• Journal of the Korean Society for Nondestructive Testing
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• v.23 no.5
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• pp.488-496
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• 2003

To establish nondestructive test method for rocket motor assembly with rubber and aerospace composite materials, practicable quality control acoustic emission test method is presented. Structural analysis for motor assembly is performed by ABAQUS code and analysis output result is confirmed by strain gage and AE data. Various specimens were tested and analyzed using strain gage and acoustic emission data. The hit rate of acoustic emission was closely related with case/rubber debonding. This report also describes practicable acoustic emission nondestructive method for evaluating motor case assembly quality assurance in the industrial field.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.29-29
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• 1998

고체 추진제 연소불안정에 관한 해석은 준-정상 1차원 해석인 QSHOD(Quasi-Steady Homogcneous One-Dimension)에 의하여 단순화된 지배방정식을 이용하여 응축영역을 해석하는 것이 일반적이다. 이때 외부교란에 대한 기체영역과 표면반응 영역의 응답은 화학반응이 발생하지 않는 고체영역의 응답에 비하여 매우 빠르므로 준-정상적인 거동을 한다. 본 연구에서는 복사열전달에 의한 열속(heat flux)이 고체 추진제의 표면에 존재하며 이 중의 일부가 고체영역에서 흡수될 때 표면에서의 선형교란을 고려한 ZN(Zeldovich-Novozhilov) 방법을 이용하여 연소불안정 현상을 이론적으로 해석하여 연소불안정 현상을 설명할 수 있는 연소 응답함수를 구하였다. 본 연구에서 얻어진 응답함수를 해석함으로써, Zebrowski등$^{(5)}$ 에 의하여 얻어진 복사열 교란에 대한 응답함수가 과소 평가된 응답특성을 나타내고 있음을 알았다. 또한 응답함수의 고유불안정성을 판별하는 민감계수 r과 k의 영역의 해석으로부터 SOn등$^{(6)}$ 에 의하여 밝혀진 안정 경계선의 안정한 영역보다 본 연구에서 구한 안정 경계영역이 줄어드는 경향을 보여주고 있다. 이것은 (6)에서 과소 평가된 복사열전달의 영향을 수정한 결과 때문이다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.3 no.1
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• pp.95-103
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• 1999

Low pressure combustion characteristics of the composite solid propellants were studied in terms of the propellant burning rate, ignition processes, and the structure of the extinguished surfaces. Optical Vacuum Strand Burner(OVSB) system was designed and configured for this purpose. Burning rates of the propellants were measured at subatmospheric pressure by developed test method in OVSB. The ignition and combustion phenomena of the studied propellants in the combustion chamber of OVSB were recorded and analyzed with the camera and VCR(30 frames/s). Burning surfaces of the propellants were extinguished by rapid depressurization method and analyzed with Scanning Electron Microscope(SEM).

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.21 no.3
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• pp.61-67
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• 2017

In this study, Burning Area Analysis Program (BAAP) was developed by using VOF method to estimate the burning area of 3D shaped grain. The parametric study of mesh size, burning rate and time interval for numerical calculation was conducted. The result of BAAP is compared with the one from commercial 3D modeling software. Also the internal ballistic analysis was performed using the result of BAAP. In order to estimate the burning area and internal pressure with time, Chemical Equilibrium Analysis (CEA) was conducted with a composition of reduced smoke propellant. As a result, the web-averaged pressure was 5.34 MPa which is similar to the published research result.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.32-32
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• 1998

고체 추진제 로켓의 연소시에 발생되는 산화 알루미늄(A1$_2$O$_3$) 입자는 로켓 추진 노즐에서 팽창과정의 효율을 저하시키는 요소가 되며, 이러한 비효율성은 연소 가스와 입자간의 비평형 상태 효과와 기본적인 속도와 열적 차이에 의해서 발생된다고 보고되었다. 또한 연소시 발생된 산화 알루미늄 입자는 높은 열과 큰 운동량을 가지고 로켓 노즐 내부를 유동하게 되며, 매우 많은 량이 짧은 시간에 고온 고속으로 노즐 벽면이나 기타 구조물에 충돌 및 점착하기 때문에 로켓 노즐내의 표면이 손상을 입게 되고, 로켓의 방향 제어 및 조정 안정성이 저하되며, 구조적인 강도가 약화 될 수 있다. 또한 산화 알루미늄 액적들의 경우 노즐 벽면에 고착되게 되면 로켓의 중량 증가로 인해서 추력의 손실을 초래할 수 있다. 따라서 이러한 연소 부산물들의 운동 경로와 충돌 위치 및 표면에서의 충돌량과 그리고 충돌에 따른 마모량 및 점착 그리고 열전달 특성을 예측하는 것이 필수적이다.

• Korean Journal of Materials Research
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• v.6 no.2
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• pp.153-157
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• 1996

연소화염법을 이용한 다이아몬드 박막합성은 기판의 표면상태에 크게 의존한다. 특히 탄소결합상이 기판에 조재하는 경우 다이아몬드 핵생성과 성장은 크게 영향을 받는다. 본 연구에서는 일정한 흡입가스비율(R=O2/C2H2)과 기판온도 조건의 연소화염법을 이용하여 몰리브덴 기판위에 다리아몬드박막을 합성하는 과정에서 박막의 핵생성에 미치는 기판 탄소화합물의 영향을 조사하였다. Mb 금속기판표면에 형성된 탄화물로는 Mo2C상과 soot를 택하여 박막합성 전에 Mo기판상에 형성시켰다. Mo 금속기판표면에 형성된 탄화물(Mo2C)상에는 다이아몬드 핵생성과 입자성장이 촉진되어 가장 조대한 양질의 다이아몬드 입자가 형성되었다. 이것은 탄화물상이 반응가스중의 탄소의 확산을 저지함과 동시에 핵생성의 필요한 잠복기간을 감소키켰기 때문이다. 그러나 soot를 구성하는 미세한 탄소결합상들이 다이아몬드 핵생성 장소로 작용하여 결과적으로 다이아몬드 수밀도가 가장 크게 관찰된 반면, 입자성장은 Mo2C기판에 비해 작았다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.20 no.6
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• pp.29-37
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• 2016

This paper proposes a shape optimization of the metal boss for a composite motor case using finite element analysis. For the structural safety and the weight reduction of the composite motor case, under the internal pressure, the fiber stress in the dome area and the tightening bolt stress are constrained and the boss weight is set to objective function, respectively. The response surface models are constructed for the performance characteristics by using response surface method. The significance of the design variables about the performance characteristics is evaluated through the ANOVA(analysis of variance) and the goodness of fit test for the constructed model is performed through the regression analysis. The SQP(sequential quadratic programming) algorithm is used for the optimization and the proposed method is verified by performing structural analysis for the optimum shape.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.2 no.1
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• pp.59-66
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• 1998

The combustion instability analysis of solid propellants is generally done by the simplified governing equations for chemically inert condensed phase region with QSHOD assumption. Since the gas phase and surface reaction layer can be more rapidly relaxed to the external perturbations than the condensed phase, these regions are treated as quasi-steady manner in the analysis. In this paper, the classical ZN(Zeldovic-Novozhilov)approach was re-examined with the presence of radiation augmented burning enhancement in the combustion. Also, the surface reaction was assumed to partially absorb the incident radiant heat fluxes and pass the remaining to the chemically inert condensed phase. As a result of the analysis, the burning rate response function was obtained which consists of a pressure response function and a radiation response function. The response function was shown to be able to predict the results of T-burner tests.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.11a
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• pp.171-177
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• 1995

추진기관 연소관 제작시 발생하는 결함등에는 주로 표면결함의 형태의 것이 많은데 연소관 설계시 이러한 결함들의 영향을 고려하는 것이 구조물의 안정성에 있어 중요한 요소가 된다. 따라서 본 논문에서는 연소관에 발생할수 있는 결함들에 대한 파단하중 및 파단압력에 대한 탄성 및 탄소성해석을 통하여 파괴 매개변수인 J적분을 유한요소 프로그램인 ABAQUS를 이용하여 3차원 비선형해석을 수행하여 5가지의 균열모델을 사용하여 평판, 양단개방 압력용기(open tube) 및 양단막힘 압력용기 (closed tube)의 파단하중하에서의 J적분의 영향을 분석하였다. 평판 결함시편의 J적분으로부터 압력용기의 손상허용설계를 할 수 있는 방안을 조사 하였으며 추진기관 연소관에 적용하여 발생가능한 크기의 결함에 대한 안정성을 조사한결과 충분한 안정성을 확보하고 있음을 알수 있었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.244-245
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• 2003

고체나 액체 추진로켓에 비하여 하이브리드 추진 시스템은 작동조건의 안정성과 안전함등의 많은 장점을 가지고 있다. HTPB와 같은 고체연료는 제작 및 저장, 운송 그리고 장착상의 안정성을 가지고 있으며 하이브리드 로켓의 고체연료로의 산화제의 유입을 제어하면서 추력의 변화와 엔진내부의 연소중단과 재 점화를 용이하게 할 수 있다. 이러한 이유로 인하여 하이브리드 엔진은 좀 더 경제적인 장치로 기대를 모으고 있다. 그러나, 기존의 하이브리드 로켓 엔진은 고체 추진 로켓에 비하여 낮은 연료 regression 율과 연소효율을 가지는 단점이 있다. 이러한 단점을 해결하고 요구되어지는 추력값과 연료유량을 증가시키기 위하여 고체연료의 표면적을 증가시킬 필요가 있다. 기존의 하이브리드 엔진에서는 연료 그레인에 다수의 연소포트를 만들어 표면적을 증가시켰으나 이는 비 활용 공간의 증가와 추진제의 질량 및 체적분율의 상당한 감소를 초래한다. 지난 수십년간에 걸쳐 하이브리드 엔진에서 연료의 regression 특성 및 엔진 성능 향상을 위한 연구가 계속되어 왔으며 최근에 엔진의 체적 규제를 경감시키고 연료의 regression율을 향상시키기 위하여 선회유동을 이용하는 하이브리드 로켓 엔진들이 제안되고 있다. 이러한 선회유동을 가지는 하이브리드 로켓은 고체연료 그레인에 대하여 평행하게 유입되는 기존의 하이브리드 로켓에 비하여 고체연료 벽면에서의 대류열전달이 현저하게 증가하게 되어 아주 높은 고체연료의 regression율을 얻을 수 있는 이점이 있다. 선회유동 하이브리드 로켓의 연소과정은 고체 연료의 열분해과정, 대류 열전달, 난류 혼합, 난류와 화학반응의 상호작용, soot의 생성 및 산화과정, soot 입자 및 연소가스에 의한 복사 열전달, 연소장과 음향장의 상호작용 등의 복잡한 물리적 과정을 포함하고 있다. 이러한 물리적 과정 중 난류연소, 고체연료 벽면 근방에서의 대류 열전달 및 연소과정에서 생성되는 soot 입자로부터의 복사 열전달, 그리고 고체연료 열 분해시 표면반응들은 고체연료의 regression율에 큰 영향을 미친다. 특히 고체연료의 난류화염면의 위치와 폭, 그리고 비 예혼합 난류화염장에서 생성되는 soot의 체적분율의 예측은 난류연소모델, 열전달 모델, 그리고 regression율 모델에 의해 크게 영향을 받기 때문에 수치모델의 예측 능력 향상시키기 위하여 이러한 물리적 과정을 정확히 모델링해야 할 필요가 있다. 특히 vortex hybrid rocket내의 난류연소과정은 아래와 같은 Laminar Flamelet Model에 의해 모델링 하였다. 상세 화학반응 과정을 고려한 혼합분율 공간에서의 화염편의 화학종 및 에너지 보존 방정식은 다음과 같다. 화염편 방정식과 혼합분률과 scalar dissipation rate의 관계식을 이용하여 혼합분률과 scalar dissipation rate에 따른 모든 reactive scalar들을 구하게 된다. 이러한 화염편 방정식들을 mixture fraction space에서 이산화시켜서 얻은 비선형 대수방정식은 TWOPNT(Grcar, 1992)로 계산돼 flamelet Library에 저장되게 된다. 저장된 laminar flamelet library를 이용하여 난류화염장의 열역학 상태량 평균치는 presumed PDF approach에 의해 구해진다. 본 연구에서는 강한 선회유동을 가지는 Hybrid Rocket 연소장내의 난류와 화학반응의 상호작용을 분석하기 위하여 Laminar Flamelet Model, 화학평형모델, 그리고 Eddy Dissipation Model을 이용한 수치해석결과를 체계적으로 비교하였다. 또한 Laminar Flamelet Model과 state-of-art 물리모델들을 이용하여 선회 유동을 갖는 하이브리드 로켓 엔진의 연소 및 Soot 생성 및 산화과정을 살펴보았으며 복사 열전달이 고체 연료 표면의 regression율에 미치는 영향도 살펴보았다. 특히 swirl강도, 산화제의 유입위치 그리고 선회유동의 형성방식이 하이브리드 로켓의 연소특성 및 regression rate에 미치는 영향을 상세히 해석하였다.