• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 1999년도 유체기계 연구개발 발표회 논문집
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• pp.301-308
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• 1999

The present study investigates numerically particle laden flow through compressor cascades and a rocket nozzle. Engines are affected by various particles which are suspending in the atmosphere. Especially in the case of aircraft aviating in volcanic, industrial and desert region including many particles, each components of engine system are damaged severely. That damage modes are erosion of compressor blading and rotor path components, partial or total blockage of cooling passage and engine control system degradation. Numerical prediction and experimental data, erosion rates are predicted for two materials - ceramic, soft metal - on compressor blade surface. Aluminum oxide ($Al_2O_3$) Particles included in solid rocket propelant make ablative the rocket motor nozzle and imped the expansion processes of propulsion. By the definition of particle deposition efficiency, characteristics of particles impaction are considered quantitatively Stoke number is defined over the various particle sizes and particle trajectories are treated by Lagrangian approach. Particle stability is considered by definition of Weber number in rocket nozzle and particle breakup and evaporation is simulated in a rocket nozzle.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.497-500
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• 2011

고체 추진기관의 노즐 소재로 사용하기 위하여 Zirconia로 코팅된 SCM-440과 STS-630 적용 노즐의 열구조 안전성에 관한 시험 평가를 수행하였다. 각 노즐에 플라즈마 스프레이 기법으로 0.15 mm 코팅하였으며, Zirconia 코팅 노즐의 열차폐 효율과 열적 내구성 평가를 수행하였다. 두 소재의 노즐목에서 Zirconia 코팅한 노즐은 코팅하지 않은 노즐 보다 70% 높은 열차폐 효율을 갖는 결과를 나타냈다. SCM-440이 STS-630보다 온도 상승률이 더 높으며, 노즐 확장부에서 더 높은 온도를 가지는 것을 확인하였다. 따라서 플라즈마 기법의 Zirconia 코팅이 초음속 노즐의 열구조 안전성에 유용함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.238-238
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• 2012

Report is devoted to place and role of numerical simulation in design of rocket propulsion systems. In introduction advanced solutions in liquid propellant rocket engines design are presented. Further essence of design process described briefly. The central place of method of solution of direct problem in design process was shown. Numerical simulation for solving direct problem of fluid dynamic was used as the alternative to theoretical and experimental approaches. Main features of numerical models of processes in propulsion systems were observed. Some results of simulation and (or) design of different types of chemical propulsion system were presented also. The combined rocket engine, rocket engine with injection of after-turbine gas into supersonic part of the nozzle, solid propellant engine and hybrid propulsion engine are under consideration.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권9호
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• pp.629-641
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• 2019

고온, 고압의 연소가스에 의해 유입되는 많은 열을 효과적으로 차단하여 고체 로켓 노즐의 공력형상을 최대한 유지하면서 구조물의 온도 상승을 일정수준 이하로 제한하기 위해 연소가스와 접하는 위치에 내삭마성이 우수한 C/C 복합재 등의 내열재를, 그 배면에는 열확산계수가 낮은 단열재를 적용한다. 내산화성이 우수한 SiC/SiC 복합재는 가스터빈 엔진에 적용되고 있으며, 경량화와 내열성 향상으로 인해 엔진 성능 증가에 기여하고 있다. 극초음속으로 비행하는 스크램제트는 흡입 공기 온도가 매우 높아서 흡열 연료를 냉각제로 사용하는 C/SiC 구조물 개발 연구가 수행되고 있다. 본 논문에서는 고체 로켓 노즐, 가스터빈 엔진 및 램제트/스크램제트 추진기관에 사용되는 다양한 내열 복합재의 특성, 적용사례 및 개발 동향을 고찰하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권4호
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• pp.1-9
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• 2020

The characteristics of an aerospike pintle nozzle system with excellent altitude compensation were analyzed using cold air testing. It was confirmed that reducing the stroke of the aerospike nozzle is effective in increasing the thrust. However, the results of additional numerical analysis indicated that the discharge coefficient factor was significantly lower at the maximum stroke. The Vena contracta due to the cowl reduction angle decreased the effective nozzle throat area at the maximum stroke and hindered expansion. Complementing the cowl design may thus increase the efficiency of a solid-propellant rocket engine that uses the aerospike pintle nozzle system.

• 한국추진공학회지
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• 제23권2호
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• pp.68-77
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• 2019

고체 및 액체 로켓 추진 기관 내열부품으로 사용하기 위하여 C/SiC 복합 재료를 LSI(Liquid Silicon Infiltration) 공법으로 개발하였다. 조성비에 따른 내열 특성은 아크 플라즈마, 초음속 토치 시험으로 평가하였으며 $H_2O$ 및 $CO_2$ 산화에 의한 유효 삭마식을 제시하였다. 연소시험을 통하여 고체 및 액체 추진기관용 노즐목 삽입재, 확대부 내열재 및 연소실 내열부품 등 다양한 형상으로 제작이 가능함을 확인하였으며 높은 내삭마 성능과 열구조 성능이 입증되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.651-663
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• 2017

$30^{\circ}-15^{\circ}$ 노즐의 실험결과와 FLUENT, 경계층 적분법, Bartz 예측식을 사용하여 수치계산한 대류열전달계수를 서로 비교하였다. 또한 NASA HIPPO 노즐을 대상으로 FLUENT와 경계층 적분법을 이용하여 연소가스특성에 따른 대류열전달계수를 계산하고 압력과의 상관관계를 비교하였다. NASA HIPPO 노즐을 대상으로 열반응 해석을 실시하여 연소가스특성에 따른 삭마두께와 숯 깊이를 비교하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.261-264
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• 2008

고체 연료로 파라핀을 사용하고 산소를 산화제로 사용하는 하이브리드 로켓의 연소 특성에 대해 실험 연구를 진행하였다. 특히 연소실 내부의 압력과 연료 그레인의 형태에 따른 영향을 살펴보았다. 연소 시 산화제의 유입량을 변화시키며 연소실 내부의 압력을 측정하였다. 관찰된 압력변화 범위 내에서 연소실 내부의 압력이 증가할 때 후퇴율도 증가함을 보여주었다. 또한 연료 그레인 형태의 변화에 따라 후퇴율이나 추력 등은 어느 정도 경향성을 보인다. 산화제 유입 부분에 공간을 마련하면 추력이 증가하나 노즐 가까운 곳에 형성한 공간은 추력 상승에 큰 도움이 되지 않는다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권2호
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• pp.29-37
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• 2015

본 연구는 케로신 연료를 사용하는 액체로켓엔진에서 발생할 수 있는 연소불안정으로 인하여 파괴될 수 있는 연소기의 손상을 수치적으로 모사하는 해석 모델의 기초연구이다. 연소불안정으로부터 야기 될 수 있는 케로신의 데토네이션은 1단계 아레니우스 식의 화학 반응식을 이용하였고, 구조체는 Johnson-Cook 강성모델을 활용하여 데토네이션으로 인한 금속관의 소성 변형을 모델링하였다. 금속관의 소성 변형에 의해 변화하는 유동장과 구조체의 스트레스를 노즐 형상과 관의 두께변화에 따라 해석하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.707-710
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• 2008

The method suggested in this thesis is the safe and economic method when testing rocket engine because ground test facility copies high altitude. We have decided to use the schematic of testing facility based on already known design method and test result, and we have decided the test condition for ground firing test of solid fuel. In addition the pressure of nozzle exit area is 0.1bar, we have designed the testing facility structure to test in this condition. Moreover, we have designed to reduce the accident probability.