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제안 방법
- HDPE/N2O를 적용한 소형 하이브리드 추진 발사체의 개발을 위해 내탄도 및 외탄도 해석을 통해 설계하였고, 제작된 모터는 Vertical Test Bed를 사용하여 지상 추력실험을 수행하였다. 내탄도 해석을 통하여 연료 그레인, 노즐, 인젝터 등의 엔진부를 설계하였고, 외탄도 해석을 통해 노즈콘, 핀, 로켓 동체 등의 로켓 외형을 설계 하였다.
- HDPE/N2O를 적용한 소형 하이브리드 추진 발사체의 개발을 위해 내탄도 및 외탄도 해석을 통해 설계하였고, 제작된 모터는 Vertical Test Bed를 사용하여 지상 추력실험을 수행하였다. 내탄도 해석을 통하여 연료 그레인, 노즐, 인젝터 등의 엔진부를 설계하였고, 외탄도 해석을 통해 노즈콘, 핀, 로켓 동체 등의 로켓 외형을 설계 하였다. 본 연구에서 개발한 하이브리드 발사체의 설계 조건은 Table.
- 지상추력시험 결과 평균추력은 약 45 kgf로 1차 실험에 비해 증가하였지만 설계추력에는 여전히 미치지 못한 결과가 나타났다. 따라서 본 연구진은 설계 목표고도를 맞추기 위한 방안으로, 연소시간을 약 4 sec로 늘려 총 추력량(Total Impulse)을 증가 시켰다.
- P 간의 거리를 2 caliber로 하기 위하여 핀을 재설계하였다. 또한 발사대를 재설계하여 구조적 강도를 증가시켰다.
- 본 연구를 통해 총 2회의 소형 하이브리드 로켓의 시험발사를 수행하였고, 하이브리드 로켓발사의 기초 기술을 확보할 수 있었다. 또한 외탄도 해석을 통해 발사된 로켓의 비행궤도를 분석하였고, 직접 제작한 데이터 획득 장치로 로켓의 고도측정을 성공적으로 수행하였다. 본 연구진이 제작한 데이터 획득장치로 수집한 비행궤도와‘ROCKSIM'을 이용한 외탄도 해석 결과가 큰 차이가 없음을 확인하였다.
- 1에서의 기법을 참고 하였다. 로켓의 동체는 산화제 탱크와 엔진부가 위치하는 1단 동체와 사출장치와 Pay load가 위치하는 2단 동체로 나누어 설계하였다. 설계된 로켓의 구성도는 Fig.
- 본 발사체의 제원을 적용하여 해석하였고, 발사각 80°에 4 sec 연소를 설정하였다.
- 본 연구에서는 소형 관측위성(CANSAT)을 목표고도에 올릴 소형 하이브리드 발사체를 제작 및 시험 발사하여 하이브리드 발사체의 비행궤도를 직접 제작한 데이터 획득장치를 이용하여 수집하고, 로켓의 비행궤도를 외탄도 해석한 결과와 비교·분석하였다.
- 1차 실험의 문제점을 보완하고 하이브리드 로켓의 고도 측정 데이터를 획득하기 위하여 2차 실험을 수행하였다. 우선 로켓의 무게를 약 2kg 줄였고, C.G-C.P 간의 거리를 2 caliber로 하기 위하여 핀을 재설계하였다. 또한 발사대를 재설계하여 구조적 강도를 증가시켰다.
- 하이브리드 발사체의 시험발사는 총 2회 수행하였고 [1], 제작된 비행 안정성 및 비행 고도 분석을 하기 위하여 ‘ROCKSIM' [2] 소프트웨어를 이용하였다.
대상 데이터
- 1차 소형 하이브리드 로켓 발사는 2010년 9월 4일 시화방조제에서 실시하였다. 발사 당일의 기온은 약 28 ℃, 상대습도는 약 70 % 였다.
- 계측 탑재물은 시간에 따른 로켓의 고도 및 가속도를 측정하기 위한 것으로, Data 수집 장치는 Atmel의 atmega 128 프로세서를 기반으로 한 Freescale의 가속도 센서 MMA7260Q와 Motorola의 압력 고도 센서인 MPXH6115를 사용하였다. 통신을 위해 2.
- 1과 같다. 본 연구에서는 총 2기의 하이브리드 로켓을 제작 및 시험발사하였고, 이에 대한 각 로켓의 제원은 Table. 2와 같다.
- 소형 하이브리드 로켓발사는 2010년 11월 20일에 1차 발사와 동일한 장소에서 실시하였다. 발사 당일의 기온은 약 10.
이론/모형
- 4 Ghz 송수신기를 사용하였으며,10 hz의 Data를 송신하도록 설계되었다. 압력 고도는 미국 표준대기표의 1 km 까지의 측정값을 100 m 씩 Piecewise-Linear로 보간법을 이용하여 나타내었다. 압력 고도 센서는 -40~125 ℃에서 온도 보상을 하며 정확도는 ±1.
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