A sounding rocket utilizing hybrid propulsion system has been used because hybrid rockets have the higher specific impulse, controllable throttle system, and re-ignitable system than solid rockets. In additions, hybrid rockets are more cost-effective due to its simplicity, and it has a more stable driving system. This study introduces the scale-up process of 2,500 N class $H_2O_2$/HDPE hybrid rocket and tries to verify its performance through numerical internal ballistic. This paper investigated the possibility of thrust increase as changing of a number of solid fuel ports and oxidizer mass flow rate using the 250 N $H_2O_2$/HDPE hybrid rocket. The weight and length of the engine were reduced using the multi-port solid fuel, and the engine was designed considering the water hammering and hard start due to an increase of oxidizer mass flow rate by 10 times the scale up. More than 90 % of the design thrust and the oxidizer to fuel ratio (O/F) close to the design value were confirmed through a hot-fire test of 2,500 N $H_2O_2$/HDPE hybrid rocket. The regression rate was 4.87 mm/s, the pressure drop of the catalytic bed was 3.6 bar, and ignition delay was 0.48 sec. It was also confirmed that the calculated pressure was very similar to the experimental pressure. The change of combustion efficiency was confirmed by the number of port and port diameter of solid fuel. It was found that the linearity was difficult to predict when the scale-up was carried out using the equation of regression rate derived from the 250 N class $H_2O_2$/HDPE hybrid rocket of the KAIST Rocket laboratory.
하이브리드 로켓은 액체 로켓에 비해 시스템이 단순하여 경제적으로 시스템을 구성할 수 있으며, 고체 로켓에 비하여 비추력이 높고 안정성 면에서 우수하여 과학 로켓에 적용이 되어왔다. 본 연구에서는 과학 로켓 적용을 위한 2,500 N 급 $H_2O_2$/HDPE 하이브리드 로켓의 스케일 업 과정을 소개하고 연소 시험과 내탄도 해석을 통해 성능 검증을 시도하였다. 250 N $H_2O_2$/HDPE 하이브리드 로켓을 활용하여 산화제 유량과 고체 연료 포트 개수의 변화를 통해 스케일 업 가능성 평가를 하였다. 멀티 포트 고체 연료를 통하여 엔진의 경량화 및 소형화를 진행하였으며, 10배의 스케일 업을 통한 유량 증가로 수격 현상과 하드 스타트를 고려하여 엔진 설계를 하였다. 연소 시험을 통해 설계 O/F 비에 근접한 값과 설계 추력의 90 % 이상의 추력을 확인하였고 내탄도 예측과 비교하여 유사한 추진 성능을 파악하였다. 멀티 포트 고체 연료의 포트 개수와 직경 변화에 따라 고체 연료의 연소율 변화를 확인하였고 기존의 250 N $H_2O_2$/HDPE 하이브리드 로켓에서 도출된 후퇴율식을 이용하여 스케일 업을 진행하였을 때 선형성이 예측이 어려운 것으로 파악되었다.
