하이브리드 덕티드 로켓 가스발생장치의 연료과농 연소

이동언,이설하,이창진 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

하이브리드 덕티드 로켓은 기존 덕티드 로켓과 비슷한 연소과정을 갖지만, 1차 연소에서 고체 추진체가 아닌 하이브리드 로켓 시스템으로 연료과농 연소가스를 생성하며, 이 가스와 덕트를 통해 유입되는 2차 산화제가 재연소하는 과정을 갖는다. 본 연구는 1단계 목표인 하이브리드 로켓 시스템을 이용한 연료과농 연소가스 생성이다. 기존 연구들을 바탕으로 당량비 3 이상, 가스온도 1800K 이하를 목표범위로 설정하였다. 연료 타입, 연료 길이, 연료 내경, 산화제 유량 그리고 산화제 구성비를 변화시키며 당량비에 영향을 미치는 인자들을 실험을 통해 확인하였다. 결과적으로, HTPB연료와 본 실험 조건으로 당량비 3.56, 가스온도 1600 K 이하를 만족하는 농후연소 가스를 생성하였다. Hybrid ducted rocket is a concept that has similar combustion process as classical ducted rocket, but with a hybrid rocket system as a gas generator. To do this, first goal is to make fuel-rich combustion with hybrid rocket system with target equivalence ratio of 3 or larger and gas temperature of less than 1800 K, which based on formal studies related to fuel-rich gas generator. To make fuel-rich combustion, this study performed tests with different equivalence ratio affecting parameters such as fuel type, fuel length, fuel port diameter, oxidizer mass flow rate and oxidizer type. As a result, with use of HTPB fuel and condition of experimental set-up, equivalence ratio of 3.56 and gas temperature of lower than 1600 K are presented.

과산화수소 폴리에틸렌 하이브리드 로켓 설계 및 평가

강신재(Shinjae Kang),이다혜(Dahae Lee),이은광(Eunkwang Lee),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

과산화수소는 단일추진제나 이원추진제 액체 로켓 엔진에 주로 사용되어왔다. 액체, 고체 로켓에 비해 높은 안정성을 갖기 때문에 상대적으로 적은 개발비용이 요구되는 하이브리드 로켓의 특성이 알려지면서 여러 연구가 진행되고 있다. 과산화수소는 높은 밀도와 낮은 독성을 가지고 상온에서 액체이며, 단일추진제 특성을 가지고 있어 하이브리드 로켓에 적용하기에 유리하다. 본 연구에서는 250 N급 과산화수소 폴리에틸렌 하이브리드 로켓을 설계하였다. 차례의 연소 시험 결과를 바탕으로 하이브리드 로켓의 설계를 평가하였다. 시험 결과, 폴리에틸렌은 축방향으로 일정하게 연소되었고, 특정 길이의 후연소실을 장착하였을 때 특성 속도 효율이 90%와 근접하거나 상회하였다. 또한 90 wt.% 과산화수소를 사용하였을 때 폴리에틸렌 고체 연료의 후퇴율 실험식을 제시하였다. Hydrogen peroxide was utilized as a monopropellant and oxidizer of bipropellant liquid rocket engine. Hybrid rocket has been interested of many research groups due to its low cost and enhanced safety characteristic comparing with its counterparts. Hydrogen peroxide has favorable characteristics for hybrid rocket such as high density, storable, low toxicity, and monopropellant characteristics. In this study, we designed 250 N hydrogen peroxide polyethylene hybrid rocket. With several hot fire tests, we evaluated the designed hybrid rocket. It showed uniform regression rate in axial position, characteristic velocity about 90% with certain length of post combustion chamber. We also proposed empirical equation of polyethylene solid fuel regression rate using 90 wt.% hydrogen peroxide.

연소실 압력에 따른 하이브리드 로켓 성능 향상

이은광(Eunkwang Lee),윤용태(Yongtae Yun),강신재(Shinjae Kang),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

높은 안전성과 간단한 시스템을 갖는 하이브리드 로켓을 활용할 경우 가격 경쟁력을 갖는 발사체를 제작할 수 있다. 하이브리드 로켓의 성능 파라미터 중 하나인 고체 연료 후퇴율은 보통 질량 유속에 의해 결정된다고 설명되어 왔으며, 압력에 의한 영향은 고려되지 않았다. 이에 따라 본 연구에서는 250 N 급 과산화수소 폴리에틸렌 하이브리드 로켓을 활용하여 연소실 압력 40 bar 조건에서 연소시험을 실시하였다. 연소실 압력 20 bar 조건에서 얻어진 시험 결과와 비교를 통해 연소실 압력이 연료 후퇴율과 비추력 등 로켓 성능에 미치는 영향을 고찰하였다. 하이브리드 로켓 연소실 압력을 20 bar에서 40 bar로 상승시켰을 때 고체 연료 후퇴율이 약 7~10% 증가하였으며, 비추력은 평균 14 s 증가하였으나 비추력 효율은 감소하였다. Hybrid rocket-based launch vehicles may have the cost competitiveness due to their system simplicity and inherent safety. In general, fuel regression rate, one of the hybrid rocket performance parameter, has been investigated in terms of the mass flux, and the influence of the chamber pressure has been neglected. Thus, in this research, ground hot-fire tests were performed at the 40 bar chamber pressure using 250 N scale hydrogen peroxide polyethylene hybrid rocket. The effect of chamber pressure increase on the rocket performance was scrutinized by comparing the data with the result from hot-fire test at the 20 bar condition. As the chamber pressure doubled, the regression rate increased about 7~10%, and about 14 s higher average specific impulses were observed. However, the lower specific impulse efficiency was observed at the higher chamber pressure case.

PE/LN<SUB>2</SUB>O 소형 하이브리드 시험발사 및 비행궤도 분석

이민호(Minho Lee),김재욱(Kim Jaewook),신준호(Sin Junho),엄용경(Um Yongkyung),오유진(Oh Yujin),이선재(Lee Sunjae),정영규(Jung Youngkyu),조재윤(Jo Jaeyun),최영록(Choi Youngrok),이정표(Jung-pyo Lee),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

본 연구는 소형 하이브리드 로켓의 제작 및 발사를 통해 하이브리드 발사체의 기초 발사기술을 확보하는 것이다. 연료로는 HDPE, 산화제는 LN2O를 적용하였으며, 알루미늄 외형재질의 설계 총 무게 12.5 kg, 외경 114 mm, 전장 1.8 m의 소형 하이브리드 로켓을 설계하였다. 로켓의 목표고도는 500 m로 설정하였고, 목표 추력 50 kgf와 연소시간 2.5 초의 연료 그레인 및 인젝터를 설계 및 제작 하였다. 발사 후 실시간 압력 및 속도 등의 데이터를 수집하기 위한 데이터 획득장치와 로켓의 안정적인 회수를 위한 스프링-모터를 이용한 사출장치를 제작·탑재 하였다. 로켓의 발사는 성공적으로 수행되었으나, 로켓 중량의 증가 및 추력의 부족으로 설계 최고 고도에는 로켓이 미치지 못했고, 로켓의 비행 궤도를 분석하였다. The purpose of this study is to develop basic technology of hybrid rocket vehicle by constructed and launched. This small hybrid rocket using HDPE/LN2O and Aluminium steel for its body (weight : 12.5 kg, diameter : 114 mm, height : 1.8 m) was designed. The fuel grain and injector were designed for 50 kgf thrust and burning time 2.5 sec. This rocket was loaded the data acquisition device for obtaining data of pressure and velocity during its flying and equiped an automatic ejector system using spring/motor and timer to collect the rocket more safely after launching. It was launched successfully, but found some problem that the rocket"s weight was heavier than expected and the thrust was not enough to reach the designed altitude and analyzed its flight path way.

연료 Blowing을 고려한 하이브리드 로켓 저주파 불안정성 모델

이정표(Jungpyo Lee),이선재(Sunjae Rhee),최원준(Wonjun Choi),문근환(Keunhwan Moon),문희장(Heejang Moon),김진곤(Jinkon Kim) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

본 연구에서는 하이브리드 로켓에서 발생할 수 있는 연소불안정성에 대해 연구하였다. 하이브리드 로켓 모터에서 고유하게 발생하는 "Hybrid low frequency" 불안정 모드의 메커니즘을 이해하고, 하이브리드 로켓의 주요 현상인 연료에서의 Blowing을 고려할 수 있는 연소불안정성 주파수 예측 모델을 고안하였다. 하이브리드 로켓 추진실험을 수행하여 모델이 "Hybrid low frequency"의 주파수를 잘 예측함을 확인 하였고, 본 연구에서 고안된 모델과 Blowing을 고려하지 않는 모델을 서로 비교·분석 하였다. In this paper, the combustion instabilities which may occur in the hybrid rocket were studied. The mechanism of the "Hybrid low frequency" instability that is considered unique mode in hybrid rocket motor was understanded, and the new hybrid rocekt low frequency instability model with the blowing effect on the fuel surface was suggested. The hybrid rocket propulsion experiments were performed, and the frequencies of the "Hybrid low frequency" instability with this model were predicted with good agreement for the experimental primary pressure oscillaion frequencies. Also this model was compared with the model without the blowing effect and analyzed.

하이브리드로켓 연소실의 와류발생과 연소압력 진동

박경수(Kyungsoo Park),신경훈(Kyung-Hoon Shin),이창진(Changjin Lee) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.1

하이브리드 로켓은 고체로켓과 매우 흡사한 내부유동 특성을 가지고 있으므로 와류흘림(vortex shedding)은 하이브리드 로켓에서도 연소안정성에 영향을 미치는 중요한 인자로 판단된다. 본 연구에서는 예연소실에서 와류를 발생시켜 연료 표면와류와의 간섭과 연소특성 변화를 관찰하였다. 기본 형상과 디스크를 장착한 실험 결과, 5개의 주파수 특성이 관찰되었으며 이들은 각각 추진제의 열적지연에 의한 주파수, 디스크, 연료 단면, 후연소실 단면 변화에 의한 와류흘림과 관련된 주파수임을 확인하였다. 특히 디스크 1과 3의 결과를 비교해 보면 디스크 위치에 따라 변화하는 와류흘림이 연소실의 특정 주파수 특성과 상호 간섭하여 공진이 발생하기도 하지만, 또 다른 경우에는 어떠한 간섭도 일어나지 않는 것을 확인하였다. 이러한 선택적 공진현상은 하이브리드 로켓의 비선형 연소안정성 발생을 설명할 수 있는 중요한 메카니즘으로 판단된다. The similarity in internal flow of solid and hybrid rocket suggests that hybrid rocket combustion can be susceptible to instability due to vortex sheddings and their interaction. This study focuses on the evolution of interaction of vortex generated in pre-chamber with other types of vortex in the combustor and the change of combustion characteristics. Baseline and other results tested with disks show that there are five different frequency bands appeared in spectral domain. These include a frequency with thermal lag of solid fuel, vortex shedding due to obstacles such as forward, backward facing step and wall vortices near surface. The comparison of frequency behavior in the cases with disk 1 and 3 reveals that vortex shedding generated in pre-chamber can interact with other types of vortex shedding at a certain condition. The frequency of Helmholtz mode is one of candidates resulting to a resonance when it was excited by other types of oscillation even if this mode was not discernable in baseline test. This selective mechanism of resonance may explain the reason why non-linear combustion instability occurs in hybrid rocket combustion.

스파크 점화시스템을 적용한 HDPE/N₂O 소형 하이브리드 로켓 제작 및 시험비행

길유창(Yuchang Gil) 한국추진공학회 2022 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2022 No.5

본 연구에서는 기존 한국항공대학교 로켓연구회에서 사용된 pyrotechnic 점화방식 대신에 스파크 점화방식(Spark Ignition System)을 사용해 하이브리드 로켓을 발사하는 것에 목적을 두고 있다. 스파크 점화방식의 경우 기존에 사용한 KNSB(KNO₃ & solbitol)가 사용된 pyrotechnic 점화방식대비 재정비에 소요하는 시간이 적고 재점화가 가능하다는 장점이 있다. 연료와 인젝터 설계를 위해 설계 추력 444 N으로 내탄도 설계를 진행하였고, 외탄도 해석을 수행함으로써 최고 고도 47 m, 비행시간 8.5 s의 수치가 도출되었다. 제작된 하이브리드 로켓은 총 길이 2.7 m, 무게 19.2 kg, 외경 Ø200로 발사하였으나, 점화 직후 런치러그(launch lug)가 발사대에 걸리는 등의 요인으로 최적 비행을 하지 못했다. 본 연구는 추후 하이브리드 로켓 설계에 고려해야 하는 부분을 제시한다. The purpose of this study is to launch a hybrid rocket using a spark ignition instead of the pyrotechnic ignition used by the Korea Aerospace University Society of Rocket Study. The spark ignition has the advantage that it takes less time to reorganize and can be re-ignited compared to the pyrotechnic ignition using KNSB (KNO3 & solbitol). For fuel and injector design, ballistic resistance design was conducted with a thermal thrust of 444 N, and a maximum altitude of 47 m and a flight time of 8.5 s were derived by performing external ballistic analysis. The manufactured hybrid rocket was launched at a total length of 2.7 m, weighing 19.2 kg, and an outer diameter of Ø200, but failed to fly optimally due to factors such as the launcher being caught immediately after ignition. This study presents the areas to be considered in the design of hybrid rockets in the future.

하이브리드로켓 연소의 저주파수 연소불안정

박경수,이창진 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

하이브리드 로켓 연소에서는 다양한 종류의 저주파수 연소 압력진동이 나타난다. 10Hz 대역의 저주파수 압력진동은 고체연료와 연소가스의 열 관성 차이 때문에 발생하지만 그 외의 저주파수 진동은 고체로켓에서 관찰되는 헬름홀츠 및 L<SUP>*</SUP> 모드에 의해 발생하는 것으로 연소실 부피 변화와 밀접한 관련이 있다. 따라서 유동 특성이 고체로켓과 유사한 하이브리드 로켓 연소에서 연소실 부피 변화는 저주파수 특성에 영향을 미치는 중요한 인자이다. 본 연구에서는 연소실과 후연소실의 형상 변화에 따른 연소 압력의 저주파수 특성 변화를 관찰하였다. 특히 주 연소실과 후연소실의 부피 비가 특정한 값이 되면 연소 도중에 10~20Hz 연소 압력 진동의 진폭이 갑자기 증폭되는 연소불안전 현상이 나타났다. 산화제 유량 조절에 의한 O/F 비 변화는 연소 압력의 저주파수 증폭과 무관한 것으로 밝혀졌다. 후연소실로 연소가스가 팽창할 때 발생하는 와류 흘림 현상이 저주파수 불안정 현상과 직접적인 관련 있는 것으로 판단되며 이에 관한 연구가 더 필요하다. Hybrid rocket displays many different low frequency pressure oscillations during combustion. Thermal lag between solid and gas phase is the primary mechanism to trigger low frequency pressure oscillations of around 10Hz, and Helmholtz or L<SUP>*</SUP> mode also produces other types of low frequency oscillations above 10 Hz which is associated with the change in combustion volume. Since the flow characteristics in hybrid rocket is very similar to those in solid rocket combustion, it is not surprising to observe similar pressure oscillation behaviors. Experimental test shows that combustion pressure suddenly turns into to a big amplitude oscillation with around 10Hz then followed by returning to an original pressure level after a short period combustion. Further investigations show that this instability is independent of the change in O/F ratio at all. One of the possible candidate is the vortex shedding dynamics over the backward step in the post combustion chamber. It is required to investigate the low frequency oscillation mechanism in the future study.

소형 사운딩 로켓 적용을 위한 H2O2/PE 하이브리드 로켓 시스템

허정무(Jeongmoo Huh),정상우(Sangwoo Jung),김영일(Youngil Kim),안병욱(Byeonguk Ahn),최석민(Sukmin Choi),이재완(Jaewan Lee),송현기(Hyunki Song),김종학(Jonghak Kim),윤호성(Hosung Yoon),권세진(Sejin Kwon) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

250 N 급 과산화수소/폴리에틸렌 하이브리드 로켓을 추진시스템으로 이용하는 캔 위성 발사를 위한 소형 과학로켓 설계가 진행되었다. 내탄도 계산을 통한 추진기관 성능예측, 추진기관 제작 및 지상성능 시험이 수행되었으며, 과학로켓 운용 고도 계산을 위한 궤적 시뮬레이션 코드가 작성되었고 공개 코드계산결과와 비교를 통하여 정확성이 검증되었다. 추진 기관의 지상 시험결과는 촉매점화방식으로 촉매반응기 외에 추가적인 점화시스템이 요구되지 않는 과산화수소/폴리에틸렌 하이브리드 로켓 시스템의 높은 점화 신뢰성과 간소화된 시스템 구성이 가능함을 보여주었으며, 설계된 하이브리드 소형 과학로켓은 궤적 시뮬레이션 결과 최대 고도 700m의 운용 가능성을 보여주었다. Small scale sounding rocket as CanSat carrier was conceptually designed using 250 N class H2O2/PE hybrid rocket. Propulsion system was manufactured and ground tested. Internal ballistics was calculated for performance estimation of the propulsion system. The performance test of the propulsion system was successfully conducted showing ignition reliability and system simplicity, using catalyst ignition hybrid rocket with blow-down feeding system. For flight simulation of the designed sounding rocket, trajectory code was developed and validated. The trajectory simulation was conducted with expected altitude of 700 m for the designed sounding rocket.

하이브리드로켓 연소실의 다이어프램에 의한 와류발생과 연소압력 진동

박경수,신경훈,이창진 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

하이브리드 로켓은 고체로켓과 매우 흡사한 내부유동 특성을 가지고 있으므로 와류흘림(vortex shedding)은 하이브리드 로켓에서도 연소안정성에 영향을 미치는 중요한 인자로 판단된다. 본 연구에서는 연료면 앞에 링을 장착하여 높이를 변화시키면서 연료 표면와류와의 간섭과 연소 특성 변화를 관찰하였다. 링을 장착한 실험 결과, 4개의 주파수 특성이 관찰되었으며 연소실 내부 유동을 가시화 하였다. 특히 h/R이 0.25와 0.5인 결과를 비교해 보면 링의 높이에 따라 변화하는 와류흘림이 연소실의 특정 주파수 특성과 상호 간섭하여 공진이 발생하기도 하지만, 우세한 하나의 주파수만 관찰되고 나머지 주파수 특성이 사라지기도 한다. 이러한 선택적 공진현상은 하이브리드 로켓의 비선형 연소안정성 발생을 설명할 수 있는 중요한 메커니즘으로 판단된다. The similarity in internal flow of solid and hybrid rocket suggests that hybrid rocket combustion can be susceptible to instability due to vortex sheddings and their interaction. In this study, experiments with a ring structure attached at the entrance of the combustor are performed. Ring with the experimental results, the frequency characteristics of four was observed and combustor internal flow visualization was performed. The frequency of Helmholtz mode is one of candidates resulting to a resonance when it was excited by other types of oscillation even if this mode was not discernable in test. This selective mechanism of resonance may explain the reason why non-linear combustion instability occurs in hybrid rocket combustion.