• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.11 no.5
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• pp.42-49
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• 2017

The solid rocket motor(SRM) consists of a motor case, igniter, propellants, nozzle, insulation, controller, and driving device. The liquid rocket propulsion systems(LRPSs) cools the nozzle by the fuel and oxidizer but SRM does not cool the nozzle. The nozzle of SRM is high temperature condition and high velocity condition so occurs the erosion by combustion gas. This erosion occurs the change of nozzle throat and reduces thrust performance of rocket. The material of Rocket nozzle is minimization of erosion and insulation effect and endure the shear force, high temperature and high pressure. The purpose of this study is to investigate the erosion characteristics of solid rocket nozzles by each combustion time. Through the structure inspection of Graphite and C-C composite, identify the characteristics of the microstructure before and after erosion.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.30-30
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• 2000

일반적인 소형 고체로켓의 모터 내에는 연료 첨가제로써 알루미늄이 함유되는데, 연소 시 산화된 이 성분은 액적 상태로 이동하여 노즐부내에 이상유동장을 형성시킨다. 이러한 산화알루미늄입자는 노즐벽면에 충돌, 점착하여 기계적, 열적 에너지전달을 일으키며 노즐벽면의 삭마를 유발시키는 한편, 가스유동과의 속도 차, 온도차로 인해 저항요소로 작용하면서 노즐의 추력 성능 손실에 간접, 직접적인 원인이 된다.(중략)

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.74-74
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• 2003

로켓엔진의 연소실에서는 고온의 연소가스로부터 다량의 열이 발생하기 때문에 이로부터 연소실을 보호하기 위한 방법이 필수적으로 요구된다. 한국 최초의 액체 로켓인 KSR-III 로켓의 주엔진인 KL-3 엔진에서는, 연소실을 보호하기 위한 방법으로 실리카/페놀(Silica/Phenolic) 내열재를 이용하는 용융냉각 방식을 채택하였다 용융냉각 방식은 내열재와 고온의 연소가스와의 물리ㆍ화학적 상호작용에 의해 삭마가 발생하게 되는데, 이러한 삭마는 연소실에서도 가장 고온부인 노즐목에 집중적으로 발생하는 경향이 있다. 그러나 노즐목에서 삭마의 진행은 노즐목의 크기를 증가시키고 연소압 및 추력을 감소시키는 부작용을 초래하게 된다. 본 연구에서는 이러한 열적 삭마에 의한 노즐목 크기의 증가량을 알아내기 위해 KL-3 엔진 노즐목의 형상을 측정하고자 시도하였으며, 노즐목의 삭마에 영향을 미치는 주요 인자를 확인하고 진행과정을 고찰하였다. 노즐목의 형상 측정을 위해서는 기존에 사용하던 3차원 변위 측정기를 이용한 방식의 접근이 곤란함에 따라 영상처리 기법을 도입한 측정 방식을 고안하여 사용하였으며, 이 장비는 만족스런 성능을 보여주었다. 시험결과를 통해서 삭마에 영향을 주는 주요 인자로 분무형태, 연소시간, 연소 온도를 제시하였고 이 중에서 분무형태는 삭마 형상에, 연소 시간 및 연소온도는 삭마량에 주로 영향을 끼친다는 것을 알 수 있었다. 또한 시간에 따른 삭마의 진행이 3개의 구간으로 나누어 설명할 수 있음을 밝혔는데, 노즐목이 원형을 그대로 유지하며 삭마진행이 미미한 구간, 원형에서 벗어나 요철형상이 발달하면서 삭마진행이 가속되는 구간, 요철형상이 이미 정착되어서 요철의 깊이만 증가하되 삭마량은 미미한 구간이다. 결과적으로 60초 연소 후 노즐목 면적 증가율은 +5.82% 정도이며, 이에 따른 연소압 및 추력의 감소 또한 1% 미만으로 미비하였다. 따라서 본 KL-3 엔진에 사용된 내열재의 내열 성능은 임무를 수행하기에 적절하다고 판단하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.4 no.3
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• pp.38-44
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• 2000

In general liquid rocket nozzles are protected from hot combustion gas by regenerative cooling techniques. But due to the complexity of the cooling system, it causes increase of system cost and frequently source of the system malfunction. Recently, instead of regenerative cooing, ablative material are used to protect combustion chamber wall and nozzle. To determine the nozzle material erosion rate and erosion shape, more than 500 hot fire test were performed by using 100 lb thrust experimental liquid rocket. Test variable were propellant feed sequence, injector, position of igniter and liquid oxygen supply temperature.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.6
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• pp.71-75
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• 2005

An experimental study was carried out to investigate the effect of film cooling in the lab-scale dump-cooled liquid rocket engine using LOX and kerosene as propellants. The nozzle of the rocket engine was film cooled with water as coolant. A special film cooling adapter was fabricated to introduce the film-coolant into the thrust chamber. The flow rates of film coolant was approximately 15~19 percent of the total propellant. The nozzle heat flux was determined from the measured temperature rise and flow rate of the coolant(water). Large reductions in the nozzle heat flux was resulted when film cooling adapter located directly upstream of the nozzle.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.3 no.4
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• pp.83-92
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• 1999

A numerical analysis of two phase flow in the solid rocket nozzle was conducted. Stoke number was defined over the various aluminum oxide($AI_2$$O_3$) particle sizes and particle trajectories were treated by Lagrangian approach. Particle stability was considered by the definition of Weber number in a rocket nozzle. Large particles are divided after the nozzle throat as the flow accelerates rapidly. The division of particles changes the particle distribution at the nozzle exit. From the above results, it was found that the nozzle converge section surface might be affected by aluminum oxide particles. Also, Mechanical erosion rate of nozzle surface was predicted for different materials.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.3 no.2
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• pp.37-47
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• 1999

This paper describes the thermal analysis which can calculate the ablation depth and temperature distribution of the rocket nozzle liner allowing geometry change caused by the ablation of nozzle liner. In this analysis, Zvyagin's model is used for surface ablation and Yaroslavtseva's model for in-depth pyrolysis. A deforming finite-element grid is used to account for external-boundary movement due to the erosion of thermal liner. The accuracy of the present numerical method is evaluated with a rocket nozzle liner and the numerical solutions are favorably agreed with experimental data. The temporal variations of temperature and ablation depth at the thermal liner of another rocket nozzle are numerically simulated and the results are discussed. Special emphasis is given to the effects of kinetic constants for carbon-carbon and carbon-phenolic composites on the ablation depth of thermal liner.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.13-13
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• 1999

본 논문에서는 해석영역의 형상변화, 즉 로켓노즐 내열재의 삭마로 인해 야기된 경계 면의 이동을 고려하면서 2차원 비정상 비등방성 재료의 열전달 문제를 해석할 수 있는 수치해석에 대해 기술하였다. 수치해석 알고리즘은 유한요소법이며 열해석시 경계면 이동으로 인한 격자계의 절점 좌표점이 계산과정 동안에 이동하는 변형 가능한 유한요소격자(transformable finite-element grid)를 사용하였다. 본 수치해석기법의 타당성 입증을 위해 극심한 열하중이 부여된 조건하에서 엄밀해가 존재하는 비정상 축대칭문제 및 고체로켓 노즐내열재에 대해 열해석을 수행하였으며, 그 결과 수치해는 엄밀해 또는 실험치와 잘 일치함을 보이었다. 여러 가지 복합재로 구성된 내삽노즐 또는 외삽노즐에 대해서도 안정된 수치해를 얻을 수 있었다. 아울러 노즐목삽입재로 탄소-탄소 복합재를 적용한 고체추진기관 내삽노즐을 해석모델로 택하여 열전달 해석을 수행하고 해석결과를 분석하였다. 노즐의 표면산화반응에 대한 열반응상수, 즉 Arrhenius 형태로 표시된 식에서 pre-exponential factor 및 activation energy 변화가 탄소-탄소 복합재 및 탄소-페놀릭 복합재의 삭마량에 미치는 영향에 대해서 고찰하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.157-161
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• 2004

The colse type of engine system, in which the combustion gas after the gas-turbine with high temperature is supplied to the combustion chamber, was selected to increase the energy characteristics in making the rocket engine scheme which makes 1700kN thrust. The nozzle was designed with consideration of film cooling, nozzle efficiency, and the real state of cobmustion gas during the expansion in nozzle. The change of gas state and the composition of the gas through the nozzle was studied by the graphic, too.

• Proceedings of the Materials Research Society of Korea Conference
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• 2009.05a
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• pp.38.2-38.2
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• 2009

마이크로노즐은 우주공간에서 인공위성의 자세를 바로잡는 데 필요한 마이크로 로켓에 들어가는 필수적인 부품이다. 마이크로 노즐은 또한 나노입자 적층 시스템(nano-particle deposition system, NPDS)에 들어갈 수 있다. NPDS는 세라믹 또는 금속 나노분말 입자를 노즐을 통해 초음속으로 가속시킨 뒤 상온에서 이를 기판에 적층시키는 새로운 시스템이다. 본 연구의 목표는 NPDS에 쓰이는 노즐을 일반적인 반도체 공정을 이용하여 마이크론 스케일의 목을 갖도록 한 마이크로노즐을 제작하는 데 있다. 보쉬 공정은 이러한 마이크로노즐을 제작하는데 필수적인 공정으로, 유도결합플라즈마를 이용해 실리콘 웨이퍼를 식각시키는 기술을 말한다. 보쉬 공정에 사용되는 플라즈마 기체는 $SF_6$와 $C_4F_8$인데, 이 두 가지 기체를 번갈아가면서 사용하여 실리콘 웨이퍼를 이방성 식각하는 것이 그 특징이다. 보쉬 공정에는 다양한 변수가 존재하며 이를 적절히 통제하면 마이크로노즐에 적합한 프로파일을 실리콘 웨이퍼 내에 형성시킬 수 있다. 본 연구에서는 보쉬 공정을 이용하여 3차원 마이크로 노즐을 제작하였다. 기존에 반응성이온식각(deep reactive ion etching, DRIE) 공정을 통해 마이크로노즐을 제작한 사례가 많이 보고되었지만 이들은 모두 2차원적으로 마이크로노즐을 제작하였다. 2차원적으로 제작한 마이크로노즐은 마이크로 로켓에 주로 사용되었지만, 초음속으로 가속된 분말이 노즐의 형상으로 인한 유체 흐름의 불안정성 때문에 NPDS에서는 오래도록 사용할 수 없다는 문제점이 있다. 그러므로 본 연구에서는 마이크로노즐을 3차원 형상으로 제작함으로써 이러한 문제점을 해결하고자 하였다.