• 대한기계학회논문집
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• 제17권11호
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• pp.2762-2772
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• 1993

The paper deals with the flutter of a cantilevered beam subjected to a rocket thrust generated by a solid rocket motor. It is saaumed that the rocket thrust is to be a constant follower thrust, and produced by the installation of a solid rocket motor to the tip end of the cantilevered beam. The rocket motor is considered to be a rigid body having finite sizes, but not a mass point as it has been assumed so far. Governing equations are derived through the extended Hamilton's principle, and finite element method is applied to obtain the theoretical prediction for critical follower thrust. The maximum follower thrust is also calculated through the change of shear deformation parameter of the beam in the numerical simulation. The theoretical prediction for flutter or stability is verified by experiment. The experimental results show that critical follower thrust in theory agrees well with the experimental value taking account of the magnitude, rotary inertia of the rocket motor and the distance from the tip end of the beam to the center of gravity of the rocket motor.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.1-5
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• 2003

This paper deals with dynamic instability of slender rocket-propelled flying bodies, such as launch vehicle and advances missiles subjected to aerodynamic loads and an end rocket thrust. A flying body is simplified into a uniform free-free beam subjected to an end follower thrust. Two types of aerodynamic loads are assumed in the stability analysis. Firstly, it is assumed that two concentrated aerodynamic loads act on the flying body at its nose and tail. Secondly, to take account of effect of unsteady flow due to motion of a flexible flying body, aerodynamic load is estimated by the slender body approximation. Extended Hamilton's principle is applied to the considered beam for deriving the equation of motion. Application of FEM yields standardeigen-value problem. Dynamic stability of the beam is determined by the sign of the real part of the complex eigen-values. If aerodynamic loads are concentrated loads that act on the flying body at its nose and tail, the flutter thrust decreases by about 10% in comparison with the flutter thrust of free-free beam subjected only to an end follower thrust. If aerodynamic loads are distributed along the longitudinal axis of the flying body, the flutter thrust decreases by about 70% in comparison with the flutter thrust of free-free beam under an end follower thrust. It is found that the flutter thrust is reduced considerably if the aerodynamic loads are taken into account in addition to an end rocket thrust in the stability analysis of slender rocket-propelled flying bodies.

• 산업기술연구
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• 제20권B호
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• pp.45-53
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• 2000

A numerical study is done on the thrust vector control using gaseous secondary injection in the rocket nozzle. A commercial code, PHOENICS, is used to simulate the rocket nozzle flow. A $45^{\circ}-15^{\circ}$ conical nozzle is adopted to do numerical experiments. The flow in a rocket nozzle is assumed a steady, compressible, viscous flow. The exhaust gas of the rocket motor is used as an injectant to control the thrust vector of rocket at the constant rate of secondary injection flow. The injection location which is on the wall of rocket is chosen as a primary numerical variable. Computational results say that if the injection position is too close to nozzle throat, the reflected shock occurs. On the other hand, the more mass flow rate of injection is needed to get enough side thrust when the injection position is moved too far from the throat.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.55-59
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• 2008

액체로켓엔진의 성능 검증에 있어서 가장 큰 비중을 차지하는 것 중 하나는 정확한 추력 측정이다. 본 연구에서는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 저추력 액체로켓엔진의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 로켓엔진의 보다 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력 측정 장치의 추력 측정 평가 시 고려되는 주요 인자들에 대한 연구를 수행하여 추력 측정 장치의 신뢰도 평가에 관한 기법 및 절차 수립의 기반을 마련하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2007년도 춘계학술대회A
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• pp.1143-1148
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• 2007

LRE(Liquid propellant Rocket Engine) is one of the important parts to control the motion of rocket. For operation of rocket in error boundary of the set-up trajectory, it is necessarily to control the thrust of LRE according to the required thrust profile and control the mixture ratio of propellants fed into combustor for the constant mixture ratio. It is not easy to control thrust and mixture ratio of propellants since there are co-interferences among the components of LRE. In this study, the dynamic model of LRE was constructed and the dynamic characteristics were analyzed with control system as PID control and PID+Q-ILC(Iterative Learning Control with Quadratic Criterion) control. From the analysis, it could be observed that PID+Q-ILC control logic is more useful than standard PID control system for control of LRE.

• 항공우주기술
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• 제6권1호
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• pp.136-145
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• 2007

로켓 노즐의 변위에 따라 추력 중심이 어떻게 이동되는지를 예측하기 위해 전산유동해석을 수행하였다. 노즐 변위각을 0/1/3도로 하여 3차원 계산을 수행하였으며, 축대칭 계산에서 보지 못했던 공력계수의 진동이 관찰되었다. 변위각 1도 및 3도 조건에 대하여 추력중심 위치가 -16 mm 및 -4 mm로 나타났으며, 노즐 변위에 따른 추력 중시의 변화는 무시할 만한 정도라고 볼 수 있다. 이와 더불어 오해하기 쉬운 로켓 엔진의 추력 발생 원리를 간략히 수학적으로 기술하였으며, 로켓 외부 유동이나 노즐 변위와 같은 대칭 조건에서 압력 중심을 어떻게 정의해야 할 것인지에 대해서도 논하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1176-1179
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• 2017

본 연구에서는 이종추진제를 적용한 이중추력형 고체 추진기관의 내탄도 해석 이론을 정립하였고 이 이론을 바탕으로 내탄도 해석 모델을 개발하였다. 이종추진제를 적용한 이중추력형 고체 추진기관의 내탄도 해석은 임의의 값의 이종추진제를 적용하여 수행하였고 그 결과를 분석하였다. 이를 통해 본 해석 모델이 이종추진제를 적용한 이중추력형 고체 추진기관의 내탄도 해석에 적용 가능성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권4호
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• pp.19-27
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• 2021

한국형발사체용 연소기 성능 고도화를 위한 핵심기술을 검증하기 위해 고압 축소형 연소기를 개발하였다. 성능 고도화를 위한 핵심기술은 고압 연소기용 분사기 설계, 적층제조기법을 적용한 연소안정화 장치 개발, 고압 축소형 연소기 헤드 및 재생냉각 연소실 설계/제작 등이다. 고압 축소형 연소기 개발을 통해 핵심기술을 검증하였고, 이 기술들은 향후 대형 액체로켓엔진 연소기 개발에 활용될 예정이다.

• 한국추진공학회지
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• 제6권1호
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• pp.39-46
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• 2002

정확한 추력 측정은 액체 로켓 개발 단계에서 큰 부분을 차지하지만 고체 로켓과는 다른 접근방법이 필요하다. 본 연구에서는 측정의 정확도를 보장할 수 있는 calibration 방법을 모색하였고, 측정오차 요인을 최소화 한 새로운 추력 측정 시스템을 개발하였다. 이를 통하여 궁극적으로 액체 로켓엔진의 정확한 추력을 측정하고자 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권2호
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• pp.73-84
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• 2004

로켓모터의 성능을 확인하기 위해 지상에서 연소시험을 수행하여 추력, 압력, 온도. 그리고 변형률 등 필요한 데이터를 계측하지만 측정된 추력은 시험대 동특성으로 인해 실제 추력과는 달리 과도진동이 포함된 왜곡된 형태를 나타낼 수 있다. 이러한 경우에는 추력 최대치나 추력 상승시간 등 로켓모터의 성능을 결정하는 값들의 정확한 값을 얻지 못할 수 있다. 따라서 본 논문에서는 이러한 추력 왜곡 현상의 원인을 분석하고 그 문제점을 해결하기 위한 이론적인 방법을 제안한다. 또한 제안된 방법을 가상 시험대에 적용하여 제안한 방법의 적용 가능성을 확인하고, 차후 실험 데이터를 이용한 추력 추정의 기본적인 방향을 제시하고자 한다.