• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.18 no.11
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• pp.3032-3038
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• 1994

The paper discusses a combustion instability phenomena encountered in recent solid rocket motor development efforts at ADD(Agency for Defense Development). It has happened to occur as an irregular burning in development of smokeless propellant rocket motor. Through investigating the spectral analysis of accelerometer and strain gage signals which are recorded in static firing tests and acoustic modal analysis of motor inside cavity with ANSYS, the instability is found to be the second tangential mode.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.25-25
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• 2000

가스발생기와 같이 로켓모터에서 추력이 아닌 기체압 형태의 에너지를 일정한 시간동안 얻고자 하는 경우, 로켓모터의 크기 및 추진제 충전율을 고려하여 그레인 형태를 단면 연소형으로 선택할 수 있다. 단면 연소형 그레인을 가진 로켓모터는 그레인의 연소시, 일찍 연소된 부분의 라이너가 추진제 연소 화염에 노출되면서 표면부터 서서히 분해가 진행되며, 분해물질의 일부는 추진제에 포함된 산화제 성분에 의해 산화되어 기체화 될 수 있다. 산화제 성분이 충분치 않은 경우에는 고체 입자 형태로 추진제 연소 기체와 함께 배출되며, 이는 일차연기(primary smoke)의 일종으로 볼 수 있다. 가스 발생기에서 얻고자 하는 기체는 고체 입자가 포함되지 않은 깨끗한 기체형태인 경우가 대부분이며, 따라서, 무연 라이너 및 내열재의 연구가 필요하다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.6 no.2
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• pp.19-27
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• 2002

The smokeless liner, was required to propulsion system of gas generator, was developed by appling oxamide as a filler and HTPB system as a binder. Relative quantities of smoke produced during burning of liner by propellant combustion was measured by using smoke chamber. The smoke of the smokeless liner containing 50% of oxamide as filler was reduced to 1/10 as compared with conventional liner containing silica as filler. This result was showed by ground test of gas generator.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.25-25
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• 1998

최근의 선진국의 전략미사일에 사용되는 추진제 개발 방향은 고에너지, 저민감, 무연 및 무공해 추진제를 목표로 하고 있다. 현재까지 가장 널리 사용되어온 AP는 성능이나 기계적 특성에서 우수한 산화제이나 로켓 모타 배출기체 중에 HC1을 생성함으로써 2차 연기를 생성하며, HC1 자체가 인체에 유해한 물질이라는 단점들을 가지고 있다. 또한 RDX나 HMX는 에너지가 높은 반면 쇽(shock)에 대해 매우 민감한 단점을 가지고 있다. AN은 이러한 HC1을 생성하는 AP의 단점과 쇽에 민감한 RDX와 HMX의 단점을 해결할 수 있는 대체 산화제로 사용할 수 있으나, 성능이 대외적으로 떨어지며 상변이와 흡습성이 높은 단점이 있다. ADN은 -100~+10$0^{\circ}C$범위에서 상 변이가 없고 밀도는 1.801g/㎤, Hf는 -290cal/g이다. ADN을 산화제로 사용하면 HTPB/AP 추진제와 동등하거나 그 이상의 성능을 갖는 추진제를 만들 수가 있으며, 유해 기체인 HC1을 배출하지 않음으로 인하여 2차 연기를 없애는 장점이 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1996.11a
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• pp.201-206
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• 1996

추진제 연소 기체의 연기도(degree of smoke)의 정량적 측정을 위하여 설계, 제작된 Smoke Chamber를 이용하여, 고체 추진제의 연소 기체에 대한 연기도의 측정 기법을 확립하였으며, 몇가지 유연성 및 무연성 혼합형 고체 추진제 조성들과 복기형 추진제의 연소 기체에 대하여 온·습도 조건의 변화에 따라 연기도를 측정하여 결과를 종합, 분석하였다. 그 결과, Smoke Chamber장비를 이용한 측정을 통하여 추진제 연소 기체중의 연기 생성도를 정량화 함으로써, 기후 조건과 추진제 조성에 따른 연기도의 차이를 구분할 수 있었으며, 일차 연기(primary smoke)와 이차연기(secondary smoke)의 생성 조건 및 이들의 분리 측정이 가능하다는 결론을 얻었다. 측정 파장 영역에 대한 확장을 통하여 측정 범위룰 보완한다면, Smoke Chamber System은 향후 고체 추진제의 연소 기체의 연기 특성의 파악 및 로켓 모터 plume 연구의 기초 자료 획득에 유용하게 이용될 수 있다고 판단된다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.30-30
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• 2000

액체로켓엔진의 단일추진제 가스발생기는 연료공급 시스템의 터보펌프를 구동시키기 위한 작동가스 생성을 목적으로 사용된다. 고체추진제 가스발생기와 비교할 경우 작동시간이 보다 길고 연소생성물에 의한 터빈 블레이드의 삭마가 없으며 제어가 용이하므로 초기 액체로켓엔진 개발시부터 사용되어 왔다. 80년대 이후 개발된 액체로켓엔진은 이원추진제 가스발생기 또는 연소가스 FEEDBACK 시스템을 채용하고 있지만 단일추진제 가스발생기는 과산화수소수 또는 하이드라진과 같은 별도의 추진제 공급 시스템을 필요로 하는 단점에도 불구하고 상대적으로 낮은 온도의 무연 작동 가스를 발생하므로 가스발생기 자체를 위한 냉각시스템을 제거 또는 최소화 시켜 간단한 구조로 전체 시스템 설계를 가능하게 하므로 중소형 액체로켓엔진에 사용되고 있다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.17 no.5
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• pp.10-17
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• 2013

This paper describes a study on after-burning suppressant in a solid propellant to reduce the plume formed outside of rocket nozzles, which could expose the launch site and the flight track. The minimum smoke propellant to enhance the stealth ability was formulated in terms of the kinds and the effects of after-burning suppressant on the ballistic performance and the amount of primary smoke. A after-burning suppressant, $K_2SO_4$ of about 1.1% weight content was found to show profound reduction of the rocket plume, giving negligibly slight increase in pressure exponent of burning rate. Also minimum smoke propellant with less than 1.1% of $K_2SO_4$ corresponds to A-class satisfaction in primary smoke by AGARD standard.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.3 no.4
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• pp.31-37
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• 1999

Recently, the development of propellant trends toward minimum smoke signature, insensitivity and high performance. PSAN has been used as a oxidizer for less sensitive minimum smoke propellant. Unfortunately, it provides low performance to propellant. Energetic polymers such as GAP and PGN are frequently proposed for use in minimum smoke Propellants to overcome the energy Penalty imposed by using AN as the oxidizer. In this study the mechanical properties, glass transition temperature and viscosity of PGN and EPGN binder were investigated.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.4
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• pp.112-120
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• 2005

The solid propellants have been most widely used for the military rockets or missiles all over the world and the efforts have been focused on the enhancement of propellant performance up to 1980s. lately in company with the distinguished development in the intelligence and communication technology, the more accurate guidance as well as maneuverability has been required in the military weapon system. To meet the requirements such as a high maneuverability, insensitiveness, or stealth of missile, the researches have been doing to develop the solid propellants which have a quality of ultra-fast burning rate, insensitiveness, low signature or the like.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.18 no.5
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• pp.62-69
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• 2014

Infrared signature of rocket plume plays an important role for detection, recognition, tracking and minimzing for low observability. Infrared signatures of rocket plume with reduced smoke propellant and smokeless propellant are measured. In order to estimate the infrared signature of rocket plume, CFD analysis for flow structure of plume is performed, and layered integration method for estimating of infrared signature is used. Numerical and experimental results were in good agreement. Both propellants had similar infrared signature. Strong peak at $4.3{\mu}m$ region in the experimental results is appeared due to experimental error arising from the calibration procedure.