• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1994년도 제3회 학술강연회논문집
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• pp.39-45
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• 1994

Combustion characteristics of the solid composite propellants were studied from burning rate, ignition and steady combustion processes, and structure of the extinguished surfaces. Optical Vacuum Strand Burner (OVSB) system was desisted and configured to study those. Burning rates of the propellants were measured by OVSB at low pressure range by developed ten method. video camera(30 frames/s) was used to take potographs of the phenomena of ignition and combustion of propellant within the test cell of the OVSB. Burning surfaces of the propellants that were extinguished by rapid depressurization method were analyzed with Scanning Electron Microscope. (SEM).

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제15권4호
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• pp.473-481
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• 2001

By depicting the transfer of heat and combustion reaction to take place within thin gas layers close to the propellant surface burning in a steady-state fashion, a mathematical equation has been deduced to describe the burning rate of solid propellant as a function of initial grain temperature and chamber pressure. It has been also assumed that chemical reaction could take place in premixing-diffusing zone but were carried out mainly in the reaction-flame zone. All these phenomena taken place in each zone of combustion have been assumed to be steady-state. In the present investigation, the equation, γ=$\kappa$$.$(1/R(T(sub)i+C))(sup)n$.$exp(-E(sub)a/R(T(sub)i+C))(P/z) is being presented and it is compared with experimental data. The proposed model has been tested and evaluated vis-a-vis strand burner data for three different propellants based on CTPB, and it has been found that the deviation of the computed burning rates from the measured rates ranged up to 2%.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권11호
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• pp.1081-1086
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• 2010

120 mm 박격포탄 중 RAP탄에 사용된 혼합형 고체로켓추진제의 조성 및 탄 형상을 설계하여 탄에 적용된 추진기관의 성능을 분석하고, 해당 성능에 관련하여 외탄도 성능을 비교함으로서 일련의 탄 성능 개량의 절차와 과정을 수행하였다. 혼합형 추진제의 기본적인 특성을 위해, 성능해석과 더불어 추진기관의 지상연소시험을 수행하여 분석하고, 탄의 발사시험으로 기존 탄에 비해 70% 사거리 연장에 대한 성능을 얻을 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.265-268
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• 2008

본 연구에서는 서로 다른 연소속도 범위를 갖는 다양한 고체추진제의 연소속도를 고압($\sim$5,000 psia)까지 측정하였고, 측정된 연소속도의 자체적인 편차를 추진제 종류별, 압력별로 분석하여 초음파법의 측정 정밀도를 평가하였다. 또한 스트랜드 버너법을 이용한 연소속도 측정값과 상호 비교하여 두 측정 기법의 특성을 비교해보았다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권4호
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• pp.12-18
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• 2021

본 연구에서는 추력 제어용 추진제 조성 개발을 위해 고 압력지수 추진제를 만들고자 하였다. 프리폴리머로 PCP를 사용하며 니트라민 계열의 산화제인 HMX와 HNIW 기반 추진제를 제조하여 각각의 연소특성을 비교하였다. HMX에 비해 HNIW가 추진제의 연소속도, 비추력 그리고 화염온도에 큰 영향을 준다는 것을 알았다. 또한, AP를 조 산화제로 사용할 경우, 추진제의 연소속도, 비추력 및 화염온도는 미세 AP 함량, 총 고체 함량 그리고 가소제 양이 증가할수록 병행 상승하였으나, 압력지수는 오히려 낮게 나타났다. 그리고, 여러 압력 구간에서 온도에 따른 연소특성 변화를 알아보기 위해 150 psia부터 2,500 psia사이 구간에 대해 PCP/Nitramine/AP 추진제의 연소속도에 대한 온도 민감도를 측정하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.605-610
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• 2004

Solid propellants allow thrusters to be light-weight, com-pact and robust because they require neither tank nor valve, Moreover, the solid propellant will not leak, spill or slosh. Consequently, the solid propellant thruster is one of the potential candidates for the microthruster. On the other hand, the control of the solid propellant combustion is difficult, since the conventional solid propellant continues to bum until all the stored propellant is consumed. Although particular devices like thrust reverser were designed to control the combustion, these devices were rarely used in the practical rocket motors. These devices rise thruster weight as well as complicate the thruster operation. In this study, a solid propellant microthruster using laser sustained combustion was designed in order to develop a high-efficiency microthruster overcoming the previously-mentioned difficulty. This designed thruster has semiconductor lasers and non-self-combustible solid propellants in addition to the conventional solid propellant thruster. In this designed thruster, the semiconductor laser controls the combustion of the non-self-combustible solid propellant. In order to demonstrate that the solid propellant combustion is controllable with laser, some non-self-combustible solid propellants were irradiated with the laser at a back-pressure of about 1㎪. A 40-W class Neodymium Yttrium Aluminum Garnet (ND:YAG) laser was used as a tentative alternate to the semiconductor laser. This experiment has shown that the solid propellant combustion was controllable with 10- W class laser irradiation.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.464-466
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• 2011

본 기술논문은 최근에 공개된 문헌 및 특허 자료를 참고하여 새로운 개념의 고체 추진제를 소개하였다. 전기제어 고체 추진제는 전기에너지를 가함으로서 다중점화, 소화 및 추력 조절 제어가 가능한 추진제이다. 움직이는 부품 없이 코아 또는 끝단 연소구조를 가지는 그레인을 제조하여 직경이 3 인치인 모타를 시험 하였다. 현재 진행 중인 연구로 부터 10%이상 증가한 비추력을 가지면서 제조공정이 쉽고 높은 전기 전도성을 가지는 보다 더 새로운 고성능 ECESP를 개발하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.247-250
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• 2006

기존 연구를 통해 고체추진제 연소속도 측정을 위한 초음파 측정 시스템 및 연소속도 산정 기법을 개발하였으며, 개발 시스템을 적용하여 composite 추진제의 연소속도를 측정하였다. 본 연구에서는 연소 압력 증가에 따라 연소속도가 비선형적으로 변하는 double base형 고체 추진제 인 N-5와 AA-2 고체추진제의 연소속도를 개발 시스템을 이용하여 측정하였으며, 스트랜드버너법으로 측정된 값과의 비교를 통해 측정결과의 신뢰성을 평가하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.259-265
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• 2005

초음파법를 이용하여 고체추진제 연소속도를 측정하기 위해 특별한 연소챔버와 초음파-압력측정시스템을 설계하고 제작하였다. 그리고 추진제에 대한 가압실험과 연소실험 중에 이 시스템을 이용해 초음파와 압력신호를 획득했다. 획득한 신호를 바탕으로 압력에 따른 연소속도를 측정할 수 있는 연소속도 해석프로그램을 개발하였다. 연소속도 측정프로그램은 압력에 따른 추진제의 음속의 변화를 보정한 것과 추진제와 고체커플런트의 음속변화를 보정한 것 두가지 알고리즘을 이용하였다. 그리고 각 알고리즘에 대한 연소속도 측정정밀도가 스트랜드버너법으로 측정된 연소속도와 비교하여 계산되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권4호
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• pp.61-68
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• 2006

초음파법을 이용한 고체추진제 연소속도를 측정하기 위해 특별한 연소챔버와 초음파-압력측정시스템을 설계, 제작하였다. 그리고 추진제에 대한 가압실험과 연소실험 중에 이 시스템을 이용해 초음파와 압력신호를 획득했다. 획득한 신호를 바탕으로 압력에 따른 연소속도를 측정할 수 있는 연소속도해석프로그램을 개발하였다. 연소속도 측정프로그램은 압력에 따른 추진제의 음속의 변화를 보정한 것과 추진제와 고체커플런트의 음속변화를 보정한 것 두 가지 알고리즘을 이용하였다. 그리고 각 알고리즘에 대한 연소속도 측정정밀도가 스트랜드버너법으로 측정된 연소속도와 비교하여 계산되었다.