• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1072-1076
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• 2017

고속 회전하는 로켓보조추진탄의 로켓 추진 유동특성을 수치해석적으로 연구하였다. 회전지상연소시험을 통해 연소실 내부 압력을 계측하였고 지상 조건, 작동 고도 조건, 기저부 압력 조건의 노즐압력비를 적용하여 수치해석을 수행하였다. 그리고 수치해석 결과를 등엔트로피 1차원 해와 지상회전시험 결과와 비교 하였다. 또한 동일 노즐압력비에서 유동의 회전 유/무에 따른 추력특성의 차이를 확인하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제10권3호
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• pp.203-222
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• 2023

The detonation combustion is a supersonic combustion process follows on shock wave oscillations in detonation tube. In this paper numerical studies are carried out combined effect of blockage ratio and spacing of obstacle on detonation wave propagation of hydrogen-air mixture in pulse detonation combustor. The deflagration to detonation transition of stoichiometric (ϕ=1)fuel-air mixture in channel has been analyzed for effect of blockage ratio (BR)=0.39, 0.51, 0.59, 0.71 with spacing of 2D and 3D. The reactive Navier-Stokes equation is used to solve the detonation wave propagation mechanism in Ansys Fluent platform. The result shows that fully developed detonation wave initiation regime is observed near smaller vortex generator ratio of BR=0.39 inside the combustor. The turbulent rate of reaction has also a great significance role for shock wave structure. However, vortices of rapid detonation wave are appears near thin boundary layer of each obstacle. Finally, detonation combustor demonstrates the superiority of pressure gain combustor with turbulent rate of reaction of 0.6 kg mol/m3 -s inside the detonation tube with obstacle spacing of 12 cm, this blockage enhanced the turbulence intensity and propulsive thrust. The successful detonation wave propagation speed is achieved in shortest possible time of 0.031s with a significance magnitude of 2349 m/s, which is higher than Chapman-Jouguet (C-J) velocity of 1848 m/s. Furthermore, stronger propulsive thrust force of 36.82 N is generated in pulse time of 0.031s.

• International Journal of Naval Architecture and Ocean Engineering
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• 제2권1호
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• pp.24-33
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• 2010

Design of a Pump Jet Propulsor (PJP) was undertaken for an underwater body with axisymmetric configuration using axial/low compressor design techniques supported by Computational Fluid Dynamics (CFD) analysis for performance prediction. Experimental evaluation of the PJP was earned out through experiments in a Wind Tunnel Facility (WTF) using momentum defect principle for propulsive performance prior to proceeding with extensive experimental evaluation in towing tank and cavitation tunnel. Experiments were particularly conducted with respect to Self Propulsion Point (SPP), residual torque and thrust characteristics over a range of vehicle advance ratio in order to ascertain whether sufficient thrust is developed at the design condition with least possible imbalance torque left out due to residual swirl in the slip stream. Pumpjet and body models were developed for the propulsion tests using Aluminum alloy forged material. Tests were conducted from 0 m/s to 30 m/s at four rotational speeds of the PJP. SPP was determined confirming the thrust development capability of PJP. Estimation of residual torque was carried out at SPP corresponding to speeds of 15, 20 and 25 m/s to examine the effectiveness of the stator. Estimation of thrust and residual torque was also carried out at wind speeds 0 and 6 m/s for PJP RPMs corresponding to self propulsion tests to study the propulsion characteristics during the launch of the vehicle m water where advance ratios are close to Zero. These results are essential to assess the thrust performance at very low advance ratios to accelerate the body and to control the body during initial stages. This technique has turned out to be very useful and economical method for quick assessment of overall performance of the propulsor and generation of exhaustive fluid dynamic data to validate CFD techniques employed.

• 대한기계학회논문집B
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• 제36권5호
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• pp.563-569
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• 2012

추력 30톤급 액체로켓엔진에 대한 에너지 밸런스 해석을 수행하였다. 추력-연소압 관계, 추력-추진 제유량 관계 및 연소압-연료펌프상승 관계를 문헌에 공개된 실존 로켓엔진에 대한 데이터베이스와 비교하였다. 참고문헌의 분류에 따른 구형 설계보다 연소압이 높으며 이는 고성능 지향적이라는 의미를 가진다. 추력-추진제유량 비율은 기존엔진과 유사한 수준이었으며 이는 통상 수준의 비추력 성능을 의미한다. 연소압을 감안한 연료펌프의 압력상승은 높은 수준이며 이는 본 연구의 고려 대상인 엔진이 지상시험용으로서 차압설정이 최적화되지 않았기 때문이다.

• 한국추진공학회지
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• 제5권1호
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• pp.26-33
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• 2001

제트베인 추력편향장치는 노즐 뒤에 장착되어 노즐에서 분사되는 초음속 제트의 유동방향을 편향시킴으로써 하나의 노즐로 피치, 요, 롤 방향의 제어를 할 수 있는 장치이다. 제어력을 얻기 위해 초음속 유동중에 노출되어 있는 제트베인에는 열 및 공기역학적 하중이 작용하게 되며, 제트베인의 형상 및 편향각에 따라 나타나는 충격파 및 제트베인 상호 유동간섭으로 인해 비행 추력 손실 및 측력의 크기에 영향을 미치게 된다. 본 연구에서는 마하 2.88 노즐 중에 놓인 제트베인의 피치 및 요, 롤 방향의 특성을 규명하기 위해 6 종의 제트베인을 선정하고, 각 방향에 따른 제트베인 편향각 $0^{\cire}$~$25^{\cire}$ 범위에서 $5^{\cire}$ 간격으로 유동시험을 각각 수행하였다. 또한, 유동해석을 병행하여 제트베인간의 유동 간섭 특성을 분석하였다. 연구 결과 제트베인간의 상호간섭은 나타나지 않으며, 제트베인의 공기역학적 특성은 현과 리드의 길이 비에 크게 좌우되고, 최대 추력손실은 롤 제어시 축추력의 17%로 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.109-112
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• 2004

최근에 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력 벡터법은 추진 비행체의 조종성을 향상시키는 것뿐만 아니라 꼬리날개로 발생하는 공기역학적 항력을 감소시키기 때문에 많은 관심을 받고 있다. 그러나 유체적 추력벡터 제어법은 유동장이 충격파와 경계층의 상호작용, 박리, 강한 비정상성 등과 같은 매우 복잡한 물리현상을 포함하고 있기 때문에 비행체의 설계에 적용하기가 매우 어렵다. 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 효율적인 추력벡터 제어법을 얻기 위한 지금까지의 연구들이 미비한 실정이며 실제적용을 위해 체계적인 연구가 필요하다. 본 연구에서는 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력벡터 제어법의 제어 효과를 연구하기 위해 수치적 연구가 수행되었다. 주어진 압력비에 대해, 추력편향각은 주제트의 5퍼센트 미만의 임의 흡입유량에서 최대 값을 가진다. 보다 긴 collar를 적용하는 경우, 같은 편향각은 보다 작은 흡입유량으로 가능하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.28-34
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• 2019

공압시험용 플러그 노즐 구동에 따른 추력제어, 핀틀 형상 및 작동압력에 따른 유동특성 분석을 수행하였다. 이를 위해 시험에서의 유동구조와 추력계수를 비교함으로써 수치해석의 타당성을 확인하였다. 이후 각 노즐형상이 설계의도지점에 노즐목이 형성됨과 원뿔형 노즐에 대하여 핀틀 구동만으로 1:8의 추력제어가 가능함을 확인하였다. 마지막으로 고도보정 효과가 뛰어난 에어로 스파이크 노즐일지라도, 너무 낮은 NPR에 맞춰 설계된 경우, 부족팽창 조건에서 불리할 가능성을 확인하였다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제15권5호
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• pp.646-655
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• 2001

This paper reports the effects of nozzle exit boundary layer swirl on the instability modes of underexpanded supersonic jets emerging from plane rectangular nozzles. The effects of boundary layer swirl at the nozzle exit on thrust and mixing of supersonic rectangular jets are also considered. The previous study was performed with a 30°boundary layer swirl (S=0.41) in a plane rectangular nozzle exit. At this study, a 45°boundary layer swirl (S=1.0) is applied in a plane rectangular nozzle exit. A three-dimensional unsteady compressible Reynolds-Averaged Navier-Stokes code with Baldwin-Lomax and Chiens $\kappa$-$\xi$ two-equation turbulence models was used for numerical simulation. A shock adaptive grid system was applied to enhance shock resolution. The nozzle aspect ratio used in this study was 5.0, and the fully-expanded jet Mach number was 1.526. The \"flapping\" and \"pumping\" oscillations were observed in the jets small dimension at frequencies of about 3,900Hz and 7,800Hz, respectively. In the jets large dimension, \"spanwise\" oscillations at the same frequency as the small dimensions \"flapping\" oscillations were captured. As reported before with a 30°nozzle exit boundary layer swirl, the induction of 45°swirl to the nozzle exit boundary layer also strongly enhances jet mixing with the reduction of thrust by 10%.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.428-431
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• 2008

Korea Aerospace Research Institute(KARI) is achieving the Korea Space Launch Vehicle(KSLV) program according to National Space Technology Development Program. KSLV-I will be composed to liquid propellant(first stage) and solid propellant(second stage) propulsion system. The propulsion system of KSLV-I second stage is solid kick motor with high expansion ratio and its starting altitude is 300km high. In order to verify the performance of upper stage propulsion system designed to operate in the upper atmosphere, test facility which can simulate high altitude is needed. High Altitude Simulation Test Facility is composed to Thrust Measurement System, Control & Measurement system, Diffuser, SKID for cooling water supply to diffuser, CCTV, fire protection system and so on. This paper introduces TMS adapted to High Altitude Simulation Test for KSLV-I Kick Motor Development and results of hot firing test for its performance verification.

• 한국국방경영분석학회지
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• 제3권1호
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• pp.83-96
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• 1977

The combustion chamber and nozzle of an end burning, small spherical rocket is designed. A spherical external shape has a number of advantages such as fixed center-of-gravity and minimum aerodynamic precession torques during flight and a better mass distribution for gyro-stabilization as contrasted to a conventional ogive rocket shape. It is shown that the cross-sectional variation of the end burning solid propellant with length is an exponential geometry to provide a constant thrust-weight ratio of the rocket device during the propellant burning period, and that the factors which affect the attainment of the constant relationship of thrust to weight in the design are the initial propellant area, initial weight of the rocket and propellant density. The measurement of the transient thrust in the ground static test using black powder propellant supports the predicted results. A wind tunnel having a $30{\times}30{\times}75cm$ test section and Mach number 0.11 is constructed, and a simple balance-type device is designed for the measurement of the drag of a spinning sphere. The experimental results indicate that the. spinning has no effect on the magnitude of the drag up to the Reynolds number $3{\times}10^5$. Numerical computation of the flight trajectories for various launching angles is presented, and the gyro-stabilization of spinning sphere is discussed.