• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.291-295
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• 2011

Thermo-structural analysis was performed for a radiation-cooled nozzle extension of thrust chamber. A Niobium alloy that is known to be a high-performance refractory alloy was used. Since area ratio of the nozzle extension is larger than that of nozzle divergence part, its size also becomes larger. For this reason, it is important to minimize the thickness of nozzle extension to reduce its weight. For the purpose of weight minimization, the thickness of nozzle extension was varied from 1.0 mm to 0.4 mm and structural stability was evaluated for each case. Analysis results showed that nozzle extension with thickness of 0.4 mm is structurally stable for the operation condition. The effect of combustion-included vibration will be additionally considered in the future.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.12
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• pp.1062-1070
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• 2015

This paper presents an application of an optimal smoothing filter for moving target tracking problem based on measured noise source. In order to measure distance and velocity for the moving target, a beamforming method is applied to use the noise source by using microphone array. Also a Kalman filter and an optimal smoothing algorithm are adopted to improve accuracy of trajectory estimation by using a Singer target model. The simulation is conducted with a missile dynamics to verify performance of the optimal smoothing filter, and a model rocket is used for experiment environment to compare the trajectory estimation results between the beamforming, the Kalman filter, and the smoother. The Kalman filter results show better tracking performance than the beamforming technique, and the estimation results of the optimal smoother outperform the Kalman filter in terms of trajectory accuracy in the experiment results.

• Analytical Science and Technology
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• v.30 no.6
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• pp.405-410
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• 2017

High energetic materials (HEMs) have been used in fuels, civil engineering and architecture as well as military purposes such as explosives and propellants. The essential process for the development of new energetic compounds is to accurately calculate its detonation performances. The most typical equation for calculating the explosive performance is the Kamlet-Jacobs (K-J) equation. In the K-J equation, the parameter such as the number of moles of gaseous products at the explosion, the average molar mass of gas products, and the explosion heat greatly affect the explosion performance. These depend on the product composition for the detonation reaction. In this study, detonation products of 65 high energetic molecules (HEMs) were calculated from the various rules such as Kamlet-Jacobs, Kistiakowsky-Wilson, modified Kistiakowsky-Wilson, Springall-Roberts rules to calculate more accurate detonation velocity (Dv). In addition, they were applied to five kinds of detonation velocity equations proposed by K-J, Rothstein, Xiong, Stine and Keshavarz. The mean absolute error and root mean square error of HEMs were obtained from experimental and calculated velocity value for each method. The K-J and Xiong equation that is slightly complex showed a lower mean absolute error than the simple Rothstein and Keshavarz equation. When the mod-KW rule was applied to the Xiong equation, the detonation velocities were the most accurate. This study compared the various method of calculating the detonation velocity of HEMs to obtain accurate HEMs performance.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.04a
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• pp.5-5
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• 2000

액체 추진 로켓 엔진의 고주파 연소 불안정 관련 이론은 대체로 연소기 내부의 음향 공명 모드와 분무 연소 과정의 상호 작용을 구동 메커니즘으로 전제하며 Rayleigh Criterion의 재해석에 기초하여 불안정성 평가를 위한 매개변수를 도입하고 연소 불안정성을 예측한다. 여기에는 음향장 분석 이론, 음향 불안정 이론, 연소응답 및 기화반응 이론 등이 포함된다. 본 연구에서는 LOX/RPl 추진제 조합의 액체 추진 로켓 엔진 연소기를 대상으로 다차원 순수 음향장 해석과 연소-음향장 분석을 통해 대상 엔진의 고주파 연소 불안정 특성을 예측하였다. 수동 제어 기기인 음향공 설치에 따른 연소기의 음향장 및 연소-음향장의 특성 변화를 고찰하고 위 결과를 종합하여 음향공의 연소 불안정 억제 성능 및 대상 엔진의 연소 불안정성을 평가하였다. 연소기 형상 및 음향공 설치에 따른 다차원 순수 음향장 해석은 상용코드인 ANSYS를 사용하여 수행하였다. 내부 유체는 압축성, 비점성 유체로 유체의 평균 유동은 무시하며 위치에 관계없이 균일한 물성치를 부여하였다. 정상상태 연소과정을 가정하고 평형 화학을 이용한 분석 결과로부터 연소 기체의 관련 물성치를 결정하였다. 연소기 길이 방향, 반경 방향, 원주 방향 격자점들의 음향 특성을 주파수 영역에 대해 해석하고 3차원 음향 모드 형상을 토대로 음향장을 분석하였다. 연소-음향장 해석은 음향 불안정 이론 중 n- $\tau$ 2 매개변수 기법을 사용하였다. 연료 액적의 분무 연소 과정을 1차원적으로 가정하고 정상상태의 평형 화학 계산 결과를 이용하여 엔진의 연소면을 1차원적으로 설정하였다. 상류 연소응답과 중립 안정 곡선을 토대로 대상 엔진의 연소 불안정 특성을 분석하였다.구 분석 결과 기술적 문제점으로는 배기 가스온도가 낮은데 따른 출구 부분의 Bearing, Sealing이 문제가 될 수 있다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14)

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.19 no.6
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• pp.42-53
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• 2015

In this study, the influence of Al particle size, as an additive for solid propellant, on the mechanical erosion of the carbon-composite nozzle was evaluated. A new model which can predict the size and distribution of the agglomerated reaction product($Al(l)/Al_2O_3(l)$) was established, and the size of agglomerate were calculated according to the various initial size of Al in the solid propellant. With predicted results of the model, subsequently, the characteristics of mechanical erosion on the carbon-composite nozzle was estimated using a commercial CFD software, STAR CCM+. The result shows that the smaller the initial Al particles are, in the solid propellant, the lower is the mechanical erosion rate of the composite nozzle wall, especially for the nano-size Al particle.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.7 no.2
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• pp.76-84
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• 2009

In this review an attempt is made to give the background to the current trends in foreign developments in the ceramic matrix composites for space vehicles. The lightweight and high temperature specific modulus properties of ceramic composites have continued to develop for designing advanced propulsion structures and for increasing space vehicle performances. Those applications require advanced materials with good resistance to high temperatures, to oxidation environments and to mechanical stresses. The advantages of ceramic matrix composites are the low specific weight, the high specific strength over a wide temperature ranges, and their good damage tolerance compared to tungsten, pyrographites and polycrystalline graphites. Due to these advantages ceramic matrix composites are currently used in rocket engine chamber, nozzle, solar array, radar antenna, mirror support structures, hypersonic leading edge articles, heat shields, reentry vehicle nose tips, and radiators for spacecraft. Various processes are discussed together with examples of current application so that some of the advanced technologies can be possibly applied to Korean space technology.

• Proceedings of the Korean Society of Dyers and Finishers Conference
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• 2012.03a
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• pp.75-75
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• 2012

탄소섬유는 전구체의 종류에 따라 PAN계, 피치계 그리고 레이온계로 나뉘며 최종 탄소섬유의 특성에도 차이가 있는 것으로 알려져 있다. 최근에는 PAN계 탄소섬유가 세계 시장의 대부분을 차지하고 있으며, PAN계 탄소섬유의 초경량, 고강도, 고탄성, 내약품성 그리고 열안정성 등의 우수한 특성으로 최첨단 고기능성 제품의 복합재로 많이 이용되고 있다. 그러나 탄소섬유가 가지고 있는 높은 열전도성은 적용에 따라 단점으로 작용될 수도 있다. 예를 들면, 로켓 엔진의 노즐이나 원자로의 구조물 그리고 극한조건용 구조재료 등, 고강도 단열특성을 요하는 최첨단 복합재로 응용 범위를 넓히는데 한계로 작용한다. 레이온은 최초의 탄소섬유 전구체였으나 공정상 경제성이 떨어지는 이유로, 지금은 고탄성을 요구하는 특수 목적으로만 소량 생산되고 있다. 레이온의 주원료는 셀룰로오스이며 셀룰로오스는 지구상에서 가장 흔한 재료이므로 오늘날 셀룰로오스를 보강재로 이용하려는 연구가 활발히 진행되고 있다. 본 연구에서는 탄소섬유의 열전도도를 낮추기 위한 방법으로 안정화셀룰로오스를 첨가한 PAN용액을 출발물질로 탄소섬유를 제조하고 특성 연구를 진행하였다. PAN용액에 셀룰로오스의 분산성을 향상시키기 위해 셀룰로오스를 열처리하였다. 이 과정에서 얻어진 안정화 셀룰로오스의 수율을 높이기 위해 셀룰로오스를 난연 처리하였으며, 그 결과 안정화셀룰로오스의 수율을 향상시킬 수 있었다. 안정화셀룰로오스를 첨가시킨 PAN계 탄소섬유의 물리적, 기계적 그리고 열적 특성을 SEM, XRD, 만능 인장시험기, TGA 그리고 Laser Flash Method 등을 통해 주요 특성 및 변화를 관찰한 결과, 순수한 PAN계 탄소섬유의 특성과 유사한 결과를 얻었다. 향후 몇 가지 공정상의 문제점을 개선한다면 흥미로운 결과를 기대할 수 있을 것으로 본다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.6
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• pp.64-70
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• 2005

The overall results of hot firing tests of fuel-rich gas generator with impinging injector at design and off-design points are described. The gas generator consists of an injector head with impinging injector, a water cooled combustor wall, a turbulence ring to enhance mixing, an instrument ring measuring temperature and pressure and a nozzle. The combustion tests were successfully performed without damage of gas generator. Test results show that the outlet temperature is not dependent on residence time of hot gas within 4～6msec but dependent on chamber pressure. The relation between outlet temperature and combustion efficiency resulting from measured pressure, mass flow rate and area of nozzle throat is shown. The overall O/F ratio is the critical parameter to determine the outlet temperature and the linear correlation between two parameters is established.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.5
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• pp.1-6
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• 2009

A development of a composite solid propellant is carried out for an application to gas generators as an energy source of rocket system. With HTPB as a propellant binder which has 80% of particle loading ratio, a favorable rheology, and moderate curing properties at the range of $-50^{\circ}{\sim}70^{\circ}C$, AN is selected as the first kind of oxidizer having the characteristics of a low flame temperature, minimal particle residual as well as nontoxic products. AP is the second oxidant for ballistic property control. A series of experiments for the improvement of physical properties were conducted and resulted in the propellant formulation having 30% of strain rate at 8 bar of max. stress.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.3 no.3
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• pp.9-15
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• 1999

The Analysis of spray characteristics for combined spray group are necessary to develop large rocket engine. In this study, basic effects of interaction from spray fan formed by impinging jets were investigated with respect to mass distribution, droplet velocities and diameter. Patternater and PDPA are used for experimental apparatus. Water was used as a test fluid When momentum ratio is 1, effect of interaction from collision of spray fan on mass distribution are small. Also, effect of interaction from collision of spray fan on droplet velocities and diameter are small. But, droplet diameter is smaller near collision point due to second collision. Therefor, for the same momentum ratio from spray fan formed by impinging jets, we may neglect effect of interaction on mass distribution, droplet velocities and diameter.