Experimental research on hybrid rocket system using catalytically decomposed hydrogen peroxide oxidizer is conducted. Hybrid rocket has simple structure and high specific impulse compared to conventional chemical rockets. Due to these advantages, hybrid rocket system can be adapted in suborbital flight vehicle and sounding rocket system.
Lab-scale hybrid thruster for compact sounding rocket system using hydrogen peroxide oxidizer was designed and evaluated. MnO2/Al2O3 catalyst was used for hydrogen peroxide decomposition. 80 N scale hybrid rocket was designed for preliminary research. Pressure drop inside thruster was calculated by water flow test and monopropellant test. 10 seconds combustion test was conducted with paraffin and polyethylene grain. Average thrust of 76.0 N and 85.8 N was observed after ignition in paraffin and polyethylene fuel grain. Considering the mass flow rate, pressure drop and thrust, polyethylene is considered as better fuel grain in hybrid rocket using catalytically decomposed hybrid thruster. Regression rate of polyethylene was improved by 12.8% compared to previous study. Damage of nozzle in 80 N scale hybrid thruster was observed due to the high thermal stress.
Based on the result of 80 N scale hybrid thruster, 250 N scale up thruster was designed. Three types of nozzles were designed considering the thermal stress on nozzle; Ablative nozzle, water cooling nozzle and inconel nozzle. Water cooling tests were conducted prior to 10 seconds combustion test with each nozzles. Carbon phenolic ablative material was used for ablative nozzle. Ablative nozzles were destroyed during both combustion experiments. Abrupt decrease in pressure and thrust was observed. Water cooling nozzle used tab water as a coolant. Stable combustion with average thrust 222.5 N was observed. In control group experiment with heat-resistant inconel nozzle, average thrust of 226.7 N was measured during 10 seconds combustion test. Combustion characteristics of test cases using water cooling nozzle and inconel nozzle were similar.
Long duration combustion test for 30 seconds were conducted with 250 N scale thruster in order to evaluate the feasibility of hybrid thruster as a sounding rocket engine. Durable water cooling nozzle was applied. Stable combustion flame was observed during 30 seconds combustion test. Pressure and thrust dropped for 14.50% and 21.32% at the end of the combustion. Stable long-time combustion of 250 N scale hybrid thruster shows the applicability for sounding rocket system.
촉매분해 방식의 과산화수소 산화제를 사용하는 하이브리드 로켓 시스템에 대한 실험적인 연구를 수행하였다. 하이브리드 로켓은 기존의 액체 로켓에 비해 단순한 구조를 가지며 높은 비추력을 발생시킬 수 있다. 이러한 장점으로 인해 하이브리드 추력기는 준궤도 비행 및 과학 관측 로켓에 적용시킬 수 있다. 본 연구에서는 랩 스케일의 하이브리드 추력기를 설계 및 제작하여 관측 로켓에의 적용 가능성을 평가하였다.
기초 연구로서 80 N급 소형 하이브리드 추력기를 설계하였다. 이산화망간 활성 물질을 알루미나에 담지하여 과산화수소 분해 촉매를 제작하였다. 단일추진제 추력기 설계 절차 및 NASA CEA 코드를 활용하여 SUS 재질의 하이브리드 추력기를 설계하였다. 고체 그레인은 하이브리드 추력기에 흔히 적용되는 파라핀과 폴리에틸렌을 사용하였다. 수류 실험 및 단일추진제 실험을 통해 추력기 내부의 압력 강하를 계산한 뒤 각각의 그레인을 사용하여 10 초간 하이브리드 연소 실험을 수행하였다. 파라핀과 폴리에틸렌 연료 그레인을 사용한 경우 각각 76.0 N 및 85.8 N의 추력을 얻었다. 이 실험 결과를 바탕으로 산화제 유량, 압력 강하, 연소 지연 시간 및 추력 등을 고려할 때, 촉매분해 방식의 과산화수소 산화제 하이브리드 추력기에서는 폴리에틸렌 연료 그레인이 파라핀에 비해 우수한 성능을 보이는 것으로 확인되었다. 폴리에틸렌 그레인을 이용하여 수행한 후퇴율 측정 실험에서는 최대 후퇴율 0.849 mm/s를 기록하였으며, 반복 실험을 통해 유도한 후퇴율 수식에서는 기존 연구에 비해 12.8% 향상된 후퇴율을 보였다. 한편, 10 초 연소 실험에서 폴리에틸렌 그레인을 사용한 경우 열응력으로 인해 노즐 삭마 현상이 관찰되어, 이후 실험에서는 냉각 시스템이 요구되었다.
80 N급 추력기의 실험 결과를 바탕으로 250 N급 스케일 업 하이브리드 추력기를 설계하였다. 기존 실험에서 폴리에틸렌이 파라핀에 비해 나은 성능을 보이는 것으로 확인되었으므로 폴리에틸렌만을 연료 그레인으로 가정하여 설계하였다. 노즐의 열손상을 방지하기 위해 세 가지 종류의 노즐을 설계하였다. 첫째로 카본페놀 재질을 이용한 삭마노즐을 설계하였는데, 두 차례의 10 초 연소 실험에서 모두 연소 초기에 압력을 견디지 못하고 파괴되는 현상이 관찰되었다. 노즐 파괴와 함께 연소실 압력과 추력의 급격한 강하가 기록되었다. 두 번째로 수냉식 노즐을 설계하였다. 물을 냉각제로 사용하며 노즐 외부의 워터 자켓에 공급하여 노즐을 냉각하는 방식이다. 수냉식 노즐은 비행 모델에 적합하지 않으나 안정적인 지상 연소 실험이 가능하며, 10 초간 연소 실험에서 평균 추력 222.5 N, 평균 연소실 압력 19.65 bar를 기록하였다. 마지막으로 대조군으로서 인코넬 노즐을 설계하였다. 인코넬은 SUS에 비해 열 저항성이 강하여 단기 연소 실험을 SUS보다 안정적으로 수행할 수 있다. 인코넬 노즐을 이용한 10 초 연소 실험에서는 평균 추력 226.7 N이 측정되었으며, 기타 연소 특성은 수냉식 노즐을 이용한 경우와 유사하였다.
250 N급 하이브리드 추력기의 관측 로켓 적용 가능성을 확인하기 위해 30 초간 장기 연소 실험을 설계하였다. 카본페놀 삭마 노즐은 연소시 파괴 현상이 관찰되었고 인코넬 노즐은 장기 연소에 적합한 재질이 아니므로 장시간 지상 연소 실험이 가능한 수냉식 노즐을 이용하였다. 30 초간 안정적인 연소 화염이 관찰되었으며, 연소 종료 후 수행한 수류 실험에서 수냉식 노즐의 변형이 없음을 확인하였다. 연소가 30 초간 진행됨에 따라 추력과 압력 모두 감소하였는데, 추력의 경우 초기 추력 229.2 N에 비해 종료시 180.4 N으로 21.32% 감소하였으며, 연소실 압력은 초기 19.75 bar에서 종료시 16.88 bar까지 14.50% 감소하였다. 연소 진행에 따라 추력과 압력의 불규칙적 진동이 증가하였으나 대체적으로 안정적인 연소가 진행된 것을 보아 연속 작동이 가능한 것을 확인하였다. 추후 관측 로켓 비행 모델 설계에서는 구조적 안정성이 향상된 삭마 노즐을 이용하여야 할 것이나, 본 연구는 촉매분해 방식의 하이브리드 로켓의 관측 로켓 적용 가능성을 보인 데 의의가 있다.
