KR20230088238A - Solid fuel of hybrid rocket for space launch vehicle - Google Patents

Abstract

본 발명은 연소 초기 단계에서 고체연료의 연소 표면적을 넓게 확보하여 같은 중량의 다른 포트 형상 고체연료 대비 추력 성능을 극대화함은 물론, 연소 종말 단계에서 고체연료의 잔존 중량을 최소화하여 우주 발사체에 적용할 경우, 도달 고도를 향상할 수 있는 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료에 관한 것이다.
이를 위해, 하이브리드 로켓용 고체연료는 로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로와, 로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 중심유로를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고 가상의 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로와, 평단면 상태에서 가지유로의 말단부에 배치되고 가지유로보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로를 포함한다.The present invention maximizes the thrust performance compared to other port-shaped solid fuels of the same weight by securing a wide combustion surface area of solid fuel in the initial stage of combustion, and minimizes the residual weight of solid fuel in the final stage of combustion to be applied to space launch vehicles. In this case, it relates to a solid fuel for a hybrid rocket for a space launch vehicle capable of improving the reaching altitude.
To this end, the solid fuel for hybrid rockets has a central passage formed through the center of the solid fuel corresponding to the propulsion direction of the rocket, and a circumference of virtual concentric circles centered on the central passage in a plane section perpendicular to the propulsion direction of the rocket. It includes a plurality of branch passages spaced apart from each other and extending in the radial direction of an imaginary concentric circle, and a control passage disposed at an end of the branch passage in a planar cross-section state and extending to a larger width than the branch passage.

Description

우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료{SOLID FUEL OF HYBRID ROCKET FOR SPACE LAUNCH VEHICLE}Solid fuel of hybrid rocket for space launch vehicle {SOLID FUEL OF HYBRID ROCKET FOR SPACE LAUNCH VEHICLE}

본 발명은 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 연소 초기 단계에서 고체연료의 연소 표면적을 넓게 확보하여 같은 중량의 다른 포트 형상 고체연료 대비 연소 초기 추력 성능을 극대화함은 물론, 연소 종말 단계에서 고체연료의 잔존 중량을 최소화하여 우주 발사체에 적용할 경우, 이륙 안정성과 도달 고도를 향상할 수 있는 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료에 관한 것이다.The present invention relates to a solid fuel for a hybrid rocket for a space launch vehicle, and more specifically, secures a wide combustion surface area of the solid fuel in the initial stage of combustion, thereby maximizing the initial thrust performance of combustion compared to other port-shaped solid fuels of the same weight. , Solid fuel for hybrid rockets for space launch vehicles that can improve take-off stability and reach altitude when applied to space launch vehicles by minimizing the residual weight of solid fuel at the final stage of combustion.

일반적으로, 고체 로켓 추진기관은 산화제와 고체연료의 화학반응을 통해 에너지를 발생시키는 화학식 추진기관의 일종으로 구조가 단순하고, 신뢰성이 높으면서도 큰 추력을 발생시켜 유도탄 또는 무유도탄 등의 무기체계 및 우주발사체에 광범위하게 사용된다.In general, a solid rocket propulsion engine is a type of chemical propulsion engine that generates energy through a chemical reaction between an oxidizer and a solid fuel. It is widely used in space launch vehicles.

고체연료는 점화기에 의해 내경면이 점화되고 내경면에서 외경면 쪽으로 연소하면서 생성한 연소가스의 압력에 의하여 운동에너지를 부여함으로써, 목표하는 포구속도로 고체 로켓 추진기관을 원하는 지점까지 이동시키는 것이다.The solid fuel is ignited on the inner diameter surface by an igniter and burns from the inner diameter surface toward the outer diameter surface, giving kinetic energy by the pressure of the combustion gas generated to move the solid rocket propulsion engine to a desired point at a target muzzle velocity.

고체 로켓 추진기관은 고체연료가 유동성이 없는 고체이므로, 고체 로켓 추진기관 작동 중 고체연료의 양 조절이 불가능하므로, 체계 요구 조건을 만족시킬 수 있는 작동시간, 발생 추력 및 연소실 압력 등을 반영하고 저장조건, 노화특성, 연소불안정성 및 고체연료의 응력해석 등을 고려하여 고체연료 그레인 형상을 결정하는 내탄도 설계가 중요하다. 내탄도 설계시 중요한 입력값으로 고체연료 조성에 따른 연소가스 특성값과 고체연료 연소속도 및 고체연료 물성 등이 있다.Since the solid fuel is immobile in solid rocket propulsion engines, it is impossible to control the amount of solid fuel during operation of solid rocket propulsion engines, so the operation time, generated thrust, and combustion chamber pressure that can satisfy system requirements are reflected and stored. It is important to design ballistic resistance to determine the shape of solid fuel grains by considering conditions, aging characteristics, combustion instability, and stress analysis of solid fuel. Important input values in designing ballistic resistance include combustion gas characteristic values according to solid fuel composition, solid fuel combustion rate, and solid fuel physical properties.

이때 에너지 변환에 의해 연소 불안정(Combustion instability)이 발생할 수 있는데, 연소불안정이란 고체 로켓 내에서 고체연료가 연소 시 연소 그자체, 연소실 내 연소 가스의 흐름 그리고 연소실 벽(walls)간의 복잡한 상호 작용에 의한 증폭능력이 자연적인 감쇄(damping)능력보다 커져 가스 흐름의 교란 상태의 크기가 증폭되는 현상으로 고체 로켓 추진기관에서 자주 발생하는 문제점들 중의 하나이다. 이러한 현상이 발생하면, 고체연료 연소속도가 빨라지게 되므로 모터 압력이나 추력이 설계치보다 높아지는 경우가 많게 되며, 모터의 진동이나 추력의 맥동을 유발하여 탄도에 악영향을 줄 수 있으며, 심할 경우 모터 파열까지 이를 수 있는 위험이 있다.At this time, combustion instability can occur due to energy conversion. Combustion instability is caused by the complex interaction between the combustion itself, the flow of combustion gas in the combustion chamber, and the walls of the combustion chamber when the solid fuel is burned in the solid rocket. It is a phenomenon in which the amplification capacity becomes larger than the natural damping capacity, and the size of the disturbance state of the gas flow is amplified, which is one of the problems that frequently occur in solid rocket propulsion engines. When this phenomenon occurs, the combustion speed of solid fuel increases, so the motor pressure or thrust is often higher than the design value, and it can cause vibration of the motor or pulsation of thrust, which can adversely affect the trajectory, and in severe cases, even rupture of the motor. There are risks to this.

대한민국 등록특허공보 제10-1965581호 (발명의 명칭 : 로켓용 추진제 그레인 및 그 제조 방법, 2019. 04. 04. 공고)Republic of Korea Patent Registration No. 10-1965581 (Title of Invention: Propellant Grain for Rocket and Manufacturing Method, 2019. 04. 04. Announcement)

본 발명의 목적은 종래의 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 연소 초기 단계에서 고체연료의 연소 표면적을 넓게 확보하여 같은 중량의 다른 포트 형상 고체연료 대비 연소 초기 추력 성능을 극대화함은 물론, 연소 종말 단계에서 고체연료의 잔존 중량을 최소화하여 우주 발사체에 적용할 경우, 이륙 안정성과 도달 고도를 향상할 수 있는 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료를 제공함에 있다.An object of the present invention is to solve the conventional problems, to maximize the combustion initial thrust performance compared to other pot-shaped solid fuels of the same weight by securing a wide combustion surface area of solid fuel at the initial stage of combustion, The object of the present invention is to provide a solid fuel for a hybrid rocket for a space launch vehicle that can improve take-off stability and reach altitude when applied to a space launch vehicle by minimizing the residual weight of the solid fuel.

상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위한 바람직한 실시예에 따르면, 본 발명에 따른 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료는 로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로; 로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고, 상기 가상의 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로; 및 상기 평단면 상태에서 상기 가지유로의 말단부에 배치되고, 상기 가지유로보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로;를 포함하되, 상기 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하고 상기 조절유로가 내접하는 가상의 조절원으로부터 연료의 외주면인 가상의 커버원까지에는, 커버블럭;이 형성되고, 상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이에는, 상기 커버블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되는 평행블럭;이 형성되며, 상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로 사이에는, 상기 평행블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되고 그 폭이 좁아지는 수렴블럭;이 형성된다.According to a preferred embodiment for achieving the object of the present invention described above, the solid fuel of the hybrid rocket for a space launch vehicle according to the present invention includes a central flow path formed through the center of the solid fuel in response to the propulsion direction of the rocket; A plurality of branch passages spaced apart along the circumference of an imaginary concentric circle centered on the central passage in a flat section perpendicular to the propulsion direction of the rocket and extending in a radial direction of the imaginary concentric circle; and a control passage disposed at an end portion of the branch passage in the planar cross-sectional state and extending to a greater width than the branch passage, wherein the control passage is inscribed with the central passage as the center in the planar cross-section state. A cover block is formed from the control circle to the imaginary cover circle, which is the outer circumferential surface of the fuel, and a parallel block extending from the cover block toward the central passage is formed between two control passages adjacent to each other in the planar cross-sectional state. A converging block extending from the parallel block toward the central channel and narrowing in width is formed between the two channels adjacent to each other in the planar cross-sectional state.

여기서, 상기 가지유로는, 상기 평단면 상태에서 상기 가상의 동심원의 둘레를 따라 등간격으로 이격 배치된다.Here, the branch passages are spaced apart at equal intervals along the circumference of the virtual concentric circle in the planar cross-sectional state.

여기서, 상기 조절유로는, 상기 평단면 상태에서 상기 가상의 조절원의 둘레를 따라 등간격으로 이격 배치된다.Here, the control passages are spaced apart at equal intervals along the circumference of the imaginary control circle in the planar cross-sectional state.

여기서, 상기 조절유로는, 상기 평단면 상태에서 등변 사다리꼴 형상, 이등변 삼각형 형상, 정삼각형 형상, 원형 형상, 타원형 형상, 마름모 형상 중 어느 하나의 형상을 나타낸다.Here, the control passage exhibits any one of an isosceles trapezoidal shape, an isosceles triangular shape, an equilateral triangle shape, a circular shape, an elliptical shape, and a diamond shape in the planar cross-sectional state.

여기서, 상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이의 최소 간격을 w 라고 하고, 상기 커버블럭의 최대 두께를 t 라고 하면, w 는 2t 와 같거나 작다.Here, assuming that the minimum distance between two control passages adjacent to each other in the flat section state is w and the maximum thickness of the cover block is t, w is equal to or smaller than 2t.

여기서, 상기 가지유로에는, 상호 인접한 두 수렴블럭 중 어느 하나의 측면을 형성하는 제1유로면; 및 상호 인접한 두 수렴블럭 중 다른 하나의 측면을 형성하는 제2유로면;이 포함되고, 상기 제1유로면과 상기 제2유로면은, 두 유로면의 중심을 지나는 가상의 선을 중심으로 대칭이거나 평행하다.Here, in the branch passage, a first passage surface forming one side of two mutually adjacent converging blocks; and a second flow path surface forming a side surface of the other of the two converging blocks adjacent to each other, wherein the first flow path surface and the second flow path surface are symmetric about an imaginary line passing through the centers of the two flow path surfaces. this is parallel

여기서, 상기 평단면 상태에서 상기 조절유로의 모서리 부분과, 상기 가지유로와 상기 조절유로가 만나는 모서리 부분과, 상호 인접한 두 가지유로와 상기 중심유로가 만나는 모서리 부분은, 각각 라운딩 처리된다.Here, in the planar cross-section state, a corner portion of the control passage, a corner portion where the branch passages and the control passage meet, and a corner portion where two adjacent flow passages and the central passage meet are each rounded.

여기서, 상기 조절유로에는, 상기 가상의 조절원의 반경 방향에 대응하여 상기 가지유로와 마주보는 상기 커버블럭에 형성되는 커버면; 상기 커버면과 상기 가지유로의 일측면을 연결시키는 제1조절면; 및 상기 커버면과 상기 가지유로의 타측면을 연결시키는 제2조절면;이 포함되며, 상호 인접한 두 조절유로 중 어느 하나의 상기 제1조절면과 상호 인접한 두 조절유로 중 다른 하나의 상기 제2조절면은, 상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로의 중심을 지나는 가상의 선을 중심으로 대칭을 이루거나 평행하다.Here, in the control passage, a cover surface formed on the cover block facing the branch passage corresponding to the radial direction of the virtual control circle; a first control surface connecting the cover surface and one side of the branch passage; and a second control surface connecting the cover surface and the other side surface of the branch passage, wherein the first control surface of one of the two control passages adjacent to each other and the second control surface of the other of the two control passages adjacent to each other are included. The control surface is symmetrical or parallel about an imaginary line passing through the centers of two mutually adjacent flow passages in the planar cross-sectional state.

여기서, 상기 커버면은, 상기 가상의 조절원의 반경 방향과 수직이거나, 상기 가상의 조절원과 동심인 원호 형태를 갖는다.Here, the cover surface has a circular arc shape perpendicular to the radial direction of the virtual control circle or concentric with the virtual control circle.

여기서, 상기 커버블럭에는, 상기 조절유로와 마주보는 마감면; 상기 마감면의 일단부에서 상호 인접한 두 조절유로 사이로 연장되는 제1수렴면; 및 상기 마감면의 타단부에서 상호 인접한 두 조절유로 사이로 연장되는 제2수렴면;이 포함되고, 상호 인접한 두 마감면 사이에는, 상기 제1수렴면과 상기 제2수렴면에 의해 상기 평행블럭을 향해 함몰 형성되는 수렴홈;이 구비된다.Here, the cover block includes a finished surface facing the control passage; A first convergence surface extending between two control passages adjacent to each other at one end of the finished surface; And a second convergence surface extending between two mutually adjacent control passages from the other end of the finish surface; included, between the two mutually adjacent finish surfaces, the parallel block is formed by the first convergence surface and the second convergence surface. A converging groove formed to be recessed toward; is provided.

여기서, 상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 마감면 사이에서 상기 제1수렴면과 상기 제2수렴면이 만나는 부분은, 상기 제1수렴면과 상기 제2수렴면이 라운딩 처리되는 반경값에 따라 상기 커버블럭 또는 상기 평행블럭에 형성된다.Here, the portion where the first convergence surface and the second convergence surface meet between two mutually adjacent finished surfaces in the flat section state is the first convergence surface and the second convergence surface according to the radius value at which the rounding process is performed. It is formed on the cover block or the parallel block.

본 발명에 따른 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료에 따르면, 연소 초기 단계에서 고체연료의 연소 표면적을 넓게 확보하여 같은 중량의 다른 포트 형상 고체연료 대비 연소 초기 추력 성능을 극대화함은 물론, 연소 종말 단계에서 고체연료의 잔존 중량을 최소화하여 우주 발사체에 적용할 경우, 이륙 안정성과 도달 고도를 향상할 수 있다.According to the solid fuel of the hybrid rocket for a space launch vehicle according to the present invention, a wide combustion surface area of the solid fuel is secured at the initial stage of combustion to maximize thrust performance at the initial stage of combustion compared to other port-shaped solid fuels of the same weight, as well as at the final stage of combustion. If applied to a space launch vehicle by minimizing the residual weight of solid fuel, take-off stability and reaching altitude can be improved.

하지만, 단순 실린더 형상 포트를 갖는 종래의 고체연료는 연소 종말 단계에서 연료의 잔존 중량이 없지만, 연소 초기 단계에서 고체연료의 연소 표면적을 넓게 확보하기 어렵고, 추력 성능이 높지 않아 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 이륙시 안정적인 비행을 위한 추력대 중량비를 달성하기 어렵다. 또한, 고체연료의 연소 표면적 증가를 통한 추력 향상을 위해 일반적으로 사용되는 별 형상(star shape)의 포트를 갖는 고체연료는 연소 종말 단계에서 고체연료의 잔존 중량이 초기 고체연료 중량의 10~20%를 차지하여 우주 발사체의 고도 도달에 부정적인 영향을 미친다.However, the conventional solid fuel having a simple cylinder-shaped port has no residual weight of fuel at the end of combustion, but it is difficult to secure a wide combustion surface area of the solid fuel at the initial stage of combustion, and the thrust performance is not high. It is difficult to achieve a thrust-to-weight ratio for stable flight during takeoff. In addition, solid fuel having a star-shaped port, which is generally used to improve thrust through an increase in the combustion surface area of solid fuel, has a residual weight of solid fuel at the end of combustion of 10 to 20% of the initial solid fuel weight , which negatively affects the altitude reach of space launch vehicles.

결국, 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료에 따르면, 수상돌기(dendrite) 형상 연료 포트의 형상 설계를 통해 연소 초기 단계에서 초기에 넓은 연소 표면적을 확보하여 추력 성능을 증가시켜 안정적 발사를 위한 발사체의 초기 추력대 중량비를 만족하고, 연소 종말 단계에서 연료 잔존량을 최소화하여 우주 발사체의 도달 고도를 향상할 수 있다. 또한, 연소 진행에 따른 고체연료의 포트 형상 변화와 무관하게 연소 면적을 조절할 수 있는 내탄도 설계 기법을 확보하고, 원하는 추력 곡선을 갖는 고체연료를 설계할 수 있다.After all, according to the solid fuel of hybrid rockets for space launch vehicles, through the shape design of dendrite-shaped fuel ports, a large combustion surface area is secured in the initial stage of combustion to increase thrust performance and to increase the thrust performance of the launch vehicle for stable launch. It is possible to improve the reach altitude of a space launch vehicle by satisfying the thrust-to-weight ratio and minimizing the remaining amount of fuel at the final stage of combustion. In addition, a ballistic resistance design technique capable of adjusting the combustion area regardless of the change in the shape of the port of the solid fuel according to the progress of combustion is secured, and the solid fuel having a desired thrust curve can be designed.

또한, 본 발명은 연소 종말 단계에서 잔존 연료 질량 분유를 5% 이내로 최소화할 수 있다.In addition, the present invention can minimize the residual fuel mass fraction within 5% at the end of combustion.

또한, 본 발명은 고체연료의 동일 산화제 유량이 공급될 경우, 질량 유량의 변화를 최소화하여 연소 시 연료 산화제 비율 변화로 인해 발생할 수 있는 연소 효율 저하를 방지할 수 있다.In addition, the present invention can prevent a decrease in combustion efficiency that may occur due to a change in the fuel oxidant ratio during combustion by minimizing a change in mass flow rate when the same oxidant flow rate of the solid fuel is supplied.

또한, 본 발명은 다양한 형상의 조절유로를 갖는 고성능 왁스가 적용된 고체연료를 제작할 수 있다.In addition, the present invention can produce a solid fuel to which a high-performance wax is applied having a control passage of various shapes.

또한, 본 발명은 하이브리드 로켓의 이륙 시 우주 발사체의 추력대 중량비를 확보하여 발사 초기 우주 발사체의 비행 안정성 증대, 우주 발사체의 최종 도달 고도 및 위성 탑재 가능 중량의 향상 등 성능 고도화에 이바지할 수 있다.In addition, the present invention secures the thrust-to-weight ratio of the space launch vehicle at the time of take-off of the hybrid rocket, thereby increasing the flight stability of the space launch vehicle in the initial stage of launch, and contributing to the advancement of performance such as the improvement of the final altitude of the space launch vehicle and the weight that can be mounted on satellites.

도 1은 본 발명의 제1실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료를 도시한 평단면도이다.
도 2는 도 1의 "A" 부분을 도시한 확대도이다.
도 3은 본 발명의 제2실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료를 도시한 평단면도이다.
도 4는 도 3의 "B" 부분을 도시한 확대도이다.1 is a cross-sectional plan view showing a solid fuel for a hybrid rocket according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is an enlarged view illustrating part “A” of FIG. 1 .
3 is a plan cross-sectional view showing a solid fuel for a hybrid rocket according to a second embodiment of the present invention.
FIG. 4 is an enlarged view illustrating part “B” of FIG. 3 .

이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료의 일 실시예를 설명한다. 이때, 본 발명은 실시예에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 또한, 본 발명을 설명함에 있어서, 공지된 기능 혹은 구성에 대해 구체적인 설명은 본 발명의 요지를 명확하게 하기 위해 생략될 수 있다.Hereinafter, an embodiment of a solid fuel for a hybrid rocket according to the present invention will be described with reference to the accompanying drawings. At this time, the present invention is not limited or limited by the examples. In addition, in describing the present invention, detailed descriptions of well-known functions or configurations may be omitted to clarify the gist of the present invention.

도 1과 도 2를 참조하면, 본 발명의 제1실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료는 로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로(11)와, 로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 중심유로(11)를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로(12)와, 평단면 상태에서 가지유로(12)의 말단부에 배치되고 가지유로(12)보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로(13)를 포함한다.1 and 2, the solid fuel for a hybrid rocket according to the first embodiment of the present invention has a central flow path 11 formed through the center of the solid fuel in correspondence with the propulsion direction of the rocket, and the propulsive direction of the rocket A plurality of branch passages 12 spaced apart along the circumference of a virtual concentric circle centered on the central passage 11 in a planar cross-section state perpendicular to and extending in the radial direction of the concentric circle, and a branch passage 12 in a planar section state ) and includes a control passage 13 extending to a larger width than the branch passage 12.

이에 따라, 평단면 상태에서 중심유로(11)를 중심으로 하고 조절유로(13)가 내접하는 가상의 조절원으로부터 연료의 외주면인 가상의 커버원까지에는 링 형상의 커버블럭(14)이 형성된다. 또한, 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로(13) 사이에는 커버블럭(14)에서 중심유로(11)를 향해 연장되는 평행블럭(15)이 형성된다. 평행블럭(15)은 상호 인접한 두 조절유로(13)에서 마주보는 제1조절면(132)과 제2조절면(133)을 따라 중심유로(11)를 향해 연장된다. 또한, 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로(12) 사이에는 평행블럭(15)에서 중심유로(11)를 향해 연장되고, 그 폭이 좁아지는 수렴블럭(16)이 형성된다.Accordingly, a ring-shaped cover block 14 is formed from a virtual control circle centered on the central flow passage 11 and inscribed with the control flow passage 13 in a planar cross-section state to a virtual cover circle that is the outer circumferential surface of the fuel. . In addition, a parallel block 15 extending from the cover block 14 toward the central passage 11 is formed between the two control passages 13 adjacent to each other in a planar cross-sectional state. The parallel block 15 extends toward the central passage 11 along the first control surface 132 and the second control surface 133 facing each other in the two adjacent control passages 13 . In addition, a converging block 16 extending from the parallel block 15 toward the central passage 11 and narrowing in width is formed between the two passages 12 adjacent to each other in a planar cross-sectional state.

그러면, 본 발명의 제1실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료는 중심유로(11)와, 가지유로(12)와, 조절유로(13)가 관통 형성된 중공의 원통 형상을 나타낸다.Then, the solid fuel for a hybrid rocket according to the first embodiment of the present invention has a hollow cylindrical shape through which the central passage 11, the branch passage 12, and the control passage 13 are formed.

중심유로(11)는 평단면 상태에서 가상의 동심원 형태를 나타낸다.The central channel 11 shows a virtual concentric circle shape in a planar cross-section state.

가지유로(12)는 평단면 상태에서 가상의 동심원의 둘레를 따라 등간격으로 이격 배치된다.The branch passages 12 are spaced apart at equal intervals along the circumference of a virtual concentric circle in a planar cross-sectional state.

가지유로(12)에는 상호 인접한 두 수렴블럭(16) 중 어느 하나의 측면을 형성하는 제1유로면(121)과, 상호 인접한 두 수렴블럭(16) 중 다른 하나의 측면을 형성하는 제2유로면(122)이 포함된다. 이때, 제1유로면(121)과 제2유로면(122)은 두 면의 중심을 지나는 가상의 선을 기준으로 대칭을 이루거나 평행하다.In the branch passage 12, a first passage surface 121 forming one side of two converging blocks 16 adjacent to each other and a second passage forming a side surface of the other of the two converging blocks 16 adjacent to each other. Face 122 is included. At this time, the first flow path surface 121 and the second flow path surface 122 are symmetrical or parallel with respect to an imaginary line passing through the centers of the two surfaces.

여기서, R1 은 평단면 상태에서 가상의 동심원의 반경을 나타내고, R2 는 평단면 상태에서 중심유로(11)를 중심으로 하고 가지유로(12)와 조절유로(13)의 경계를 연결하는 가상의 가지원의 반경을 나타내며, R3 은 평단면 상태에서 가상의 조절원의 반경을 나타내고, R4 는 평단면 상태에서 중심유로(11)를 중심으로 하고 커버블럭(14)이 내접하는 가상의 커버원이자 본 발명의 제1실시예에 따른 고체연료의 반경을 나타낸다. 또한, R2-R1 은 평단면 상태에서 가상의 동심원의 반경 방향을 기준으로 가지유로(12)의 길이 또는 수렴블럭(16)의 길이를 나타내고, R3-R2 는 평단면 상태에서 가상의 가지원의 반경 방향을 기준으로 조절유로(13)의 길이 또는 평행블럭(15)의 길이를 나타내고, R4-R3 은 평단면 상태에서 가상의 조절원의 반경 방향을 기준으로 커버블럭(14)의 길이를 나타낸다.Here, R1 represents the radius of a virtual concentric circle in a planar cross-section state, and R2 is a virtual branch connecting the boundary of the branch passage 12 and the control passage 13 with the central passage 11 as the center in the planar cross-section state. Represents the radius of a circle, R3 represents the radius of a virtual control circle in a flat cross-section state, R4 is a virtual cover circle centered on the central flow path 11 in a plane cross-section state and the cover block 14 is inscribed Shows the radius of the solid fuel according to the first embodiment of the invention. In addition, R2-R1 represents the length of the branch passage 12 or the length of the convergence block 16 based on the radial direction of the imaginary concentric circle in the flat section state, and R3-R2 represents the length of the virtual branch circle in the plane section state. Represents the length of the control passage 13 or the length of the parallel block 15 based on the radial direction, R4-R3 represents the length of the cover block 14 based on the radial direction of the imaginary control circle in a planar cross-section state .

조절유로(13)는 평단면 상태에서 가상의 조절원의 둘레를 따라 등간격으로 이격 배치된다.The control passages 13 are spaced apart at regular intervals along the circumference of the imaginary control circle in a planar cross-sectional state.

조절유로(13)는 평단면 상태에서 등변 사다리꼴 형상, 이등변 삼각형 형상, 정삼각형 형상, 원형 형상, 타원형 형상, 마름모형 형상 중 어느 하나의 형상을 나타낸다.The control channel 13 exhibits any one shape among an isosceles trapezoidal shape, an isosceles triangular shape, an equilateral triangle shape, a circular shape, an elliptical shape, and a rhombus shape in a planar cross-sectional state.

다른 표현으로, 평단면 상태에서 조절유로(13)는 가상의 조절원의 반경 방향을 기준으로 가지유로(12)의 말단부로부터 확장되는 형태를 나타냄에 따라 조절유로(13)는 등변 사다리꼴 형상, 이등변 삼각형 형상, 정삼각형 형상 중 어느 하나의 형상을 나타낼 수 있다. 그러면, 조절유로(13)에는 가상의 조절원의 반경 방향에 대응하여 가지유로(12)와 마주보는 커버블럭(14)의 내주면에 형성되는 커버면(131)과, 커버면(131)과 가지유로(12)의 일측면을 연결시키는 제1조절면(132)과, 커버면(131)과 가지유로(12)의 타측면을 연결시키는 제2조절면(133)이 포함된다. 이때, 상호 인접한 두 조절유로(13) 중 어느 하나의 제1조절면(132)과 상호 인접한 두 조절유로(13) 중 다른 하나의 제2조절면(133)은 평단면 상태에서 상호 인접한 가지유로(12)의 중심을 지나는 가상의 선을 중심으로 대칭을 이루거나 평행하다. 또한, 커버면(131)은 평단면 상태에서 가상의 조절원의 반경 방향과 수직이거나 가상의 조절원과 일치할 수 있다. 일예로, 커버면(131)은 직선일 경우 가상의 조절원의 반경 방향과 수직으로 형성된다. 다른 예로, 커버면(131)은 원호일 경우 가상의 조절원과 동심인 원호 형태를 갖는 것으로, 평단면 상태에서 가상의 조절원과 커버면이(131) 일치한다.In other words, in the planar cross-section state, the control passage 13 shows a shape extending from the distal end of the branch passage 12 based on the radial direction of the imaginary control circle, so the control passage 13 has an isosceles trapezoidal shape, isosceles Any one of a triangular shape and an equilateral triangle shape may be represented. Then, in the control passage 13, the cover surface 131 formed on the inner circumferential surface of the cover block 14 facing the branch passage 12 corresponding to the radial direction of the virtual control circle, and the cover surface 131 and the branches A first control surface 132 connecting one side of the passage 12 and a second control surface 133 connecting the cover surface 131 and the other side of the branch passage 12 are included. At this time, the first control surface 132 of any one of the two control passages 13 adjacent to each other and the second control surface 133 of the other one of the two control passages 13 adjacent to each other are branched passages adjacent to each other in a flat cross-sectional state. It is symmetrical or parallel about an imaginary line passing through the center of (12). In addition, the cover surface 131 may be perpendicular to the radial direction of the virtual control circle or coincide with the virtual control circle in a planar cross-sectional state. For example, if the cover surface 131 is a straight line, it is formed perpendicular to the radial direction of the virtual control circle. As another example, the cover surface 131 has a circular arc shape concentric with the virtual control circle when it is a circular arc, and the virtual control circle and the cover surface 131 coincide with each other in a planar cross-section state.

다른 표현으로, 평단면 상태에서 조절유로(13)는 가상의 조절원의 반경 방향을 기준으로 가지유로(12)의 말단부로부터 확장되었다가 커버블럭(14)을 향해 수렴하는 형태를 나타냄에 따라 조절유로(13)는 원형 형상, 타원형 형상, 마름모형 형상 중 어느 하나의 형상을 나타낼 수 있다. 그러면, 조절유로(13)에는 커버면(131)과, 제1조절면(132)과, 제2조절면(133)이 포함된다. 이때, 조절유로(13)가 원형 형상인 경우, 커버면(131)과, 제1조절면(132)과, 제2조절면(133)이 동일한 곡률의 원호 형상을 나타낸다. 또한, 조절유로(13)가 타원형 형상인 경우, 제1조절면(132)과, 제2조절면(133)이 동일한 곡률의 원호 형상을 나타내고, 커버면은 제1조절면(132)과 다른 곡률의 원호 형상을 나타낸다. 또한, 조절유로(13)가 마름모형 형상인 경우, 커버면(131)은 커버블럭(14)의 내주면으로부터 상호 반대 방향으로 경사지게 형성되고, 제1조절면(132)과, 제2조절면(133)은 커버면(131)의 양단부에서 각각 가지유로(12)를 향해 연장된다.In other words, in the planar cross-section state, the control passage 13 expands from the distal end of the branch passage 12 based on the radial direction of the virtual control circle and then converges toward the cover block 14. The passage 13 may have any one of a circular shape, an elliptical shape, and a rhombic shape. Then, the control passage 13 includes the cover surface 131 , the first control surface 132 , and the second control surface 133 . At this time, when the control channel 13 has a circular shape, the cover surface 131, the first control surface 132, and the second control surface 133 exhibit the arc shape of the same curvature. In addition, when the control channel 13 has an elliptical shape, the first control surface 132 and the second control surface 133 exhibit the same arc shape, and the cover surface is different from the first control surface 132. Represents the shape of an arc of curvature. In addition, when the control passage 13 has a diamond shape, the cover surface 131 is formed inclined in opposite directions from the inner circumferential surface of the cover block 14, and the first control surface 132 and the second control surface ( 133 extend toward the branch passages 12 from both ends of the cover surface 131 .

평단면 상태에서 조절유로(13)의 모서리 부분과, 가지유로(12)와 조절유로(13)가 만나는 모서리 부분과, 상호 인접한 두 가지유로(12)와 중심유로(11)가 만나는 모서리 부분은, 각각 라운딩 처리된다. 좀더 자세하게, 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로(12)와 중심유로(11)가 만나는 모서리 부분에는 수렴라운딩부(21)가 형성되고, 평단면 상태에서 가지유로(12)와 조절유로(13)가 만나는 모서리 부분에는 연결라운딩부(22)가 형성되며, 조절유로(13)의 모서리 부분에는 조절라운딩부가 형성된다.In the flat section state, the corner of the control passage 13, the corner where the branch passage 12 and the control passage 13 meet, and the corner where the two adjacent passages 12 and the central passage 11 meet , each of which is rounded. In more detail, a converging rounding portion 21 is formed at the corner where the two adjacent flow passages 12 and the central passage 11 meet in a flat cross-section state, and the branch passage 12 and the control passage 13 in a flat cross-sectional state. ) is formed at the corner portion where they meet, and the adjustment rounding portion is formed at the corner portion of the control passage 13 .

평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로(13) 사이의 최소 간격을 w 라고 하고, 커버블럭(14)의 최대 두께를 t 라고 하면, w 는 2t 와 같거나 작도록 하여 연소 종말단계에서 평행블럭(15)의 불완전 연소 현상을 방지할 수 있다. 여기서, w 가 2t 보다 커지면, 연소 과정에서 평행블럭(15)이 연소되기 전에 커버블럭(14)이 연소되므로, 연소 진행시 연소실의 내벽면 또는 내벽면과 연료 외주면 사이의 라이너가 고압 고온의 연소 환경에 장기간 노출되는 문제점이 있다.Assuming that the minimum distance between the two control passages 13 adjacent to each other in the flat section state is w and the maximum thickness of the cover block 14 is t, w is equal to or smaller than 2t, so that the parallel block at the end of combustion ( 15) can prevent incomplete combustion. Here, when w is greater than 2t, since the cover block 14 is burned before the parallel block 15 is burned during the combustion process, the inner wall surface of the combustion chamber or the liner between the inner wall surface and the outer circumferential surface of the fuel is burned at high pressure and high temperature. There is a problem with long-term exposure to the environment.

또한, 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로(13) 사이의 최소 간격을 w 라고 하고, 커버블럭(14)의 최대 두께를 t 라고 하면, w 는 t 와 같거나 크고 2t 와 같거나 작도록 하여 평행블럭(15)의 연소길이가 커버블럭(14)의 연소길이와 같거나 작아지도록 하고, 연소의 종말단계에서 평행블럭(15)의 불완전 연소를 방지할 수 있다.In addition, assuming that the minimum distance between the two control passages 13 adjacent to each other in the planar section state is w and the maximum thickness of the cover block 14 is t, w is equal to or larger than t and equal to or smaller than 2t The burning length of the parallel block 15 is equal to or smaller than the burning length of the cover block 14, and incomplete combustion of the parallel block 15 can be prevented at the end of combustion.

상호 인접한 두 조절유로(13) 사이의 최소 간격은 상호 인접한 두 조절유로(13) 중 어느 하나의 제1조절면(132)과 상호 인접한 두 조절유로(13)에서 다른 하나의 제2조절면(133) 사이 간격으로 정의할 수 있다.The minimum distance between the two mutually adjacent control passages 13 is the first control surface 132 of any one of the two mutually adjacent control passages 13 and the second control surface of the other of the two mutually adjacent control passages 13 ( 133) can be defined as the interval between

커버블럭(14)의 최대 두께는 조절유로(13)의 커버면(131)과 커버블럭(14)의 외주면인 가상의 커버원 사이 간격으로 정의할 수 있다.The maximum thickness of the cover block 14 can be defined as the distance between the cover surface 131 of the control passage 13 and a virtual cover circle that is the outer circumferential surface of the cover block 14 .

여기서, w 가 t 보다 작아지면, 총 연소시간 대비 수렴블럭(16)과 평행 블록(15)의 연소시간이 매우 짧아져 연소 면적이 급격히 줄어든 상태에서의 연소구간이 길어지므로 추력성능이 저하되는 한편, 연소 효율이 낮아지는 문제점이 있다. 또한, w 가 2t 보다 커지면, 연소 과정에서 평행블럭(15)이 연소되기 전에 커버블럭(14)이 연소되므로, 연소 진행시 연소실의 내벽면 또는 내벽면과 연료 외주면 사이의 라이너가 고압 고온의 연소 환경에 장기간 노출되는 문제점이 있다.Here, when w is smaller than t, the combustion time of the convergence block 16 and the parallel block 15 compared to the total combustion time is very short, so that the combustion section in a state where the combustion area is rapidly reduced is longer, so the thrust performance deteriorates. , there is a problem that the combustion efficiency is lowered. In addition, when w is greater than 2t, since the cover block 14 is burned before the parallel block 15 is burned during the combustion process, the inner wall surface of the combustion chamber or the liner between the inner wall surface and the outer circumferential surface of the fuel is burned at high pressure and high temperature. There is a problem with long-term exposure to the environment.

도 3과 도 4를 참조하면, 본 발명의 제2실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료는 본 발명의 제1실시예와 마찬가지로 로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로(11)와, 로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 중심유로(11)를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로(12)와, 평단면 상태에서 가지유로(12)의 말단부에 배치되고 가지유로(12)보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로(13)를 포함한다. 본 발명의 제1실시예는 커버블럭(14)의 외주면이 원형인 것에 반해, 본 발명의 제2실시예는 커버블럭(14)의 외주면이 도 4에 도시된 것과 같이 마감면(141), 제 1수렴면(142), 제 2수렴면(143)의 조합으로 구성되어 본 발명의 제1실시예와는 달리 커버블럭(14)에 수렴홈(144)이 존재하는 차이가 있다.3 and 4, the solid fuel for a hybrid rocket according to the second embodiment of the present invention, like the first embodiment of the present invention, is a central passage formed through the center of the solid fuel in correspondence with the propulsion direction of the rocket. (11), and a plurality of branch passages 12 spaced apart along the circumference of an imaginary concentric circle centered on the central passage 11 in a planar section perpendicular to the direction of propulsion of the rocket and extending in the radial direction of the concentric circle; , It includes a control passage 13 disposed at the distal end of the branch passage 12 in a planar cross-sectional state and extending to a larger width than the branch passage 12. In the first embodiment of the present invention, the outer circumferential surface of the cover block 14 is circular, whereas in the second embodiment of the present invention, the outer circumferential surface of the cover block 14 has a finished surface 141 as shown in FIG. It is composed of a combination of the first convergence surface 142 and the second convergence surface 143, and unlike the first embodiment of the present invention, there is a difference in that the convergence groove 144 exists in the cover block 14.

본 발명의 제2실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료에서 본 발명의 제1실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료와 동일한 구성에 대해서는 동일한 도면부호를 부여하고, 이에 대한 설명은 생략하기로 한다.In the solid fuel for a hybrid rocket according to the second embodiment of the present invention, the same reference numerals are assigned to the same components as the solid fuel for a hybrid rocket according to the first embodiment of the present invention, and description thereof will be omitted.

본 발명의 제1실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료에 부가하여 본 발명의 제2실시예에서 커버블럭(14)에는 조절유로(13)의 커버면(131)과 마주보는 마감면(141)과, 마감면(141)의 일단부에서 상호 인접한 두 조절유로(13) 사이로 연장되는 제1수렴면(142)과, 마감면(141)의 타단부에서 상호 인접한 두 조절유로(13) 사이로 연장되는 제2수렴면(143)이 포함될 수 있다. 제1수렴면(142)은 마감면(141)의 일단부에서 인접한 평행블럭(15)을 향해 연장되고, 제2수렴면(143)은 마감면(141)의 타단부에서 인접한 평행블럭(15)을 향해 연장된다.In addition to the solid fuel for hybrid rockets according to the first embodiment of the present invention, the cover block 14 in the second embodiment of the present invention has a finish surface 141 facing the cover surface 131 of the control passage 13 And, a first convergence surface 142 extending between two mutually adjacent control passages 13 at one end of the finished surface 141, and extending between two mutually adjacent control passages 13 at the other end of the finished surface 141 A second convergence surface 143 may be included. The first convergence surface 142 extends from one end of the finish surface 141 toward the adjacent parallel block 15, and the second convergence surface 143 extends from the other end of the finish surface 141 to the adjacent parallel block 15. ) extends towards

이때, 상호 인접한 두 마감면(141) 사이에는 제1수렴면(142)과 제2수렴면(143)에 의해 평행블럭(15)을 향해 함몰 형성되는 수렴홈(144)이 구비된다.At this time, between the two mutually adjacent finishing surfaces 141, a converging groove 144 formed by a first converging surface 142 and a second converging surface 143 recessed toward the parallel block 15 is provided.

그러면, 본 발명의 제2실시예에 따른 하이브리드 로켓용 고체연료는 중심유로(11)와, 가지유로(12)와, 조절유로(13)가 관통 형성된 중공의 원통 형상을 나타내되, 평단면 상태에서 가상의 커버원의 둘레를 따라 연료의 외주면에 수렴홈(144)이 등간격으로 이격 배치된 형상을 나타낸다.Then, the solid fuel for a hybrid rocket according to the second embodiment of the present invention has a hollow cylindrical shape in which the central flow path 11, the branch flow path 12, and the control flow path 13 are formed through, but in a flat cross-sectional state. shows a shape in which converging grooves 144 are spaced apart at regular intervals on the outer circumferential surface of the fuel along the circumference of the virtual cover circle.

이에 따라, 평단면 상태에서 커버블럭(14)의 외주면과 조절유로(13) 사이의 간격은 커버블럭(14)의 최대 두께(t)에 대응하여 일정하게 형성된다. 다른 표현으로, 평단면 상태에서 마감면(141)은 가상의 커버원의 반경 방향과 수직이거나, 가상의 커버원의 원주와 일치될 수 있다. 또한, 평단면 상태에서 제1수렴면(142)과 제2수렴면(143)은 커버블럭(14)의 최대 두께(t)에 대응하여 호 형상을 나타낼 수 있다. 다른 표현으로, 제1수렴면(142)과 제2수렴면(143)은 조절유로(13)에서 커버면(131)의 양단부에 형성된 조절라운딩부(23)와 실질적으로 동심을 이루도록 한다.Accordingly, the distance between the outer circumferential surface of the cover block 14 and the control passage 13 is formed constant corresponding to the maximum thickness t of the cover block 14 in the planar cross-sectional state. In other words, in the planar state, the finished surface 141 may be perpendicular to the radial direction of the virtual cover circle, or coincide with the circumference of the virtual cover circle. In addition, the first convergence surface 142 and the second convergence surface 143 in a planar cross-section state may have an arc shape corresponding to the maximum thickness t of the cover block 14 . In other words, the first convergence surface 142 and the second convergence surface 143 are substantially concentric with the adjustment rounding portions 23 formed at both ends of the cover surface 131 in the control passage 13 .

본 발명의 제2실시예에서 커버블럭(14)의 형상에 대응하여 평단면 상태에서 상호 인접한 두 마감면(141) 사이에서 제1수렴면(142)과 제2수렴면(143)이 만나는 부분은 제1수렴면(142)과 제2수렴면(143)이 라운딩 처리되는 반경값에 따라 커버블럭(14) 또는 평행블럭(15)에 형성되도록 하여 연소 종말단계 고체연료의 잔존량을 최소화하고, 연소 중 연소실의 내벽면 또는 연료의 외주면을 감싸는 라이너가 연소 환경에 노출되는 시간을 감소시킬 수 있다.In the second embodiment of the present invention, the part where the first convergence surface 142 and the second convergence surface 143 meet between two mutually adjacent finished surfaces 141 in a planar cross-section state corresponding to the shape of the cover block 14 in the second embodiment of the present invention. The first convergence surface 142 and the second convergence surface 143 are formed on the cover block 14 or parallel block 15 according to the radius value to be rounded to minimize the remaining amount of solid fuel at the end of combustion , It is possible to reduce the time during which the liner, which covers the inner wall surface of the combustion chamber or the outer circumferential surface of the fuel, is exposed to the combustion environment during combustion.

상술한 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료에 따르면, 연소 초기 단계에서 고체연료의 연소 표면적을 넓게 확보하여 같은 중량의 다른 포트 형상 고체연료 대비 연소 초기 추력 성능을 극대화함은 물론, 연소 종말 단계에서 고체연료의 잔존 중량을 최소화하여 우주 발사체에 적용할 경우, 이륙 안정성과 도달 고도를 향상할 수 있다.According to the solid fuel of the hybrid rocket for a space launch vehicle described above, a wide combustion surface area of the solid fuel is secured at the initial stage of combustion, thereby maximizing the initial thrust performance of combustion compared to other port-shaped solid fuels of the same weight, as well as solid fuel at the end stage of combustion. When applied to a space launch vehicle by minimizing the residual weight of fuel, take-off stability and reaching altitude can be improved.

하지만, 단순 실린더 형상 포트를 갖는 종래의 고체연료는 연소 종말 단계에서 연료의 잔존 중량이 없지만, 연소 초기 단계에서 고체연료의 연소 표면적을 넓게 확보하기 어렵고, 추력 성능이 높지 않아 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 이륙시 안정적인 비행을 위한 추력대 중량비를 달성하기 어렵다. 또한, 고체연료의 연소 표면적 증가를 통한 추력 향상을 위해 일반적으로 사용되는 별 형상(star shape)의 포트를 갖는 고체연료는 연소 종말 단계에서 고체연료의 잔존 중량이 초기 고체연료 중량의 10~20%를 차지하여 우주 발사체의 고도 도달에 부정적인 영향을 미친다.However, the conventional solid fuel having a simple cylinder-shaped port has no residual weight of fuel at the end of combustion, but it is difficult to secure a wide combustion surface area of the solid fuel at the initial stage of combustion, and the thrust performance is not high. It is difficult to achieve a thrust-to-weight ratio for stable flight during takeoff. In addition, solid fuel having a star-shaped port, which is generally used to improve thrust through an increase in the combustion surface area of solid fuel, has a residual weight of solid fuel at the end of combustion of 10 to 20% of the initial solid fuel weight , which negatively affects the altitude reach of space launch vehicles.

결국, 우주 발사체용 하이브리드 로켓의 고체연료에 따르면, 수상돌기(dendrite) 형상 연료 포트의 형상 설계를 통해 연소 초기 단계에서 초기에 넓은 연소 표면적을 확보하여 추력 성능을 증가시켜 안정적 발사를 위한 발사체의 초기 추력대 중량비를 만족하고, 연소 종말 단계에서 연료 잔존량을 최소화하여 우주 발사체의 도달 고도를 향상할 수 있다. 또한, 연소 진행에 따른 고체연료의 포트 형상 변화와 무관하게 연소 면적을 조절할 수 있는 내탄도 설계 기법을 확보하고, 원하는 추력 곡선을 갖는 고체연료를 설계할 수 있다.After all, according to the solid fuel of hybrid rockets for space launch vehicles, through the shape design of dendrite-shaped fuel ports, a large combustion surface area is secured in the initial stage of combustion to increase thrust performance and to increase the thrust performance of the launch vehicle for stable launch. It is possible to improve the reach altitude of a space launch vehicle by satisfying the thrust-to-weight ratio and minimizing the remaining amount of fuel at the final stage of combustion. In addition, a ballistic resistance design technique capable of adjusting the combustion area regardless of the change in the shape of the port of the solid fuel according to the progress of combustion is secured, and the solid fuel having a desired thrust curve can be designed.

또한, 연소 종말 단계에서 잔존 연료 질량 분유를 5% 이내로 최소화할 수 있다. 또한, 고체연료의 동일 산화제 유량이 공급될 경우, 질량 유량의 변화를 최소화하여 연소 시 연료 산화제 비율 변화로 인해 발생할 수 있는 연소 효율 저하를 방지할 수 있다. 또한, 다양한 형상의 조절유로(13)를 갖는 고성능 왁스가 적용된 고체연료를 제작할 수 있다. 또한, 하이브리드 로켓의 이륙 시 우주 발사체의 추력대 중량비를 확보하여 발사 초기 우주 발사체의 비행 안정성 증대, 우주 발사체의 최종 도달 고도 및 위성 탑재 가능 중량의 향상 등 성능 고도화에 이바지할 수 있다.In addition, it is possible to minimize the residual fuel mass powder in the final stage of combustion to within 5%. In addition, when the same oxidant flow rate of the solid fuel is supplied, it is possible to minimize a change in mass flow rate to prevent deterioration in combustion efficiency that may occur due to a change in fuel oxidant ratio during combustion. In addition, it is possible to manufacture a solid fuel to which a high-performance wax is applied having a control passage 13 of various shapes. In addition, by securing the space launch vehicle's thrust-to-weight ratio during take-off of the hybrid rocket, it can contribute to performance advancement, such as increasing the flight stability of the space launch vehicle at the beginning of launch, improving the final altitude of the space launch vehicle and the weight that can be mounted on satellites.

상술한 바와 같이 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 설명하였지만, 해당 기술분야의 숙련된 당업자라면, 하기의 청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 또는 변경시킬 수 있다.As described above, the preferred embodiments of the present invention have been described with reference to the drawings, but those skilled in the art can make various modifications to the present invention within the scope not departing from the spirit and scope of the present invention described in the claims below. may be modified or changed.

11: 중심유로 12: 가지유로 121: 제1유로면
122: 제2유로면 13: 조절유로 131: 커버면
132: 제1조절면 133: 제2조절면 14: 커버블럭
141: 마감면 142: 제1수렴면 143: 제2수렴면
144: 수렴홈 15: 평행블럭 16: 수렴블럭
21: 수렴라운딩부 22: 연결라운딩부 23: 조절라운딩부
R1: 가상의 동심원의 반경 R2: 가상의 가지원의 반경
R3: 가상의 조절원의 반경 R4: 가상의 커버원의 반경
t: 커버블럭의 최대 두께
w: 상호 인접한 두 조절유로 사이의 최소 간격11: central flow path 12: branch flow path 121: first flow path surface
122: second passage surface 13: control passage 131: cover surface
132: first control surface 133: second control surface 14: cover block
141: finished surface 142: first convergence surface 143: second convergence surface
144: convergence groove 15: parallel block 16: convergence block
21: convergent rounding unit 22: connection rounding unit 23: adjustment rounding unit
R1: Radius of an imaginary concentric circle R2: Radius of an imaginary branch circle
R3: radius of imaginary control circle R4: radius of imaginary cover circle
t: the maximum thickness of the cover block
w: Minimum distance between two mutually adjacent control passages

Claims (11)

로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로;
로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고, 상기 가상의 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로; 및
상기 평단면 상태에서 상기 가지유로의 말단부에 배치되고, 상기 가지유로보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로;를 포함하되,
상기 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하고 상기 조절유로가 내접하는 가상의 조절원으로부터 연료의 외주면인 가상의 커버원까지에는,
커버블럭;이 형성되고,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이에는,
상기 커버블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되는 평행블럭;이 형성되며,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로 사이에는,
상기 평행블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되고, 그 폭이 좁아지는 수렴블럭;이 형성되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
A central passage formed through the center of the solid fuel corresponding to the propulsion direction of the rocket;
A plurality of branch passages spaced apart along the circumference of an imaginary concentric circle centered on the central passage in a flat section perpendicular to the propulsion direction of the rocket and extending in a radial direction of the imaginary concentric circle; and
Including; a control passage disposed at the distal end of the branch passage in the planar cross-sectional state and extending to a greater width than the branch passage,
In the planar cross-sectional state, from the virtual control circle centered on the central passage and inscribed with the control passage to the virtual cover circle, which is the outer circumferential surface of the fuel,
A cover block; is formed,
Between two control passages adjacent to each other in the plane section state,
A parallel block extending from the cover block toward the central channel is formed,
Between two flow passages adjacent to each other in the planar cross-sectional state,
A solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that a converging block extending from the parallel block toward the central passage and narrowing in width is formed.
제1항에 있어서,
상기 가지유로는,
상기 평단면 상태에서 상기 가상의 동심원의 둘레를 따라 등간격으로 이격 배치되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
According to claim 1,
In the above branch oil,
Solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that spaced apart at equal intervals along the circumference of the virtual concentric circle in the planar cross-sectional state.
제1항에 있어서,
상기 조절유로는,
상기 평단면 상태에서 상기 가상의 조절원의 둘레를 따라 등간격으로 이격 배치되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
According to claim 1,
As the control oil,
Solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that spaced apart at equal intervals along the circumference of the virtual control circle in the planar cross-sectional state.
제1항에 있어서,
상기 조절유로는,
상기 평단면 상태에서 등변 사다리꼴 형상, 이등변 삼각형 형상, 정삼각형 형상, 원형 형상, 타원형 형상, 마름모 형상 중 어느 하나의 형상을 나타내는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
According to claim 1,
As the control oil,
Solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that it exhibits any one shape of an isosceles trapezoidal shape, an isosceles triangle shape, an equilateral triangle shape, a circular shape, an elliptical shape, and a diamond shape in the planar cross-sectional state.
로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로;
로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고, 상기 가상의 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로; 및
상기 평단면 상태에서 상기 가지유로의 말단부에 배치되고, 상기 가지유로보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로;를 포함하되,
상기 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하고 상기 조절유로가 내접하는 가상의 조절원으로부터 연료의 외주면인 가상의 커버원까지에는,
커버블럭;이 형성되고,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이에는,
상기 커버블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되는 평행블럭;이 형성되며,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로 사이에는,
상기 평행블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되고, 그 폭이 좁아지는 수렴블럭;이 형성되고,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이의 최소 간격을 w 라고 하고, 상기 커버블럭의 최대 두께를 t 라고 하면,
w 는 2t 와 같거나 작은 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
A central passage formed through the center of the solid fuel corresponding to the propulsion direction of the rocket;
A plurality of branch passages spaced apart along the circumference of an imaginary concentric circle centered on the central passage in a flat section perpendicular to the propulsion direction of the rocket and extending in a radial direction of the imaginary concentric circle; and
Including; a control passage disposed at the distal end of the branch passage in the planar cross-sectional state and extending to a greater width than the branch passage,
In the planar cross-sectional state, from the virtual control circle centered on the central passage and inscribed with the control passage to the virtual cover circle, which is the outer circumferential surface of the fuel,
A cover block; is formed,
Between two control passages adjacent to each other in the plane section state,
A parallel block extending from the cover block toward the central channel is formed,
Between two flow passages adjacent to each other in the planar cross-sectional state,
A converging block extending from the parallel block toward the central channel and narrowing in width is formed,
If the minimum distance between two control passages adjacent to each other in the flat section state is w and the maximum thickness of the cover block is t,
w is a solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that equal to or smaller than 2t.
로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로;
로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고, 상기 가상의 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로; 및
상기 평단면 상태에서 상기 가지유로의 말단부에 배치되고, 상기 가지유로보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로;를 포함하되,
상기 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하고 상기 조절유로가 내접하는 가상의 조절원으로부터 연료의 외주면인 가상의 커버원까지에는,
커버블럭;이 형성되고,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이에는,
상기 커버블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되는 평행블럭;이 형성되며,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로 사이에는,
상기 평행블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되고, 그 폭이 좁아지는 수렴블럭;이 형성되고,
상기 가지유로에는,
상호 인접한 두 수렴블럭 중 어느 하나의 측면을 형성하는 제1유로면; 및
상호 인접한 두 수렴블럭 중 다른 하나의 측면을 형성하는 제2유로면;이 포함되고,
상기 제1유로면과 상기 제2유로면은, 두 면의 중심을 지나는 가상의 선을 중심으로 대칭이거나 평행인 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
A central passage formed through the center of the solid fuel corresponding to the propulsion direction of the rocket;
A plurality of branch passages spaced apart along the circumference of an imaginary concentric circle centered on the central passage in a flat section perpendicular to the propulsion direction of the rocket and extending in a radial direction of the imaginary concentric circle; and
Including; a control passage disposed at the distal end of the branch passage in the planar cross-sectional state and extending to a greater width than the branch passage,
In the planar cross-sectional state, from the virtual control circle centered on the central passage and inscribed with the control passage to the virtual cover circle, which is the outer circumferential surface of the fuel,
A cover block; is formed,
Between two control passages adjacent to each other in the plane section state,
A parallel block extending from the cover block toward the central channel is formed,
Between two flow passages adjacent to each other in the planar cross-sectional state,
A converging block extending from the parallel block toward the central channel and narrowing in width is formed,
In the above branched path,
A first flow path surface forming one side of two mutually adjacent converging blocks; and
A second flow path surface forming the side of the other of the two converging blocks adjacent to each other; is included,
The first flow path surface and the second flow path surface are solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that symmetrical or parallel about an imaginary line passing through the centers of the two surfaces.
제1항에 있어서,
상기 평단면 상태에서 상기 조절유로의 모서리 부분과, 상기 가지유로와 상기 조절유로가 만나는 모서리 부분과, 상호 인접한 두 가지유로와 상기 중심유로가 만나는 모서리 부분은, 각각 라운딩 처리되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
According to claim 1,
In the flat cross-section state, the corner portion of the control passage, the corner portion where the branch passage and the control passage meet, and the corner portion where the mutually adjacent two flow passages and the center passage meet are each rounded. Solid fuel for rockets.
로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로;
로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고, 상기 가상의 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로; 및
상기 평단면 상태에서 상기 가지유로의 말단부에 배치되고, 상기 가지유로보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로;를 포함하되,
상기 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하고 상기 조절유로가 내접하는 가상의 조절원으로부터 연료의 외주면인 가상의 커버원까지에는,
커버블럭;이 형성되고,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이에는,
상기 커버블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되는 평행블럭;이 형성되며,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로 사이에는,
상기 평행블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되고, 그 폭이 좁아지는 수렴블럭;이 형성되고,
상기 조절유로에는,
상기 가상의 조절원의 반경 방향에 대응하여 상기 가지유로와 마주보는 상기 커버블럭에 형성되는 커버면;
상기 커버면과 상기 가지유로의 일측면을 연결시키는 제1조절면; 및
상기 커버면과 상기 가지유로의 타측면을 연결시키는 제2조절면;이 포함되며,
상호 인접한 두 조절유로 중 어느 하나의 상기 제1조절면과 상호 인접한 두 조절유로 중 다른 하나의 상기 제2조절면은,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로의 중심을 지나는 가상의 선을 중심으로 대칭을 이루거나 평행한 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
A central passage formed through the center of the solid fuel corresponding to the propulsion direction of the rocket;
A plurality of branch passages spaced apart along the circumference of an imaginary concentric circle centered on the central passage in a flat section perpendicular to the propulsion direction of the rocket and extending in a radial direction of the imaginary concentric circle; and
Including; a control passage disposed at the distal end of the branch passage in the planar cross-sectional state and extending to a greater width than the branch passage,
In the planar cross-sectional state, from the virtual control circle centered on the central passage and inscribed with the control passage to the virtual cover circle, which is the outer circumferential surface of the fuel,
A cover block; is formed,
Between two control passages adjacent to each other in the plane section state,
A parallel block extending from the cover block toward the central channel is formed,
Between two flow passages adjacent to each other in the planar cross-sectional state,
A converging block extending from the parallel block toward the central channel and narrowing in width is formed,
In the control passage,
a cover surface formed on the cover block facing the branch passage corresponding to the radial direction of the virtual control circle;
a first control surface connecting the cover surface and one side of the branch passage; and
A second control surface connecting the cover surface and the other side of the branch passage; is included,
The first control surface of one of the two control passages adjacent to each other and the second control surface of the other of the two control passages adjacent to each other,
Solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that symmetrical or parallel to the center of an imaginary line passing through the centers of the two flow passages adjacent to each other in the planar cross-sectional state.
제8항에 있어서,
상기 커버면은,
상기 가상의 조절원의 반경 방향과 수직이거나, 상기 가상의 조절원과 동심인 원호 형태를 갖는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
According to claim 8,
The cover surface,
Solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that it has an arc shape perpendicular to the radial direction of the virtual control circle, or concentric with the virtual control circle.
로켓의 추진 방향에 대응하여 고체연료의 중앙에 관통 형성되는 중심유로;
로켓의 추진 방향에 수직인 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하는 가상의 동심원의 둘레를 따라 이격 배치되고, 상기 가상의 동심원의 반경 방향으로 연장되는 다수의 가지유로; 및
상기 평단면 상태에서 상기 가지유로의 말단부에 배치되고, 상기 가지유로보다 큰 폭으로 확장되는 조절유로;를 포함하되,
상기 평단면 상태에서 상기 중심유로를 중심으로 하고 상기 조절유로가 내접하는 가상의 조절원으로부터 연료의 외주면인 가상의 커버원까지에는,
커버블럭;이 형성되고,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 조절유로 사이에는,
상기 커버블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되는 평행블럭;이 형성되며,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 가지유로 사이에는,
상기 평행블럭에서 상기 중심유로를 향해 연장되고, 그 폭이 좁아지는 수렴블럭;이 형성되고,
상기 커버블럭에는,
상기 조절유로와 마주보는 마감면;
상기 마감면의 일단부에서 상호 인접한 두 조절유로 사이로 연장되는 제1수렴면; 및
상기 마감면의 타단부에서 상호 인접한 두 조절유로 사이로 연장되는 제2수렴면;이 포함되고,
상호 인접한 두 마감면 사이에는,
상기 제1수렴면과 상기 제2수렴면에 의해 상기 평행블럭을 향해 함몰 형성되는 수렴홈;이 구비되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
A central passage formed through the center of the solid fuel corresponding to the propulsion direction of the rocket;
A plurality of branch passages spaced apart along the circumference of an imaginary concentric circle centered on the central passage in a flat section perpendicular to the propulsion direction of the rocket and extending in a radial direction of the imaginary concentric circle; and
Including; a control passage disposed at the distal end of the branch passage in the planar cross-sectional state and extending to a greater width than the branch passage,
In the planar cross-sectional state, from the virtual control circle centered on the central passage and inscribed with the control passage to the virtual cover circle, which is the outer circumferential surface of the fuel,
A cover block; is formed,
Between two control passages adjacent to each other in the plane section state,
A parallel block extending from the cover block toward the central channel is formed,
Between two flow passages adjacent to each other in the planar cross-sectional state,
A converging block extending from the parallel block toward the central channel and narrowing in width is formed,
In the cover block,
a finishing surface facing the control passage;
A first convergence surface extending between two control passages adjacent to each other at one end of the finished surface; and
A second converging surface extending between two mutually adjacent control passages at the other end of the finished surface; included,
Between two mutually adjacent finish surfaces,
A solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that it is provided with a convergence groove formed by the first convergence surface and the second convergence surface toward the parallel block.
제10항에 있어서,
상기 평단면 상태에서 상호 인접한 두 마감면 사이에서 상기 제1수렴면과 상기 제2수렴면이 만나는 부분은,
상기 제1수렴면과 상기 제2수렴면이 라운딩 처리되는 반경값에 따라 상기 커버블럭 또는 상기 평행블럭에 형성되는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓용 고체연료.
According to claim 10,
The part where the first convergence surface and the second convergence surface meet between two mutually adjacent finished surfaces in the plane section state,
The first convergence surface and the second convergence surface are solid fuel for a hybrid rocket, characterized in that formed on the cover block or the parallel block according to the radius value of the rounding process.

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