산화제 탱크와 연소실이 결합된 기존의 구조에서 산화제 탱크가 연소실에서 분리 가능한 구조의 하이브리드 모터를 개발하였다. 초기 개발된 모터는 설계 추력의 30% 정도에 불과한 성능을 보였으며, 이는 산화제 유량이 원활히 공급되지 못했기 때문인 것으로 판단되었다. 이러한 판단 하에, 경험적으로 인젝터 오리피스 면적을 증가시켜가며, 산화제 유량이 설계 유량에 근접하도록 개선하였다. 개선된 모터는 설계치의 약 60% 정도인 18kgf까지 성능이 향상되었으며, 이로부터 개발된 모터가 사운딩 로켓 모터의 임무 수행에 적절한 추력 대 중량비의 범위 내에 있음을 확인하였다.
산화제 탱크와 연소실이 결합된 기존의 구조에서 산화제 탱크가 연소실에서 분리 가능한 구조의 하이브리드 모터를 개발하였다. 초기 개발된 모터는 설계 추력의 30% 정도에 불과한 성능을 보였으며, 이는 산화제 유량이 원활히 공급되지 못했기 때문인 것으로 판단되었다. 이러한 판단 하에, 경험적으로 인젝터 오리피스 면적을 증가시켜가며, 산화제 유량이 설계 유량에 근접하도록 개선하였다. 개선된 모터는 설계치의 약 60% 정도인 18kgf까지 성능이 향상되었으며, 이로부터 개발된 모터가 사운딩 로켓 모터의 임무 수행에 적절한 추력 대 중량비의 범위 내에 있음을 확인하였다.
In this study, a hybrid rocket motor with separable and detachable oxidizer tank from combustion chamber is developed. Initially, the measured thrust of the motor showed about 30% of the design thrust since the oxidizer supply was not enough. In order to solve this problem, application is made to ex...
In this study, a hybrid rocket motor with separable and detachable oxidizer tank from combustion chamber is developed. Initially, the measured thrust of the motor showed about 30% of the design thrust since the oxidizer supply was not enough. In order to solve this problem, application is made to expand the orifice diameter of oxidizer injector empirically, so that the mass flow rate of oxidizer was improved. The improved performance was about 60% of design thrust, 18kgf, and thrust-to-weight ratio was reasonable, compared with other sounding rockets.
In this study, a hybrid rocket motor with separable and detachable oxidizer tank from combustion chamber is developed. Initially, the measured thrust of the motor showed about 30% of the design thrust since the oxidizer supply was not enough. In order to solve this problem, application is made to expand the orifice diameter of oxidizer injector empirically, so that the mass flow rate of oxidizer was improved. The improved performance was about 60% of design thrust, 18kgf, and thrust-to-weight ratio was reasonable, compared with other sounding rockets.
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문제 정의
이러한 방식은 구조가 단순하지만, 발사 직전 산화제를 충전해야 하므로 발사 시 산화제 탱크를 함께 운반해야 하는 번거로움을 갖고 있었다. 따라서 본 연구회에서는 산화제 탱크와 연소실이 분리된 모터 구조를 채택하여, 산화제 탱크가 분리된 상태에서 미리 산화제 주입이 가능토록 하였다. 모터 구조를 결정한 후, 요구 성능을 달성할 수 있는 로켓 모터를 제작하기 위해 기초 설계 및 해석에 대한 연구를 기존에 수행하였으몌2], 이를 바탕으로 분리형 하이브리드 모터를 개발하였다.
요구 성능 수행을 위해 필요한 산화제 공급이 원활히 되지 못하여 예상 추력보다 적은추력이 발생되었다. 따라서 산화제 공급량을 향상시키기 위해 오리피스 면적을 확대하여 모터성능을 개선하였다. 개선된 모터는 설계치의 약 60%정도인 18kgf의 추력을 가지며, 소형 로켓의 모터로 사용하기에 적합한 추력 대 중량 비를가짐을 확인하였다.
본 연구에서는 사운딩 로켓 개발을 위한 예비단계로써 소형 하이브리드 모터를 설계, 개발하였다. 요구 성능 수행을 위해 필요한 산화제 공급이 원활히 되지 못하여 예상 추력보다 적은추력이 발생되었다.
제안 방법
노즐 형상 설계에 필요한 추진제의 열역학적물성치(비열비 k) 및 성능 변수(특성배기속도 C*, 추력계수 Cf)를 계산하기 위해 Table 1의조건에서 PEP를 이용하여 화학평형 해석을 수행하였다[3). 요구추력(F), 연소실 압력(R)및 추력계수(CQ를 통해 노즐 목 면적(A, )을 계산할 수있다(식 (1)).
따라서 본 연구회에서는 산화제 탱크와 연소실이 분리된 모터 구조를 채택하여, 산화제 탱크가 분리된 상태에서 미리 산화제 주입이 가능토록 하였다. 모터 구조를 결정한 후, 요구 성능을 달성할 수 있는 로켓 모터를 제작하기 위해 기초 설계 및 해석에 대한 연구를 기존에 수행하였으몌2], 이를 바탕으로 분리형 하이브리드 모터를 개발하였다.
앞선 설계 과정을 통해 도출된 치수를 바탕으로 부품을 가공하여 지상 연소 시험을 수행하였다. 초기 2 회의 실험에서 평균 추력은 설계치의 30% 정도에 불과한 것으로 확인되었다(Table 3, No.
연구회 내 사운딩 로켓 개발 프로젝트를 위한 예비단계로서 임무고도를 300 m, 발사체 중량 4kgf로 비행임무를 설정하였으며, 모터의 요구조건을 Table 1과 같이 요약하였다.
대상 데이터
본 연구회에서 개발한 하이브리드 모터는 산화제탱크, 인젝터 Assembly, 모터케이스, 고체연료 및 노즐로 Fig. 1과 같이 구성되어 있다. 인젝터 Assembly는 크게 핀 밸브, 인젝터, 흑색화약, 무두나사로 구성된다.
시중에서 비교적 용이하게 구할 수 있는 Polyethylene(PE) 를 고체연료로, 상온에서 액체 상태로 저장이 가능한 를 산화제로 선정하였다.
성능/효과
3, 4)에서 추력은 설계치의 약 60% 정도로써, 1, 2번 실험에 비해 2배까지 향상된 성능을보였다. Fig. 5의 추력 곡선이 하강함을 고려할 때, 오리피스 면적 증가를 통해 평균 산화제 유량은 10% 증가하였으나, 점화 초기 산화제 유량은 보다 크게 증가하였음을 예상할 수 있었다.
따라서 산화제 공급량을 향상시키기 위해 오리피스 면적을 확대하여 모터성능을 개선하였다. 개선된 모터는 설계치의 약 60%정도인 18kgf의 추력을 가지며, 소형 로켓의 모터로 사용하기에 적합한 추력 대 중량 비를가짐을 확인하였다.
본 연구를 통해 개발된 모터 성능은 18kgf로, 설계치의 약 60% 정도에 미치는 성능을 보였다. 본 연구회에서 사용하는 발사체의 총 중량이 4kgf임을 감안할 때, 추력 대 중량 비(F/W)는약 4.
본 연구회에서 기존에 개발한 하이브리드 모터는 단일 파이프 내 케이스와 산화제 탱크가 함께 결합되어 있는 방식이었다[1]. 이러한 방식은 구조가 단순하지만, 발사 직전 산화제를 충전해야 하므로 발사 시 산화제 탱크를 함께 운반해야 하는 번거로움을 갖고 있었다.
증가시켰다. 증가된 오리피스로부터 수행된 시험(Table 3, No. 3, 4)에서 추력은 설계치의 약 60% 정도로써, 1, 2번 실험에 비해 2배까지 향상된 성능을보였다. Fig.
후속연구
추후 이러한 단점을 극복하기 위해 일정 산화제 유량을 연소실로 공급하는 시스템을 갖추거나, 인젝터를 통과하는 유동 특성에 대한 연구가 진행되어야 할 것으로 판단된다.
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