• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.89-95
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• 2005

추력중단장치는 연소관 전방 도움부의 구멍에 설치되며 연소관에 내압 작용 시 쐐기가 강제로 이탈되면 스냅링과 마개가 순차적으로 이탈된다. 이 장치의 변형거동을 이해하기 위하여 수압 구조시험 및 구조해석을 수행하여 그 결과를 비교분석하였다. 추력중단 구멍에 설치되는 분할선의 개수를 대칭적으로 증가시키면 추력중단장치의 기밀성능은 크게 향상된다. 부품간의 마찰계수가 증가하면 추력중단 장치의 이탈압력이 증가하며 패기가 강제 이탈된 상태에서도 스냅링 및 마개의 이탈이 불가능한 임계 마찰계수가 존재한다. 스냅링은 마찰계수가 작으면 반경 방향으로 수축하여 이탈하며 마찰계수가 크면 상당한 소성 변형을 받은 후에도 이탈되지 않는 거동을 보인다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권4호
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• pp.44-53
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• 2022

추력조절이 가능한 고체추진기관에서 감압률은 추력중단 성능에 가장 큰 영향을 미치는 인자이다. 본 연구에서는 몇 종류의 추진기관에서 구현 가능한 감압률의 범위를 파악하였으며 이를 통하여 추진기관 감압률에 미치는 주요 인자를 도출하였다. 추진제에 대한 소화특성 파악뿐만 아니라 추진기관의 목표성능을 만족할 수 있는 감압률을 파악하는 것이 실제 추력조절 시스템 설계에 중요하며 본 연구에서와 같은 감압률 모델획득 방법론은 추력중단이 필요한 고체추진기관 설계에 적용 가능할 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.72-80
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• 2004

본 논문에서는 추력중단 후 무유도방식 유도탄의 추력비행단계 유도알고리듬의 설계과정을 다룬다. 유도의 목적은 추력중단 시점에서 요구속도벡터를 성취하기 위한 것이다. 구현 가능한 피치평면 비행궤적을 조사하기 위해 네 가지 성능지수에 대한 비행궤적 최적화를 수행하였다. 궤적최적화 결과로부터 구속조건들을 만족시키기 위해서는 비행초기에 고앙각 기동이 필요함을 알 수 있다. 제안된 유도알고리듬은 개루프 피치자세각 명령 산출기인 피치프로그램과 증가요구속도벡터를 0으로 만들기 위한 요자세각 명령 산출기로 구성된다. 피치프로그램은 궤적최적화 결과 얻어진 피치자세각 선도를 이용하여 구성되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권5호
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• pp.101-106
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• 2006

본 논문은 TCO(thrust cut-off) 시스템을 장착한 로켓 모터의 성능설계에 관한 연구로서, TCO 포트 크기에 따라 변화하는 로켓의 성능을 평가하였다. 시험용 로켓 모터를 제작하여 연소시험을 행하였고, TCO 포트 크기에 따른 추력변화의 경향을 분석하여 최대 역방향 추력점이 존재함을 밝혀내었으며 보존방정식을 이용하여 TCO 성능설계 및 시험분석을 행하였다. 이와 같은 성능설계 기법은 향후 유사한 TCO 시스템의 설계에 유용하게 적용될 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.53-56
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• 2006

본 논문은 TCO(thrust cut-off) 시스템을 장착한 로켓 모터의 성능설계에 관한 연구로서, TCO 포트 크기에 따라 변화하는 로켓의 성능을 평가하였다. 시험용 로켓 모터를 제작하여 연소시험을 행하였고, TCO 포트 크기에 따른 추력변화의 경향을 분석하여 최대 역방향 추력점이 존재함을 밝혀내었으며 보존방정식을 이용하여 TCO 성능설계 및 시험분석을 행하였다. 이와 같은 성능설계 기법은 향후 유사한 TCO 시스템의 설계에 유용하게 적용될 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.244-245
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• 2003

고체나 액체 추진로켓에 비하여 하이브리드 추진 시스템은 작동조건의 안정성과 안전함등의 많은 장점을 가지고 있다. HTPB와 같은 고체연료는 제작 및 저장, 운송 그리고 장착상의 안정성을 가지고 있으며 하이브리드 로켓의 고체연료로의 산화제의 유입을 제어하면서 추력의 변화와 엔진내부의 연소중단과 재 점화를 용이하게 할 수 있다. 이러한 이유로 인하여 하이브리드 엔진은 좀 더 경제적인 장치로 기대를 모으고 있다. 그러나, 기존의 하이브리드 로켓 엔진은 고체 추진 로켓에 비하여 낮은 연료 regression 율과 연소효율을 가지는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하고 요구되어지는 추력값과 연료유량을 증가시키기 위하여 고체연료의 표면적을 증가시킬 필요가 있다. 기존의 하이브리드 엔진에서는 연료 그레인에 다수의 연소포트를 만들어 표면적을 증가시켰으나 이는 비 활용 공간의 증가와 추진제의 질량 및 체적분율의 상당한 감소를 초래한다. 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 엔진에서 연료의 regression 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression율을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 대하여 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression율을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, soot의 생성 및 산화과정, soot 입자 및 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 연소과정에서 생성되는 soot 입자로부터의 복사 열전달, 그리고 고체연료 열 분해시 표면반응들은 고체연료의 regression율에 큰 영향을 미친다. 특히 고체연료의 난류화염면의 위치와 폭, 그리고 비 예혼합 난류화염장에서 생성되는 soot의 체적분율의 예측은 난류연소모델, 열전달 모델, 그리고 regression율 모델에 의해 크게 영향을 받기 때문에 수치모델의 예측 능력 향상시키기 위하여 이러한 물리적 과정을 정확히 모델링해야 할 필요가 있다. 특히 vortex hybrid rocket내의 난류연소과정은 아래와 같은 Laminar Flamelet Model에 의해 모델링 하였다. 상세 화학반응 과정을 고려한 혼합분율 공간에서의 화염편의 화학종 및 에너지 보존 방정식은 다음과 같다. 화염편 방정식과 혼합분률과 scalar dissipation rate의 관계식을 이용하여 혼합분률과 scalar dissipation rate에 따른 모든 reactive scalar들을 구하게 된다. 이러한 화염편 방정식들을 mixture fraction space에서 이산화시켜서 얻은 비선형 대수방정식은 TWOPNT(Grcar, 1992)로 계산돼 flamelet Library에 저장되게 된다. 저장된 laminar flamelet library를 이용하여 난류화염장의 열역학 상태량 평균치는 presumed PDF approach에 의해 구해진다. 본 연구에서는 강한 선회유동을 가지는 Hybrid Rocket 연소장내의 난류와 화학반응의 상호작용을 분석하기 위하여 Laminar Flamelet Model, 화학평형모델, 그리고 Eddy Dissipation Model을 이용한 수치해석결과를 체계적으로 비교하였다. 또한 Laminar Flamelet Model과 state-of-art 물리모델들을 이용하여 선회 유동을 갖는 하이브리드 로켓 엔진의 연소 및 Soot 생성 및 산화과정을 살펴보았으며 복사 열전달이 고체 연료 표면의 regression율에 미치는 영향도 살펴보았다. 특히 swirl강도, 산화제의 유입위치 그리고 선회유동의 형성방식이 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 상세히 해석하였다.