• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.275-282
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• 2008

This paper presents numerical investigation of multi-phase flow in solid rocket motor nozzle and effect of multi-phases on the performance prediction of the Solid Rocket Motor. Aluminized propellants are frequently used in solid rocket motors to increase specific impulse. An Eulerian-Lagrangian description has been used to analyze the motion of the micrometer sized and discrete phase that consist of the larger particulates present in the Solid Rocket Motor. Uniform particles diameters and Rosin-Rammler diameter distribution method has been used for the simulation of different burning of aluminum droplets generating aluminum oxide smokes. Roe-FDS scheme has been used to simulate the effects of the multi-phase flow. The results obtained show the sensitivity of this distribution to the nozzle flow dynamics, primarily at the nozzle inlet and exit. The analysis also provides effect of two phases on performance prediction of Solid Rocket Motor.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.495-499
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• 2005

인하 로케트 연구회에서는 기존의 복합추진제 모터의 노즐 재료를 기존의 세라믹에서 Teflon으로 대체하여 추력 성능을 개선하였다. Teflon으로 제작된 노즐은 지상시험과 추력 측정을 통해 결과를 확인하였다. Teflon을 이용한 노즐은 기존의 세라믹 노즐과 비교해서 신뢰성을 높이면서 총충격량을 18.3%만큼 증가시킬 수 있었다. 새로운 제작 공정은 노즐 생산 시간도 줄였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.219-222
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• 2007

본 연구에서는 노즐 외기 압력 변화에 따른 KSLV-I 2단 고체추진기관의 성능 분석을 수행하였다. 2단 고체추진기관은 고도 약 300km 상공에서 연소를 할 예정이다. 모터의 성능 검증을 위해 대기 압력 환경에서 연소시험을 수행하였다. 그리고, 환경 시험 설비를 적용하여 진공환경의 모터 성능 검증을 진행하였다. 지상 및 진공환경에서의 모터 비추력 변화를 통해 노즐 외기 압력이 고체추진기관의 성능에 미치는 영향을 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.215-218
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• 2009

A design of a subscale solid propellant rocket motor was conducted to do the similitude experiments for the large scale rocket motor. One of the main factor to subscale was the mach number of the solid propellant flume through a nozzle exit The analysis of the flume flow was done to obtain the mach number for the large and subscale rocket motor. The flume shapes on the non dimensional axises by the nozzle exit diameter was matched each other. The propellant grain of a subscale solid rocket motor was designed by the profile of pressure vs time obtained by the mach number of the flume shape. Some analyses of the theoretical solution were compared with the results of the ground static test.

• 한국가시화정보학회지
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• 제11권2호
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• pp.34-40
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• 2013

A flow visualization near submerged nozzle of solid rocket motor was conducted by experiments. A numerical simulation was also performed to reveal detailed phenomena. Radial cold flow simulating hot gas was introduced by a porous grain model which was manufactured by perforated steel plates. The grain model was mounted in high-pressure chamber which has quartz glass at the top of the grain model. From the high-speed images, a rotating vortex was observed and the two type of counter-rotating momentums were generated in numerical results. The rotating momentum was generated at the fin-slot grain because of unbalance between high-velocity flow from slots and low-velocity flow from fin-bases. As a result, roll torques can be produced by the rotating vortex tube.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.547-550
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• 2008

A solid rocket motor has quite complex physical condition such exothermal chemical reaction in subsonic area and supersonic ex pansion in a converging-diverging nozzle. To introduce a simulation tool for compressible flow in supersonic range as well as incompressible chemical reaction zone in a whole rocket nozzle is a essential demand. Since the flow vary subsonic to super sonic, the convergence in computation becomes very low and unstable in a whole domain of rocket motor. This paper reports the 2-D Axisymmetric and simple 3-D solid propellant combustion and flow of gases in rocket motor by using a precondi tioning, shear stress turbulence modeling, AUSM(p). To simulate the simplified combustion process, Double base solid propellant is used to calculate reaction of solid propellant.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.565-572
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• 2004

Numerical stability analysis of one-dimensional axial flow in solid rocket motors is performed based on the Euler equation coupled with an unsteady combustion equation of solid propellant. In order to check the numerical scheme, behavior of a standing wave in a closed tube is examined. A standing wave in solid rocket motor decays or grows depending on the total effect of propellant combustion, nozzle flow, and so on. The stability boundary of the fundamental mode standing wave is determined by changing one of the combustion parameters. In addition growth rates of the wave are calculated numerically in relatively low Mach number flow region for the motors with different port and nozzle throat diameters. The results obtained here agree well with the approximate solution. The same scheme is applied to a motor with shorter length and L＊-instability is observed.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권2호
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• pp.90-95
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• 2018

로켓 (rocket)이란 배출가스를 빠르게 분사하여 그 반작용의 힘으로 추진력을 발생시키는 추진 장치이다. 그리고 고체추진 로켓 (solid rocket motor)의 구조에서 노즐(nozzle)은 추력을 발생시키는 중요한 구성품으로 고온/고압 환경으로 인하여 연소되며 액체로켓 (liquid rocket propulsion systems)과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 연소가스에 의해 침식 (erosion)이 발생한다. 본 논문은 oxy-acetylene torch tester를 개발 및 이용하여 흑연 (graphite) 재질의 노즐목 (nozzle throat) 내열재에 대하여 열화학적 침식 특성을 실험 및 이론적 모델로 규명하고 이를 통하여 침식에 영향을 미치는 주요 인자에 대하여 연구하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.521-528
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• 2017

본 논문에서는 고체 로켓 추진기관에서 내열재 및 단열재로 사용되는 실리카/페놀릭 복합재료의 열 반응을 고려한 열전도 수치해석을 수행하였다. 고체 로켓 추진기관의 연소 중 실리카/페놀릭의 삭마와 열분해 과정을 고려한 열전도 해석을 위해 1차원 유한차분법을 이용하여 계산을 수행하였다. 노즐벽에서의 경계조건은 대류열전달계수를 고려하였으며, 이는 적분방정식을 이용하여 계산하였다. 삭마두께 및 숯깊이 해석결과는 목삽입재 평가 모터인 TPEM-10을 이용한 시험결과와 비교분석하였으며, 잘 일치하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권4호
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• pp.76-84
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• 2018

본 논문에서는 고체 로켓 추진기관에서 내열재 및 단열재로 사용되는 실리카/페놀릭 복합재료의 열반응을 고려한 열전도 수치해석을 수행하였다. 고체 로켓 추진기관의 연소 중 실리카/페놀릭의 삭마와 열분해 과정을 고려한 열전도 해석을 위해 1차원 유한차분법을 이용하여 계산을 수행하였다. 노즐벽에서의 경계조건은 대류열전달계수를 고려하였으며, 이는 적분방정식을 이용하여 계산하였다. 삭마두께 및 숯깊이 해석결과는 목삽입재 평가 모터인 TPEM-10을 이용한 시험결과와 비교분석하였으며, 잘 일치하는 것을 확인할 수 있었다.