• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
• /
• pp.424-427
• /
• 2008

The longitudinal instability (POGO) of the rocket should not be occurred during the whole flight time for the large class liquid propulsion system to complete a mission successfully. The longitudinal instability is caused by the resonance between the propulsion system and rocket structure in the low frequency range below 50Hz, ordinarily. We can consider various types of propulsion system in the early stage of rocket development. So the longitudinal instability analysis tool is needed for corresponding to each propulsion system. This article deals the generalized method applied to the analysis on the low frequency dynamic characteristics of various types of liquid propulsion system.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
• /
• pp.325-327
• /
• 2004

The longitudinal instability (POGO) of the rocket should not be occurred during the whole flight time for the large class liquid propulsion system to complete a mission successfully. The longitudinal instability is caused by the resonance between the propulsion system and rocket structure in the low frequency range below 50Hz, ordinarily. Analysis on the low frequency dynamic characteristics on the liquid propulsion system with staged combustion cycle engine system was performed as a preliminary study on the longitudinal instability analysis.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.205-210
• /
• 2004

The pulse detonation engine (PDE) has recently expected as a new aerospace propulsion system. The PDE system has high thermal efficiency because of its constant-volume combustion and its simple tube structure. We measured thrust of single-tube pulse detonation rocket (PDR) by two methods using the PDR-Engineering Model (full scale model) for ground testing. The first involved measuring the displacement of the PDR-EM by laser displacement meter, and the second involved measuring the time-averaged thrust by combining a load cell and a spring-damper system. From these two measurements, we obtained 130.1 N of time-averaged thrust, which corresponds to 321.2 sec of effective specific impulse (ISP). As well, we measured the heat flux in the wall of PDE tubes. The heat flux was approximately 400 ㎾/$m^2$. We constructed the PDR-Flight Mode] (PDR-FM). In the vertical flight test in a laboratory, the PDR-FM was flying and keeping its altitude almost constant during 0.3 sec.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.113-122
• /
• 2010

고체추진기관의 연소 환경에서 복잡한 형상을 갖는 내열 복합재료의 온도, 밀도분포 및 삭마두께를 예측할 수 있는 방법을 개발하였다. 복합재료의 내부 열반응은 Arrhenius 모델을 이용하였으며, 표면 삭마반응은 Zvyagin 이론을 사용하였다. 표면 삭마에 의한 경계조건 및 격자 이동은 상용해석 코드에서 활용되는 Rezoning-remeshing 기법을 사용하였다. 형상이 복잡한 부품으로 이루어진 2차원 축대칭 노즐 조립체에 적용된 방법은 향후 3차원 FEM 열구조 해석에 활용을 목표로 발전될 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
• /
• pp.442-447
• /
• 2008

A numerical analysis has been conducted to investigate and characterize the unsteadiness of flow structure and oscillatory vacuum pressure inside of a supersonic diffuser equipped to simulate the high-altitude rocket test on the ground. A physical model of concern includes a rocket motor, a vacuum chamber, and a diffuser, which have axisymmetric configurations, using nitrogen gas as a driving fluid. Emphasis is placed on investigating physical phenomena of very complex and oscillatory flow evolutions in the diffuser operating at very close to the starting condition, i.e. minimum starting condition, which is one of major important parameters in diffuser design points of view.

• 한국추진공학회지
• /
• 제18권5호
• /
• pp.62-69
• /
• 2014

미사일의 탐지, 인식 및 추적 및 적외선을 줄여 피탐지성을 최소화 하는 데에 있어 로켓 플룸의 적외선 신호는 중요한 역할을 한다. 저연 추진제 및 무연 추진제를 사용하는 소형 고체로켓모터를 사용하여 로켓 플룸의 적외선 신호를 계측하였다. 로켓 플룸의 적외선 신호를 예측하기 위해 플룸의 유동장에 대한 전산모사를 수행하였으며, layered integration 방법을 사용하여 적외선 신호를 예측하였다. 해석 및 계측 결과는 잘 일치하였다. 두 신호 모두 $H_2O$에 의해 $2.5-3.0{\mu}m$영역에서, CO 및 $CO_2$에 의한 $4.5{\mu}m$ 영역에서 강한 신호를 나타낸다. 계측 결과, $4.3{\mu}m$ 영역에서 해석 결과와 다르게 강한 신호가 나타나는데, 이는 대기 중의 $CO_2$에 의한 흡수를 보정하는 과정에서 발생하는 실험 오차로 판단된다.

• 한국기계가공학회지
• /
• 제17권2호
• /
• pp.109-117
• /
• 2018

The experimental results are presented of an autonomous flight algorithm of a foldable quadcopter with airdrop launching functions. A foldable wing structure enabled the quadcopter to be inserted into a rocket container with limited space. The foldable quadcopter was then separated from the rocket in the air. The flight pattern was tracked using a global positioning system (GPS) with various sensors, including an inertial measurement unit (IMU) module until a designated target position was reached. Extensive field tests were conducted through an international rocket competition, ARLISS 2017, which was held in Black Rock Desert, Nevada, USA. The flight trajectory record of the experiments is stored in electrically erasable programmable read-only memory (EEPROM) embedded in the main control unit. The flight record confirmed that the quadcopter successfully separated from the rocket, executed flight toward the target for a certain length of time, and stably landed on the ground.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.321-324
• /
• 2011

지상연소시험용 소형 액체로켓엔진 초음속 노즐의 성능해석을 위하여 노즐내 유동특성 및 플룸 구조를 $k-{\omega}$ SST모델을 사용한 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식으로 해석하였다. 해석기법의 검증을 위하여 2차원 축소-확대 노즐 초음속 유동의 해석값과 실험치를 비교하고, 검증된 기법으로 2차원 축대칭 노즐의 성능해석을 수행하였다. 그 결과 노즐 내부에 유동박리 및 역류현상의 발생이 확인되었으며, 이 해석결과는 소형 액체로켓엔진 노즐 최적설계에의 기초자료로 제시되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
• /
• pp.55-59
• /
• 2007

초음파를 이용한 추진기관의 접착 계면 검사는 결함 검출 능력과 경제성이 우수하다고 알려져 있다. 하지만, 추진기관의 접착 구조는 다중 계면이므로 송신 펄스와 수신 펄스의 시간 간격이 짧아서 반사 신호의 분리가 어렵기 때문에 초음파의 신호 분석에는 많은 시간과 노력이 소요된다. 이런 이유로 추진기관의 초음파시험은 연소관과 내열재 사이의 미접착 결함과 같이 극히 제한된 영역에 대해서만 자동화 시스템으로 수행하고 있다. 본 논문에서는 기존의 초음파시험으로 검출이 불가능했던 라이너와 추진제 미접착 결함을 초음파의 공진 현상과 램파 특성을 이용하여 검출하는 새로운 기법에 대해 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
• /
• pp.251-254
• /
• 2004

하이브리드 로켓은 고체, 액체 로켓과 비교하여 많은 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓은 액체 로켓에 비해 구조적으로 단순하고 비용도 저렴하지만 액체 로켓과 유사한 $I_{sp}$를 발휘한다. 또한 고체 로켓에서는 불가능한 엔진 소화$\cdot$재점화가 가능한 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓의 추력은 산화제의 유량에 비례하여 증가한다. 본 연구에서는 소형 하이브리드 로켓을 설계 제작하여 실험을 수행하였다. 전체 시스템은 하이브리드 로켓 연소기, 점화장치, 유량 조절장치 그리고 데이터 획득 장치로 구성하였다 산화제의 유량을 조절하기 위해 니들 밸브와 스텝 모터를 결합하였다.