• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1068-1071
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• 2017

3단 터빈배기부 구성은 터빈 플랜지, 열교환기, 배기덕트와 추력노즐로 이루어진다. 냉가스 가압 방식에 비하여 열교환기 가압 방식을 사용함으로서 추진제탱크 가압을 위한 헬륨가스 자체 무게와 저장 탱크 무게가 감소하는 장점이 있기 때문에 발사체에 열교환기를 사용한다. 가스발생기는 추진제 연료과농 조건에서 연소가 이루어지며, 연소가스 중에 그을음이 많이 포함되어 있기 때문에 열교환 효율이 감소하는 것을 고려하여 열교환기를 설계해야 한다. 본 논문에서는 터빈배기부 구성품 배치, 열교환기 내부 구조 및 제작성을 고려한 설계기법, 기 설계된 노즐 설계를 바탕으로 3단 터빈배기부 재 노즐 설계 형상에 대한 장점을 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.131-136
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• 2017

고체 로켓추진기관을 이용한 자연공동형 수중운동체를 수중주행 시험하였다. 수중운동체의 속도 및 주행거리를 측정하고, 수중운동체 표면에 압력센서를 설치하여 초공동이 발달됨에 따라 표면 압력이 어떻게 변화하는지를 조사하였으며, 수중카메라를 설치하여 시험시 수중운동체에 초공동이 발생하여 진행하는 과정을 기록하였으며, 이를 이차원 비점성 이론해석법에 근거한 CNU-SuperCT 프로그램을 사용하여 계산한 시뮬레이션 결과와 비교하였다. CNU-SuperCT 프로그램은 수중운동체의 조종면을 포함하지 않고 계산한 것을 고려하면, 시뮬레이션 결과와 측정결과가 잘 맞는다고 판단되며, 수중촬영결과도 이와 동일한 결과를 보인다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권3호
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• pp.20-28
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• 2007

압축기의 써지 현상을 관찰하는 가장 쉬운 방법의 하나로는 부분품의 성능특성도상에 정적 그리고 동적 운용 특성을 나타내는 것이 될 수 있다. 이 경우 엔진의 작동범위가 써지 범위에 의하여 제한될 것이고 따라서 엔진은 엔진의 정적 또는 과도 성능의 전 과정에 걸쳐 일정한 써지 한계를 갖도록 요구되고 있다. 로터의 극관성 모멘트, 닥트 내 공기/가스의 용적 그리고 열전달 효과 등은 엔진의 작동이 정적 특성으로부터 일탈하게 되는 주요 요소들이다. 시스템 내에서 열교환기가 존재하는 경우처럼 큰 용적의 경우 그것은 동적 작동 특성에 상당한 영향을 주게 될 것인데 본 논문에서는 보조동력기관으로 사용되는 마이크로터빈의 예를 들어 엔진의 과도성능 특성에 압축기의 출구에서 추출되는 냉각공기가 미치는 영향을 조사코자 하였다. 질량 및 일 그리고 회전수 일치 법칙에 근거하여 터빈을 흐르는 가스 유량, 압력비, 회전 속도, 동력 그리고 모멘트가 계산되었다. 본 연구의 결과는 제어시스템 설계를 위한 기초 자료로 활용될 수 있을 것이다. 이러한 과도 성능을 계산하기 위한 프로그램을 개발을 위해서 상업용 MathCAD 소프트웨어를 사용하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제20권4호
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• pp.50-58
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• 2016

한국형 발사체(KSLV-II) 추진제 공급시스템은 각 단에 위치한 추진제 탱크에 산화제와 케로신을 공급해주는 시스템이다. 발사체의 추진제 탱크를 안정적으로 충전하기 위해, 충전시나리오와 충전유량을 결정하였다. 다음으로 1D 유동 해석프로그램을 이용하여 추진제 공급시스템을 모델링 하였다. 1D steady state 해석을 통하여 각 시스템에서의 충전모드에 따른 밸브용량과 orifice 사이즈를 계산하였다. Steady state 결과를 이용하여 1D transient 해석을 수행하였다. 해석 결과 추진제가 각 추진제 탱크로 충전됨에 따라 탱크의 수두가 상승하여 충전유량이 감소하는 것으로 나타났다. 최종적으로 해석을 통해 제안된 충전시스템 모델이 요구되는 충전설계조건을 만족하는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.293-300
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• 2008

Efficient designing of SRM Grains in the field of Rocketry is still the main test for most of the nations of world for scientific studies, commercial and military applications. There is a strong need to enhance thrust, improve the effectiveness of SRM and reduce mass of motor and burning time so as to allow the general design to increase the weight of payload/on board electronics. Moreover burning time can be increased while keeping the weight of the propellant and thrust in desired range, so as to give the time to control / general design group in active phase for incorporating delayed cut off if required. A mathematical design, optimization & analysis technique for Slotted Tube Grain has been discussed in this paper. In order to avoid the uncertainties that whether the Slotted Tube grain configuration being designed is best suited for achieving the set design goals and optimal of all the available designs or not, an efficient technique for designing SRM Grain and then getting optimal solution is must. The research work proposed herein addresses and emphasizes a design methodology to design and optimize Slotted Tube Grain considering particular test cases for which the design objectives and constraints have been given. In depth study of the optimized solution have been conducted thereby affects of all the independent parametric design variables on optimal solution & design objectives have been examined and analyzed in detail. In doing so, the design objectives and constraints have been set, geometric parameters of slotted tube grain have been identified, performance prediction parameters have been calculated, thereafter preliminary designs completed and finally optimal design reached. A Software has been developed in MATLAB for designing and optimization of Slotted Tube grains.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.743-750
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• 2008

Asymmetric tip clearance in an axial compressor induces pressure and velocity redistributions along the circumferential direction in an axial compressor. This paper presents the mechanism of the flow redistribution due to the asymmetric tip clearance with a simple numerical modeling. The flow field of a rotor of an axial compressor is predicted when an asymmetric tip clearance occurs along the circumferential direction. The modeling results are supported by CFD results not only to validate the present modeling but also to investigate more detailed flow fields. Asymmetric tip clearance makes local flow area and resultant axial velocity vary along the circumferential direction. This flow redistribution 'seed' results in a different flow patterns according to the flow coefficient. Flow field redistribution patterns are largely dependent on the local tip clearance performance at low flow coefficients. However, the contribution of the main flow region becomes dominant while the tip clearance effect becomes weak as the flow coefficient increases. The flow field redistribution pattern becomes noticeably strong if a blockage effect is involved when the flow coefficient increases. The relative flow angle at the small clearance region decreases which result in a negative incidence angle at the high flow coefficient. It causes a recirculation region at the blade pressure surface which results in the flow blockage. It promotes the strength of the flow field redistribution at the rotor outlet. These flow pattern changes have an effect on the blade loading perturbations. The integration of blade loading perturbation from control volume analysis of the circumferential momentum leads to well-known Alford's force. Alford's force is always negative when the flow blockage effects are excluded. However when the flow blockage effect is incorporated into the modeling, main flow effects on the flow redistribution is also reflected on the Alford's force at the high flow coefficient. Alford's force steeply increases as the flow coefficient increases, because of the tip leakage suppression and strong flow redistribution. The predicted results are well agreed to CFD results by Kang and Kang(2006).

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.367-376
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• 2012

연소불안정 현상을 제거하거나 효과적으로 제어하기 위해서는 화염구조에 대한 이해가 매우 중요하다. 이에 본 연구에서는 OH 자발광 및 He-Ne 레이저 광흡수 계측기법을 이용하여 연소불안정과 화염구조사이의 상관관계에 대한 실험적 연구를 다양한 실험조건에서 수행하였다. 실험에서는 673K로 가열되어진 swirl 형태로 공급되는 건조한 공기와 LNG(CH4) 연료를 사용하였으며 전체 당량비는 1.2 조건에서 속도를 25 ~ 70 m/s까지 바꾸어가며 실험을 수행하였다. 이를 통하여 연소불안정 현상이 낮은 속도조건과 높은 속도조건에서 발생하는 것을 확인할 수 있었고, 낮은 속도조건의 불안정에서는 화염의 와동구조가 연소불안정현상에 영향을 끼친다는 것을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.1-9
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• 2010

가스발생기용 연료개폐밸브는 파일롯 공압으로 포핏을 열고 스프링 힘에 의해 닫음으로써 로켓엔진의 연료 유량을 제어한다. 현재 개발 중인 가스발생기 연료개폐밸브는 액추에이터에서 압력이 제거되더라도 유로부에 해당 압력이 존재한다면 스스로 열림을 유지하는 방식으로 설계되어 있다. 밸브의 성능을 평가하기 위해 밸브가 열리고 닫히는 특성에 따라 힘 평형 상태를 분석할 필요가 있다. 이를 위하여 밸브의 포핏이 열리기 위한 파일롯 압력과 닫히기 위한 유로부 압력을 힘 평형에 의해 조절되도록 설계하였다. 또한, 사용 소프트웨어 인 AMESim을 이용하여 동적 모델을 구성하였고 Fluent CFD 해석을 통해 밸브의 고유유량계수를 구해보았다. 예측과 해석을 통해 획득 된 결과들은 실험 결과와 비교하였고, 밸브의 동적 거동을 실험을 통해 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권2호
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• pp.24-30
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• 2013

미사일 탄두의 정확한 제어를 위하여, 로켓 모터의 구조 및 유체/열역학적 안정성이 절대적으로 필요하다. 특히, 유도탄의 초기 선회형 로켓 모터는 작동 시간이 짧음에도 불구하고, 고온 고압에서 작동되기 때문에 노즐 목 부근에서는 삭마(削磨, Ablation)가 일어나 유동자체의 불안정이 발생하고, 열 및 기계적 응력 때문에 시스템 자체가 파국에 이르는 경우가 종종 발생한다. 이와 관련, 본 연구에서는 열응력(Thermal stress) 및 삭마는 유동 연소 가스로부터 노즐 재료로의 전열량과 재료 내부의 온도 차이에 기인된다는 판단에 따라 로켓 모터의 작동시간이 노즐 벽면 열전달 계수에 미치는 영향을 수치적으로 해석하는 것을 연구의 목적으로 하였다. 그 결과, 노즐 벽면 열전달 계수는 노즐 목 바로 직전에서 가장 크게 되고, 로켓 모터의 작동 시간이 길어질수록 열전달 계수는 감소하는 것으로 나타났다. 또, 노즐 목의 곡률반경이 작을수록, 최대 열전달 계수가 크게 되는 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권2호
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• pp.138-151
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• 2018

본 논문에서는 재사용 발사체와 발사체의 회수과정에서 사용된 기술에 대해 소개하고 분석한다. 이를 위하여 세계 각국의 재사용 발사체를 조사하였으며 발사체 회수 부분에 따라 기술을 분류하였다. 특히, 실제 비행에 성공한 Space X의 Falcon 9과 Blue Origin의 New Shepard의 회수과정을 중심으로 조사하였으며 비행 조건에 따라 적용된 기술들을 분석하여 특징들을 나열하였다. 이를 통하여 추후 한국형 발사체가 발사 비용을 절감하기 위해 사용할 수 있는 재사용 기술들에 대해 소개하고자 한다.