KR20100110108A - 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법 - Google Patents

하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 하이브리드 로켓의 추진제로 사용되는 고체 연료의 국부 후퇴율을 측정하는 방법에 관한 것으로, 특히 다양한 고체 연료의 형상에 의한 제약 없이 국부후퇴율을 측정할 수 있는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법에 관한 것이다.
이를 위하여 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법은 그레인 포트가 형성된 하이브리드 로켓의 연료를 침수조에 축 방향으로 침수시키며 침수조를 넘치는 액체의 무게증가분을 미리 설정된 단위측정시간마다 계측하고, 무게증가분에 근거하여 연료의 국부후퇴율을 산출하는 것을 특징으로 한다.
후퇴율, 하이브리드 로켓

Description

하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법{Local regression rate measurement method of the hybrid rocket fuel}
본 발명은 하이브리드 로켓의 추진제로 사용되는 고체 연료의 국부 후퇴율을 측정하는 방법에 관한 것으로, 특히 다양한 고체 연료의 형상의한 제약 없이 국부후퇴율을 측정할 수 있는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법에 관한 것이다.
하이브리드 로켓 연료는 통상 원통형의 외관을 가지며, 길이 방향의 내부에는, 도 2에 도시된 바와 같이, 원형 단면 또는 다각형 단면을 가지는 하나 또는 다수의 그레인 포트가 형성된다.
이러한 연료의 연소는 그레인 포트의 내벽면에서 기화된 연료가, 그레인 포트의 내부에 유입되는 산화제와 혼합되어 이루어지는 것으로, 연소가 이루어지면서 그레인 포트의 단면적이 확장된다.
한편, 연료의 성능을 나타내는 지표 중 하나인 후퇴율은 연소에 있어서 단위 시간당 줄어드는 그레인 포트의 내면 길이로 정해진다. 즉 그레인 포트의 내면에서 연료의 외주면까지의 길이는 연소가 이루어지면서 점차 줄어들게 되는데, 이 줄어든 길이를 연소시간으로 나눔으로써 후퇴율이 얻어지게 된다.
이러한 후퇴율은 로켓의 추진력과 로켓의 추진 가능 시간을 결정하는 것으로, 하이브리드 로켓의 설계에 있어서 중요한 요소이다.
한편, 국부 후퇴율은 어느 특정지점에서의 후퇴율로 정의되는데, 이는 그레인 포트의 연소가 로켓의 축 방향에 따라 균일하게 이루어지지 못하는 점을 고려한 것이다. 즉, 평균 후퇴율보다 큰 값을 가지는 어느 한 지점의 국부 후퇴율을 파악함으로써 그레인 포트 설계의 적합성을 평가하는데 사용되는 것이다.
특히 화염으로부터 고체 연료로의 대류열전달을 증가시켜 후퇴율을 크게 증가시키는 스월(swirl) 하이브리드 로켓에서는 선회류(旋回流)를 일으키며 유입되는 산화제로 인하여 그레인 포트의 국부 후퇴율이 측정 지점마다 큰 차이값을 나타나게 된다. 따라서 국부후퇴율은 이러한 스월 하이브리드 로켓에 적합한 연료의 성능을 결정하는 중요한 역할을 갖는다.
이러한 국부 후퇴율을 측정하는 종래의 방법은 X-ray 또는 초음파 또는 고해상도 카메라를 이용하는 방법이 있다.
이 중 X-ray를 이용하는 방법은 연료의 측면에서만 측정 가능하므로, 판형 연료 두 장이 평행하게 구비되는 평판형 연료만 적용 가능한 것이다.
한편, 초음파를 이용하는 방법은 그레인 포트 내벽면에 반향하는 초음파로 측정하게 되므로 정밀한 국부 후퇴율을 얻기 어려우며, 산화제 주입 방식이 선회류인 경우 그레인 포트에 나타나는 요철 형상의 패턴으로 인하여 적용이 어려운 단점을 갖는다.
한편, 고해상도 카메라를 이용한 방법은 측면에서만 측정 가능하므로, X-ray를 이용한 방법과 마찬가지로 평판형 연료에만 적용 가능하며, 음영 윤곽이 뚜렷하지 아니하여 측정 오차가 큰 단점을 갖는다.
*관련 문헌*
X-ray를 이용한 국부후퇴율 측정관련(문헌명/저자/페이지, 이하 동일) :
Instantaneous Regression Rate Determination of a Cylindrical X-Ray Transparent Hybrid Rocket Motor / Brian Evans, Grant A. Risha, Nick Favorito, Eric Boyer, Robert B. Wehrman, Natan Libis and Kenneth K. Kuo / AIAA 2003-4592
초음파를 이용한 국부후퇴율 측정 관련 :
Pressure Correction of Ultrasonic Regression Rate Measurements of a Hybrid Slab Motor / Martin J. Chiaverini, George C. Harting, and Kenneth K. Kuo / AIAA 99-2319
고해상도 카메라를 이용한 국부후퇴율 측정 관련 :
PYROLYSIS BEHAVIOR OF HYBRID ROCKET SOLID FUELS UNDER RAPID HEATING CONDITIONS / Martin J. Chiaverini, George C. Harting, Yeu-Cherng Lu, Kenneth K. Kuo and Arie Peretz / Vol. 16, No. 1, 2000,pp.125-132
본 발명은 전술된 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 실시예는 연료의 형상에 관계없이 국부 후퇴율을 측정할 수 있게 하는 목적을 갖는다.
상기 과제를 해결하기 위하여, 본 발명은 실시예로 그레인 포트가 형성된 하이브리드 로켓의 연료를 침수조에 축 방향으로 침수시키며 상기 침수조를 넘치는 액체의 무게증가분을 미리 설정된 단위측정시간마다 계측하고, 상기 무게증가분에 근거하여 상기 연료의 국부후퇴율을 산출하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법을 제시한다.
또한, 상기 무게증가분의 계측은 상기 연료의 침수속도와 상기 단위측정시간에 의하여 결정되는 상기 연료의 단위측정길이마다 상기 침수조에서 넘치는 액체의 측정무게와, 연소 전 연료의 단위측정길이마다의 기준무게의 차이로 얻어지는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법을 제시한다.
또한, 상기 국부후퇴율의 산출은 상기 무게증가분으로부터 상기 단위측정길이마다 연소에 의하여 소모된 연소부피를 산출하고, 상기 연소부피로부터 연소에 의하여 소모된 전체연소단면적을 산출하고, 상기 전체연소단면적을 그레인 포트의 수로 나누어 개별연소단면적을 산출하는 연소단면적변화량산출단계와, 상기 개별연소단면적에 근거하여 연소 전 그레인 포트의 내벽면에서 연소 후 상기 전체연소단 면적만큼 확장된 그레인 포트의 내벽면까지 상기 내벽면이 이동된 거리인 연소길이를 산출하는 연소길이산출단계 및 상기 연소길이를 상기 연료의 전체 연소기간으로 나누어 상기 국부후퇴율을 산출하는 국부후퇴율산출단계를 거쳐 이루어지는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법을 제시한다.
상술한 바와 같은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법에 따르면, 침수조를 넘치는 액체의 무게로 국부 후퇴율을 측정하기에 어떠한 형상을 가지는 하이브리드 로켓의 연료라도 국부후퇴율을 산출할 수 있게 되는 효과를 갖게 된다.
더하여, 연료의 침수속도를 느리게 설정하거나, 단위측정시간을 짧게 설정함으로써 단위침수길이를 짧게 할 수 있게 되어, 산출되는 국부후퇴율의 정확성을 상승시킬 수 있게 되는 효과를 갖는다.
이하, 첨부도면의 바람직한 실시예를 통하여, 본 발명인 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법의 기능, 구성 및 작용을 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법의 흐름도이다.
본 발명의 실시예에 의한 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법에 따르면 그레인 포트가 형성된 하이브리드 로켓의 연료를 침수조에 축 방향으로 침수시키며 침수조를 넘치는 액체의 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00001
)을 미리 설정된 단위측정시간(
Figure 112009020000779-PAT00002
)마다 계측한다(S1). 이러한 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00003
)에 근거하여 연료의 국부후퇴율을 산출하게 된다(S2 내지 S4).
여기서 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00004
)은 단위측정시간(
Figure 112009020000779-PAT00005
) 동안 침수된 연료의 길이(이하, 단위측정길이(
Figure 112009020000779-PAT00006
))마다 연소 전의 연료가 잠기었을 때 침수조를 넘치는 액체의 무게(이하, 기준무게(
Figure 112009020000779-PAT00007
))와 연소 후의 연료가 잠겼을 때 침수조를 넘치는 액체의 무게(이하, 측정무게())의 차이이다. 즉, 무게증가분은 다음의 수학식 1과 같이 얻어지는 액체의 무게값이다.
Figure 112009020000779-PAT00009
보다 구체적으로 설명하면, 기준무게((
Figure 112009020000779-PAT00010
))는 연소 전의 연료를 침수조에 침수시키면서 넘치는 액체의 무게를 측정하여 얻거나, 연소 전의 연료의 형상을 정밀하게 측정함으로써 산출될 수 있다. 즉, 기준무게(
Figure 112009020000779-PAT00011
)는 연소 전 연료가 단위측정길이(
Figure 112009020000779-PAT00012
)만큼 침수됨에 따라 넘치는 액체의 무게인 것이다.
이 경우, 기준무게와 측정무게는 그레인 포트의 형상과 상관없는 것으로, 어떠한 형상을 가지는 하이브리드 로켓의 연료라도 국부후퇴율을 산출할 수 있게 되는 효과를 갖게 된다.
한편, 측정무게는 무게증가분을 산출하는 요소이며, 이 무게증가분으로부터 추후 설명되는 바와 같이 국부후퇴율을 산출하게 되므로 정밀하게 산출되는 것이 중요하다.
이러한 측정무게의 측정은 연소 후 연료의 침수에 의하여 침수조 외부로 넘쳐나는 액체를 정밀하게 측정할 수 있는 계측장비(10)를 통하여 이루어진다. 이러한 계측장비(10)와, 이를 이용한 측정무게의 측정 과정을 도 3와 도 4을 참고하여 설명한다.
도 3에 도시된 바와 같이, 계측장비(10)는 연료(F)의 상단부를 고정하고, 하부에 구비된 액체가 가득 차 있는 침수조(2)에 연료를 천천히 침수시키는 이송부(1)와, 침수조(2)의 하부에 위치하여 침수조(2)에서 넘치는 액체의 무게를 정밀하게 측정하는 저울부(3)가 구비된다. 이때, 저울부(3)는 침수조에서 넘친 액체가 담기는 저장조(31)와, 저장조의 무게를 측정하는 미세저울(32)로 이루어진다.
또한, 연료의 침수속도는 이송부에 구비된 기계장치를 통하여 일정한 속도로 연료가 침수되도록 설정된다.
도 4에 도시된 바와 같이, 이송부(1)에 의하여 연료(F)를 침수조(2)에 일정 속도로 침수시키면, 침수조(2)에 가득 차있던 액체는 넘쳐 저장조(31)에 모이게 된다. 미세저울(32)은 단위측정시간마다 저장조의 무게를 정밀하게 측정하고, 종전에 측정된 저장조의 무게와 차이에서 단위측정시간 동안 증가된 액체의 무게, 즉 측정무게를 정밀하게 측정할 수 있는 것이다.
이때, 국부후퇴율의 정확도를 높이기 위해서는 연료의 축 방향에 대하여 가능한 많은 지점에 대한 무게증가분을 얻는 것이 중요하다.
아래와 같은 수학식 2의 관계에 의하여, 연료 침수속도(
Figure 112009020000779-PAT00013
)를 느리게 설정하거나 단위측정시간(
Figure 112009020000779-PAT00014
)을 짧게 설정함으로써, 단위측정길이(
Figure 112009020000779-PAT00015
)를 짧게 할 수 있으므로 보다 많은 지점에서의 국부후퇴율을 산출하여 국부후퇴율의 정확성을 높일 수 있게 된다.
Figure 112009020000779-PAT00016
다시 도 1을 참고하여, 산출된 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00017
)으로부터 해당 단위측정길이마다의 국부후퇴율을 산출하는 과정을 설명한다.
국부후퇴율(
Figure 112009020000779-PAT00018
)은 무게증가분계측단계(S1)를 통하여 계측된 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00019
)에 근거하여 연소단면적변화량산출단계(S2), 연소길이산출단계(S3) 및 국부후퇴율산출단계(S4)를 거쳐 산출된다.
연소단면적변화량산출단계(S2)는 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00020
)으로부터 단위측정길이(
Figure 112009020000779-PAT00021
)마다 연소에 의하여 소모된 연소부피(
Figure 112009020000779-PAT00022
)를 산출하고, 상기 연소부피(
Figure 112009020000779-PAT00023
)로부터 연소에 의하여 소모된 전체연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00024
)을 산출하며, 전체연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00025
)을 그레인 포트의 수(
Figure 112009020000779-PAT00026
)로 나누어 개별연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00027
)을 산출하는 단계이다.
여기서, 연소부피(
Figure 112009020000779-PAT00028
)는 해당 단위측정길이에서 연소 과정 중 기화에 의하여 확장된 그레인 포트의 부피이며, 액체의 밀도(
Figure 112009020000779-PAT00029
)와 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00030
)에 의하여 얻어진다.
또한, 전체연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00031
)은 그레인 포트가 확장된 총면적이며, 연소부피(
Figure 112009020000779-PAT00032
)와 해당 단위측정길이(
Figure 112009020000779-PAT00033
)로부터 얻어진다.
이러한 전체연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00034
)은 다음의 수학식 3과 같이 산출된다.
Figure 112009020000779-PAT00035
Figure 112009020000779-PAT00036
또한, 개별연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00037
)은 전체연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00038
)을 그레인 포트의 수(
Figure 112009020000779-PAT00039
)로 나눈 것으로, 다수의 그레인 포트가 형성된 경우에 주요한 것이다.
일례로, 도 2의 (c) 또는 (d)와 같이, 그레인 포트가 다수 형성되는 경우에는 각 그레인 포트 별로 연소길이를 산출하여야 정의에 일치하는 국부후퇴율을 산출할 수 있다.
따라서 다음의 수학식 4와 같이, 각 그레인 포트가 확장된 면적인 개별연소 단면적(
Figure 112009020000779-PAT00040
)을 산출한다.
Figure 112009020000779-PAT00041
만일, 연료가 도 2의 (a) 또는 (b)와 같이, 단일한 그레인 포트를 가지는 경우에는 그레인 포트의 수(
Figure 112009020000779-PAT00042
)가 1이므로, 전체연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00043
)과 개별연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00044
)이 일치하게 된다.
한편, 연소길이산출단계(S3)는 연소단면적변화량산출단계(S2)를 거쳐 산출된 개별연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00045
)에 근거하여, 연소 전 그레인 포트의 내벽면에서 연소 후 상기 개별연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00046
)만큼 확장된 그레인 포트의 내벽면까지 상기 내벽면이 이동된 거리인 연소길이(
Figure 112009020000779-PAT00047
)를 산출하는 단계이다.
즉, 연소길이(
Figure 112009020000779-PAT00048
)는 연소 과정 중 그레인 포트의 내벽면이 기화됨에 따라, 그레인 포트의 내벽면이 줄어든 연료 두께의 길이를 의미한다.
이러한 연소길이(
Figure 112009020000779-PAT00049
)는 연소 전 연료의 형상에서 얻어지는 그레인 포트의 내벽면의 위치와, 연소 후의 전체연소단면적만큼 확장되는 그레인 포트의 내벽면의 위치의 차이로부터 얻어진다.
일예로, 도 5는 그레인 포트의 단면형상이 정사각형인 경우를 가정하였을 때에 연소 전, 후의 연료의 단면을 나타낸 것이다.
연소 후 그레인 포트의 면적(실선 사각형의 넓이)은 연소 전 그레인 포트의 면적(은선 사각형의 넓이)보다 전체연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00050
)만큼 커지게 된다. 이때, 그레인 포트의 어느 한 내측면은 연소 전보다 외측을 향하여 연소길이(
Figure 112009020000779-PAT00051
)만큼 이송되는 것이다.
이후, 국부후퇴율산출단계(S4)는 다음의 수학식 5와 같이 연소길이를 연료의 전체 연소시간(
Figure 112009020000779-PAT00052
)으로 나누어 국부후퇴율(
Figure 112009020000779-PAT00053
)을 산출한다. 이러한 국부후퇴율(
Figure 112009020000779-PAT00054
)은 침수되는 연료의 축 방향에서 전체에서 연료의 전체의 국부후퇴율을 산출할 수 있게 된다.
Figure 112009020000779-PAT00055
<실시예>
연료는 도 2의 (a)에 도시된 바와 같이, 원형 단면을 갖는 하나의 그레인 포트가 형성된 것이다. 이러한 연료의 밀도는 950㎏/㎥ 이고, 외경은 68㎜, 내경(
Figure 112009020000779-PAT00056
)은 28㎜, 길이는 460㎜의 형상을 갖는다. 연료의 연소시간(
Figure 112009020000779-PAT00057
)는 10초 동안 이루어지고, 전술된 계측장치를 통하여 측정무게(
Figure 112009020000779-PAT00058
)를 측정하였다.
총 측정에 소요된 시간은 806.25초이며, 단위측정시간(
Figure 112009020000779-PAT00059
)은 3.75초이며, 단위측정길이(
Figure 112009020000779-PAT00060
)는 4mm씩 이루어지도록 침수속도(
Figure 112009020000779-PAT00061
)를 설정하였다. 연료는 산화제가 유입되는 전방부로부터 침수조에 침수하였다.
도 7은 무게증가분측정단계(S1)를 거쳐 계측된 무게증가분을 측정시간의 경과에 따라 나타낸 그래프이다.
초기의 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00062
)은 연료의 끝단이 불균일하게 연소됨에 따라 오 차가 크게 측정되며, 종기의 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00063
)은 연료의 다른 끝단을 고정하는 소켓의 체적에 의한 것으로, 국부후퇴율의 산출에서 제외한다.
얻어진 무게증가분(
Figure 112009020000779-PAT00064
)을 근거로, 연소단면적산출단계(S2)를 거치면 상기 수학식 1 내지 수학식 4를 거쳐, 개별연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00065
)이 산출된다.
이후 연소길이산출단계(S3)에서 산출된 개별연소단면적(
Figure 112009020000779-PAT00066
)으로부터 연소길이(
Figure 112009020000779-PAT00067
)를 산출한다.
이러한 연소길이(
Figure 112009020000779-PAT00068
)의 산출과정을, 도 6과, 수학식 6을 참고하여 구체적으로 설명한다.
연소가 이루어지기 전의 그레인 포트의 내경(
Figure 112009020000779-PAT00069
)으로부터 그레인 포트의 단면적이 산출되고, 개별연소단면적()으로부터 연소가 이루어진 후 확장된 그레인 포트의 내경(
Figure 112009020000779-PAT00071
)을 산출할 수 있다.
또한, 연소에 의하여 확장된 그레인 포트의 내경(
Figure 112009020000779-PAT00072
)과 연소 전 그레인 포트의 내경(
Figure 112009020000779-PAT00073
)의 차이에서 연소로 인하여 줄어든 연소길이(
Figure 112009020000779-PAT00074
)가 산출된다.
Figure 112009020000779-PAT00075
Figure 112009020000779-PAT00076
Figure 112009020000779-PAT00077
이후, 국부후퇴율산출단계(S4)에서는 상기 수학식 5를 이용하여 국부후퇴율(
Figure 112009020000779-PAT00078
)을 산출한다.
이 결과, 얻어진 전체 연료의 축 방향에 대한 국부후퇴율(
Figure 112009020000779-PAT00079
)을 도 8에 나타내었다. 이때, 도 8의 가로축은 연료의 전체 길이별(L)로 전단부에서 산출 지점까지의 거리(x)의 비를 나타낸 것이다.
도 8에 따르면, 국부 후퇴율은 연료의 끝단에서 감소하다가 x/L이 약 0.2 이상이 되는 지점부터 서서히 증가하는 것을 알 수 있다. 이러한 결과로 x/L < 0.2 영역에서 국부후퇴율(
Figure 112009020000779-PAT00080
)이 작아지며, x/L > 0.2 영역에서 국부후퇴율(
Figure 112009020000779-PAT00081
)이 증가하는 경향을 파악할 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법의 흐름도.
도 2는 다양한 형상의 그레인 포트를 갖는 하이브리드 로켓의 연료를 나타낸 사시도.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 무게증가분을 계측하는 계측장비의 개략적인 사시도.
도 4는 도 3에 도시된 계측장비의 요부를 개략적으로 나타낸 측면도.
도 5는 연소 전, 후의 그레인 포트의 단면적을 나타낸 연료의 평단면도.
도 6은 연소 전, 후의 그레인 포트의 단면적을 나타낸 연료의 측단면도.
도 7은 본 발명의 실시예에 따라 계측된 무게증가분을 나타낸 무게증가분 그래프.
도 8은 도 7에 나타난 무게증가분 그래프에 근거하여 산출된 국부후퇴율을 나타낸 국부후퇴율 그래프.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명 *
F : 연료
10 : 계측장비
1 : 이송부 2: 침수조 3 : 저울부 31 : 저장조 32 : 미세저울

Claims (3)

  1. 그레인 포트가 형성된 하이브리드 로켓의 연료를 침수조에 축 방향으로 침수시키며 상기 침수조를 넘치는 액체의 무게증가분을 미리 설정된 단위측정시간마다 계측하고, 상기 무게증가분에 근거하여 상기 연료의 국부후퇴율을 산출하는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법.
  2. 제1항에서,
    상기 무게증가분의 계측은
    상기 연료의 침수속도와 상기 단위측정시간에 의하여 결정되는 상기 연료의 단위측정길이마다 상기 침수조에서 넘치는 액체의 측정무게와, 연소 전 연료의 단위측정길이마다의 기준무게의 차이로 얻어지는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법.
  3. 제2항에서,
    상기 무게증가분에 근거한 상기 국부후퇴율의 산출은
    상기 무게증가분으로부터 상기 단위측정길이마다 연소에 의하여 소모된 연소부피를 산출하고, 상기 연소부피로부터 연소에 의하여 소모된 전체연소단면적을 산 출하고, 상기 전체연소단면적을 그레인 포트의 수로 나누어 개별연소단면적을 산출하는 연소단면적변화량산출단계;
    상기 개별연소단면적에 근거하여 연소 전 그레인 포트의 내벽면에서 연소 후 상기 전체연소단면적만큼 확장된 그레인 포트의 내벽면까지 상기 내벽면이 이동된 거리인 연소길이를 산출하는 연소길이산출단계; 및
    상기 연소길이를 상기 연료의 전체 연소기간으로 나누어 상기 국부후퇴율을 산출하는 국부후퇴율산출단계;를 거쳐 이루어지는 것을 특징으로 하는 하이브리드 로켓 연료의 국부 후퇴율 측정방법.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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