• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 1999.10a
• /
• pp.5-5
• /
• 1999

3단형 과학로켓(KSR-III)의 기본형 및 응용형에 공통으로 사용되는 주엔진은 액체산소를 산화제로, 케로신을 연료로 사용하는 액체추진기관이다. 엔진 기본설계를 통하여 로켓 임무 요구사항에 부합되도록 엔진 각 부분의 기본제원을 설정하였고, 엔진의 형상을 결정하였다. 설계된 엔진의 성능검증 작업은 분사시험용 엔진, 축소형 엔진, 엔지니어링 모델 및 비행시험모델의 설계/제작/시험을 통하여 순차적으로 수행할 계획이다. 본 연구는 3단형 과학로켓 엔진의 기본설계 및 성능검증 계획에 관한 것이다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 1996.05a
• /
• pp.255-262
• /
• 1996

고고도로 비행하는 위성발사체의 로켓모터는 압력이나 열적인 조건등이 지상과는 다른 저압환경에서 작동되기 때문에 그 성능이나 기능에 큰 영향을 받는다. 따라서 정확한 로켓의 추력과 자체의 신뢰성향상을 도모하기 위해서 로켓모터의 작동시험을 지상에서 저압환경을 모의하여 수행할 필요가 있다. 본 논문에서는 이러한 저압환경을 위한 시험장치의 종류 및 성능특성과 설계방법을 논하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.31 no.3
• /
• pp.58-64
• /
• 2003

Pogo is the instability resulting from the interaction between rocket structure and propulsion system of liquid propellant rocket. The coupling of structure and propulsion system can lead to severe problem in rocket. For the analysis of pogo, a time-invariant linearized mathematical model is developed for a selected flight time. Propulsion system is modeled using element representations for each components. Rocket structure is modeled using FEM. Form the results of modal analysis of structure, the behavior of structure can be represented. System equations for coupling structure and propulsion system are composed. The stability in obtained by the eigen solution of system matrix. The optimization of the design variables such as size, place of accumulator for suppressing pogo instability in carried out. This article of study can be used to determine the degree of stability, and guide the design of pogo suppression system.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• v.y2005m4
• /
• pp.151-154
• /
• 2005

A study was conducted to investigate safe testing on propulsion system, especially concentrated on effects of contaminants accumulation and transfer in LOX system. Several methods for system operation decreasing accidents caused by oxidizer leakage and contaminants accumulation was investigated. These methods can be applied to LOX system and other propellants system in liquid propellants propulsion system.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
• /
• v.4 no.1
• /
• pp.44-54
• /
• 2006

초음속 또는 극초음속 비행체용 추진기관은 산화재 공급방식에 따라 공기흡입형과 로켓 그리고 이들을 혼합한 형태인 복합사이클 추진기관으로 구분할 수 있다. 그러나 재사용이 가능하다는 측면에서 미래의 추진기관들은 공기흡입형과 복합사이클 추진기관들이 주류를 이룰 것으로 예상된다. 본 논문에서는 차세대 초고속 추진기관으로 유력시 되고 있는 공기흡입형 추진기관들 중에서 램/스크램 제트 추진기관들을 중심으로 세계적인 개발동향과 기술개념을 기술하였으며 이 두 가지 추진기관들을 바탕으로 구성된 복합사이클 추진기관들에 대한 개념들을 소개하였다. 항공우주선진국들을 중심으로 차세대 고속비행체 및 고속추진기관의 실용화 개발 움직임들이 구체화 되고 있는 가운데 최근 들어 비록 미약하지만 한국항공우주연구원을 비롯한 몇 개의 기관 및 대학에서 램제트/스크램제트 추진기관에 대한 핵심 요소기술 연구들이 진행되고 있는 것은 그나마 다행이라 할 수 있으며 본 논문이 차세대 초고속 추진기관에 대한 이해를 돕는데 도움이 되기를 기대한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2005.11a
• /
• pp.475-478
• /
• 2005

Ducted rocket produces thrust by 2 steps, primary incomplete combustion in the gas generator, and secondary complete combustion reaction in combustion chamber mixed by air taken through duct. the range of a rocket is determined by the weight of propellant, especially the weight of fuel. So ducted rocket has more efficiency and high terminal speed compared to traditional solid rocket motor. This propulsion system expected to be applied to various kinds of missile for anti-aircraft, anti-ship

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 1999.10a
• /
• pp.6-6
• /
• 1999

액체 로켓 엔진은 추진기관 공급 시스템으로 작동이 된다. 추진기관 공급 시스템에는 유공압장치 및 각종 배관, 필요한 압력과 유량을 연소실과 가스발생기로 공급하는 시스템, 엔진의 점화 및 정지, 발사체의 사용 목적에 따라 부과되는 기능을 수행하기 위한 장비들이 포함된다. 공급시스템은 크게 가압가스를 이용하는 방법과 터보펌프를 이용하는 방법의 두 가지로 나눌 수 있다. 잘 알려진 바와 같이 일반적으로 추력이 큰 로켓엔진의 경우에는 터보 펌프식이, 추력이 크지 않은 경우에는 가압가스 방식이 이용된다. 일반적으로 가압가스 방식은 연소실 압력이 커질수록 추진제 탱크의 압력도 커지므로, 그 두께가 두꺼워져서 비효율적이 된다. 따라서 연소실 압력이 비교적 크지 않은 추력이 약 10t 내외에서 많이 사용되고, 시스템이 터보 펌프식보다 구조가 매우 간단하므로, 작동의 신뢰도는 매우 높다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2010.11a
• /
• pp.213-216
• /
• 2010

A typical unsteady internal ballistic analysis model was proposed to take account of the erosive burning for a solid rocket motor. The variance of local velocity and pressure along grain surface are analyzed by using the continuity and momentum equation. The model introduced in this study showed good agreements with the results of previous internal ballistics program. It was investigated that the change of combustion pressure, gas velocity and regrestion rate along the grain axis.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 1995.05a
• /
• pp.43-55
• /
• 1995

램제트 추진기관의 개념/특징과 현재까지 발전되어 온 여러가지 램제트 추진기관의 기술현황에 대해 기술하였으며 성능, 제작비 등 여러면에서 타 체계와 비교하였다. 또한 실제적 적용분야가 대부분 무기체계 임에 따라 현재까지의 적용현황과 함께 향후 어떻게 적용되고 발전되고자 하는지를 분석하였다. 이로부터 지난 40～50년간 무기체계 임무 및 특성에 따라 액체 램제트, 고체 램제트 및 닥티드 로켓형의 3가지로 발전되어 왔으며, 차세대 유도무기의 성능향상/생존도 향상 측면에서, 즉 고속/장 사거리 능력확보를 위해 램제트 추진기관이 세계적 관심 집중 대상이 되고 있음을 알 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2011.04a
• /
• pp.245-248
• /
• 2011

A multi pulse rocket motor(MPRM) has several advantages compared to the single one. The range and the terminal velocity of the guided missile can be remarkably increased by the application of the pulse separation device(PSD) to the solid rocket motor which resulted in appropriate thrust distribution. In this study, the full scale heavy type dual pulse rocket motor with the bulkhead type PSD was designed, manufactured, and fire-tested. The bursting time and pressure of PSD were analyzed by the pressure, thrust and vibration results of static fire tests. As a result, the design requirement was verified that bursting pressure is lower than 30% of 2nd pulse operating pressure.