• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.521-528
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• 2017

본 논문에서는 고체 로켓 추진기관에서 내열재 및 단열재로 사용되는 실리카/페놀릭 복합재료의 열 반응을 고려한 열전도 수치해석을 수행하였다. 고체 로켓 추진기관의 연소 중 실리카/페놀릭의 삭마와 열분해 과정을 고려한 열전도 해석을 위해 1차원 유한차분법을 이용하여 계산을 수행하였다. 노즐벽에서의 경계조건은 대류열전달계수를 고려하였으며, 이는 적분방정식을 이용하여 계산하였다. 삭마두께 및 숯깊이 해석결과는 목삽입재 평가 모터인 TPEM-10을 이용한 시험결과와 비교분석하였으며, 잘 일치하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권4호
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• pp.76-84
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• 2018

본 논문에서는 고체 로켓 추진기관에서 내열재 및 단열재로 사용되는 실리카/페놀릭 복합재료의 열반응을 고려한 열전도 수치해석을 수행하였다. 고체 로켓 추진기관의 연소 중 실리카/페놀릭의 삭마와 열분해 과정을 고려한 열전도 해석을 위해 1차원 유한차분법을 이용하여 계산을 수행하였다. 노즐벽에서의 경계조건은 대류열전달계수를 고려하였으며, 이는 적분방정식을 이용하여 계산하였다. 삭마두께 및 숯깊이 해석결과는 목삽입재 평가 모터인 TPEM-10을 이용한 시험결과와 비교분석하였으며, 잘 일치하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.127-130
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• 2003

This paper presents the numerical thermal analysis for regeneratively cooled rocket thrust chambers. An integrated numerical model incorporates computational fluid dynamics for the hot-gas thermal environment, and thermal analysis for the liner and coolant channels. The flow and temperature fields in rocket thrust chambers is assumed to be axisymmetric steady state which is presumed to the combustion liner. The heat flux computed from nozzle flow is used to predict the temperature distribution of the combustion liner. As a result, we present the wall temperature of combustion liner and the temperature change of coolant.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제30권2호
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• pp.119-125
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• 2017

로켓 노즐에 적용되는 내열재는 고온의 연소가스에 노출되어 표면이 파괴되고 내부의 수지재질이 열분해되는 복잡한 열화학적 변화를 겪으며 이러한 현상을 예측해야 노즐의 내열설계가 가능하다. 따라서 본 연구에서는 로켓 노즐 유동장과 탄소계 내열재의 표면삭마 및 내부 열반응을 통합하는 코드를 개발하여 노즐의 표면변화와 내열재 내부의 열응답을 도출하고자 하였다. 노즐 열유동장에서 발생하는 표면 열유속과 내열재 내부 열전도를 계산하기 위해 CFD를 사용하였으며 내열재 내부에서 발생하는 밀도변화와 흡열반응을 내부 에너지 방정식에 고려하였다. 또한 내열재 표면에서의 삭마계산을 위해 경계층 가정이 적용된 대수식을 이용하였다. 개발된 해석기법을 검증하기 위해 소형 시험모터에 대한 해석을 수행하였으며 해석결과 노즐 목의 삭마가 다소 크게 예측되었으나 내열재 형상변화 및 내부 열전도가 잘 해석되는 것을 확인하였다. 또한 실험에서 측정된 온도와 비교 시 가열 구간에서 유사한 가열 속도를 나타내는 것을 확인하였으며 온도 오차는 100K 내외로 나타났다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 제26회 KOSCO SYMPOSIUM 논문집
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• pp.51-55
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• 2003

In this research, authors tried to measure the shape of the nozzle throat of KL-3 engines, which is the main engine of KSR-III rocket, to find the increase of nozzle area caused by the thermal ablation. For the purpose, we invented an image-based method instead of the 3D pointer, which is actually inaccessible to such large scale engines. As a result, our equipment showed satisfactory accuracy and performance. Analysing the results of experiments, we find that the pattern of ablation is determined by the spray pattern and that the process of thermal ablation phenomena can be categorized in three regimes - the first regime that the shape of nozzle throat is maintained and ablation is negligible, the second regime that saw-tooth form is developed and ablation is accelerated, and the third regime that the saw-tooth form is already established and the growth of ablation rate is reduced. Also, we find that the ratio of area increase after 60 seconds combustion is +5.82% and conclude that this figure is acceptable and satisfactory.

• 한국추진공학회지
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• 제16권3호
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• pp.97-103
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• 2012

액체 로켓 엔진의 연소기는 높은 온도의 연소가스를 발생시키므로 연소실과 노즐은 열적으로 보호되어야 한다. 상단용 엔진의 노즐확장부는 큰 노즐 팽창비를 갖기 때문에 무게가 발사체 성능에 미치는 영향이 크므로 경량 내열 소재가 개발되어 사용되어 왔다. 가스 냉각 방식은 이전에는 널리 사용되었으나 지금은 잘 사용되지 않으며, 니오븀 합금이나 니켈 기반 초합금, 세라믹 복합재를 사용하는 복사 냉각 방식과 흡열 냉각 방식은 지금까지도 발사체 상단에 많이 사용되고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.122-125
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• 2003

For Lab-scale Hybrid Rocket's Ignition, It is needs of heat source to vaporize solid fuel. We used Nichrome wire which has a electric resistance for ignition. But Ignition system by using Nichrome wire is not only the disposable system, but also the system which has an affect on the Hybrid rocket's structures(nozzle throat diameter). The new Ignition system composed of Butane+propane gas' supply devices and spark plug. RPL(Rocket Propulsion Lab.) perform the hybrid rocket experiments over 50 times by using new ignition system. The fact that is possible to throttle the Thrust in hybrid rocket is confirmed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.379-382
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• 2017

핀틀을 적용한 듀얼 벨 노즐의 유동해석을 통해 유동 특성을 조사하였다. 동일한 조건의 핀틀-벨 노즐과 추력계수 및 추력을 비교하였고, 핀틀 스트로크에 따른 차이를 조사하였다. 스트로크 0 mm에서는 듀얼 벨 노즐의 추력이 벨 노즐보다 약 13.18% 높았고, 핀틀이 후진했을 때는 벨 노즐과 유사하였다. 스트로크에 따른 팽창비 변화는 박리와 천이를 통해 고도 보정을 수행하는 듀얼 벨 노즐에게 더 유리한 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권8호
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• pp.95-103
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• 2006

알루미늄 분말이 약 20% 포함된 2종류의 고체 추진제에 대해 원료성분, 연소실에서의 연소가스 물성치 및 산화알루미늄의 입자 크기를 비교 분석하였다. 산화제(AP/HNIW) 분말이 200과 5 ${\mu}m$로 이분양상이고 47% 부피분율을 지닌 알루미늄을 함유한 PCP계 추진제는 산화제(AP) 분말이 400, 200 및 6 ${\mu}m$로 삼분양상이고 64% 부피분율을 지닌 알루미늄을 함유한 HTPB계 추진제 보다 알루미늄들이 응집될 가능성이 크다는 것을 축소부 내열재에서 채취한 산화알루미늄 입자의 SEM 사진을 통해 확인할 수 있었다. PCP계 추진제를 적용한 고체 추진기관의 노즐 축소부 내열재에서는 큰 산화알루미늄 입자의 충돌로 인해 그레인 슬랏과 일치하는 4개 원주방향 부위에서 삭마가 크게 되었지만 HTPB계 추진제를 적용한 경우에는 원주방향으로 균일하게 삭마되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권2호
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• pp.1-8
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• 2015

이중펄스 로켓 추진기관은 하나의 펄스분리장치에 의해 분리된 2개의 추진제 그레인을 가진 변형된 고체 추진기관이다. 이러한 추진기관의 주요 성능은 펄스분리장치 홀 면적대 노즐 목 면적비의 변화에 영향을 받는다. 본 연구에서는 펄스분리장치 홀 면적대 노즐 목 면적비 변화에 따른 내부유동특성을 고찰하기 위해 유동해석을 수행하였다. 유동해석에 사용된 기체로는 hot gas로 HTPB/AP계 복합추진제 연소가스와 cold gas로 질소가스롤 사용하였다. 이중펄스 로켓 추진기관의 내부유동해석 결과는 공압실험 결과와 비교 분석을 통해 검증하였다. 본 논문에서는 상용 CFD(Computational Fluid Dynamics) 코드인 ANSYS FLUENT V14.5를 이용하여 유동을 모사하였다.