• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제9권5호
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• pp.401-414
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• 2022

In the present paper, the optimal selection of batteries for an electric pump-fed hybrid rocket engine is analyzed. A two-stage Mars Ascent Vehicle, suitable for the Mars Sample Return Mission, is considered as test case. A single engine is employed in the second stage, whereas the first stage uses a cluster of two engines. The initial mass of the launcher is equal to 500 kg and the same hybrid rocket engine is considered for both stages. Ragone plot-based correlations are embedded in the optimization process in order to chose the optimal values of specific energy and specific power, which minimize the battery mass ad hoc for the optimized engine design and ascent trajectory. Results show that a payload close to 100 kg is achievable considering the current commercial battery technology.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제4권3호
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• pp.29-33
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• 2010

In this study, small hybrid rocket was launched and flight altitude was measured. Flight path of rocket was analyzed with exterior ballistics analysis result. The data acquisition equipment was loaded in rocket and two launch test were performed. HDPE was used as fuel and N20 as oxidizer for this study.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.251-254
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• 2004

하이브리드 로켓은 고체, 액체 로켓과 비교하여 많은 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓은 액체 로켓에 비해 구조적으로 단순하고 비용도 저렴하지만 액체 로켓과 유사한 $I_{sp}$를 발휘한다. 또한 고체 로켓에서는 불가능한 엔진 소화$\cdot$재점화가 가능한 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓의 추력은 산화제의 유량에 비례하여 증가한다. 본 연구에서는 소형 하이브리드 로켓을 설계 제작하여 실험을 수행하였다. 전체 시스템은 하이브리드 로켓 연소기, 점화장치, 유량 조절장치 그리고 데이터 획득 장치로 구성하였다 산화제의 유량을 조절하기 위해 니들 밸브와 스텝 모터를 결합하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.86-90
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• 2012

본 연구에서는 '하이브리드 로켓 불안정성 I'에 이어 하이브리드 로켓에서 발생할 수 있는 연소불안 정성에 대해 연구하였다. 하이브리드 로켓 연소기 내부에 와류가 발생할 수 있도록 연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였고, 연소실 압력 공진 주파수의 다이아프램 유 무에 따른 특성, 연료 길이에 따른 특성, 연료 포트 직경에 따른 특성, 다이아프램 직경에 따른 특성, 노즐목 직경에 따른 특성, 산화제 유량 변화에 따른 특성에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구의 주요 연소실 압력 공진 주파수는 Vortex shedding으로 판단되며, Hybrid low frequency와 Helmholtz mode가 또다른 공진주파수 인 것으로 판단된다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권3호
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• pp.23-31
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• 2016

The intermediate mixing chamber is one of various methods for improving the regression rate and combustion efficiency of the hybrid rocket. The mixing chamber with its non-combustible material makes the propulsion performance increase, but it leads to a low fuel-loading density in the combustion chamber; therefore, this performance-related trade-off between the mixing chamber and the low fuel-loading density was studied. In this study, the trade-off was conducted by comparing the intermediate-mixing-chamber case with a w/o-mixing-chamber case. The small hybrid-sounding rocket is designed with internal ballistics for comparing the rocket length to the weight. In addition, an external ballistic analysis was conducted for comparing the performances of the w/- and w/o-mixing-chamber cases. As a result, the intermediate-mixing-chamber case shows that the length and the weight were decreased to 12 % and 8 %, respectively; furthermore, when compared with the normal cases, the estimated altitude result of the w/-mixing-chamber case was increased to approximately 75 m.

• 한국추진공학회지
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• 제1권2호
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• pp.58-66
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• 1997

본 연구에서는 HTPB를 연료로, 그리고 기체산소를 산화제로 사용하는 실험실용 hybrid rocket을 설계, 제작하여 지상연소실험을 수행함으로서, 산화제 유동율이 연료 grain침투율에 미치는 영향을 실험적으로 규명하였다. 실험 범위내에서 다음과 같은 결론을 얻었다. $\dot{r}$=$0.183G_o^{0.605}$

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.53-56
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• 2005

하이브리드 로켓은 기존의 고체, 액체 로켓에 비하여 많은 이점을 가지고 있다. 본 연구에서는 선회류 하이브리드 로켓을 설계 및 제작하여 regression rate의 증진 방안을 모색하고자 하였다. 산화제 선회강도의 변화에 따라 연소실 압력을 측정하여 추력을 계산하였으며, 연소과정의 가시화를 통해 근사적 regression rate를 측정하였다. 또한 하이브리드 로켓 시험 중 발생할 수 있는 문제점과 해결 방안도 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.311-317
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• 2005

하이브리드 로켓은 기존의 고체, 액체 로켓에 비하여 많은 이점을 가지고 있다. 본 연구에서는 선회류 하이브리드 로켓을 설계 및 제작하여 regression rate의 증진 방안을 모색하고자 하였다. 산화제 선회강도의 변화에 따라 연소실 압력을 측정하여 추력을 계산하였으며, 연소과정의 가시화를 통해 근사적 regression rate를 측정하였다. 또한 하이브리드 로켓 시험 중 발생할 수 있는 문제점과 해결 방안도 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.126-130
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• 2003

하이브리드 로켓은 기존의 고체, 액체 로켓에 비하여 많은 이점을 가지고 있다. 본 연구에서는 lab-scale의 하이브리드 모터를 설계 및 제작하여 regression rate의 증진 방안을 모색하고자 하였다. 산화제 유량의 변화에 따라 연소실 압력을 측정하여 추력을 계산하였으며, 연소과정의 가시화를 통해 근사적 regression rate를 측정하였다. 또한 하이브리드 로켓 시험 중 발생할 수 있는 문제점과 해결방안도 제시하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제30권4호
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• pp.184-190
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• 2022

In an attempt to apply hybrid rocket to the RATO (Rocket-Assisted Take Off) system, combustion characteristics of the non-circular grain were figured out in this study. Having larger combustion area, it was reconfirmed that the non-circular grain has advantages over regression rate, characteristic velocity and chamber pressure in which all gave higher values. Experiments were performed to understand the effect of the non-circular grain geometry over time where local regression rates depending on grain location were analyzed. It was found that the regression rate of five distinct locations were different. Partial conclusion driven was that these differences are due to the heat transfer caused by dissimilar distances from the flame layer. Besides, as combustion duration increased, the fuel port became circular, and the regression rate converged to a single value over the whole grain.