 UDMH)
저장 가능 추진제이자 접촉점화성이며 촉매와 함께 단일 추진제로 사용할 수 있기 때문에 심우주 임무에 사용된다.
액체 로켓 추진제 표
이 표는 JANNAF 열화학 표(Joint Army-Navy-NASA-Air Force (JANNAF) Interagency Propulsion Committee)의 데이터를 사용했으며, 단열 연소, 등엔트로피 팽창, 1차원 팽창 및 이동 평형의 가정 하에 Rocketdyne이 계산한 최상의 비추력을 나타낸다. 일부 단위는 미터법으로 변환되었지만 압력은 변환되지 않았다.
Ve
평균 배기 속도, m/s. 다른 단위의 비추력과 동일한 측정값으로, N·s/kg 단위의 비추력과 수치적으로 동일하다.
r
혼합 비율: 산화제 질량 / 연료 질량
Tc
챔버 온도, °C
d
연료 및 산화제의 부피 밀도, g/cm3
C*
특성 속도, m/s. 챔버 압력에 목 면적을 곱한 값을 질량 유량으로 나눈 값과 같다. 실험 로켓의 연소 효율을 확인하는 데 사용된다.
일부 혼합물의 정의:
IRFNA IIIa
액체 로켓 추진제 표
83.4% HNO3, 14% NO2, 2% H2O, 0.6% HF
IRFNA IV HDA
54.3% HNO3, 44% NO2, 1% H2O, 0.7% HF
RP-1
MIL-P-25576C 참조, 기본적으로 등유 (약 C10H18)
MMH 모노메틸하이드라진
CH3NHNH2
CO/O2에 대한 모든 데이터는 없으며, NASA에서 화성 기반 로켓용으로 제안한 것으로, 비추력은 약 250초이다.
r
혼합 비율: 산화제 질량 / 연료 질량
Ve
평균 배기 속도, m/s. 다른 단위의 비추력과 동일한 측정값으로, N·s/kg 단위의 비추력과 수치적으로 동일하다.
C*
특성 속도, m/s. 챔버 압력에 목 면적을 곱한 값을 질량 유량으로 나눈 값과 같다. 실험 로켓의 연소 효율을 확인하는 데 사용된다.
Tc
챔버 온도, °C
d
연료 및 산화제의 부피 밀도, g/cm3
모형 로켓
모형 로켓 또는 모델 로켓(model rocket)은 낮은 고도(예: 30 g (1.1 oz) 모형의 경우 100–500 m (330–1,640 ft))에 도달하도록 설계된 작은 로켓이며, 다양한 방법으로 회수된다.
미국 국립 로켓 협회(National Association of Rocketry, NAR)의 안전 수칙에 따르면, 모형 로켓은 가볍고 비금속적인 부품으로 제작된다. 재료는 일반적으로 종이, 카드보드, 발사 나무 또는 플라스틱이다. 이 수칙은 또한 모터 사용, 발사 지점 선택, 발사 방법, 발사대 배치, 회수 시스템 설계 및 배치 등에 대한 지침을 제공한다. 1960년대 초부터 대부분의 모형 로켓 키트와 모터에 모형 로켓 안전 수칙 사본이 제공되었다. 매우 인화성 물질 및 고속으로 이동하는 뾰족한 물체와 본질적으로 연관되어 있음에도 불구하고, 모형 로켓은 역사적으로 매우 안전한 취미임이 입증되었으며 결국 과학자와 공학자가 된 아이들에게 중요한 영감의 원천으로 평가받았다.
모형 로켓 모형 로켓의 역사
수년간의 연구와 실험 끝에 많은 소형 로켓이 생산되었지만, 최초의 현대식 모형 로켓과 더 중요하게는 모형 로켓 모터는 1954년 면허를 가진 파이로테크닉스 전문가 오빌 칼라일과 그의 형제이자 모형항공기 애호가 로버트가 설계했다. 그들은 원래 로켓 추진 비행 원리에 대한 로버트의 강의에 사용하기 위해 모터와 로켓을 설계했다. 그러나 오빌은 G. 해리 스타인이 파퓰러 메카닉스에 기고한 젊은이들이 직접 로켓 엔진을 만들려고 할 때 발생하는 안전 문제에 대한 기사를 읽었다. 스푸트니크 발사 이후 많은 젊은이들이 직접 로켓 모터를 만들려고 시도했고, 종종 비극적인 결과로 이어졌다. 이러한 시도 중 일부는 사실 기반의 1999년 영화 옥토버 스카이에서 극화되었다. 칼라일 형제는 자신들의 모터 디자인이 시장성이 있고 새로운 취미를 위한 안전한 배출구를 제공할 수 있다는 것을 깨달았다. 그들은 1957년 1월 스타인에게 샘플을 보냈다. 화이트샌즈 미사일 실험장의 사격 안전 책임자였던 스타인은 모형을 제작하고 비행시킨 다음, 자신의 경험을 바탕으로 이 활동을 위한 안전 핸드북을 고안했다.
모형 로켓 모형 로켓의 역사
최초의 미국 모형 로켓 회사인 Model Missiles Incorporated (MMI)는 스타인 등이 콜로라도 덴버에 설립했다. 스타인은 칼라일이 추천한 지역 불꽃놀이 회사에서 모형 로켓 엔진을 제작했지만, 신뢰성과 배송 문제로 인해 스타인은 다른 곳을 찾아야 했다. 스타인은 결국 지역 불꽃놀이 제조업자의 아들인 버논 에스테스에게 접근했다. 에스테스는 1958년 콜로라도 덴버에 Estes Industries를 설립하고 MMI를 위한 고체 모형 로켓 모터를 제조하는 고속 자동화 기계를 개발했다. "메이블"이라는 별명을 가진 이 기계는 매우 신뢰성이 높고 저렴한 모터를 스타인이 필요로 하는 것보다 훨씬 많은 양으로 생산했다. 스타인의 사업은 어려움을 겪었고, 이로 인해 에스테스는 모터를 개별적으로 판매할 수 있게 되었다. 이어서 그는 1960년에 모형 로켓 키트를 판매하기 시작했으며, 결국 에스테스가 시장을 지배했다. 에스테스는 1961년 회사를 콜로라도 펜로즈로 옮겼다. Estes Industries는 1970년 Damon Industries에 인수되었다. 현재까지 펜로즈에서 운영되고 있다.
모형 로켓 모형 로켓의 역사
1960년대, 1970년대, 1980년대에 센추리(Centuri)나 콕스(Cox)와 같은 경쟁업체들이 미국에서 나타났다가 사라졌지만, 에스테스는 미국 보이스카우트와 같은 학교와 클럽에 할인을 제공하여 취미를 발전시키는 데 도움을 주면서 미국 시장을 계속 장악했다. 최근 몇 년 동안 Quest Aerospace와 같은 회사가 시장의 작은 부분을 차지했지만, 에스테스는 오늘날 저전력에서 중간 전력 로켓 취미를 위한 로켓, 모터 및 발사 장비의 주요 공급원으로 남아 있다. 에스테스는 흑색화약 로켓 모터를 생산하고 판매한다.
모형 로켓 모형 로켓의 역사
1980년대 중반 G-에서 J-클래스 모터(각 문자 지정은 이전 모터의 최대 두 배 에너지를 가짐)의 출시와 함께 시작된 고출력 로켓의 등장 이후, 많은 회사들이 더 크고 강력한 로켓 시장을 공유해 왔다. 1990년대 초에는 에어로테크 컨슈머 에어로스페이스(Aerotech Consumer Aerospace), LOC/정밀(LOC/Precision), 퍼블릭 미사일즈 리미티드(Public Missiles Limited) (PML)가 선두 자리를 차지했으며, 수많은 엔진 제조업체들이 점점 더 큰 모터를 훨씬 더 높은 비용으로 공급했다. 에어로테크(Aerotech), 벌컨(Vulcan), 코스돈(Kosdon)과 같은 회사들은 이 시기에 고출력 로켓이 일상적으로 마하 1을 돌파하고 3,000 m (9,800 ft) 이상 높이에 도달하면서 발사 시 매우 인기가 많았다. 약 5년 만에 가장 큰 정기적으로 제작되는 생산 모터는 N 등급에 도달했는데, 이는 1,000개 이상의 D 엔진을 합친 것과 같은 위력을 가졌으며, 50 kg (110 lb) 무게의 로켓을 쉽게 들어 올릴 수 있었다. 맞춤형 모터 제작자들은 오늘날에도 시장의 주변에서 계속 활동하며, 종종 유색 불꽃(빨강, 파랑, 녹색이 일반적), 검은 연기와 불꽃 조합을 생성하는 추진제를 만들고, 가끔은 17,000 m (56,000 ft) 이상의 극고도 시도와 같은 특별 프로젝트를 위해 P, Q, 심지어 R 등급의 거대한 모터를 제작하기도 한다.
모형 로켓 모형 로켓의 역사
1980년대 후반과 1990년대 초반에는 L급 이상의 모터에서 치명적인 엔진 고장(추정 20개 중 1개)이 비교적 자주 발생하여 고출력 모터의 신뢰성이 심각한 문제였다. 모터당 300달러가 넘는 비용으로 인해 더 저렴하고 신뢰할 수 있는 대안을 찾아야 할 필요성이 분명해졌다. 에어로테크(Aerotech)에서 재장전 가능한 모터 디자인(나사로 고정된 엔드 캡과 주조 추진제 슬러그로 채워진 금속 슬리브)을 도입하여 몇 년 만에 매우 인기를 얻었다. 이 금속 용기는 각 발사 후에 청소하고 추진제와 몇 가지 일회용 부품으로 다시 채울 필요만 있었다. "재장전" 비용은 일반적으로 유사한 일회용 모터의 절반이었다. 재장전 가능한 모터에서도 이륙 시 재앙(CATO)이 가끔 발생하지만(주로 사용자의 부실한 조립 기술로 인해), 발사의 신뢰성은 크게 향상되었다.
다양한 추진제 설계를 선택하여 고체 추진제 모터의 추력 프로필을 변경할 수 있다. 추력은 연소 표면적에 비례하므로, 추진제 슬러그는 1~2초 동안 매우 높은 추력을 생성하거나, 장시간 동안 낮은 추력을 유지하도록 모양을 만들 수 있다. 로켓의 무게와 기체 및 핀의 최대 속도 임계값에 따라 적절한 모터를 선택하여 성능과 성공적인 회수 가능성을 극대화할 수 있다.
Aerotech, Cesaroni, Rouse-Tech, Loki 등은 고객이 하드웨어 및 재장전 선택에 있어 큰 유연성을 가질 수 있도록 공통적인 재장전 크기 세트를 표준화했으며, 독특한 디자인을 만들고 가끔 판매하는 열렬한 맞춤형 엔진 제작 그룹도 계속 존재한다.
모형 로켓 주의 사항 및 안전
모형 로켓은 안전하고 널리 퍼진 취미이다. G. 해리 스타인과 버논 에스테스 같은 인물들은 NAR 모형 로켓 안전 수칙을 개발하고 발표하며, 안전하고 전문적으로 설계 및 제조된 모형 로켓 모터를 상업적으로 생산하여 이를 보장했다. 안전 수칙은 지침 목록이며 국립 로켓 협회 회원에게만 의무적이다.
1950년대와 1960년대에 이 취미가 발전한 주된 동기는 젊은이들이 위험한 모터 장치를 만들거나 폭발물 추진제를 직접 다루지 않고도 날아가는 로켓 모형을 만들 수 있도록 하기 위함이었다.
NAR과 TRA는 고성능 로켓 모터에 가장 일반적으로 사용되는 추진제인 과염소산 암모늄 복합 추진제(APCP)의 폭발물 분류에 대해 미국 주류·담배·화기 및 폭발물 단속국(BATFE)을 성공적으로 고소했다. 2009년 3월 13일 워싱턴 DC 지방법원 레지 월튼 판사의 결정으로 APCP는 규제 폭발물 목록에서 제외되어 사실상 BATFE의 취미 로켓 규제가 철폐되었다.
모형 로켓 모형 로켓 모터
대부분의 소형 모형 로켓 모터는 종이 몸체와 경량 성형 점토 노즐을 가진 일회용 엔진으로, 충격량 등급은 부분 A에서 G까지 다양하다. 모형 로켓은 일반적으로 상업적으로 제조된 흑색화약 모터를 사용한다. 이 모터는 National Association of Rocketry, Tripoli Rocketry Association(TRA) 또는 Canadian Association of Rocketry(CAR)에 의해 테스트 및 인증된다. 흑색화약 모터는 1/8A에서 F까지의 충격량 범위를 가진다.
모형 로켓 모형 로켓 모터
물리적으로 가장 큰 흑색화약 모형 로켓 모터는 일반적으로 F-클래스인데, 이는 흑색화약이 매우 취성적이기 때문이다. 만약 대형 흑색화약 모터가 권장 최대 이륙 중량을 초과하는 로켓의 상단단 모터로 사용되거나, 떨어뜨리거나, 여러 번의 가열/냉각 주기(예: 고열에 노출된 밀폐된 차량이나 온도 제어가 일관되지 않은 보관 구역)에 노출되면, 추진제 장약에 미세한 균열이 생길 수 있다. 이러한 균열은 추진제의 표면적을 증가시켜, 모터가 점화될 때 추진제가 훨씬 더 빠르게 연소되고 엔진 내부에서 정상보다 더 큰 내부 챔버 압력을 생성하게 된다. 이 압력은 종이 케이스의 강도를 초과하여 모터가 파열될 수 있다. 파열되는 모터는 단순한 모터 튜브나 동체 튜브의 파열에서부터 회수 시스템의 격렬한 사출(및 때로는 점화)에 이르는 손상을 모형 로켓에 입힐 수 있다.
모형 로켓 모형 로켓 모터
그러므로, D에서 F보다 높은 출력 등급의 로켓 모터는 관례적으로 과염소산 암모늄, 알루미늄 분말, 고무 같은 바인더 물질로 만들어진 복합 추진제를 단단한 플라스틱 케이스에 담아 사용한다. 이러한 유형의 추진제는 우주왕복선의 고체 로켓 부스터에 사용되는 것과 유사하며 흑색 화약만큼 부서지기 쉽지 않아 모터의 신뢰성과 추진제 내 균열에 대한 저항력을 높인다. 이 모터들은 충격량 A에서 O 크기까지 다양하다. 복합 모터는 흑색 화약 모터보다 단위 중량당 더 많은 충격량(비추력)을 생성한다.
재장전 가능한 복합 추진제 모터도 사용할 수 있다. 이들은 상업적으로 생산되는 모터로, 사용자가 추진제 알갱이, O링 및 와셔(확장 가스를 담기 위함), 지연 알갱이 및 사출 화약을 나사식 또는 스냅인 방식의 끝단(클로저)이 있는 특수 비파괴 알루미늄 모터 케이싱에 조립해야 한다. 재장전 가능한 모터의 장점은 비용이다. 첫째, 주요 케이싱이 재사용 가능하기 때문에 재장전 비용이 동일한 충격량의 일회용 모터보다 훨씬 저렴하다. 둘째, 대형 복합 엔진의 조립은 노동 집약적이며 자동화하기 어렵다. 이 작업을 소비자에게 맡김으로써 비용 절감이 가능하다. 재장전 가능한 모터는 D부터 O 클래스까지 사용할 수 있다.
모터는 짧은 길이의 발화제 코팅된 니크롬, 구리 또는 알루미늄 브리지와이어로 구성된 전기 점화기로 전기적으로 점화되며, 이 와이어는 노즐에 밀어 넣고 내열 패딩, 고무 밴드, 플라스틱 마개 또는 마스킹 테이프로 고정된다. 추진제 위에는 로켓이 속도를 늦추고 곡선을 그리며 이동할 때 연기를 생성하지만 본질적으로 추력은 없는 추적 지연 화약이 있다. 지연 화약이 모두 연소되면 사출 화약에 불이 붙어 회수 시스템을 전개하는 데 사용된다.
모형 로켓 모터는 대부분 어떤 종류의 추력편향도 제공하지 않고, 대신 기저부의 핀에 의존하여 차량의 공기역학적 안정성을 유지한다. 그러나 일부 로켓은 노즐 대신 모터 자체를 짐벌링하여 추력 편향 제어(TVC)를 한다. 이는 많은 모형 로켓 제작자들이 만든 일부 로켓에서 이루어지는데, 그 중 가장 유명한 것은 BPS.space이다.
모형 로켓 성능
모형 모터의 충격량(추력-시간 곡선 아래 면적)은 그 등급을 결정하는 데 사용된다. 모터는 1/4A부터 O 등급 이상으로 나뉜다. 흑색화약 로켓 모터는 일반적으로 F 등급까지만 제조된다. 각 등급의 상한선은 이전 등급의 상한선의 두 배이다.
모형 로켓은 G 등급 이하의 모터만 사용한다. 더 큰 충격량의 모터를 사용하는 로켓은 고출력 로켓으로 간주된다.
에스테스(Estes) 로켓 모터 테스트 결과가 다음 로켓 모터 성능 예시에 사용되었다.
모형 로켓 성능
소형 흑색화약 로켓 모터(직경 13mm)의 경우, 최대 추력은 5에서 12N 사이이고, 총 충격량은 0.5에서 2.2Ns 사이이며, 연소 시간은 0.25에서 1초 사이이다. 에스테스의 '일반 크기' 로켓 모터(직경 18mm)에는 A, B, C의 세 가지 등급이 있다. A 등급 18mm 모터는 최대 추력이 9.5에서 9.75N 사이이고, 총 충격량은 2.1에서 2.3Ns 사이이며, 연소 시간은 0.5에서 0.75초 사이이다. B 등급 18mm 모터는 최대 추력이 12.15에서 12.75N 사이이고, 총 충격량은 4.2에서 4.35Ns 사이이며, 연소 시간은 0.85에서 1초 사이이다. C 등급 18mm 모터는 최대 추력이 14에서 14.15N 사이이고, 총 충격량은 8.8에서 9Ns 사이이며, 연소 시간은 1.85에서 2초 사이이다.
에스테스 대형(직경 24mm) 로켓 모터에도 C, D, E 세 가지 등급이 있다. C 등급 24mm 모터는 최대 추력이 21.6에서 21.75N 사이이고, 총 충격량은 8.8에서 9Ns 사이이며, 연소 시간은 0.8에서 0.85초 사이이다. D 등급 24mm 모터는 최대 추력이 29.7에서 29.8N 사이이고, 총 충격량은 16.7에서 16.85Ns 사이이며, 연소 시간은 1.6에서 1.7초 사이이다. E 등급 24mm 모터는 최대 추력이 19.4에서 19.5N 사이이고, 총 충격량은 28.45에서 28.6Ns 사이이며, 연소 시간은 3에서 3.1초 사이이다. 에스테스는 또한 29mm 흑색화약 E 및 F 모터 라인을 출시했다. 29mm E는 2.1초 연소 동안 33.4 뉴턴-초의 총 충격량을 생성하며, F는 3.45초 연소 동안 49.6 뉴턴-초를 생성한다.
몇몇 독립적인 출처에서 에스테스 모형 로켓 엔진이 공개된 추력 사양을 충족하지 못하는 경우가 많다는 측정값을 발표했다.
모형 로켓 모터 명칭
Estes Industries, 센추리 엔지니어링(Centuri Engineering), Quest Aerospace와 같은 회사에서 생산하는 모형 로켓 모터에는 A10-3T 또는 B6-4와 같은 코드가 새겨져 있으며, 이는 모터에 대한 여러 정보를 나타낸다.
모형 로켓 모터 명칭
퀘스트 마이크로 맥스(Quest Micro Maxx) 엔진은 직경 6mm로 가장 작다. 아포지 컴포넌트(Apogee Components)는 10.5mm 마이크로 모터를 만들었지만, 2001년에 단종되었다. 에스테스는 1/4A부터 A 클래스까지 직경 13mm, 길이 45mm의 "T"(작은) 크기 모터를 제조하는 반면, 표준 A, B, C 모터는 직경 18mm, 길이 70mm이다. C, D, E 클래스 흑색화약 모터도 사용할 수 있다. 이들은 직경 24mm이며 길이가 70mm(C 및 D 모터) 또는 95mm(E 모터)이다. 에스테스는 또한 직경 29mm, 길이 114mm의 E 및 F 클래스 흑색화약 모터 라인을 생산한다. F 및 G 일회용 모터와 같은 더 큰 복합 추진제 모터도 직경 29mm이다. 고성능 모터(일반적으로 재장전 가능)는 직경 29mm, 38mm, 54mm, 75mm, 98mm로 사용할 수 있다.
모형 로켓 모터 명칭
코드의 시작에 있는 글자는 모터의 총 충격량 범위(일반적으로 뉴턴-초 단위로 측정)를 나타낸다. 알파벳 순서대로 각 글자는 이전 글자의 충격량보다 최대 두 배를 가진다. 이는 주어진 "C" 모터가 주어진 "B" 모터의 총 충격량의 두 배를 가진다는 의미가 아니라, "C" 모터가 5.01-10.0 N-s 범위에 있는 반면 "B" 모터는 2.51-5.0 N-s 범위에 있다는 것을 의미한다. "¼A" 및 "½A" 지정도 사용된다. 글자 코드에 대한 더 자세한 논의는 모형 로켓 모터 분류를 참조하라.
예를 들어, Estes-Cox Corporation의 B6-4 모터는 총 충격량 등급이 5.0 N-s이다. Quest Aerospace의 C6-3 모터는 총 충격량이 8.5 N-s이다.