• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.2-2
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• 1998

고체 추진제의 연소율(burning rate)은 연소의 동적 기동을 이해할 수 있을 뿐 아니라 추진제의 성능을 판단할 수 있는 중요한 수단이기 때문에 많은 연구가 진행되어 왔다. 특히 AP계의 고체추진제 표면에서는 발열반응인 분해반응(decomposition) 이외에도 기체로 증발되는 증발되는(evaporation or sublimation)이 존재한다. 증발반응으로 인하여 연소율은 외부압력의 변화에 대하여 반응하게 되며 실험적으로 $r_{b}$= a $p^n$의 관계를 보여주고 있다. 즉, 연소율(burning rate)은 연소실 압력 P의 n승에 비례하며 여기서 n은 실험적으로 결정되는 지수이다. 그러나 압력지수 n은 일반적으로 온도와 압력의 함수이기 때문에 실험적으로 이 측정하기는 매우 어려운 일이다. 또한 QSHOD 가정을 사용하여 고체 추진제의 연소 응답함을 해석하기 위해서 추진제의 민감계수(sensitivity parameters)에 관한 관계식이 필요하며 이러한 관계식은 추진제의 정상연소율에 관한 관계식으로부터 얻을 수 있다.다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.24-24
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• 1998

혼합형 고체추진제에 대한 장기물성 변화 및 노화특성을 고찰하고자 하였다. 본 연구에서는 CTPB와 HTPB를 바인더로 한 두 종류의 추진제에 대하여 기계적 특성 시험에 의한 추진제 장기물성 변화와 온도 변화에 따른 추진제의 화학적 노화특성을 확인하여 두 추진제의 장기 저장시 안정성에의 영향을 고찰하였다. 장기물성 평가를 위해 추진제의 응력완화 시험, 온도 및 속도변화에 따른 일축 인장시험, 하중.변형 내구성 시험을 실시하였고, 2$0^{\circ}C$, 4$0^{\circ}C$, 6$0^{\circ}C$에서 32주 동안 보관하면서 노화 시험을 실시하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.5-5
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• 1998

수정된 연소 반응 함수를 이용하여 복사 열속 교란에 대한 연소 반응 특성을 살펴보았다. Catalyzed DB N5 추진제의 연소 반응을 살펴보기 위하여 Son 등의 실험 결과와 비교하였다. Son 등의 연소 반응 함수는 물리적으로 타당하지 않은 활성화 에너지에서 실험 결과를 예측하였지만, 수정된 연소 반응 함수는 비슷한 추진제의 실제 활성화 에너지 범위에서 복사 열속에 대한 연소율의 반응을 비교적 잘 예측할 수 있었다. 이것은 Son 등에 의해 과소 평가된 복사 열속(f, J)의 영향이 고려되었기 때문인 것으로 판단된다. 민감 변수(sensitivity parameter)들을 구하기 위하여 Ibiricu 등이 제시한 정상 연소 관계식을 이용하였다. AP계 추진제의 표면 온도에 대한 정상 연소율 변화를 살펴본 결과 Zanotti의 AP2 추진제의 실험 결과와 정성적으로 비슷한 경향을 나타내었다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers
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• v.16 no.12
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• pp.2385-2394
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• 1992

Granular solid propellants having energy and fast burning rate produce great thrusts within extremely short time intervals. Thus numerical researchs prevailed rather than experimental. Using a 2-phase fluid dynamics model among 1-dimensional 2-phase models, a numerical program was set up to describe reacting flow fields, moving boundary with oscillating pressure waves and constitutive laws research. It deserves special emphasis that correlations of convective heat transfer coefficient and viscous drag force among constitutive laws are tested and discussed because slight variations of their constants make a large influence on their results. In this calculations, some of correlations make the large difference in results. Therefore constitutive laws for convective heat transfer coefficient and viscous drag force need more considerations with experiments.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 1998.10a
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• pp.111-122
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• 1998

수정된 연소 반응 함수[9]를 이용하여 복사 열속 교란에 대한 연소 반응 특성을 살펴 보았다. DB N5추진제에 대한 Son 등[6]의 실험 결과오 비교할 때 본 연구에서 사용한 연소 반응 함수가 낮은 활성화 에너지에서 비슷한 피크를 예측할 수 있었다. 이것은 Son 등[6]에 의해 과소 평가된 복사 열속의 영향이 고려되었기 때문인 것으로 판단 된다. 민감 변수들을 구하기 위하여 Iribicu 등[2]이 제시한 정상 연소 관계식을 이용하였는데, 표면 온도에 대한 정상 연소율 변화를 비교한 결과 Zanotti[8]의 AP2 추진제의 실험 결과와 정성적으로 비슷한 결과를 나타내었다. Zebrowski 등[4]의 연소 반응 함수와도 비교하였는데 활성화 에너지가 Zanotti[8]가 제시한 범위의 값을 가질때는 피크에 있어 상당한 차이를 보이지만, 그 보다 더 큰 활성화 에너지에서는 $f_rJ$의 영향이 거의 사라져 비슷한 결과를 보여주고 있다. 이는 활성화 에너지가 클수록 본 연구에서 사용한 연소 반응 함수가 [6]과 같아지지만, [8]에서 제시된 활성화 에너지 범위에서는 본 연구에서 사용한 연소 반응 함수로 예측함이 타당함을 의미한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.29-29
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• 1998

고체 추진제 연소불안정에 관한 해석은 준-정상 1차원 해석인 QSHOD(Quasi-Steady Homogcneous One-Dimension)에 의하여 단순화된 지배방정식을 이용하여 응축영역을 해석하는 것이 일반적이다. 이때 외부교란에 대한 기체영역과 표면반응 영역의 응답은 화학반응이 발생하지 않는 고체영역의 응답에 비하여 매우 빠르므로 준-정상적인 거동을 한다. 본 연구에서는 복사열전달에 의한 열속(heat flux)이 고체 추진제의 표면에 존재하며 이 중의 일부가 고체영역에서 흡수될 때 표면에서의 선형교란을 고려한 ZN(Zeldovich-Novozhilov) 방법을 이용하여 연소불안정 현상을 이론적으로 해석하여 연소불안정 현상을 설명할 수 있는 연소 응답함수를 구하였다. 본 연구에서 얻어진 응답함수를 해석함으로써, Zebrowski등$^{(5)}$ 에 의하여 얻어진 복사열 교란에 대한 응답함수가 과소 평가된 응답특성을 나타내고 있음을 알았다. 또한 응답함수의 고유불안정성을 판별하는 민감계수 r과 k의 영역의 해석으로부터 SOn등$^{(6)}$ 에 의하여 밝혀진 안정 경계선의 안정한 영역보다 본 연구에서 구한 안정 경계영역이 줄어드는 경향을 보여주고 있다. 이것은 (6)에서 과소 평가된 복사열전달의 영향을 수정한 결과 때문이다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 2013.06a
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• pp.5-8
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• 2013

The ignition of aluminum particles under high pressure and temperature conditions is studied. The laser ablation method is used to generate aluminum particles exposed to pressures ranging between 0.35 and 2.2 GPa. A continuous wave $CO_2$ laser is then used to heat surface of the aluminum target until ignition is achieved. We confirm ignition by a spectroscopic analysis of AlO vibronic band of 484 nm wavelength. The radiant temperature is measured with respect to various pressures for tracing of required heating energy for ignition. Then the ignition temperature is deduced from the radiant temperature using the thermal diffusion equation. The established ignition criteria for corresponding temperature and pressure can be used in the modeling of detonation behavior of heavily aluminized high explosives or solid propellants.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.6
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• pp.31-37
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• 2010

This study was carried out to investigate the thermal decomposition and execute EIDS slow cook-off test for the propellant ingredients and 2 kinds of HTPE propellants. The thermal analysis of the propellant ingredients used in this study showed that the thermal stability of these materials decreases in the following order : AP > HTPE > AN > BuNENA. In addition, propellant HTPE 002 containing AN showed that an endothermic process at around $125^{\circ}C$ corresponding to the solid phase change(II$\rightarrow$I) of AN was followed by the exothermic process of BuNENA/AN mixture up to $200^{\circ}C$. In EIDS slow cook-off tests, HTPE 001 and HTPE 002 reacted at around $250^{\circ}C$ and $152^{\circ}C$ respectively, and both of them showed sudden temperature increase curves at $115^{\circ}C$. The critical temperatures, $T_c$, of thermal explosion for the propellants HTPE 001 and HTPE 002, were obtained from both the non-isothermal curves at various heating rates and Semenov's thermal explosion theory. Kissinger's method that was used to calculate $T_c$ was also employed to obtain the activation energies for thermal decompositions.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.2
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• pp.72-79
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• 2003

A numerical calculation was conducted to estimate and to elucidate the role of the radiative heat flux from metal particles(Al, $Al_2O_3$) on the dynamic extinction of solid propellant rocket where the rapid depressurization took place. Anon-linear flame modeling implemented by the residence time modeling for metalized propellant was adopted to evaluate conductive heat flux to the propellant surface. The radiative heat feed back was calculated with the aid of a modified comvustion-flow model as well. The calculation results with the propellant of AP:Al:CTPB=76:10:14 had revealed that the radiative heat flux is approximately 5~6% of total flux at the critical depressurization rate regardless of chamber geometry (open or confined chamber). It was also found that the dynamic extinction in open geometry could be predicted at the depressurization rate about 45% larger with radiative heat feedback than without radiation. Thus, it should be claimed that even a small amount of radiative flux 5~6% could produce a big error in predicting the critical depressurization rate of the metalized propellant combustion.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.24 no.6
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• pp.101-107
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• 2020

In this paper, step-curing, which includes the change of curing temperature on the curing process, was applied to reduce curing day of HTPB/AP based propellant. This study targets the improvement of productivity of HTPB/AP based solid rocket motor. Comparison of mechanical properties of propellant resulted in the change of normal curing condition (60℃, 5 days) to step-curing condition (60℃, 1 day / 65℃, 3 days). Post-cure test was conducted to determine the impact on the shelf life of the solid rocket motor. The aging characteristics of propellants were analyzed by measuring mechanical properties and thermal expansion factor. To step-cured propellant, accelerated aging test was performed for 12 weeks, followed by tensile test. Sm(bar) and Em(%) were higher than 8 bar and 40% each, showing excellent mechanical properties.