Hybrid rockets are safer than solid motors, have high specific impulse performance, and are structurally simpler and less costly than liquid rockets, and have been used as propulsion engines for sounding rockets. However, due to the low regression rate of the fuel, the hybrid rocket has a higher length to diameter ratio than a solid motor or liquid rocket. This leads to flight instability, increased structural load, increased weight, and combustion instability. To alleviate the effects of low regression rate, a simple circular multi-port geometry was considered to improve the length to diameter ratio. As the propellant, 90 wt.% of hydrogen peroxide and high density polyethylene were used. A multi-port design was implemented to control the fuel length and the merging of the fuel ports at the same diameter while maintaining the rocket performance of single port fuel. For this purpose, the fuels with 1, 2, 3, and 14 ports were designed by predicting the final port diameter by the regression rate for the propellant combination. Compared to the single port fuel, the length was reduced to 60 percent for 3 ports, and 30 percent for 14 ports design. As the result of experiment at the same thruster shape and oxidizer flow rate, the regression rate of the fuel increased with the decrease of the length and the increase of number of ports, and the efficiency of characteristic velocity, the volume, specific impulse increased. The pressure instability increased slightly in 2 and 3 ports fuels compared to the single port and decreased in the fuel with 14 ports. The frequency characteristics showed low frequency of less than 50 Hz for all fuels and the similar tendency of pressure instability for over 50 Hz range. The application of the simple cylindrical multi-port improved the rocket performance and shortened the length to diameter ratio of the hybrid rocket.
하이브리드 로켓은 고체 모터보다 안전하며 높은 비추력 성능을 가지고, 액체 로켓에 비하여 구조적으로 단순하고 비용이 저렴한 장점으로 인하여 사운딩 로켓의 추진기관으로 적용되어 오고 있다. 하지만, 연료의 낮은 후퇴율로 인해 하이브리드 로켓은 고체 모터나 액체 로켓에 비하여 높은 길이 직경 비를 갖는다. 이는 비행 불안정성, 연소 불안정성, 구조하중 증가, 무게 증가를 가져온다. 낮은 후퇴율로 인한 영향을 완화하여 길이 직경 비를 개선하기 위해 단순 원형 멀티포트 형상이 고려되었다. 추진제로 90 wt.% 과산화수소와 고밀도 폴리에틸렌이 사용되었다. 같은 직경의 싱글 포트 연료의 로켓 성능을 유지하면서 연료 포트간의 병합과 연료의 길이를 제어하기 위한 멀티 포트 설계가 수행되었다. 이를 위하여 추진제 조합에 대한 후퇴율 식으로 포트의 연소 후 직경을 예측하여 포트 수 1, 2, 3, 14개의 연료가 설계되었다. 싱글 포트 에 비해 연료의 길이가 포트 수 3개일 때 60 %, 14개 일 때 30 % 수준까지 단축되었다. 동일 추력기 형상과 산화제 유량에서 수행된 실험 결과로 길이 단축과 포트 수 증가에 따라 연료의 후퇴율이 증가하였고 특성 속도 효율, 체적효율, 비추력 효율이 증가하였다. 압력 불안정성은 포트 수 2개와 3개의 형상에서 싱글 포트에 비하여 조금 증가하였고 포트 수 14개 에서는 감소 하였다. 주파수 특성에서는 모든 연료에서 50 Hz 이하의 저주파 특성을 보였고 50 Hz 이상 영역에서는 압력 불안정성이 나타내는 경향과 유사한 특성을 보였다. 단순 원통형 멀티포트의 적용을 통해 로켓 성능 개선과 하이브리드 로켓의 길이 직경 비를 단축시킬 수 있었다.
