• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권4호
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• pp.807-815
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• 2017

For liquid rocket engine(LRE)-based space launch vehicles, longitudinal instability, often referred to as the pogo phenomenon in the literature is predicted. In the building block of system-level task, accurate dynamic modeling of a fluid-filled tank is an essential. This paper attempts to apply the virtual mass method that accounts for the interaction of the vehicle structure and the enclosed liquid oxygen to LOX-filled tanks. The virtual mass method is applied in a modal analysis considering the hydroelastic effect of the launch vehicle tank. This method involves an analysis of the fluid in the tank in the form of mass matrix. To verify the accuracy of this method, the experimental modal data of a small hemispherical tank is used. Finally, the virtual mass method is applied to a 1/8-scale space shuttle external tank. In addition, the LOX tank bottom pressure in the external tank model is estimated. The LOX tank bottom pressure is the factor required for the coupling of the LOX tank with the propulsion system. The small hemispherical tank analysis provides relatively accurate results, and the 1/8-scale space shuttle external tank provides reasonable results. The LOX tank bottom pressure is also similar to that in the numerical results of a previous analysis.

• 대한기계학회논문집A
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• 제40권11호
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• pp.927-933
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• 2016

고체 추진 기관에서 로켓 노즐은 고온 연소가스에 노출된다. 따라서 고온에서 기능을 발휘할 수 있는 적절한 재료의 선택이 중요하다. 탄소 섬유 강화 실리콘 카바이드 복합재(C/SiC)가 로켓 노즉목에 적용을 위해 연구되어 왔다. 그러나 전형적인 구조 재료들과 비교할 때 C/SiC 복합재는 준취성 거동을 가지고 고온에서 산화의 영향으로 인해 강도와 인성 관점에서 상대적으로 취약한 점이 있다. 그러므로 실제 적용을 위해 C/SiC 복합재의 열, 기계적인 특성을 평가하는 것은 중요하다. 본 논문에서는 액화 실리콘 용침(LSI) 공정을 통해 만들어진 C/SiC 복합재의 고온에서의 파괴 거동을 조사하는 실험적인 방법을 설명한다. 특히 온도와 하중, 산화 조건 그리고 탄소 섬유의 방향을 주요 변수로 설정하여 파괴 특성을 조사하였다. 파단면 분석은 SEM 촬영을 통하여 수행하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권1호
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• pp.1-11
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• 2021

포고 현상은 액체추진 로켓에서 발생하는 축방향의 동적 불안정 진동이다. 동체의 고유진동수와 추진제 공급계의 주파수가 가까와 지면 전체 시스템이 불안정 현상을 보인다. 포고 현상을 예측하기 위해 1단의 추진제 (산화제 및 연료) 탱크는 쉘 요소로, 나머지 구성 요소인 엔진 및 상단은 mass-spring으로 모델링하여 구조해석을 수행하였다. 추진제 공급계의 압력 및 유량 섭동예측에는 transmission line model이 사용되었다. 본 논문에서는 이와 같이 수행된 구조 및 유체 모델링을 통합하여 폐루프 전달함수를 구성하였다. 포고 억제기는 수동적인 방법으로 압력 섭동을 흡수하는 분 기관 및 accumulator로 구성되며 추진제 공급계 중간에 위치한다. 발사체의 비행과정 동안 포고현상을 억제하는 설계 최적화를 위한 설계변수로는 분기관 및 accumulator의 직경 및 길이로 설정하였다. 목적함수로는 포고 억제기의 질량, 그리고 추진제 질량에 따른 폐루프 전달함수의 에너지 최소화로 설정하여 다목적함수 최적화를 수행하였다.