PE/$LN_2O$를 적용한 소형 하이브리드 추진 시스템을 설계, 제작 및 발사하여 하이브리드 로켓 발사체 개발에 대한 기반 기술을 확보하였다. 외부 액추에이터를 적용한 밸브 시스템을 하이브리드 엔진에 적용하였고, 밸브 개폐 시스템이 문제없이 작동함을 확인했다. 연료 그레인을 설계하기 위해 내탄도 설계를 수행했고, 로켓의 비행궤도를 예측하기 위한 외탄도 해석을 수행하여 로켓을 설계 제작 하였고, 발사 실험을 통해 하이브리드 로켓 설계의 타당성을 확인 하였다. 제작된 하이브리드 로켓은 무게 9 kg, 외경 110 mm, 전장 1.7 m로 성공적으로 발사하였으나, 추력 비행구간 중에 사출이 되어 최적 비행을 하지 못했다. 또한 설계치에 못 미치는 낮은 추력특성 등의 문제점을 확인하였고, 추후 하이브리드 발사체 개발에 대한 개선사항을 제시하였다.
PE/$LN_2O$를 적용한 소형 하이브리드 추진 시스템을 설계, 제작 및 발사하여 하이브리드 로켓 발사체 개발에 대한 기반 기술을 확보하였다. 외부 액추에이터를 적용한 밸브 시스템을 하이브리드 엔진에 적용하였고, 밸브 개폐 시스템이 문제없이 작동함을 확인했다. 연료 그레인을 설계하기 위해 내탄도 설계를 수행했고, 로켓의 비행궤도를 예측하기 위한 외탄도 해석을 수행하여 로켓을 설계 제작 하였고, 발사 실험을 통해 하이브리드 로켓 설계의 타당성을 확인 하였다. 제작된 하이브리드 로켓은 무게 9 kg, 외경 110 mm, 전장 1.7 m로 성공적으로 발사하였으나, 추력 비행구간 중에 사출이 되어 최적 비행을 하지 못했다. 또한 설계치에 못 미치는 낮은 추력특성 등의 문제점을 확인하였고, 추후 하이브리드 발사체 개발에 대한 개선사항을 제시하였다.
The small size of hybrid rocket using PE-$LN_2O$ was designed, constructed and launched for a development basic technology of Hybrid rocket vehicle. The hybrid engine ignition system was designed with valve system using external actuator and confirmed working without any fault. To design ...
The small size of hybrid rocket using PE-$LN_2O$ was designed, constructed and launched for a development basic technology of Hybrid rocket vehicle. The hybrid engine ignition system was designed with valve system using external actuator and confirmed working without any fault. To design fuel grain an internal ballistics design was carried out, and to estimate rockets flight path an external ballistics analysis was carried out. So the rocket was designed and constructed, and the launch test proves that hybrid rocket's design was suitable. The hybrid rocket(weight : 9kg, diameter : 110 mm, height : 1.7 m) was launched successfully. But parachute was deployed on mid-flight and the mission could not finish its purposed flight. Some of problems were found in this activity but next launch vehicle will be improved.
The small size of hybrid rocket using PE-$LN_2O$ was designed, constructed and launched for a development basic technology of Hybrid rocket vehicle. The hybrid engine ignition system was designed with valve system using external actuator and confirmed working without any fault. To design fuel grain an internal ballistics design was carried out, and to estimate rockets flight path an external ballistics analysis was carried out. So the rocket was designed and constructed, and the launch test proves that hybrid rocket's design was suitable. The hybrid rocket(weight : 9kg, diameter : 110 mm, height : 1.7 m) was launched successfully. But parachute was deployed on mid-flight and the mission could not finish its purposed flight. Some of problems were found in this activity but next launch vehicle will be improved.
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문제 정의
지상 연소실험 결과 인젝터 설계 수치적 오류 및 LN2O의 불완전 기화로 인해 설계 추력 대 실험 추력이 낮게 나타났고, 최종 발사 실험에서는 계측 탑재물의 데이터를 신뢰할 수 없어 외탄도 해석의 적합성을 확인하기는 어려웠지만, 본 연구를 통해 외부 액추에이터를 적용한 하이브리드 로켓 발사 시스템의 적용 가능성을 확인 할 수 있었다. 본 연구는 하이브리드 발사체 개발에 대한 문제점을 파악하고 연구 방향을 설정하는 선행연구로, 본 연구에서 나타난 문제점을 보완하여 지속적으로 하이브리드 발사체 개발을 진행해 나아갈 수 있도록 하겠다.
본 연구를 통해 PE/LN2O를 사용한 소형 하이브리드 로켓 및 발사 시스템을 개발하였고, 발사실험을 통해 하이브리드 로켓 발사체 개발에 대한 기반 기술을 확보하였다. 지상 연소실험 결과 인젝터 설계 수치적 오류 및 LN2O의 불완전 기화로 인해 설계 추력 대 실험 추력이 낮게 나타났고, 최종 발사 실험에서는 계측 탑재물의 데이터를 신뢰할 수 없어 외탄도 해석의 적합성을 확인하기는 어려웠지만, 본 연구를 통해 외부 액추에이터를 적용한 하이브리드 로켓 발사 시스템의 적용 가능성을 확인 할 수 있었다.
본 연구에서는 PE/LN2O를 적용한 소형 하이브리드 추진 발사체의 개발을 목적으로 내탄도 및 외탄도 해석을 통하여 연료 그레인 및 로켓 외형을 설계하였고, 제작된 모터는 Vertical Test Bed를 사용하여 지상 추력실험을 수행하였다. 또한 로켓 회수 장치, 발사대, 및 점화 장치 등 로켓 발사에 필요한 장치를 직접 제작 및 시험하였으며, 로켓 발사를 수행함으로써 개발된 발사체의 성능을 확인하였고, 이를 통해 하이브리드 발사체 개발에 대한 기초 기술을 확보하였다.
본 연구의 목표는 소형 하이브리드 로켓을 개발 및 발사하여 하이브리드 추진시스템의 발사체 적용 시 고려해야 할 사항을 고찰하는 것이다. 하이브리드 로켓은 액체·고체 로켓과 달리 산화제 유속에 따른 후퇴율의 변화가 추력과 밀접한 관련이 있기 때문에, 이를 고려한 설계가 요구된다.
제안 방법
CEA 코드를 이용하여 PE/LN2O 추진제의 최적 O/F 비가 8임을 확인했고, 이를 통해 구한 산화제 및 연료의 유량으로 연료 그레인, 노즐, 인젝터 등을 설계하였다. 연료 그레인 설계에서 필요한 산화제 유속에 대한 후퇴율 관계식은 본 연구실에서 확보하고 있는 실험식을 적용하였고, 최종적으로 5 port, 포트직경 10 mm, 연료길이 175 mm의 연료 그레인을 설계·제작 하였다.
로켓의 동체 외경은 110 mm로 3 mm 두께의 지관을 사용하였고, 사출장치와 낙하산이 들어가는 1단 동체와 산화제 탱크와 연소실이 들어가는 2단 동체로 구분하였다. 노즈콘은 ogive 형상으로 설계하였고, 노즈콘의 내부에는 고도 및 가속도를 측정할 수 있는 데이터 수집 장치를 삽입하였다. 핀은 안정성을 고려하여 4 pin, swept 형상으로 설계하였다.
O를 적용한 소형 하이브리드 추진 발사체의 개발을 목적으로 내탄도 및 외탄도 해석을 통하여 연료 그레인 및 로켓 외형을 설계하였고, 제작된 모터는 Vertical Test Bed를 사용하여 지상 추력실험을 수행하였다. 또한 로켓 회수 장치, 발사대, 및 점화 장치 등 로켓 발사에 필요한 장치를 직접 제작 및 시험하였으며, 로켓 발사를 수행함으로써 개발된 발사체의 성능을 확인하였고, 이를 통해 하이브리드 발사체 개발에 대한 기초 기술을 확보하였다. 본 연구의 발사체 개발 과정은 Fig.
하이브리드 로켓은 액체·고체 로켓과 달리 산화제 유속에 따른 후퇴율의 변화가 추력과 밀접한 관련이 있기 때문에, 이를 고려한 설계가 요구된다. 또한 본 연구에서는 소형 하이브리드 발사체에 적합한 산화제 유량 컨트롤 밸브 시스템, 점화 장치, 지상 연소실험 장치, 발사대 및 각종 로켓 발사 관련 부품을 직접 제작하였다.
하이브리드 로켓의 외탄도 해석은 ‘Spacecad’ 프로그램을 이용하였다. 로켓은 비행 안정성을 위해 압력중심이 항상 무게중심보다 뒤에 있어야 하므로 모터, 산화제 탱크, 낙하산 및 탑재물 등 로켓 구조물의 중량과 위치를 고려하여 무게중심을 계산하였고, 노즈콘, 동체, 핀 등의 로켓 외부 형상으로 압력중심을 구하였다. 해석결과 연소 전 무게중심은 하단을 기준으로 60 cm, 압력중심은 33 cm로 안정성 계수 3이였고, 연소 후 안정성 계수는 3.
연료 그레인 설계에서 필요한 산화제 유속에 대한 후퇴율 관계식은 본 연구실에서 확보하고 있는 실험식을 적용하였고, 최종적으로 5 port, 포트직경 10 mm, 연료길이 175 mm의 연료 그레인을 설계·제작 하였다.
[1] 노즐은 제작의 편의성을 고려하여 카본 재료를 사용하였고, conical 노즐 형상으로 수축각 45°, 확산각 15°로 제작하였다. 인젝터는 마찰 손실을 줄이기 위해 divergent 형상을 갖도록 하였고, 포트 개수 3, 직경 1.5 mm로 설계 및 제작하였다.
대상 데이터
[1] 노즐은 제작의 편의성을 고려하여 카본 재료를 사용하였고, conical 노즐 형상으로 수축각 45°, 확산각 15°로 제작하였다.
로켓의 동체 외경은 110 mm로 3 mm 두께의 지관을 사용하였고, 사출장치와 낙하산이 들어가는 1단 동체와 산화제 탱크와 연소실이 들어가는 2단 동체로 구분하였다. 노즈콘은 ogive 형상으로 설계하였고, 노즈콘의 내부에는 고도 및 가속도를 측정할 수 있는 데이터 수집 장치를 삽입하였다.
최종발사는 2009년 9월 19일 우금도 간척지에서 실시하였다. 하이브리드 로켓의 전장 및 외경은 설계와 같게 제작되었으나, 사출장치 전원 및 낙하산 결합 부분 등의 부품이 추가적으로 포함되었고 산화제 충전 시 고온에서의 산화제 충전 탱크 가압으로 인해 산화제 주입량이 기존보다 증가하여 주입되어 로켓의 총 무게는 9 kg로 증가하였다.
탑재물은 고도 측정을 위한 압력센서와 속도 측정을 위한 가속도 센서를 장착한 ATMEGA 128 모듈(R-DAS)로 로켓의 노즈콘 내부에 탑재하였다.
하이브리드 로켓 엔진은 산화제 탱크, 볼 밸브, 인젝터, 고체연료, 노즐 등으로 구성되어있고, 엔진 금속부품은 발사체 적용을 위해 가볍고 가공이 쉬운 알루미늄을 사용하였다. 산화제 공급배관을 개폐하는 볼 밸브는 로켓 외부의 액추에이터와 연결되어 있고, 전기적 신호로 작동할 수 있도록 하였다.
성능/효과
9), 두 번째는 Isp 효율이 낮게 나타났기 때문이다.(Test 1 : 46%, Test 2 : 41%) 첫 번째 요인은 초기 인젝터 설계에 있어 수치적인 오류가 있었던 것으로 확인 됐으며, 두 번째 요인은 LN2O의 불완전한 기화로 인해 전반적으로 연소효율이 낮은 것으로 판단된다.
실험 결과 추력은 각각 설계추력의 48%(Test 1), 43%(Test 2)로 낮았다. 원인은 크게 두가지 요인을 들 수 있는데, 첫 번째는 설계 O/F Ratio보다 실험 O/F Ratio가 낮았고(Test 1 : 5.
O를 사용한 소형 하이브리드 로켓 및 발사 시스템을 개발하였고, 발사실험을 통해 하이브리드 로켓 발사체 개발에 대한 기반 기술을 확보하였다. 지상 연소실험 결과 인젝터 설계 수치적 오류 및 LN2O의 불완전 기화로 인해 설계 추력 대 실험 추력이 낮게 나타났고, 최종 발사 실험에서는 계측 탑재물의 데이터를 신뢰할 수 없어 외탄도 해석의 적합성을 확인하기는 어려웠지만, 본 연구를 통해 외부 액추에이터를 적용한 하이브리드 로켓 발사 시스템의 적용 가능성을 확인 할 수 있었다. 본 연구는 하이브리드 발사체 개발에 대한 문제점을 파악하고 연구 방향을 설정하는 선행연구로, 본 연구에서 나타난 문제점을 보완하여 지속적으로 하이브리드 발사체 개발을 진행해 나아갈 수 있도록 하겠다.
03으로 비행 중 안정성을 확인하였다. 평균 추력 490 N, 총 중량 7.5 kg, 연소시간 2.5 sec, 항력계수 0.5를 적용하여 외탄도 해석 결과 총 비행시간 28 sec, 최대고도 780 m의 결과를 보였다.
최종발사는 2009년 9월 19일 우금도 간척지에서 실시하였다. 하이브리드 로켓의 전장 및 외경은 설계와 같게 제작되었으나, 사출장치 전원 및 낙하산 결합 부분 등의 부품이 추가적으로 포함되었고 산화제 충전 시 고온에서의 산화제 충전 탱크 가압으로 인해 산화제 주입량이 기존보다 증가하여 주입되어 로켓의 총 무게는 9 kg로 증가하였다. 완성된 하이브리드 로켓의 제원은 Table 2와 같다.
로켓은 비행 안정성을 위해 압력중심이 항상 무게중심보다 뒤에 있어야 하므로 모터, 산화제 탱크, 낙하산 및 탑재물 등 로켓 구조물의 중량과 위치를 고려하여 무게중심을 계산하였고, 노즈콘, 동체, 핀 등의 로켓 외부 형상으로 압력중심을 구하였다. 해석결과 연소 전 무게중심은 하단을 기준으로 60 cm, 압력중심은 33 cm로 안정성 계수 3이였고, 연소 후 안정성 계수는 3.03으로 비행 중 안정성을 확인하였다. 평균 추력 490 N, 총 중량 7.
후속연구
본 연구실은 지속적으로 소형 하이브리드 로켓을 개발하려는 계획이 있으며, 추후에는 본 연구에서 나타난 문제점을 보완해 나갈 것이다.
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