이중추력형 추진기관 개발 기초연구

A Study on Dual Thurst Solid Rocket Motors with High/Low Burning Rate Propellants

고체 추진기관은 다른 추진기관에 비해 구조가 간단하고 운용성이 좋아 전략무기의 추진기관으로 주로 사용되고 있다. 그러나 고체 추진기관의 추력형상은 추진제의 연소속도와 추진제 그레인의 연소면적에 의해 결정되며, 추진제의 외경, 길이, 무게, 충전율 등과 같은 다른 설계요소들에 의해 요구되는 추력형상의 획득에 제약을 받는다. 고체 추진기관의 이중추력 성능은 일반적으로 사거리 연장과 종말 속도 향상에 장점이 있으나 추진제 그레인의 형상만으로 성능을 획득하고자하는 경우 연소관 내 추진제의 충전율이 저하된다. 따라서 연소속도가 다른 이종추진제를 적용하여 이중추력을 획득하는 것이 유리하다. 본 연구에서는 연소속도가 다른 이종 추진제를 적용하여 소형 고체 추진기관의 내외탄도 해석 및 지상연소시험을 통해 이중추력 성능을 확인함으로써 이중추력 추진기관 개발 가능성을 확인하였다.

Solid rocket propulsion systems are generally used for tactical missiles due to the structural and operational simplicity. Nevertheless, various kinds of design factors including outer diameter, length, weight, loading efficiency of propellant grain effects to thrust performance. Dual thrust is beneficial to range extension and terminal velocity increasement. But loading efficiency becomes low in case to obtain dual thrust performance by burning surface control. So, It is predicted to be reasonable to obtain dual thrust performance with high/low burning rate propellants. This study is on internal ballistic analysis and ground test to confirm dual thrust performance.