Firing Test for Hybrid Rocket Motor with 650 kgf Thrust Level

추력 650 kgf 급 하이브리드 로켓 모터의 연소시험

In this study, we presented the results of static firing tests on the PE/LN2O hybrid rocket motor, which has a thrust of 650 kgf level. Through the early tests, we found that the combustion chamber pressure and the thrust were lower than design values because an actual oxidizer flow rate was less than that expected. In order to complement this result, the methods of decrease of nozzle throat and the increase of oxidizer mass flow rate were conducted in the next experiment, and we studied the combustion phenomena with the experimental results. Also we compared and analyzed a difference of combustion characteristics on scale effect. It show that a sub-scale motor regression rate was a little less than that of a lab-scale motor with the same oxidizer mass flux. Results of this study might be used as a basic data for development of hybrid sounding rocket.

본 연구에서는 추력 650 kgf 급의 PE/N2O 하이브리드 로켓 모터의 지상 연소시험을 수행하였다. 초기 실험에서 산화제 유량이 작게 유입됨으로 인해 연소실 압력 및 추력이 설계치 만큼 확보되지 못함을 확인 하였다. 이를 보완하기 위해 노즐목 감소 및 산화제 유량을 증대하여 실험을 수행하였고, 실험에서 발생하는 연소현상을 분석하였다. 또한 sub-scale과 lab-scale의 실험결과를 통해 scale에 따른 연소특성 변화를 비교 분석 하였고, 동일 산화제 유속에서 sub-scale의 후퇴율이 lab-scale의 후퇴율보다 차이는 작지만 낮게 나타남을 확인했다. 본 연구의 결과를 통해 실제 하이브리드 사운딩 로켓 개발을 위해 고려되어야 할 사항을 파악할 수 있었다.