• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.53-56
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• 2008

When someone measuring for pressure of a Solid Rocket Motor(SRM) at Static Firing Test, generally, used with pressure tube to be filled in Oil. But, if you used pressure tube with oil, you were worried about possibility of spilled oil when you measured pressure in SRM at high altitude environment. Because it usually connected at ignitor. In this paper, We described how to make a pressure tube without oil and matters to be attended to design it.

• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.18 no.1
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• pp.93-99
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• 2015

The dual pulse rocket motor(DPRM) distributes the propellant energy effectively via pulse separation device(PSD) to improve the range and terminal velocity of the missile. There are two types of PSD such as bulk head type and thermal barrier type. A subscale thermal barrier type DPRM was designed, manufactured, and tested. The results showed good understanding of the characteristics of the PSD and will be applied to the design of the full scale DPRM.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.25 no.1
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• pp.77-83
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• 2021

In the current study, the numerical method was established to predict the performance of a solid rocket motor with two kinds of propellants. On the basis of a numerical study, an internal ballistics analysis code was developed. To verify the internal ballistics analysis code two solid rocket motors were manufactured and tested. The accuracy and applicability of the internal ballistics code for dual-propellant solid rocket motor were verified by comparing the experimental results with the numerical calculation.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.356-359
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• 2011

In this study, applicable to Sounding Rocket about the development of high-performance propellant was studied. Sounding Rocket requires generally multistage rocket system for atmospheric research. This study describes the development of two types solid propellant compositions which are based on HTPB/AP for the two-stage rocket. CEA code of NASA and internal ballistic analysis were used for confirming the theoretical performance of designed propellants. The strand burner and JANNAF tensile test was used to measure ballistic and mechanical properties of designed propellants. Finally, static fired test of standard motors was performed to prove the possibility of development.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.13-13
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• 2000

일반적으로 고체추진 로켓 모타의 개발단계 때 공통적으로 수행되는 주시험(main test)으로는 추력, 압력, 회전률 등의 성능측정을 하기 위한 정적연소시험(static firing test), 내부 정수압(hydrostatic pressure)에 의한 폭발 압력 시험, 연소중이나 연소 후 케이스에 대한 굽힘 강성 시험, 이외에 노화 시험, 환경시험 등이 요구된다. 그러나 신궁과 같은 휴대용 대공 시스템의 추진기관 개발의 경우에는 사수를 보호하기 위해 여러 가지 안전장치들이 설계되고, 이러한 장치들의 성능에 대한 요구 조건들을 확인하기 위한 특수시험(specific test)들이 필요하게 된다. 이러한 특수시험을 위한 각종 시험대들을, 위에서 언급한 주시험을 위해 사용되는 정적시험대(static test bench)들과 구분하기 위해 동적 시험대(DTB : Dynamic Test Bench)라고 한다. 본 연구에서는 신궁 추진기관의 사출모타 점화에서 비행모타 점화에 이르는 일련의 비행절차를 확인하기 위한 동적 시험대 설계 및 제작, 계측장치 구성 및 데이터 획득 방법 등에 관한 내용을 소개하며, 동적 시험대에서 수회에 걸쳐 수행된 동적 시험 결과를 분석/정리하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.265-270
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• 2010

This paper presents the rocket motor support structure to position solid rocket engine within a missile fuselage. When the rocket motor is mounted inside a missile fuselage, fuselage structure must be designed to withstand various structural problems resulting from inserted rocket motor such as axial thrust force, shock/vibration, axial deformation of the rocket motor tank in addition to the flight loads. The motor support structure system proposed in this paper proved to be very simple and efficient while satisfying all the design requirements.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.207-213
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• 1995

로켓트 노즐 재료로 사용되는 그라파이트의 내삭마 특성을 향상시키기 의해 다층코팅에 관한 연구를 하였으며 $AI_2$$O_3$/PT/pack-SiC/Graphite와 CVD-$Si_3$$N_4$/CVD-SiC/pack-SiC/Graphite의 두 다층코팅 구조를 제작하여 내삭마 효과를 알아 보았다. $AI_2$$O_3$와 Pt충은 스퍼터링 증착방식을, $Si_3$$N_4$와 SiC층의 CVD는 저압화학증착방식을 사용하였다. 코팅층의 내삭마 특성 평가는 직접 노즐에 코팅층을 입혀 소형고체 추진기관 연소모타에 장착, 지상연소시험을 통해 수행하였으며 코팅층이 없는 표준모타에 비해 각각 60%, 80% 이상의 내삭마 특성의 향상을 보였다.

• Proceedings of the Korean Institute of Industrial Safety Conference
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• 1998.05a
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• pp.7-11
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• 1998

고체추진제(solid propellant)는 연료와 산화제가 혼합/결합되어 있어 폭발적인 연소반응을 통하여 많은 에너지를 빠른 시간에 방출한다. 많은 에너지가 급격히 변환되는 과정에서 소량의 에너지가 음향에너지(acoustic energy)로 변환되는 것은 피할 수 없다. 이와 같이 원하지 않는 에너지의 변환이 어느 정도 이상을 넘을 때, 연소 불안정(combustion instability) 현상이 발생했다고 한다. 상당히 많은 로켓 모타들이 연소불안정현상으로 인하여 개발기간의 지연과 설계변경 등으로 경제적 손실을 야기하고 있다. (중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1996.11a
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• pp.15-24
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• 1996

로켓모타의 연소관은 구조적인 편의성 및 경량화를 위하여 도옴-실린더부와 실린더-노즐부에 나사체결방법을 많이 적용하고 있는데, 나사의 골부위에 집중응력이 발생하여 인장강도를 넘는 응력이 발생하는 경우가 있다. 본 연구에서는 나사의 골부위의 응력수준을 좀 더 정확히 예측하기 위하여 나사체결시 작용하는 조립 토오크에 의한 초기하중을 고려한 구조해석을 수행하였으며, 나사부위에 발생하는 응력이 항복강도를 초과하므로 정확한 해석을 위하여 탄소성해석을 수행하였다. 조립 토오크에 의한 초기하중은 나사체결 멈춤부에 음(-)의 접촉 간극을 부여하여 모델링하였으며, 조립 토오크의 크기는 나사체결 근접부에서 변형률을 측정하여 모사하였다. 해석결과 초기하중을 고려하여 구조해석을 수행하면 최대예상 작동압력에서 초기하중의 영향은 거의 나타나지 않았으며, 마찰계수를 감소시키면 최대응력이 감소하여 구조적 안전성이 증가할 것으로 판단된다.

• Journal of the Korean Society for Nondestructive Testing
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• v.30 no.1
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• pp.31-35
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• 2010

This paper presents the development of automatic defect detection program using 3D computed tomography image of small solid rocker motor. We applied the neighbor pixel comparison algorithm with beam hardening correction for the recognition of defect. We made the artificial defect specimen in order to decide a standard CT value of defect. The program was tested with 150 small solid rocket motors and it could detect the disbond, crack, foreign material and void. The program showed more reliable and faster results than human inspector's interpretation.