• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.614-615
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• 2010

The propellants distribution of an oxidizer rich preburner was predicted by a simplified physical approach. The Mixing head is composed of honeycomb array of 7 fuel injectors and 24 oxidizer injectors. The OF ratio of the mixing head is 15. As results, the OF ratio of the central area is about 9 and the OF ratio of the wall area is about 30.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.21-21
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• 1997

인공위성용 추진제 탱크를 개발하기 위해 여러 설계인자를 설정하여 각 인자가 탱크벽면에 미치는 응력분포 영향을 구하고, 또한 최적의 인자 값을 구하기 위해 각 인자의 변화에 따라서 구조해석을 수행하였다. 탱크 지지부 위치와 탱크 벽면 두께 변화에 따른 탱크 벽면에 미치는 응력분포 영향을 고찰하기 위해 1/4 모델을 설정하였고, 연료배출구의 위치변화(경사각돈)에 따른 응력분포는 1/2 모델을 설정하여 해석을 하였다. 탱크에 작용하는 하중은 연료압력에 의해 발생하는 정하중(350 psi)을 가하며 또한, 발사 시 발사체로부터 전달되는 최대동하중(llg)을 고려하였다. 그리고, 탱크가 인공위성에 장착될 때에 발생하는 다양한 장착조건에 대해서 구조해석을 수행하였고, 추진제 배출구 각도가 $0^{\circ}$ 에서 $25^{\circ}C$까지 변화할 때 탱크 벽면에 미치는 응력분포 영향을 구했다. 그래서 각 조건에서 구한 상당응력분포와 인자의 최적 값은 추진제 탱크를 설계하기 위한 기초적인 자료로 활용하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.2-2
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• 1999

본 연구에서는 액체 로켓용 추진제 분사기로 많이 활용되는 충돌형 분사기중에서 2중 충돌(F-O-O-F)형 분사기에 대한 미립화 특성을 파악하였다. 액적의 크기를 측정하기 위하여 위상/도플러 입자분석기를 사용하였으며, 모의 추진제로 물을 사용하였다. 모의 추진제의 운동량비와 압력 강하량 변화에 따른 2중 충돌(F-O-O-F)형 분사기의 미립화 특성과 크기분포에 대하여 고찰하였다. 분사기 면으로부터 100mm 떨어진 단면에서 산화제/연료의 운동량비가 MR=1.19에서 MR=6.48까지 증가함에 따라 액적크기(SMD)는 감소하였으며, 액적크기(SMD)가 운동량비(MR)에 대하여 SMD= 193.480+15.687MR-5.036M$R^2$+0.415MR$^3$와 같은 관계식에 근사되었다 또한, 연료와 산화제의 압력강하량이 증가할수록 액적크기(SMD)가 감소하였다. 충돌 분무유동장의 액적크기 분포는 Rosin-Rammler 분포함수와 Upper-limit분포함수 모두에 대하여 잘 일치하고 있다. 본 연구의 결과는 액체 로켓용 충돌형 분사기의 초기 설계단계에서 유용하게 사용될 수 있을 것이다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.28-28
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• 2000

HTPB/AP/AI 추진제는 none-reinforcing filler가 다량 함유되어 있어 기계적 특성은 바인더와 고체 충진제의 계면 접착력에 따라 크게 영향을 받으며 이를 향상시키기 위해 결합제의 연구가 다수 진행되었고 추진제의 인장 변형율을 증가시키기 위해 HTPB의 관능기수에 따른 가교밀도, 경화제와 경화촉매, 가소제등 최적의 바인더조성을 위해 가능한 원료 및 함량 연구에 많은 노력을 기울여 왔다. 또한 추진제의 주원료로서 AP는 추진제의 성능 및 내탄도 관점에서 입자크기에 따른 연소특성 및 고성능을 위한 충전 분율에 대해 주로 연구되었으며 특히 Oberth와 Farris는 고체추진제 분야에서 많은 업적을 이루었다.(중략)

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.9 no.1
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• pp.125-132
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• 2010

Estimation of pressurant mass flowrate and its total mass required to maintain propellant tank pressure during propellant outflow is very important for design of pressurization control system and pressurant storage tank. Especially, more pressurant mass is required to maintain pressure in cryogenic propellant tank, because of reduced specific volume of pressurant due to heat transfer between pressurant and tank wall. So, basic model for propellant tank ullage calculation was proposed to estimate ullage and tank wall temperature distribution, required pressurant mass, and energy distribution of pressurant in ullage. Both test and theoretical analysis have been conducted, but only theoretical modeling method was addressed in this paper.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.2 no.1
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• pp.21-30
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• 1998

Design parameters which used to analyze the stress distribution on the tank wall were defined to develop the propellant tank and obtain optimal values. 1/4 modeling of total tank was selected to calculate the stress distribution with respect to the variation of the support lug location and the tank wall thickness and 1/2 modeling was selected for the stress distributions with respect to the variation of fuel outlet location. Actually, 350psi was applied as static load and 12 gravity as a dynamic load during launching on the internal tank wall. The structural analysis was done with respect to attaching condition of the tank in the satellite. Also the effect of the variation of the propellant outlet location from $0^{\cire}$ to $25^{\cire}$ on the stress distribution was investigated. The equivalent stress distribution and optimal parameters induced from analysis results of the each condition will be used as the fundamental data to design the propellant tank.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.2
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• pp.78-86
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• 2019

Aluminum, which is a metal fuel contained in the composite solid propellant, is not ignited and burned on the combustion surface by the oxide film, and it partially melts and coalesces with surrounding aluminum particles. For the evaluation and design of the propellant performance, modeling was performed to predict the size and distribution of agglomerated particles, and the size and distribution of agglomerates were compared and verified through experiment. The predicted values showed the tendency to decrease with pressure as in the experiment, but the error increased as the pressure increased. The agglomerated particle distribution graph showed a difference in the volume fraction although the diameter at the peak was the same.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.151.2-151.2
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• 2012

터보펌프 구동에 사용된 가스발생기 생성가스를 연소기로 공급하여 주추력 발생에 사용하는 다단연소 사이클 로켓엔진은 고추력을 요하는 우주 발사체에 널리 사용되고 있다. 다단연소 사이클 로켓엔진에 사용되는 가스발생기를 예연소기라 부르며 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 로켓엔진에는 산화제 과잉 예연소기가 사용된다. 예연소기는 터보펌프 구동을 목적으로 하기 때문에 예연소기 생성가스의 횡단면 온도분포는 터빈에 의해 제한되는 온도범위 내에서 균일하여야 하며 넓은 운전영역에서 안정적인 연소가 이루어져야 한다. 산화제 과잉 예연소기는 모든 추진제가 혼합헤드를 통해 분사되는 방식과 추진제를 혼합헤드와 연소실로 나누어 공급하는 방식이 있다. 기술검증을 위해 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 1차 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20MPa, 혼합비 60에서 작동하는 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였다. 혼합헤드에는 별도의 점화용 분사기 없이 전체 연료 분사기를 통해 점화용 연료인 TEA/TEB 혼합물을 분사하여 점화하였다. 추진제를 2단으로 공급할 수 있도록 고안된 가압식 연소시험 설비에서 10회, 누적 60초 이상의 연소시험이 성공적으로 수행되었다. 연소시험결과 넓은 작동영역에서 안정적 연소특성과 생성가스 온도 분포의 균일성을 확인할 수 있었다. 고온 고압의 산화제 과잉 예연소기 기술 확보를 통해 케로신/액체산소 다단연소 사이클 로켓엔진 개발을 위한 기술적 기반을 마련하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.61-65
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• 2005

In HTPB/AP propellants, zirconium(Zr) addition to formulation was shown to be less specific impulse than aluminum(Al) by the theoretical calculation because of the lower flame temperature and higher molecular weight of Zr oxide. It was found that the burning rate was faster with the finer size of Zr and the more content of $2{\mu}m$ Zr the faster burning rate is in HTPB/AP/Zr propellants caused by the more conduction energy transfer from Zr flame to the burning surface. Also the burning rate of HTPB/AP/Zr propellant could be reduced by addition of 150nm Al, depending on AP size distribution in formulation with Butacene and $1{\mu}m$ AP.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.2
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• pp.9-16
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• 2005

Zirconium(Zr) addition to formulation of HTPB/AP propellants, was shown to be less specific impulse than aluminum(Al) by the theoretical calculation because of the lower flame temperature and higher molecular weight of Zr oxide. It was found that the burning rate was faster with the finer size of Zr and the more content of $2{\mu}m$ Zr the faster burning rate is in HTPB/AP/Zr propellants caused by the more conduction energy transfer from Zr flame to the burning surface. Also the burning rate of HTPB/AP/Zr propellant could be reduced by addition of 150nm Al, depending on AP size distribution in formulation with Butacene and $1{\mu}m$ AP.