• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.119-122
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• 2005

고온과 고속의 열악한 환경 속에서 발생하는 비행체의 삭마현상은 일반적으로 상변화를 수반하는 유체의 유동, 에너지 전달, 질량전달, 화학반응이 수반되기 때문에 해석과정이 복잡하다. 본 연구에서는 액체로켓엔진의 흑연노즐에 대하여 1차원적으로 삭마현상을 수치해석하고, 실험을 통하여 이를 비교 검토하였다. 낮은 연소압력과 산화제/연료비에서는 삭마가 거의 이루어지지 않았으며, 연소압력과 혼합비가 낮은 경우에는 해석결과의 신뢰도는 낮고 정상작동 구간에서의 해석결과와 실험결과가 차이가 많은 것으로 보아 화학적 삭마 외에 기계적 삭마도 상당하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.271-278
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• 2008

액체로켓 연소기 재생냉각 챔버 제작에 필수적인 노즐의 벌징 공정에 대한 연구를 수행하였다. 벌징 공정에 사용되는 재료의 기계적인 특성은 재료시험을 통하여 획득하였다. 벌징노즐의 벌징 후 형상 변화는 변형해석을 통하여 확인하였다. 벌징 공정 및 변형해석의 검증은 벌징노즐 시편을 제작하고, 벌징 시험을 수행하여 확인하였다. 노즐 벌징 수행 결과 총 7개의 시제 중 1개의 시제에서 소재에 네킹이 발생하여 파손되었다. 벌징 공정 중에 발생된 네킹의 원인 분석은 재료의 조직분석을 통하여 수행하였다. 조직분석 결과 재료의 그레인 사이즈가 네킹 발생에 큰 영향을 미침을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.565-572
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• 2004

Numerical stability analysis of one-dimensional axial flow in solid rocket motors is performed based on the Euler equation coupled with an unsteady combustion equation of solid propellant. In order to check the numerical scheme, behavior of a standing wave in a closed tube is examined. A standing wave in solid rocket motor decays or grows depending on the total effect of propellant combustion, nozzle flow, and so on. The stability boundary of the fundamental mode standing wave is determined by changing one of the combustion parameters. In addition growth rates of the wave are calculated numerically in relatively low Mach number flow region for the motors with different port and nozzle throat diameters. The results obtained here agree well with the approximate solution. The same scheme is applied to a motor with shorter length and L＊-instability is observed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.260-265
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• 2008

A numerical scheme for solid propellant rocket has been studied using preconditioning method to research unsteady combustion processes for the double-base propellant with a converging-diverging nozzle. The Navier-Stokes equation is solved by dualtime stepping method with finite volume method. The turbulence model uses a shear stress transport modeling. The species equation follows up the method of Xinping WI, Mridul Kumar and Kenneth K. Kuo. A preconditioned algorithm is applied to solve incompressible regime inside the combustor and compressible flow at nozzle. Mass flux was evaluated using modified advective upwind splitting method. The simulated result the comparison a fully coupled implicit method and a semi implicit method in terms of accuracy and efficiency. This report shows the result of solid rocket propellant combustion.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제5권4호
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• pp.11-18
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• 2002

A turbopump system composed of two pumps and one turbine is considered. The turbine composed of a nozzle and a rotor is used to drive the pumps while gas passes through the nozzle and potential energy is converted to kinetic energy, which forces the rotor blades to spin. In this study, an aerodynamic design of turbine system is investigated with some pre-determined design requirements (i.e., pressure ratio, rotational speed, required power, etc.) following Liquid Rocket Engine (L.R.E.) system specifications. For simplicity of turbine system, impulse-type rotor blades for open-type L.R.E. have been chosen. Usually, the open-type turbine system requires low mass flow-rate compared to close-type system. In this study, a partial admission nozzle is adopted to maximize the efficiency of the open-type turbine system. A design methodology of turbine system was introduced. Especially, partial admission nozzle was designed by means of simple empirical correlations between efficiency and configuration of the nozzle. Finally, a turbine system design is presented for a 10 ton thrust level of L.R.E.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.315-319
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• 2009

Investigation of the lateral force fluctuations in an axisymmetric overexpanded compressed truncated perfect (CTP) nozzle for the shutdown transient is presented. These nozzles experience side-loads during start-up and shut-down operations, because of the flow separation at nozzle walls. Two types of flow separations such as free shock separation (FSS) and restricted shock separation (RSS) shock structure occur. A two-dimensional unsteady numerical simulation has been carried out over an axisymmetric CTP nozzle to simulate the lateral force fluctuations in nozzle during shutdown process. Reynolds Averaged Navier-Stokes equations are numerically solved using a fully implicit finite volume scheme. Governing equations are solved by coupled implicit scheme. Two equation k-$\omega$ SST turbulence model is selected. Unsteady pressure is measured at four locations along the nozzle wall. Present pressure variation compared well with the experimental data. During shutdown transient, separation pattern varies from FSS to RSS and finally returns to FSS. Several pressure peaks are observed during the RSS separation pattern. These pressure peaks generate lateral force or side loads in rocket nozzle.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2000년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.145-152
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• 2000

A turbopump system composed of two pumps and one turbine is considered. The turbine composed of a nozzle and a rotor is used to drive the pumps while gas passes through the nozzle, potential energy is converted to kinematic energy, which forces the rotor blades to spin. In this study, an aerodynamic design of turbine system is investigated using compressible fluid dynamic theories with some pre-determined design requirements (i.e., pressure ratio, rotational speed, required power etc.) obtained from liquid rocket engine (L.R.E.) system design. For simplicity of turbine system, impulse-type rotor blades for open type L.R.E. have been chosen. Usually, the open-type turbine system requires low mass flow rate compared to close-type system. In this study, a partial admission nozzle Is adopted to maximize the efficiency of the open-type turbine system. A design methodology of turbine system has been introduced. Especially, partial admission nozzle has been designed by means of simple empirical correlations between efficiency and configuration of the nozzle. Finally, a turbine system design for a 10 ton thrust level of L.R.E is presented.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.157-161
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• 2004

추력 1700kN을 생성하기 위한 액체로켓엔진을 구성함에 있어, 에너지 특성을 높이기 위하여 터빈을 구동시킨 고온의 산화제 과잉 연소가스가 연소실로 공급되는 close type으로 선정되었으며, 막냉각에 의한 연소가스 특성의 변화, 노즐의 형상에 의한 효율, 연소효율 등을 고려한 연소실 및 노즐설계가 수행되었다. 또한 노즐을 팽창하는 동안의 연소가스의 상태 변화와 가스 구성을 그래프로 살펴보았다

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.21-21
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• 1998

추력방향 제어시스템 설계에 있어서 가장 기본적으로 요구되는 Requirement는 Rocket Motor의 추력, 요구되는 최대 Side Force, Rocket Motor의 외경, System의 총 구동시간, 구동후의 분리여부 등이다. 이러한 Requirement를 만족하기 위해서는 Nozzle 출구의 분출가스 물성치로부터 초음속 유동해석을 통하여 Vane 주위의 속도, 온도, 압력 분포를 구하고, Vane의 받음각 변화에 대한 Aerodynamic Force와 Moment를 계산하고, Side Force를 만족하는 최대 받음각의 결정, Torque를 만족하는 감속기와 Motor의 선정 및 Housing 기본 형상을 설계하였다. 금번 개발에서는 지상 시험용으로서 안전 계수를 Flight Model보다 약간 높게 설계하였으며, 작동 완료 후 System이 Nozzle로부터 떨어져나가는 분리시스템은 포함하지 않았다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권1호
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• pp.36-44
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• 2018

고체 로켓 추진기관 노즐의 내열재로 사용되는 탄소/페놀릭 복합재료의 열반응 수치해석을 수행하였다. 본 논문에서 탄소/페놀릭 재료의 열반응 해석은 (1) 로켓 노즐벽에서 대류열전달계수를 구하기 위한 연소가스의 경계층 적분방정식 수치해석과 (2) 삭마두께, 숯깊이 및 온도를 계산하기 위한 탄소/페놀릭의 열반응(열분해, 삭마)을 고려한 1차원 열전도 해석으로 구성된다. 시험결과와 해석결과를 비교 분석하였으며, 목삽입재 좌우 인접 부위를 제외하고 잘 일치하는 것을 확인 할 수 있었다.