• 한국항공운항학회지
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• 제23권4호
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• pp.30-35
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• 2015

In this paper, a theoretical study of low frequency non acoustic instability, the $L^*$ instability, of a solid rocket motor is investigated. The $L^*$ stability criterion is determined by analysing the $L^*$ stability curves of two very distinct propellants for five different geometrical combustors. The $L^*$ instability of two extreme fuels showed totally different behavior in terms of operating pressure of the combustor. A parametric study on the stability for different chamber volume and different throat area keeping constant $L^*$ is conducted and analyzed. It was found that one of the main parameters, the non-dimensional critical characteristic time, requires an enough margin from the critical $L^*$ stability curve.

• 한국추진공학회지
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• 제25권2호
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• pp.55-65
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• 2021

고체 로켓 모터 설계 시 중립형 추력선도 발생이 용이한 Finocyl 그레인에 대한 형상 설계 기준을 제시하였다. 이를 위해 Burn-back 해석을 위한 제도 기법을 이용한 자동화 프로그램을 개발하고 정확성을 검증하였다. 개발된 프로그램을 이용하여 Finocyl 형상의 다양한 형상 변수에 따른 Burn-back 해석을 수행하고 연소 특성의 경향성과 민감도 분석을 수행하였다. 분석결과를 바탕으로 Finocyl 그레인을 이용한 중립형 연소면적선도를 나타내는 설계기준을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권4호
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• pp.18-25
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• 2014

본 연구에서는 다이아프램(diaphragm)을 설치한 하이브리드 로켓에서 발생하는 연소불안정의 발생 메커니즘을 알아보고, 고체연료의 연소율은 증가하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 그레인 설계를 제안하였다. 고체연료의 연소율을 증진시키기 위해 다이아프램을 설치한 하이브리드 로켓 모터에서 관찰되는 큰 연소불안정의 가진 요인은 전방 연소실에서 생성된 와류가 후방의 다이아프램에 부딪치면서 나타나는 Hole-tone으로 판단된다. 또한 다이아프램의 고연소율 발생 메카니즘을 적용하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 'Stepped Grain'을 제안하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.57-60
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• 2008

고체 추진기관 설계에는 고체 추진제 연소속도, 요구 추력, 연소관 압력, 연소시간, 탄의 직경, 길이, 무게, 최대 가속도와 같은 많은 설계요소 및 제약이 존재한다. 이러한 요소 및 제약의 최적화를 위해 내탄도/외탄도 해석을 위한 통합 설계 프로그램을 개발하였고 고체 로켓 모터의 시험을 통해 그 유용성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권5호
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• pp.27-36
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• 2013

본 연구에서는 고체로켓 모터의 연소 불안정성을 예측하고 분석 할 수 있는 해석도구의 개발을 위해 음향에너지의 분석과 선형 안정성 해석을 수행하였다. 음향 해석의 경우 상용 프로그램인 COMSOL을 이용하여 단면적이 일정한 실린더 형상의 연소실 음향 해석 및 모드 해를 도출하였다. Culick에 의해 정립된 고체추진 로켓의 선형 안정성 해석에 기초하여 연소 불안정성을 진단하였으며 압력결합, 노즐감쇠, 입자감쇠의 안정성 요소(stability alpha) 외에 유동방향변환(flow turning) 요소와 점성감쇠(viscous loss) 요소를 추가하여 연료 표면 근처의 유동 및 점성효과를 포함하는 연소 불안정의 경향을 파악하였다. 또한 입자의 크기에 따른 주파수 영역별 연소 불안정 감쇠 특성을 파악하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제18권6호
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• pp.816-821
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• 2015

In this paper, an in-flight prediction method of thrust profiles for solid rocket motors is proposed. Actually, it is very difficult to have detailed information about the performance of the rocket motors beforehand because it is quite sensitive to combustion environments. To overcome this problem, we have developed an algorithm for generating in-flight prediction of rocket motor performance in realistic environments via a reference burnback profile and accelerations measured at a short time-interval just after launch. The performance is evaluated through a lot of flight test results.

• 한국가시화정보학회지
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• 제11권2호
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• pp.34-40
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• 2013

A flow visualization near submerged nozzle of solid rocket motor was conducted by experiments. A numerical simulation was also performed to reveal detailed phenomena. Radial cold flow simulating hot gas was introduced by a porous grain model which was manufactured by perforated steel plates. The grain model was mounted in high-pressure chamber which has quartz glass at the top of the grain model. From the high-speed images, a rotating vortex was observed and the two type of counter-rotating momentums were generated in numerical results. The rotating momentum was generated at the fin-slot grain because of unbalance between high-velocity flow from slots and low-velocity flow from fin-bases. As a result, roll torques can be produced by the rotating vortex tube.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.221-226
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• 2008

본 연구에서는 연소실내 유동으로 인해 발생하는 연소실 축방향 압력변화를 고려한 비정상 내탄도 해석모델을 개발하고 이를 바탕으로 침식연소를 해석하였다. 개발 모델은 선행 연구와 비교하였으며 해석결과가 일치함을 확인하였다. 연소실 압력, 그레인 길이, 그레인 초기온도, 추진제 기화온도가 침식연소에 미치는 영향을 조사하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제13권2호
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• pp.17-25
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• 2009

본 연구에서는 연소실의 축방향 압력과 속도변화를 고려한 비정상 내탄도 해석모델을 제안하고 이를 바탕으로 침식연소에 미치는 인자를 해석하였다. 개발 모델의 검증을 위하여 침식연소가 없는 경우와 침식연소가 있는 경우에 대하여 선행연구 결과와 비교하였으며 해석결과가 일치함을 확인하였다. 연소실 압력, 그레인 길이, 그레인 초기온도, 추진제 기화온도가 침식연소에 미치는 영향을 조사하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권2호
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• pp.79-87
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• 2021

본 연구에서 축 방향으로 충전 된 이종 추진제를 적용 이중 추력 추진기관의 성능 예측/해석 방법을 개발하였다. 부스터로부터 서스테이너 단계로 천이될 때 계면에서 성능에 관한 과도현상이 발생하였는데, 그 과도현상의 원인과 특성을 연소시험 결과와 함께 비교하여 조사하였다. 성능과도 현상은 추진제 물성이 서로 다른 추진제 사이 형상설계뿐만 아니라, 추진제 경화 수축에 따른 제작상 오차에 의해 민감하게 발생되고 있음을 확인되었다.