• 한국추진공학회지
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• 제6권1호
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• pp.30-38
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• 2002

복합재 연소관에 기계적 물성을 향상시킨 추진제를 충전한 모타와 복합재 연소관에 기존의 내탄도 성능을 어느 정도 유지하며 연소속도의 조절로 추진제의 둔감화를 시도한 추진제를 충전한 로켓모타에 대하여 탄환충격시험을 실시하여 그 반응을 비교·분석하였다.

• Composites Research
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• 제19권4호
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• pp.31-38
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• 2006

본 연구에서는 열탄성 해석과 복합재/알루미늄 링시편 실험을 통해 성형 온도와 자긴 압력이 복합재와 알루미늄 라이너로 구성된 Type 3 극저온 추진제 탱크에 미치는 영향을 살펴보았다. 우선 Type 3 탱크의 온도분포를 구한 뒤 이를 경계조건으로 사용하여 성형온도와 자긴 압력의 영향을 고려한 탄성해석을 수행하였다. 그 결과 복합재의 성형온도가 증가할수록 복합재와 알루미늄 라이너에 각각 잔류압축응력과 잔류인장응력이 증가하였다. 한편 자긴 압력은 극저온 환경에 의해 유발된 잔류열응력의 감소를 초래하였으며 자긴 압력의 크기가 증가할수록 이러한 경향은 두드러졌다. 이러한 성형 온도와 자긴 압력의 영향은 Type 3 극저온 추진제 탱크의 설계 및 제작 단계에 반드시 고려되어야 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.199-204
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• 2010

The objective of this paper is to present new binder systems that can be applied in composite rocket propellants, to improve properties of these propellants not only for better performance, but also to reduce waste and pollution. These novel systems are based on the thermoplastic elastomer (TPE) binders, which consists of copolymers with the addition of a plasticizer, and additives. The effect of the novel TPE binder systems on the burning rate and mechanical properties of AP based propellants was studied. The results show that propellants based on the novel TPE binders have a better energy performance than today's workhorse hydroxyl terminated polybutadine/ammonium perchlorate propellant, exhibit a similar range of burning rate, possess appropriate mechanical properties, and exhibit good processing and aging characteristics at low cost.

• 한국추진공학회지
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• 제5권4호
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• pp.40-49
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• 2001

우주발사체의 아포지 킥 모타에 대한 기초연구를 수행하였다. AKM은 3단형 과학로켓 KSR-III의 3단으로서 개발되었다. 이 고체 모타는 HTPB 계열의 복합제 추진제, 복합재 모타 케이스와 잠입형 노즐을 갖추었다. 고체모타를 체계요구조건에 맞도록 개발하기 위하여 우선 직경 520mm의 완성형을 설계하고 약 60% 크기의 축소형 모타를 먼저 개발, 시험하였다. 축소형 모타의 개발 시험으로 완성형 모타의 개발 타당성을 입증하였다. 2차에 걸친 완성형 지상연소 시험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.15-15
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• 1997

본 연구는 전방점화 방식(the head-end ignition)을 채택하고 있는 composite 고체 추진기관(구룡 1모타)을 이용하여 후방점화 방식(the after-end ignition)에 의한 점화 가능성을 검토하였으며, 점화 방식 차이에 따른 추진기관의 초기 연소거동의 차이점을 고찰하고자 한 실험 연구로서, 후방 점화장치를 설계·제작하여 지상연소시험을 수행하였다. 점화장치는 착화장치(initiation system)와 에너지 방출장치(energy release system), 구조물(Hardware)로 구성되는데, 착화장치는 기존의 K2 squib를 사용하였고, 에너지 방출장치는 FRP튜브에 MTV pellet 점화제를 사용하였으며, 점화기를 후방에 부착시키는 방법으로는 flexible finger 형태의 locking sleeve를 설계하여 노즐목에 고정하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권7호
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• pp.592-600
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• 2007

최근에 발사체의 경량화를 위해 추진제 탱크의 재료를 복합재료로 대체하기 위한 연구가 많이 진행되고 있다. 본 연구에서는 극저온용으로 개발된 복합재와 알루미늄 라이너로 구성된 타입 3 추진제 탱크를 제작하고 실제 극저온 상태의 운용환경을 고려한 실험을 수행하였다. 이를 위해 액체 질소를 제작된 타입 3 탱크에 주입하고 기체 질소를 이용하여 가압하였다. 실험수행과정에서 헬리컬 층과 후프 층 사이에서 층간 분리 현상이 관찰되었으며, 이에 대한 원인을 분석하기 위해 해석적 방법과 실험적 방법이 사용되었다. 해석적 방법에서는 점진적 파손 해석을 고려한 열탄성 해석으로부터 파손 지수를 평가하였으며 실험적 방법에서는 타입 3 탱크를 쉽게 모사할 수 있는 복합재/알루미늄 링 시편의 액체질소 담금 시험을 통해 헬리컬 층과 후프 층 사이의 계면을 관찰하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제7권1호
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• pp.18-27
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• 2003

KSR-III 발사체를 위하여 개발된 추진기관 공급계와 엔진에 대한 연계시험을 위하여 수직형 시험설비가 구축되었으며, 연소시험이 진행되었다. 수직형으로 장착이 이루어진 시험에서 배플이 없는 엔진은 점화순간 즉시 불안정 연소현상이 발생하였으며, STS 배플과 복합재 배플 엔진의 경우 점화에 의한 불안정 발달이나 연소중 불안정 연소현상은 억제되었다. 배플이 있는 엔진의 경우 정상연소중 비정규적 압력섭동이 일시적으로 발생하였으나, 배플에 의해 음향적 특성을 가지는 불안정 연소로의 발달이 강력히 억제됨을 확인하였다. 이러한 일련의 시험을 통하여 복합재 배플을 가지는 최종 개발형 엔진이 비행용 KSR-III 추진기관시스템으로서 정상운용될 수 있음을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.957-967
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• 2017

첨가제와 점화 보조제가 적용된 고체연료 램젯 용 연료 그레인의 연소시험을 수행하여 점화 지연과 연소 효율을 확인하였다. 연료 그레인은 HTPB에 AP 파우더 15 wt.% 보론 입자 5 wt.%가 혼합된 형태로 구성되어 있다. 연료 그레인에 $NC/BKNO_3$와 Composite 추진제로 이루어진 점화보조제를 도포하여 우수한 점화성능을 확보하였다. 에탄올 블렌딩 과산화수소 가스발생기를 통해 램젯 연소실의 공기와 가깝도록 온도, 압력, 산소 조성을 조절한 산화제 가스를 유속 $200kg/m^2s$ 으로 흐르도록 설정하였다. 실험 결과, 점화보조제의 작동을 통해 연료그레인에서 0.5초의 점화 지연시간을 파악하였다. 또한 보론의 연소를 통해 8 bar의 일정한 연소실 압력과 0.86의 높은 연소 효율을 확인하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.512-521
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• 2017

This paper reports development process of a university-based sounding rocket using simplified hybrid rocket propulsion system for low-altitude flight application. A hybrid propulsion system was tried to be designed with as few components as possible for more economical, simpler and safer propulsion system, which is essential for the small scale sounding rocket operation as a CanSat carrier. Using blow-down feeding system and catalytic ignition as combustion starter, 250 N class hybrid rocket system was composed of three components: a composite tank, valves, and a thruster. With a composite tank filled with both hydrogen peroxide($H_2O_2$) as an oxidizer and nitrogen gas($N_2$) as a pressurant, the feeding pressure was operated in blowdown mode during thruster operation. The $MnO_2/Al_2O_3$ catalyst was fabricated for propellant decomposition, and ground test of propulsion system showed the almost theoretical temperature of decomposed $H_2O_2$ at the catalyst reactor, indicating sufficient catalyst efficiency for propellant decomposition. Auto-ignition of the high density polyethylene(HDPE) fuel grain successfully occurred by the decomposed $H_2O_2$ product without additional installation of any ignition devices. Performance test result was well matched with numerical internal ballistics conducted prior to the experimental propulsion system ground test. A sounding rocket using the developed hybrid rocket was designed, fabricated, flight simulated and launch tested. Six degree-of-freedom trajectory estimation code was developed and the comparison result between expected and experimental trajectory validated the accuracy of the developed trajectory estimation code. The fabricated sounding rocket was successfully launched showing the effectiveness of the simplified hybrid rocket propulsion system.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.196-199
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• 2009

급속 가열 상황에 있는 추진기관에 있어 가장 중요한 문제는 열해석으로 추진기관의 거동을 파악하는 것이다. 열은 추진제의 물성저하를 야기 시켜 자연발화 시킨다. 급속가열을 받는 추진지관에서 가장 바람직한 반응을 얻기 위해서는 추진기관의 케이스가 추진제에서 점화가 일어나기 전에 구조적으로 완전히 파손되어야 한다는 것이다. 본 논문에서 열해석을 위해 유한요소법을 이용하여 급속가열 상황에 놓인 고체 추진기관의 반응을 조사하였다.