하이브리드 로켓 추진 실험 보고서
- 최초 등록일
- 2013.03.27
- 최종 저작일
- 2012.04
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목차
1. 실험목적
2. 이 론 [1][3][4]
3. 실험장치 및 방법 [1][3][4]
4. 실험 결과 및 토의 [1]
5. 참고문헌
본문내용
1. 실험목적
하이브리드 추진연소를 이용하여 로켓 추진의 기본특성을 이해하고, 하이브리드 로켓 연소기 설계에 있어 요구되는 주요 변수들의 관계를 알아보고자 다이아프램(Diaphragm)의 유무에 따른 실험결과를 분석한다.
2. 이 론 [1][3][4]
⑴ 하이브리드 로켓 추진 개요
① 로켓 작동원리
대부분의 로켓엔진은 고온·고속으로 방출되는 기체로 추진력을 생성한다. 이 기체는 일반적으로 높은 압력의 연소실 내부에서 연료와 산화제로 구성된 고체 또는 액체 추진제가 연소되어 만들어진다. 즉, 연료와 산화제의 연소 작용에 의해 발생된 연소가스를 엔진의 노즐 밖으로 내보내면서 힘을 얻는 것이다. 이렇게 연소가스를 밖으로 내보내면 뉴턴의 작용-반작용 법칙, 운동량 보존 법칙에 의해서 연소가스가 가진 운동량만큼 추진력을 얻는다.
② 로켓 추진 방식
로켓 추진은 공기 흡입 추진방식과 다르게 산화제와 연료를 비행체에 탑재하기 때문에 외부 공기의 영향을 적게 받아 운용 고도 및 속도 범위가 매우 넓고, 비교적 시스템이 단순하고 대기권 밖의 운용에 적합한 장점이 있다. 화학 로켓 추진은 연료와 산화제의 형태에 따라 3종류로 나누어진다.
⒜ 액체로켓
액체로켓은 추진제 분사기헤드, 연소실 및 노즐, 가스발생기, 터보펌프로 이루어지는 엔진부와 추진제 저장탱크, 공급장치, 유량조절장치, 추력방향 조절 시스템으로 구성된 추진제 공급부로 이루어져 있다.
연료와 산화제는 모두 액체 상태로 연소실에서 기화 및 연소반응하여 고온 고압의 가스가 발생하고 추진력을 얻는다. 산화제는 주로 액체산소(LOX), 연료는 액체수소가 사용된다. 이들은 모두 극저온 상태로 저장되며 연소실에 고압으로 공급하기 위하여 터보 펄프나 헬륨을 이용한 가압 장치가 요구된다. 따라서 시스템이 복잡하고, 가동 시 진동에 의한 연소실 폭발의 위험성이 존재한다. 이러한 진동은 민감한 제어장치에 치명적인 손상을 주기도 하며 탑재물을 손상시키기도 한다. 그러나 추력의 제어가 가능하고 가장 좋은 비추력()을 갖는 장점이 있어 대형 추진체에 적합하다. 또 고체로켓과는 달리 재 점화가 가능하지만 즉시발사가 곤란하다.
참고 자료
한국항공대학교. 항공우주 및 기계공학부, “응용 공학 실험”, 2012년. pp 27-37
김학철, “용융성 다이아프램을 이용한 하이브리드 로켓의 연소 특성 연구”, 2011년 2월, 한국항공대 대학원, pp 4-51
구자예, Roket Engineering, 2008년, 교보문고, pp 228-257
키무라 이츠로, “로켓공학”, 2004년, 경문사, 495-626