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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.
최원석(Wonseok Choi),이형서(Hyeongseo Lee),박호진(Hojin Park),이시형(Sihyeung Lee),정상엽(Sangyeop Jeong),장은이(Eunei Jang),길유창(Yuchang Gil),고수한(Suhan Ko) 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.5
The purpose of this study is to design an Ethanol/H₂O₂ small liquid rocket. The target altitude is 100m, the combustion time is 4 seconds, and the target thrust is 450 N, with a combustion chamber pressure of 15 bar and an O/F ratio of 2, and a design I<SUB>sp</SUB> of 290 s. The combustion chamber has an inner diameter of Ø60 and a height of 250 mm, and the characteristic length of the chamber is 3.2 m. A Swirl coaxial injector is used, with oxidizer injected internally and fuel injected externally. The propellant supply method uses a pressurized propellant supply method, with nitrogen used as the pressurizing gas. A torch ignition system is used, with methane and gaseous oxygen used as the fuel and oxidizer, respectively, and flow rate controlled by an orifice. After confirming the engines performance based on the designed values, there are plans to conduct test flights.