• 항공우주기술
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• 제1권2호
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• pp.91-104
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• 2002

우주 발사체 및 과학관측로켓에 유발되는 음향 하중의 주 원인은 추진기관의 제트 소음에 의한 것이다. 따라서 성공적인 임무 수행을 위한 음향 하중의 저감을 위해서는 반드시 추진 기관의 제트 소음(초음속)의 특성을 파악하는 것이 필요하다. 이를 위해 먼저 제트 유동에 의한 음향 하중의 발생 메카니즘을 살펴보았다. 그리고, 음향 하중에 영향을 주는 인자를 도출하고, 도출된 인자에 따른 음향 하중의 특성 변화를 살펴보았다. 3단형 과학 관측 로켓(KSR-III)의 음향 하중의 시공간적인 특성을 엔진 연소 시험시 측정된 소음 신호를 이용하여 분석하였다. KSR-III의 음향 하중의 최대값은 250 Hz, 500 Hz의 옥타브 밴드에 집중되어 있으며, 공간적으로 랜덤함을 알 수 있었다. 또한 추후 음향 하중의 특성 파악을 위한 자체적인 연구 방향을 제안하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권2호
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• pp.117-122
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• 2008

KSLV-I PLF의 음향 하중 저감 시스템의 성능을 검증하기 위해 음향 시험을 수행하였다. 실측한 음향 하중 저감치를 설계 기준과 비교하여 약 3dB 이상의 안전여유를 확보하고 있음을 알 수 있었다. 또한 음향 하중 저감 시스템을 적용하지 않은 PLF 구조체에 대한 음향 시험을 통해 음향 하중 저감 시스템에 의한 삽입 손실 증가치도 예시하였다.

• 한국음향학회지
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• 제37권4호
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• pp.163-173
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• 2018

본 논문에서는 비행 중 비행체 표면에 작용하는 음향하중 예측을 수행하였다. 비행 중 음향하중은 비행체 표면의 압력 변동에 의해 발생한다. 기존의 비행 중 음향하중 예측방법은 반경험적 방법으로 이론과 실험 결과를 기반으로 도출한 경험식을 활용한다. 하지만 경험식의 입력 값으로 사용되는 비행체 주변 유동특성 및 경계층 파라미터를 매번 실험을 통해 얻는 것에는 한계가 있다. 따라서 본 논문에서는 전산유체해석(Computational Fluid Dynamics, CFD) 결과를 반경험적 방법과 혼합하는 하이브리드 방법을 이용하여 비행 중 비행체에 작용하는 음향하중을 예측하였다. Cone-cylinder-flare 형상 비행체에 대해 아음속, 천음속, 초음속, 최대동압도달(Maximum dynamic pressure, Max-q) 시점의 비행 환경에 대한 음향하중 예측을 수행하였다. 하이브리드 방법 적용 시 전산유체해석결과를 기반으로 한 경계층 끝단 영역 판단 방법에 대해 비교하였고 여러 연구자에 의해 제시된 경험식에 따른 음향하중 예측결과를 비교하였다.

• 한국음향학회지
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• 제12권4호
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• pp.39-46
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• 1993

조화집중이동하중을 받는 무한보에서의 음향방사에 대한 연구는 선박, 비행기, 타이어 트레드 밴느 등과 같은 계의 설계시 계의 구조물로부터 발생하는 소음에 대한 해결방안을 제시해 준다. 구조물 표면에 발생하는 음향파워는 svktnqusghks방법을 이용하여 보의 전길이에 분포된 음향 인텐시티를 적분하여 구한다. 보의 표면에서 발생하는 음향파원는 미하수, 장력, 감쇠계수, 기초강성계수, 그리고 파수비에 의해서 결정된다. 각 인자에 따른 음향파워에 대한 정성적인 분석을 수행하기 위해 심프슨 적분방법을 이용하여 수치적분을 하였다. 무한보에 작용하는 유체하중에 3다라 진동에너지가 음향에너지로 변환되는 비율이 달라진다. 밀도가 큰 유체는 등가감쇠로 작용하여 보로부터 방사된 음향에너지는 빠르게 감소된다. 하중의 이동에 의하여 도플러이동효과가 발생하여 무한보의 공진부근에서의 음향파워 파크가 분리되고 보의 기초감쇠의 영향으로 음향에너지는 감소된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권8호
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• pp.91-98
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• 2003

발사체의 구조해석적인 측면에서 외부하중에 따른 발사체의 반응을 파악하는 것은 중요한 일이다. 기본적으로 발사체는 응력집중이나 내부 모듈간의 변위 간섭 등이 일어나지 않게 설계되어야한다. 이를 위해서는 외부하중에 관한 연구가 선행되어야 한다. 발사체에 작용하는 외부하중 중 연소 및 배기에 의해 발생하는 음향하중은 통계적 방법으로 다루어야 하는 랜덤 하중이다. 본 연구에서는 발사시 작용하는 음향하중에 대하여 하중 함수를 구성하고, 이를 이용하여 발사체의 하중해석을 수행하였다. 음원 할당 방법으로 음향하중을 추정하여 하중함수를 구성하였고, 이를 발사체의 유한요소 모델에 적용하였다. 응력해석을 이용하여 발사체의 구조 강성을 확인할 수 있었으며, 발사체 각 섹션의 경계면에서의 가속도 파워 스펙트럴 밀도함수를 구할 수 있었다. 이러한 결과를 이용하여 각 섹션의 진동 시험에 필요한 스펙을 도출할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권2호
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• pp.106-113
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• 2018

발사체 발사 시 제트화염에 의해 발생하는 강력한 음향파는 음향하중의 형태로 비행체를 가진한다. 대표적인 경험적 음향하중 예측기법인 DSM-II(Distributed Source Method-II)는 제트화염 축을 따라 소음원을 배치하는 방법으로 계산비용 및 정확성 측면에서 장점을 갖는다. 하지만 소음원 배치 방법의 한계로 인해 다양한 발사대 환경을 정확하게 반영하기에는 한계가 있다. 본 연구에서는 넙스(Non-Uniform Rational B-Spline, NURBS) 곡선 모델링을 경험적 예측기법에 도입하여 자유롭게 소음원을 배치할 수 있는 음향하중 예측기법에 대한 연구를 수행하였다. 넙스 기법이 새롭게 도입된 해석기법의 검증을 위하여 Epsilon 로켓의 곡선형 저소음 발사대 형상에 대한 음향하중 예측을 수행하였고 해석 결과를 기존의 예측방법 및 실험 결과와 비교하였다.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.331-341
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• 2020

우주발사체는 발사 시 추진장치에서 발생하는 고강도 소음에 의한 음향하중의 영향을 받는다. 로켓소음은 발사체와 페이로드 내 전자 및 기계 부품의 손상 및 오작동을 유발할 수 있기 때문에 음향하중의 예측 및 저감은 설계에 있어 중요한 고려사항이다. 본 논문에서는 로켓 소음의 생성 및 발사대의 음향설계 기법에 대한 최신 연구동향을 논하였다. 특히, 새로운 발사대 설계 방법론의 예로서 일본 Epsilon 로켓 발사대의 개발과정을 기술하였다. 전산유체역학 모사 및 1/42 축소모형 실험을 통하여 설계된 발사대의 음향하중 저감 효과를 Epsilon 로켓의 실제 비행 데이터 분석을 통하여 검증하였다.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.351-363
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• 2020

발사체는 비행 중 공기역학적 현상에 기인하는 음향하중의 영향을 받는데, 특별히 천음속 영역에서 그 영향이 증가된다. 음향하중으로 인한 페어링 내부 소음진동은 탑재물의 오작동을 유발할 수 있어 이를 예측하고 저감하는 과정이 필수적이다. 본 연구에서는 발사체 외부에 작용하는 공기역학적 음향하중에 의한 페어링 내부 음향 진동환경을 예측하고, 음향 블랭킷과 헬름홀츠 공명기를 이용하여 소음저감 설계를 구현하는 프로세스를 개발하였다. 음향하중 예측은 Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS) 유동해석 결과와 난류 경계층 내부 압력섭동에 관한 준 경험식을 이용하였고, 음향진동 연성해석은 ANSYS APDL과 VA One SEA의 Finite Element Statistical Energy Analysis(FE-SEA) 하이브리드 해법을 이용하였다. 개발된 절차를 천음속 해머 헤드형 발사체에 적용하여 음향하중 저감효과를 확인하고 개발된 절차의 유효성을 검증하였다. 본 연구에서 개발된 절차는 타당한 수준의 정확도로 신속한 결과를 얻을 수 있어 발사체 초기설계 단계에 유용하게 쓰일 수 있을 것으로 예상된다.

• 항공우주기술
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• 제10권1호
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• pp.13-19
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• 2011

수정된 NASA SP-8072 분포 음원 방법 (Method 2)를 이용하여 KSLV-I의 발사 음향 하중을 예측하고, 이 결과를 비행 시험시의 측정 결과와 비교하였다. 2차 비행 시험시에 케이블 마스트의 4개소에서 발사 음향 하중을 측정하였고, 인터스테이지의 텔레메트리 데이터도 입수하여 비교하였다. 예측된 음향 하중 스펙트럼은 측정 스펙트럼과 유사한 피크 주파수 및 형태를 가지며 약 7dB의 안전 여유를 가지고 예측됨을 알 수 있었다.

• 한국음향학회지
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• 제33권3호
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• pp.153-162
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• 2014

경험적 음향하중 예측 방법은 우주 발사체 상단 페어링에 가해지는 음향하중을 예측하는 방법으로 상사성 원리를 기반으로 한 제트 실험 데이터를 기반으로 한다. 대표적인 경험적 예측기법인 DSM-II(Distributed Source Method-II)는 제트 화염 축을 따라 소음원을 배치하는 방법이다. 그러나 이러한 경험적 예측 모델은 자유제트 실험 결과를 기반으로 하였기 때문에 실제 상황에 존재하는 충돌 소음원을 고려하기 어렵다는 한계가 있다. 따라서 본 논문에서는 기존 예측 방법에 충돌 소음원을 추가 배치함으로써 충돌 제트 효과를 반영하는 예측 방법을 제안하였다. 이를 위하여 소음원의 위치, 스펙트럼, 세기, 방향성 특징을 고려하였으며 KSR-III(Korean Sounding Rocket-III) 로켓에 대한 음향 하중 예측 결과를 기존 예측 방법 및 실험 결과와 비교하였다.