• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.3
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• pp.9-19
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• 2009

Accurate thrust measurement is very important when developing an engine of propulsion system. Especially for a low thrust liquid rocket engine(LRE), accuracy of thrust is seriously affected by thrust measurement errors and thurst losses which are caused by propellant supply system. In this study, a new thrust measurement system is developed for accurate thrust measurement of a low thurst LRE by minimizing these effects. Its thrust measurement range is 150~1500N and the maximum error is below 10N. Also, a reliability appraisal technique is investigated to improve reliability and accuracy of the thrust measurement system.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.3-3
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• 1997

미사일 수직발사 시스템은 공간을 작게 차지하고 간편하여 각국이 선호하고 있다. 그러나 수직발사 초기에는 매우 낮은 속도로 상승하므로 Fin의 공력이 발생하지 않기 때문에 추력방향을 직접제어하지 않으면 안된다. 추력방향 제어장치는 Gimbal, Jet Vane, Jet Tab, Secondary Injection 등 여러 방식이 있으나 Jet Vane Type의 추력 방향 제어장치는 응답이 빠르고 경량화가 가능하며 후방 Fin과의 연동 및 작동 후 분리가 가능하다는 장점으로 인해 수직발사 미사일의 초기 방향제어에 주로 사용한다. 이 장치는 Vane이 화염 속에서 직접 구동되므로 고내열성 재료의 기술이 필요하며 미사일의 전체 System에 요구되는 Side Force를 발생시키기 위한 Vane의 최대 받음각 및 회전속도를 결정해야 한다. 따라서 초음속 유동해석을 통해서 Vane의 받음각에 대한 Side Force와 Torque를 계산하며, 구조해석을 통해 Side Force가 가해지는 동안의 Housing의 굽힘, 비틀림 하중 등을 계산하였다. 또한 Controller는 기존의 유압방식보다도 소형이며 복잡하지 않고 가격이 싼 DC Motor와 감속기를 이용하여 빠른 응답성에 부합토록 설계하였다. 본론에서는 성능과 관련된 초기 요구조건에 대한 최적설계의 변수들을 해석하고. 그에 따른 개발사양, 개발 과정, 구조, 시험방법 등에 대해 고찰하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.22-22
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• 1998

기존의 공력 조타에 의한 비행 자세 제어 방법은 속도의 2승에 비례하는 제어력을 발생하지만, TVC(Thrust Vector Control)를 이용하면 추력 방향을 변경하여 제어력을 얻음으로써 방향 제어에 보다 월등한 성능을 발휘하는 것으로 알려져 있다. 후자의 방법으로는 저속도 경우와 공기가 희박한 고 고도에서도 충분한 제어력을 얻을 수 있다. 보다 효율적인 제어력을 얻기 위해서는 TVC 방법이 우수하지만 그 성능에 대해서는 충분한 자료가 없는 것이 현재의 상태이다. 제트 베인 방식의 TVC는 베인이 직접 고온 고속의 가스 흐름 내에서 작용하기 때문에 편향추력 발생 측면에서 아주 우수한 방식이며 추력 편향각, 추력 손실 등의 유체역학적인 특성은 제트 베인의 형상, 위치 등으로 결정된다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.21 no.3
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• pp.1-9
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• 2017

Numerical computations are performed to investigate the effect of pintle stroke on the performance of an internal pintle thruster. Results show that the thrust control ratio was less than 2% and the aerodynamic load ratio was 22% as the pintle stroke increased. The flow past the nozzle throat rapidly expanding because of the shape of the pintle, and a shock wave was generated. Particularly, at the pintle stroke distance of 4 and 5 mm, the shock wave hit the wall of the nozzle, results in peeling bubbles. Depending on the altitude, the thrust increased and the aerodynamic load decreased, but the difference was as small as 1.5%. In the presence of the bore, the reduction of the pintle tip area resulted in a decrease in aerodynamic load.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.18-21
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• 2011

In this study, basic research on the pressure control using driven pintle of modulatable thruster is presented. For this purpose, pintle thruster and pintle shape was developed. The actuator model was selected by calculating pintle load using Fluent software. Preliminary unsteady experimental results show that huge pressure oscillation is occurred as the pintle approach toward nozzle wall. From the preliminary experimental results, we could see possibility of pressure control of the modulatable thruster.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.262-267
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• 2012

For DACS system which controls pintle position to change nozzle throat area, one actuator has been used for each modulatable pintle thruster. This ten actuator system drove to complex system structure and complicated control mechanism. In order to overcome this shortcomings, international patents were reviewed, analysed and presented.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.2
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• pp.133-139
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• 2009

An analysis has been performed on the specific impulse for a liquid rocket engine of gas generator cycle. The present analysis method has been validated through the comparison of the optimal specific impulse for the 300t thrust conceptual engine against the published data. The engine specific impulse can be increased by applying film coolant decreasing the fuel pump head for regenerative cooling despite the decrease of specific impulse of the combustion chamber when the film coolant participates combustion more than the critical amount. The improved condition shows that higher combustion chamber pressure is achieved with less fuel pump head rise by additional film cooling.

• Journal of the Korean Institute of Illuminating and Electrical Installation Engineers
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• v.14 no.4
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• pp.57-64
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• 2000

In this paper, to achieve the constant thrust force of the double side moving-magnet type LDM, the new armature winding of the LDM was proposed so as to restrain the saturation of the center yoke without increasing the mass of LDM. According to analyzing the magnetic flux distribution throughout the air-gap of the LDM, the magnet and winding width (1:0.84) was determined. The 2D finite element analysis was performed for force analysis on air-gap.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2005.07b
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• pp.1192-1194
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• 2005

선형전동기는 일반적으로 회전형 전동기를 잘라 평면에 펼친 다음 회전형 전동기와 같이 구동할 경우 직선운동을 하는 전동기이다. 회전형 전동기에 비해서 효율특성을 다소 떨어지지만 직선운동을 위한 전동기가 필요할 경우에는 많이 사용하고 있는 실정이며 회전형의 경우 고정자와 회전자의 극간격을 유지하기 위해서 축을 중심으로 구동할 수 있게 제작하고 있는 실정이다. 그러나 선형전동기의 경우 정확한 극간경의 유지를 위해서 LM guide를 사용하는 것이 일반적이며 이로 인해서 고정자회 이동자 사이의 정확한 간격을 유지할 수 있게 된다. 또한 자속의 흐름과 이동자의 이동방향에 따라 일반적으로 선형전동기를 구분하는데 자속의 흐름으로 인해 만들어지는 평면과 이동자가 움직이는 방향이 같은 면 상에 있으면 종자속이라고 하고 횡방향으로 놓여질 경우 횡자속 선형전동기라고 부른다. 본 연구에서는 횡자속 선형전동기에서 발생되는 추력특성을 고려하여 선형액추에이터를 설계할 경우 발생되는 추력읜 불균일성에 대한 내용으로 전동기의 추력 특성 파형에 따른 성형 액추에이터의 동특성을 알아보았다. 특히 액추에이터에서 발생되는 공진특성을 기준으로 불때 같은 에너지로 약 2배의 동특성을 얻을 수 있었고 반력은 거의 같은 특성을 얻을 수 있었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.6
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• pp.126-133
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• 2004

MRE-1 Dual Thruster Module(DTM), which will be used in KOMPSAT(Korea Multi-Purpose Satellite), can provide reliable and cost-effective means for attitude and maneuvering control system. Thruster heat shield, one of the main components of DTM, is designed to prevent the critical radiative heat exchange between thruster and satellite during firing. To overcome the manufacturing difficulties, a electroforming process is preferred to classical welding process. In this case, an inner diameter of a new shield will be decreased a little due to the change of manufacturing process. Therefore, the interference problem between thruster nozzle and heat shield is investigated through structural analysis and their results are described in this paper.