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과산화수소 산화제 하이브리드 로켓 노즐의 삭마 특성 = Characteristics of ablation of hybrid rocket nozzle with hydrogen peroxide as an oxidizer
서명 / 저자 과산화수소 산화제 하이브리드 로켓 노즐의 삭마 특성 = Characteristics of ablation of hybrid rocket nozzle with hydrogen peroxide as an oxidizer / 이다혜.
발행사항 [대전 : 한국과학기술원, 2016].
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Recently, private companies in space industry have developed space launch vehicles and carried out research actively. Private space industry focuses on cost reduction, reliability and safety. A hybrid rocket is one of the most promising propulsion system in order to fulfill the requirements. A hybrid rocket engine typically uses a liquid oxidizer and a solid fuel, which are stored separately Advantages of hybrid rocket engine are enhanced safety, improved reliability and reduction of cost as compared with solid rocket motor and liquid rocket engine. Cooling technology of a hybrid rocket engine is required to operate for long-duration in order to improve the TRL of hybrid rocket engine and broaden the applications. It seems that the ablative cooling is suitable for hybrid rockets in consideration of promoting the advantages of the rocket in terms of simple configuration and low cost. The concept of ablative cooling is that materials which have excellent thermo-physical properties cover the inner surface of the nozzle to protect the rocket structure. The purpose of this research is to access the feasibility of ablative nozzle for hybrid rocket using rocket grade hydrogen peroxide as an oxidizer and to provide the framework to design the ablative nozzle. The 250 N hybrid rocket engine was designed for hot-fire test with ablative nozzle. Propellants were 90 wt.% hydrogen peroxide as an oxidizer and polyethylene as a solid fuel. Preliminary hot-fire test was to verify the feasibility of long duration of $H_2O_2$/PE hybrid rocket engine with ablative nozzles. The characteristics of ablation of both graphite and carbon-carbon composite were compared. As a results, the char layer was formed on the surface of the nozzle in both graphite and carbon-carbon. In case of using carbon-carbon nozzle, it was found that the mechanical erosion occurred at the surface of the materials in actual combustion environments, which is not dealt with in the preceding works. In this preliminary test, the graphite nozzle provided better performance in ablation resistance than the carbon-carbon nozzle. As a parametric study, the erosion rate of graphite nozzle was evaluated with respect to chamber pressure and converging angle of nozzle. The erosion rate at nozzle throat increased as the chamber pressure grew. When converging half angle was set to $45^\circ$, the erosion rate had the lowest value. By introducing the method of data reconstruction, the moment when the ablation started to occur can be predicted. The research contributes to the framework for the design of a small scale hybrid rocket nozzle, and the results can be used for data base in the process of the preliminary design and scale-up.

현재 우주 산업에서 가장 눈에 띄는 특징은 민간 우주 기업의 성장이다. 민간 우주 기업은 발사체, 준궤도 우주 비행선 등 우주 운송 서비스 분야에서 두각을 나타내고 있다. 이들의 활약으로 우주 산업 시장이 확대됨에 따라 발사체 개발 및 발사에 있어 가격 경쟁력을 갖추는 것이 중요한 이슈로 떠오르고 있다. 이러한 관점에서 하이브리드 로켓 엔진은 미래 추진 시스템으로써의 응용 가능성을 갖추고 있다. 하이브리드 로켓 엔진은 대게 액체 산화제와 고체 연료를 사용하는 로켓 추진 시스템이다. 서로 다른 상의 추진제가 분리되어 있기 때문에 고체 로켓 모터 혹은 액체 로켓 엔진과 비교하여 향상된 안전성을 확보 할 수 있다. 또한, 운용 신뢰성이 높고 개발 및 발사 비용이 줄어든다는 장점을 가지고 있다. 추진 시스템의 장기 작동과 높은 기술 성숙도를 바탕으로 우주 산업의 넓은 분야에서 하이브리드 로켓 엔진을 사용하기 위해서 냉각 기술이 요구된다. 삭마 냉각은 하이브리드 로켓 엔진이 가진 장점을 유지할 수 있는 냉각 방법이다. 삭마 냉각은 연소실과 노즐 내벽에 열-물리적 특성이 우수한 재료를 삽입하여 고온으로부터 구조체를 보호하는 냉각 방식이다. 본 연구의 목적은 과산화수소 산화제 소형 하이브리드 로켓 엔진에 삭마 노즐을 적용하여 장기 작동의 가능성을 평가하고, 실험을 통해 연소 환경에서의 노즐 특성을 관찰하는 것이다. 삭마 노즐에 대한 실험 연구를 위해서 250 N 하이브리드 로켓 엔진을 설계하였고, 추진제는 90 wt.% 과산화수소와 폴리에틸렌을 사용하였다. 예비 실험에서 삭마 노즐을 장착한 하이브리드 로켓 엔진의 30초 장기 연소 실험을 진행하였고, 흑연과 탄소-탄소 노즐의 삭마 특성을 비교하였다. 그 결과, 실험 후 노즐 표면에 숯이 형성된 것을 관찰하였다. 탄소-탄소 노즐에서는 기계적 삭마가 두드러졌으며, 이것이 화학적 삭마와 함께 노즐 재료가 소모되는 주요 요인임을 확인하였다. 두 가지 재료를 이용한 본 연구에서는 흑연 노즐이 탄소-탄소 노즐보다 우수한 삭마 저항성을 보여주었다. 예비 실험 결과를 바탕으로 흑연 노즐의 삭마율을 평가하기 위한 파라미터 연구를 진행하였다. 초기 연소실 압력과 노즐 수축부 각도를 실험 파라미터로 선정하였다. 연소 실험 결과, 초기 연소실 압력이 증가함에 따라 노즐 목에서의 삭마율이 증가하였다. 또한, 노즐 수축부 반각이 $45^\circ$ 일때 삭마율이 가장 낮게 나타났다. 수차례의 실험에서 삭마로 인한 노즐 목의 확대는 연소실 압력 감소와 같은 성능 변화를 동반하였으며, 이것을 통해 노즐의 삭마가 발생하는 때를 예측하였다. 본 연구는 과산화수소 산화제 소형 하이브리드 로켓 엔진의 실제 연소 환경을 반영한 흑연 노즐의 삭마율에 대한 실험 데이터를 제공하며, 향후 같은 추력 범위의 과산화수소 하이브리드 로켓 노즐을 설계할 때 고려해야 할 요소를 제시하고 있다.

서지기타정보

서지기타정보
청구기호 {MAE 16009
형태사항 vii, 57 p. : 삽도 ; 30 cm
언어 한국어
일반주기 저자명의 영문표기 : Dahae Lee
지도교수의 한글표기 : 권세진
지도교수의 영문표기 : Sejin Kwon
학위논문 학위논문(석사) - 한국과학기술원 : 항공우주공학과,
서지주기 참고문헌 : p. 54-57
주제 하이브리드 로켓 엔진
과산화수소
삭마 노즐
삭마율
삭마 지연 시간
Hybrid rocket engine
Hydrogen peroxide
Ablative nozzle
Erosion rate
Ablation delay
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