• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.185-188
• /
• 2009

우주발사체 상단 고체추진기관은 고고도에서 위성체가 목표 궤도에 진입할 수 있도록 추력을 제공하는 역할을 하며, 적용되는 혼합형 추진제는 진공 및 방사선이 노출되는 우주환경에서 고성능은 물론 기계적 성질 및 내탄도 특성에서 변형이 없어야 한다. 본 논문에서는 우주발사체 상단 고체추진기관용 혼합형 추진제에 대한 조성 개발 및 표준모터와 고공환경 모사 시험설비를 이용한 성능시험평가에 대한 내용을 기술하였다.

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

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

• 한국추진공학회지
• /
• 제8권3호
• /
• pp.61-67
• /
• 2004

본 논문에서는 고체 추진제의 소화특성을 실험적으로 연구하는 방법에 대해 다루었다. 고체 추진제의 소화특성은 고체 추진기관의 TCO 시스템을 설계하는 기본 자료로 사용된다. 추진제의 소화특성을 정량적으로 밝히기 위해 이 현상에 대한 물리적 고찰을 통해 파라미터를 정의하고, 이를 획득 할 수 있는 실험장치를 설계하였다. 또한. 이 장치를 통해 HTBP 추진제의 연소시험을 진행하여 예비 데이터를 획득할 수 있었으며, 이를 분석하여 소화 특성에 관한 파라미터를 계산할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.175-178
• /
• 2008

예조건화 기법을 이용하여 AP/HTPB 연료를 사용하는 내삽 노즐에 대한 수치해석을 실시하여 실험데이터와 비교해 보았다. 내부 현상을 파악하기 위해서 고체연료가 regression 되는 현상을 묘사하여 시간에 따른 온도,압력등의 변화를 확인해 보았다.

• 한국안전학회지
• /
• 제13권4호
• /
• pp.137-141
• /
• 1998

The combustion instability of a rocket motor can be predicted by the linear stability analysis. The most important input data in this analysis is the combustion response function of the solid propellant. In many cases, it is very difficult to measure the function. But, in that case, the combustion response function can be theoretically evaluated by properties of the propellant. In this study, the theoretical values were compared with measured values by T-burner. Data are relatively so well agreed that theoretical values are enough to be used in linear stability analysis of the rocket motor using a newly developed propellant.

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

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제7권4호
• /
• pp.42-48
• /
• 2013

In this paper, a study of solid rocket propellant formulation is performed to suppress plume and reduce IR(infrared) signature which occurs in propellant combustion. The solid propellant to enhance the stealthy ability was formulated in terms of the kinds and the effects of afterburning suppressant on the ballistic performance and the amount of primary smoke. In addition, substantial decrease in plume and IR signature is confirmed by static firing test by a 4 inch standard motor.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
• /
• pp.189-192
• /
• 2010

본 연구에서는 1980년대 이후로 선진국에서 수행되고 있는 고체 로켓 모타의 둔감화를 위한 정책 및 기술개발에 관한 노력을 조사하였다. 그리고, 추진제와 연소관 등 둔감화에 필요한 추진기관 각 부품별 개발 방향을 정리하였고 실제 시스템 적용 사례를 살펴보았다. 이러한 조사분석 결과를 토대로 국내의 추진기관 둔감화 개발방향을 제시하였다.

• 대한기계학회논문집
• /
• 제18권11호
• /
• pp.3032-3038
• /
• 1994

The paper discusses a combustion instability phenomena encountered in recent solid rocket motor development efforts at ADD(Agency for Defense Development). It has happened to occur as an irregular burning in development of smokeless propellant rocket motor. Through investigating the spectral analysis of accelerometer and strain gage signals which are recorded in static firing tests and acoustic modal analysis of motor inside cavity with ANSYS, the instability is found to be the second tangential mode.