초록 ▼

연구의 목적 및 내용
우주기술은 기술집약적이며 국력 상징성이 큰 고부가가치 기술로서 다양한 크기와 임무를 갖는 위성의 수요가 증가할수록 이에 적합한 다양한 발사체기술이 필수적으로 뒷받침되어야 한다. 이러한 관점에서 하이브리드 로켓추진기관의 연소기술은 기존의 상용화된 HTPB 및 폴리머 계열의 제품(PE, PMMA, Paraffin)을 고체연료로 사용하고 산화제는 액체(LOX, N2O)를 사용하는 특성을 가지고 있는 연소기술로서 고체, 액체 로켓추진기관의 단점을 보완하고 장점을 취할 수 있는 새로운 방식의 연소기술이며 선진국과의

연구의 목적 및 내용
우주기술은 기술집약적이며 국력 상징성이 큰 고부가가치 기술로서 다양한 크기와 임무를 갖는 위성의 수요가 증가할수록 이에 적합한 다양한 발사체기술이 필수적으로 뒷받침되어야 한다. 이러한 관점에서 하이브리드 로켓추진기관의 연소기술은 기존의 상용화된 HTPB 및 폴리머 계열의 제품(PE, PMMA, Paraffin)을 고체연료로 사용하고 산화제는 액체(LOX, N2O)를 사용하는 특성을 가지고 있는 연소기술로서 고체, 액체 로켓추진기관의 단점을 보완하고 장점을 취할 수 있는 새로운 방식의 연소기술이며 선진국과의 기술격차가 크지 않고, 기술 난이도가 비교적 높지 않아 단기간에 저비용으로 발사체를 자력 개발할 수 있는 연소기술이다.
본 연구에서는 안전하고 경제적인 하이브리드 로켓추진기관의 핵심 연소기술을 확보하고 적용 가능성을 확인하기 위해 하이브리드 사운딩로켓을 제작하여 시험 발사하는 것이다.
1단계의 목표는 탑재체 중량 1 kg, 고도 15 km에 도달 가능한 추력 1 ton 급의 하이브리드 추진체 개발이며, 2단계는 중량 1 kg, 고도 15 km에 도달하는 추력 1 ton 급 하이브리드 로켓의 최종 발사체 제작 및 비행 시험과, 추력 2 ton 급 하이브리드 로켓엔진 지상실험을 통해 하이브리드 로켓엔진의 핵심 기반 기술을 획득하여 사운딩로켓 제작을 위한 요소 기술로 활용하는 것이다. 사운딩로켓 추진체의 제작과 시험 발사를 위한 모든 과정에서 설계/해석/실험을 수행하여 검증된 설계 tool을 개발하고 시스템 엔지니어링 기술을 확보하는 것이 본 과제의 최종 목적이다.
연구결과
본 과제의 응용연구에서는 안전하고 경제적인 하이브리드 로켓추진기관의 핵심 연소기술을 확보하고 그 적용 가능성을 확인하고자 하이브리드 사운딩로켓을 설계, 제작하여 시험 발사를 수행하였다. 1단계에서는 탑재체 중량 1 kg, 고도 15 km에 도달 가능한 추력 1ton 급의 하이브리드 추진체를 개발하였으며, 2단계는 중량 2 kg, 고도 60 km에 도달하는추력 2 ton 급 하이브리드 로켓의 설계 및 지상연소시험을 수행 하였고, 그 결과 추력 5ton 급 하이브리드 엔진을 설계/실험 할 수 있는 기반 기술을 확보하였다. 그리고 고도 1km 이내의 Small-scale 하이브리드 로켓을 제작하여 발사 시험을 수행했다. 그리고 수많은 변수를 고려해 연소실험을 수행하여 하이브리드 로켓 연소특성을 정립하였다. 또한 사운딩로켓 추진체의 제작과 시험 발사를 위한 모든 과정에서 설계/해석/실험을 수행하여 검증된 설계 tool을 개발하고 시스템 엔지니어링 기술을 확보하였다.
그리고 기초연구로서 고체연료 및 산화제 종류 및 상(phase)에 따른 연소특성, 연료 그레인 형상에 따른 연소특성, 연소불안정성, 액체 산화제 분사특성, CFD 수치해석을 통한연소 유동장 해석, 하이브리드 로켓 설계 tool 개발, 연소 가시화 장치 개발, 고연소율 용융성 혼합연료의 연소특성, 고체연료 국부후퇴율 계측 및 분석, 다양한 하이브리드 연소기형태에서의 추진특성 등의 광범위한 기초연구가 수행되었으며, 이러한 기초연구를 통해서 하이브리드 연소 기반기술을 확보하였다.
연구결과의 활용계획
본 과제를 통해 획득한 하이브리드 연소기술과 사운딩로켓 제작/시험발사 기술은 관련 연구소, 산업체, 교육기관, 일반사회단체 등 다방면으로 활용될 수 있다. 관련 연구소 및 산업체는 본 연구를 통해 축적된 기초 데이터 및 훈련된 인력을 확보할 수 있다. 또한 2013년 예정의 최초 민간우주여행 비행체인 SpaceShip-Two의 추진 시스템은 안전성 •경제성의 장점으로 하이브리드 로켓 추진기술을 적용하고 있다. 앞으로 다가올 우주여행 시대에, 본 과제의 연구결과인 하이브리드 로켓 핵심 기반기술은 국내의 민간우주 여행 발사체 개발 시 활용됨과 동시에 국제경쟁력 제고로 국가우주개발계획에 일익을 담당할 수 있을 것이다. 그리고 초, 중, 고, 대학생부터 항공우주 전문 인력까지 관련 엔지니어 양성을 위한 기초 교육자료로 활용 할 수 있다. 또한 Hybrid-Ramjet 추진시스템으로의 잠재적 가능성을 갖고 있음에 초고속 비행체 개발에 일익을 담당 할 수 있다.

Abstract ▼

Purpose&contents
Among high-tech science, space technology is usually viewed as a state of the art technology representing the level of a nation' s power. The demand of satellite launch of various sizes are growing these days, and thus, a variety of launch vehicle suited for each mission will be

Purpose&contents
Among high-tech science, space technology is usually viewed as a state of the art technology representing the level of a nation' s power. The demand of satellite launch of various sizes are growing these days, and thus, a variety of launch vehicle suited for each mission will be required. From this perspective, the hybrid rocket system using commercial HTPB and polymers fuels(PE, PMMA, Paraffin), and liquid oxidizers(LOX, N2O) complements the shortcomings of solid and liquid rocket engine still taking advantages of these latter. Compared to developed countries such as USA and France, the hybrid rocket system gained during this research program has shorted the gap existing in hybrid combustion technology and also in hybrid rocket system design with affordable cost in a short term.
In this study, experimental hybrid sounding rockets have been designed and test fired to obtain core combustion technology and to confirm its applicability without endangering its safety behavior. First stage goal has been achieved by developing 1ton-class thrust hybrid propellant capable of delivering 1 kg payload followed by second stage where final projectile production reaching altitude of 15 km is undergone.
Moreover, static firing of 2 ton-class thrust hybrid rocket provided important amount of database that will be useful in understanding the physics behind the combustion characteristics of hybrid rocket motor.
Result
During this research study dedicated to the development of lab-scale and full-scale hybrid rocket motor, hybrid sounding rockets were designed, manufactured and test fired to confirm its safety and check its broad applicability of hybrid system.
Combustion characteristics unique for hybrid rocket combustion are analyzed using test results database for its performance analysis and combustion instability study. In the second stage, 2 ton-class thrust level hybrid rocket capable of containing payload 2 kg reaching altitude 60 km was designed where static firing was performed. Proven design tools were developed and system engineering technology was secured by performing design, analysis and experiments in all procedures for sounding rocket propellant production and test firing. At the same time, as a basic research, various studies on combustion characteristics were performed with 1) different type of solid fuels and oxidizers, 2) numerous fuel grain shapes(tapered, Diaphragm, mixer), 3)spray characteristics of liquid oxidizer depending on phase change, 4) CFD analysis of combustion, and 5) the development of visualization device to understand the physico-chemical characteristics of hybrid combustion. Special emphasis on high combustion rate of liquefying fuel and blended fuel was made, and novel measurement technique of local regression rate is developed. Besides, combustion instability analysis for multi-port grain, end-burning grain as well as cylindrical grain highlighted the inherent instability behavior of hybrid rocket motor.
Expected Contribution
The fundamental knowledges of hybrid combustion and sounding rocket production/test firing experiences gained throughout this study can not only be contributed to scientific laboratories, industries and academics but also be applied to various space launch research fields as well as to general social organizations. The acquired hybrid rocket design techniques and meaningful huge experimental data can be served to national laboratories for a quantum leap forward in national space program.
Technical professionals can also be provided to related laboratories.
The first commercial space launch vehicle, SpaceShipTwo using hybrid rocket motor has proven the potential of safe hybrid motor. An important turning point of propulsion technology can be achieved in Korean space program if this hybrid technology is applied to either light commercial spacecraft or boosters for a space launcher or even to a Hybrid-Ramjet propulsion system. Finally, it is expected that the achievement of this study will boost interest in aerospace engineering and will run a variety of educational programs for high school and college students ready to be grown into specialists and professionals for Korea future aerospace experts.

목차 Contents

• 도약연구사업 최종보고서(제출용) ... 1
• 목 차 ... 2
• 연구계획 요약문 ... 4
• 연구결과 요약문 ... 5
• 한글요약문 ... 5
• SUMMARY ... 6
• 연구내용 및 결과 ... 7
• 1. 연구개발과제의 개요 ... 7
• 2. 국내외 기술개발 현황 ... 10
• 3. 연구수행 내용 및 결과 ... 17
• 4. 목표달성도 및 관련분야에의 기여도 ... 124
• 5. 연구결과의 활용계획 ... 126
• 6. 연구과정에서 수집한 해외과학기술정보 ... 127
• 7. 주관연구책임자 대표적 연구실적 ... 128
• 8. 참고문헌 ... 128
• 9. 연구성과 ... 134
• 10. 기타사항 ... 158