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- 저자 : 권세진(Sejin Kwo (검색결과 1 건)
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허정무(Jeongmoo Huh),김영일(Youngil Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),정우석(Woosuk Jung),김현탁(Hyuntak Kim),최석민(Sukmin Choi),송현기(Hyunki Song),임재민(Jaemin Lim),유기정(Kijeong Yu),김종학(Jonghak Kim),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwo 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12
250N 급 하이브리드 로켓 추진기관을 이용한 소형 과학로켓 개발과 비행시험이 진행되었다. 시스템 간편성을 확보하기 위해 추가적인 가압기체 탱크나 압력조절기 없이 블로우다운 가압 방식을 사용하였다. 촉매 점화 방식의 하이브리드 추진기관을 구성하여 내탄도 예측과 지상테스트가 진행되었으며 성공적인 자연점화와 내탄도 예측과 유사한 추진성능을 파악하였고 점화신뢰성을 확보하였다. 비행시험에 앞서 비행 시뮬레이션이 진행되었고, 비행시험결과 로켓이 성공적으로 비행하여 예측된 값과 유사한 최고점 부근 고도 95m, 비행시간 10.5 초의 결과를 보여주어, 구성된 추진기관의 시스템 간편성과 높은 점화신뢰성, 그리고 소형 과학로켓의 추진기관으로써 유효성을 성공적으로 입증하였다. Small scale sounding rocket was developed and flight tested using 250N class hydrogen peroxide/polyethylene hybrid rocket propulsion system. Pressure-fed system was used for system simplicity, which was desired for small scale sounding rocket. Internal ballistics and ground test were conducted for catalyst ignited hybrid rocket stand-alone system, and the results were well matched with successful auto-ignition and reliability. Experimental flight test of the sounding rocket showed successful flight with 95 m maximum altitude and 10.5 sec flight time, which was suitable for the flight simulation. These results show effectiveness of blow-down feeding and catalyst ignition hybrid rocket propulsion system for small scale sounding rocket application.
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