• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.37-37
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• 2000

일반적으로 노즐 입구의 압력과 배압의 비가 어떤 임계값보다 큰 경우에 축소확대 노즐을 통하는 유동은 노즐목에서 초크하며, 노즐출구에서는 용이하게 초음속으로 된다. 노즐을 통하여 초음속으로 방출되는 제트유동에 관해서는 현재까지 많은 연구가 수행되었다. 이들 연구에 의하면 노즐 압력 비에 따라 노즐출구에서의 유동상태(즉 과팽창, 적정팽창, 부족팽창상태)가 결정되며, 노즐출구로부터 하류의 초음속 제트유동에서 발생하는 충격파 구조 및 위치, 제트경계의 구조 그리고 제트의 코어 등 유동의 기구가 비교적 상세하게 알려져 있다.(중략)

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.55-56
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• 2002

노즐로부터 방출되는 초음속 제트유동의 특성은 노즐의 공급압력과 배압의 비에 따라 결정된다 노즐 배압에 상대적인 노즐 출구면에서 발생하는 압력의 크기에 따라 제트 유동은 과팽창, 적정팽창, 그리고 부족팽창의 형태로 된다. 종래 주로 단면이 원형인 초음속 노즐로부터 방출되는 자유제트에 관하여 많은 연구가 수행되어, 제트 유동의 특성이 비교적 잘 알려져 있다. 이들 연구 결과에 의하면, 제트 내부에서 발생하는 충격파 시스템은 노즐 출구면에서 유동의 팽창상태에 의존하게 되며, 제트 유동은 주위의 기체를 흔입(entrainment)하여, 유동의 하류방향으로 제트 폭이 확대되며, 유속은 감소하게 된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.381-385
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• 2005

Recently, spacecraft technology trends can be expressed three words, i.e. 'faster, cheaper and smaller'. Among these systems, micro propulsion device is an essential component. Also micro nozzle is the most important part in the micro propulsion device. In case of cold-gas thruster, micro nozzle converts the stored energy in a pressurized gas into kinetic energy through expansion ratio. In this paper we report characteristics of micro nozzle with throat expansion ratio and ratio of specific heats. We measure thrusts using strain gauge based thrust measurement system. We can estimate the micro nozzle performance through experiments.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.5
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• pp.456-465
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• 2015

Dual-bell nozzle can overcome the performance losses of the conventional bell-shaped nozzles which induced by off-design operations with either over-expanded or under-expanded exhaust flow and minimize the losses of the specific impulse. In United States, Rocketdyne analyzed thrust characteristics according to the shape of the expansion nozzle and NASA conducted hot firing tests with various altitudes. DLR, which is one of the research institute of the Europe, is carrying out research for the different cases of inflection angle, nozzle length and expansion ratio. MAI of Russia applied the slot nozzle to the expansion region in order to reduce the performance losses. In Asia, both the Japan and the India are researching on the dual-bell nozzle and Mitsubishi cooperation of the Japan registered its patent. In this paper, concepts and performance of dual-bell nozzle, which can compensate altitude, are investigated and trends of current research are summarized. It is necessary for Korea to research on the dual-bell nozzle for lucrative space development.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• summer
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• pp.1100-1102
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• 2004

열팽창 방식의 가스차단기는 아크 에너지 자체를 이용하여 압력상승을 얻고, 상승된 압력을 이용하여 전류 영점 부근에서 아크 방향으로의 유동을 형성하여 아크를 소호한다. 대전류 구간에서 노즐 폐색현상이 일어나면 노즐 용삭이 크게 일어나며 용삭된 노즐 물질은 팽창실의 압력과 온도를 상승시키게 된다. 따라서 차단 특성해석을 위해서는 노즐 용삭에 의한 압력 상승해석이 필요하다. 본 논문에서는 아크에너지에 따른 노즐 용삭비를 이용하여 용삭되는 노즐량을 계산하고, 이로 인한 back flow현상을 고려한 해석 방법을 제안한다. 개발된 프로그램을 제작한 차단부 모델에 적용한 결과, 열팽창실의 압력상승치는 시험결과와 잘 일치함을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.4
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• pp.392-398
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• 2009

Theoretical thrust equations for the diverse nozzle expansion condition were derived. By using the obtained thrust equations, parametric studies were carried out to estimate the effect of pressure exponent, minimum operation pressure, ambient pressure and extinguishment pressure on thrust modulation performance in pintle-nozzle solid rocket motors. Analysis results showed that thrust turndown ratio can be easily attained by small nozzle-throat area variation at high pressure exponent, low minimum operation pressure, high ambient pressure and high extinguishment pressure condition. At those conditions, the highest chamber pressure to obtain the intended thrust turndown ratio can be minimized.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.5
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• pp.24-31
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• 2002

The effects of vortex generators, in the form of small delta-shaped tabs or thin tapes at an axi-symmetric supersonic nozzle exit, on the characteristics of supersonic jet flowfields are investigated by Schlieren images and Pitot-tube measurements. Small tabs as small as 1 % of the nozzle exit area can introduce streamwise vortices and produce a significant effect on the jet flowfield downstream of the nozzle. The effect is stronger for the cases of under-expanded jet than over- and perfect-expanded cases, introducing a larger flow entrainment. The effects of the angle of tabs with respect to the flow direction are also investigated, and for over-expanded jet cases, it is found that the tabs bended toward upstream can weaken the interaction strength and remove the Mach disc in the jet flowfield. Introduction of small proturbances inside the nozzle surface by attachment of thin tapes is also found to change the pressure distribution in the circumferential direction of the flowfield. Its effect is also found to be dependent on the jet expansion ratio.

• Journal of computational fluids engineering
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• v.1 no.1
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• pp.142-149
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• 1996

이차원 노즐을 통하여 저밀도 환경으로 팽창하는 희박류의 분석에 있어서 불연속좌표법과 결합된 유한차분법(finite-difference method coupled with the discrete-ordinate method, FDDO)과 직접모사법(direct-simulation Monte-Carlo method, DSMC)이 비교되었다. FDDO를 이용한 분석에서는 충돌적분모델을 도입하여 간단해진 볼츠만식(Boltzmann equation)이 불연속좌표법을 이용하여 물리적 공간에서는 연속이나 분자속도 공간에서는 불연속좌표로 표시되는 편미분방정식군으로 변환되어 유한차분법에의하여 수치해석 되었다. 직접모사법에서는 분자모델로 가변강구모델(variable hard sphere model, VHS)이, 충돌샘플링모델로는 비시계수법(no time counter method, NTC)이 채택되었다. 전혀 다른 두 가지 방법에 의한 노즐 내부에서의 유체흐름 해석결과는 매우 잘 일치하였으며, 노즐 외부의 plume 영역에서는 FDDO에 의한 해석결과가 직접모사법에 의한 해석결과에 비하여 약간 느린 팽창을 보였다.

• Proceedings of the KSME Conference
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• 2005.11a
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• pp.24.2-24.2
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• 2005

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.18 no.4
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• pp.1-8
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• 2014

Overexpanded flow of an axisymmetric thruster nozzle is numerically simulated to investigate effects of nozzle pressure ratio (NPR) on the shock structure and thrust performance. The Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with k-${\omega}$ SST turbulence model are solved utilizing FLUENT solver. As the NPR is raised, thrust performance monotonically increases with the shock structure and flow-separation point being pushed toward the nozzle exit. It is also discussed that the flow structure at nozzle-exit plane which is immediately affected by a position of nozzle-interior shocks and expansion waves, has strong influence upon the thrust performance of thruster nozzle.