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자료유형
학술저널
저자정보
윤창진 (한국항공대학교 대학원 항공우주 및 기계공학과) 송나영 (한국항공대학교 대학원 항공우주 및 기계공학과) 유우준 (한국항공대학교 대학원 항공우주 및 기계공학과) 김진곤 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) 성홍계 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부) 문희장 (한국항공대학교 항공우주 및 기계공학부)
저널정보
한국항공운항학회 한국항공운항학회지 한국항공운항학회지 제14권 제4호
발행연도
2006.1
수록면
17 - 23 (7page)

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This paper describes the preliminary design procedure for the hybrid propulsion system. For a given mission defined by velocity increment, the design of a polyethylene/LOX hybrid rocket was implemented. In addition, Seven-cluster multi-port fuel-grain was considered. After determining the system size including the combustion chamber, the performance parameters such as specific impulse, thrust, characteristic velocity, and thrust coefficient can be predicted by using empirical regression rate correlation, though most of preliminary design code assume constant regression rate. The results of the performance prediction indicated that besides the widely used HTPB/LOX, polyethylene/LOX hybrid motor can be a viable alternative to the more widely used SRMs.
#Hybrid Rocket #Preliminary Design #Hybrid Propulsion System

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