• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.248-251
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• 2007

블로우다운 산화제 공급 방식은 부품 수가 적어 신뢰도가 높고, 별도의 가압 탱크가 존재하지 않아 발사체의 총 중량을 감소시킨다는 측면에서 효과적이지만, 일정한 추력 성능을 보장하지 않는 단점을 내재하고 있다. 따라서 본 연구에서는 각 부품의 수학적 모델링을 통해 블로우다운 산화제 공급방식 하이브리드 로켓의 성능 해석 모델을 제안하여, 고유의 성능 특성에 대하여 고찰하였다.

• 대한기계학회논문집
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• 제19권10호
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• pp.2637-2646
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• 1995

Combustion instability in solid-propellant rocket motors depends on the balance between acoustic energy gains and losses of the system. The objective of this paper is to demonstrate the capability of the program which predicts the standard longitudinal stability using acoustic modes based on linear stability analysis and T-burner test results of propellants. Commercial ANSYS 5.0A program can be used to calculate the acoustic characteristic of a rocket motor. The linear stability prediction was compared with the static firing test results of rocket motors.

• 대한기계학회논문집
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• 제17권10호
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• pp.2467-2474
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• 1993

This paper deals with the cantilever subjected to a follower force which is generated by real rocket motor which has linearly decreasing thrust. The cantilever is assumed to be uniform and elastic one, In the theoretical analysis, the tip mass of rocket motor is considered as a rigid body and effects of its dynamic parameters are shown and compared with the experimental results. Particularly, the variation of the 2nd natural frequency due to the decreasing thrust is measured in the experiments and compared with the theoretical estimations. Approximate method is adopted in the theoretical analysis using Galerkin method by introducing 3-element modified operator and modified variable which represent eqation of motion and natural boundary conditions. In general, structural damping effects can be neglected and all the rigid body parameters must be taken into account in case of the short action time of the follower force and the relatively big tip mass like the system of this paper according to the experiment. Good agreement was obtained between the theoretical estimations and the experimental results by neglecting structural damping and considering all the rigid bidy parameters of the tip mass.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
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• pp.31-35
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• 2008

여러 가지 목적으로 제작되는 고체 추진기관은 사용 가능한 기간이 정해져 있어 그 용도에 따라 사용되지 않은 한 적절한 방법으로 폐기 처리 되어야 한다. 또한 제작 과정 중 발생하는 불량 탄 역시 적절한 방법으로 폐기 되어야 한다. 과거에는 야외에서 소각하거나 폭파하는 방법이 일반적이었으나 최근 환경오염 문제가 대두되어 이를 해결하기 위한 대안이 필요하여 해외에서는 이미 1970년대부터 관련 기술이 개발되어 상용화 하고 있다. 따라서, 본 논문에서는 Water Jet을 이용한 비군사화 관련 해외 동향 및 국내 개발 현황에 대하여 논하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권4호
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• pp.18-25
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• 2014

본 연구에서는 다이아프램(diaphragm)을 설치한 하이브리드 로켓에서 발생하는 연소불안정의 발생 메커니즘을 알아보고, 고체연료의 연소율은 증가하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 그레인 설계를 제안하였다. 고체연료의 연소율을 증진시키기 위해 다이아프램을 설치한 하이브리드 로켓 모터에서 관찰되는 큰 연소불안정의 가진 요인은 전방 연소실에서 생성된 와류가 후방의 다이아프램에 부딪치면서 나타나는 Hole-tone으로 판단된다. 또한 다이아프램의 고연소율 발생 메카니즘을 적용하면서 연소불안정은 줄일 수 있는 'Stepped Grain'을 제안하였다.

• Composites Research
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• 제25권3호
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• pp.82-89
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• 2012

본 논문은 고체 추진기관 로켓 모터 케이스에 사용된 복합재료에 대하여 사례와 발전 추세를 조사하였다. 기본적으로 모터케이스는 강인하고 고압에 견뎌야 하며, 가벼워야 한다. 이에 부응하는 소재로 복합재료가 효율적인 재료로서 대두되어 유리섬유, 아라미드 그리고 탄소 섬유가 순차적으로 적용되었다. 모터 케이스 효율을 탄소섬유, 아라미드, D6AC강 등을 비교한 결과 탄소섬유가 가장 우수하고 고강도 탄소섬유를 사용하면 탑재용량이 20% 이상 증가시킬 수 있는 것으로 조사되었다.

• 산업기술연구
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• 제20권B호
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• pp.45-53
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• 2000

A numerical study is done on the thrust vector control using gaseous secondary injection in the rocket nozzle. A commercial code, PHOENICS, is used to simulate the rocket nozzle flow. A $45^{\circ}-15^{\circ}$ conical nozzle is adopted to do numerical experiments. The flow in a rocket nozzle is assumed a steady, compressible, viscous flow. The exhaust gas of the rocket motor is used as an injectant to control the thrust vector of rocket at the constant rate of secondary injection flow. The injection location which is on the wall of rocket is chosen as a primary numerical variable. Computational results say that if the injection position is too close to nozzle throat, the reflected shock occurs. On the other hand, the more mass flow rate of injection is needed to get enough side thrust when the injection position is moved too far from the throat.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.42-49
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• 2015

3차원 Large Eddy Simulation(LES)와 Proper Orthogonal Decomposition(POD) 기법을 이용하여 고체로켓의 인히비터에서 발생하는 연소실내 압력 진동 특성을 분석하였다. 인히비터 후방에서 발생한 와류는 Flow-acoustic coupling에 의해 주기적으로 반복하여 생성, 소멸이 이루어지는 것을 확인하였고, 이 와류가 내삽 노즐 입구 도출부에 충돌하면서 유동이 불균질하게 분해되고, 후방 돔으로 유입된 유동에 의한 압력 진동은 연소실 압력 진동 가진의 원인이 된다. 또한 인히비터에서 발생하는 와흘림(vortex shedding) 주기는 연소실내 와류 발생 주기와 일치하며, 실험에서 측정된 압력 진동 주파수와 비교 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.130-135
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• 2004

본 논문은 국내 최초로 그레인의 형상을 조절하여 설계한 이중추력형 로켓 모터의 개발에 관하여 기술하였다. 저연소속도 저연 추친제의 조성 및 finocyl형 그레인을 이용한 로켓 모터의 설계와 연소시험 데이터의 분석/평가 결과를 상술하였다. 개발된 이중추력형 로켓 모터는 비행시험에 성공적으로 적용되어 유도탄의 성능향상에 크게 기여하였고, 개발 결과는 향후 유사한 로켓 모터의 개발에 유용하게 사용될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.370-373
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• 2007

산화제 탱크와 연소실이 결합된 기존의 구조에서 산화제 탱크가 연소실에서 분리 가능한 구조의 하이브리드 모터를 개발하였다. 초기 개발된 모터는 설계 추력의 30% 정도에 불과한 성능을 보였으며, 이는 산화제 유량이 원활히 공급되지 못했기 때문인 것으로 판단되었다. 이러한 판단 하에, 경험적으로 인젝터 오리피스 면적을 증가시켜가며, 산화제 유량이 설계 유량에 근접하도록 개선하였다. 개선된 모터는 설계치의 약 60% 정도인 18kgf까지 성능이 향상되었으며, 이로부터 개발된 모터가 사운딩 로켓 모터의 임무 수행에 적절한 추력 대 중량비의 범위 내에 있음을 확인하였다.