• 한국추진공학회지
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• 제8권2호
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• pp.73-84
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• 2004

로켓모터의 성능을 확인하기 위해 지상에서 연소시험을 수행하여 추력, 압력, 온도. 그리고 변형률 등 필요한 데이터를 계측하지만 측정된 추력은 시험대 동특성으로 인해 실제 추력과는 달리 과도진동이 포함된 왜곡된 형태를 나타낼 수 있다. 이러한 경우에는 추력 최대치나 추력 상승시간 등 로켓모터의 성능을 결정하는 값들의 정확한 값을 얻지 못할 수 있다. 따라서 본 논문에서는 이러한 추력 왜곡 현상의 원인을 분석하고 그 문제점을 해결하기 위한 이론적인 방법을 제안한다. 또한 제안된 방법을 가상 시험대에 적용하여 제안한 방법의 적용 가능성을 확인하고, 차후 실험 데이터를 이용한 추력 추정의 기본적인 방향을 제시하고자 한다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.512-521
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• 2017

This paper reports development process of a university-based sounding rocket using simplified hybrid rocket propulsion system for low-altitude flight application. A hybrid propulsion system was tried to be designed with as few components as possible for more economical, simpler and safer propulsion system, which is essential for the small scale sounding rocket operation as a CanSat carrier. Using blow-down feeding system and catalytic ignition as combustion starter, 250 N class hybrid rocket system was composed of three components: a composite tank, valves, and a thruster. With a composite tank filled with both hydrogen peroxide($H_2O_2$) as an oxidizer and nitrogen gas($N_2$) as a pressurant, the feeding pressure was operated in blowdown mode during thruster operation. The $MnO_2/Al_2O_3$ catalyst was fabricated for propellant decomposition, and ground test of propulsion system showed the almost theoretical temperature of decomposed $H_2O_2$ at the catalyst reactor, indicating sufficient catalyst efficiency for propellant decomposition. Auto-ignition of the high density polyethylene(HDPE) fuel grain successfully occurred by the decomposed $H_2O_2$ product without additional installation of any ignition devices. Performance test result was well matched with numerical internal ballistics conducted prior to the experimental propulsion system ground test. A sounding rocket using the developed hybrid rocket was designed, fabricated, flight simulated and launch tested. Six degree-of-freedom trajectory estimation code was developed and the comparison result between expected and experimental trajectory validated the accuracy of the developed trajectory estimation code. The fabricated sounding rocket was successfully launched showing the effectiveness of the simplified hybrid rocket propulsion system.

• 한국추진공학회지
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• 제20권1호
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• pp.28-36
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• 2016

본 논문에서는 핀틀을 이용한 가변추력 고체 추진기관의 추력을 제어하기 위하여 이론적으로 모델을 구하고 압력 제어기를 설계하였다. 고전적인 모델 선형화 및 비례-적분제어를 설계했을 때 실제 모델의 비선형성에 의해 발생하는 제어기 성능 저하를 줄이기 위해 이득 계획 기법을 적용하였다. 시스템의 특징을 고려하여 연소관 내부 체적 변화에 따라 이득을 조절하는 방법과, 연소관 내부 압력에 의해 이득을 조절하는 방법으로 두종류의 이득 계획 제어기를 설계하였다. 각 제어기를 가변 추력기 모델에 적용하여 폐루프 시스템 응답특성을 비교하였으며 가변 추력 추진기관 특성에 따라서 어떤 제어기를 선택하는 것이 유리한지 제안하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제23권5호
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• pp.60-66
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• 2019

본 논문은 알루미늄 함량 변화에 따른 로켓보조추진탄(RAP) 용 추진제의 공정특성(점도), 기계적 물성, 연소특성, 지상 및 비행시험 결과에 관하여 기술하였다. 알루미늄 함량이 증가되면 초기점도는 감소하고 점도 build-up은 빨라지며 연소속도 및 압력지수가 감소하는 것을 확인하였다. 지상연소시험에서는 알루미늄이 10 wt% 함유된 RAP이 알루미늄이 2 wt%, 18 wt% 함유된 RAP에 비해 총역적이 약 5% 높았으며, 이론성능 대비 모터 효율은 알루미늄이 18 wt% 함유된 조성이 85.6%로 가장 낮았다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제7권6호
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• pp.21-27
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• 2004

The floating ring seal has an advantage to find the optimum position by itself, which is used in the turbo pump of a liquid rocket. The main purpose of seals is to reduce the leakage. Especially, seals of the turbo pump for the liquid rocket engine are operated under the serious conditions such as high pressure above 10 MPa, very low temperature about $-180^{\circ}C$ and high rotating speed above 25,000 rpm. So, rotordynamic stability is very important for the system stability. In this paper, the leakage and dynamic characteristics of floating ring seals were investigated by a experimental and analytical method. The theoretical results of the leakage performance for the floating ring seal showed much higher than that of experimental results. On the other hand, the results of stiffness and damping characteristics showed similarity each other. As the shaft speed was increasing, the whirl frequency ratio was increased in the experimental results.

• 한국추진공학회지
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• 제12권4호
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• pp.16-23
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• 2008

고고도에서 작동하는 로켓의 작동 환경을 지상에서 모사하기 위한 초음속 디퓨져의 연구를 위하여 이론적 접근과 수치적 접근을 수행하였다. 물리적 모델은 축대칭 형상을 갖는 디퓨져, 진공챔버, 로켓모터로 구성하였으며, 유동 발달 측면에서 초음속 디퓨져 작동특성에 관한 연구를 수행하였다. 본 논문은 디퓨져의 시동압력 예측모델, 진공챔버 크기의 효과, 디퓨져 시동을 위한 로켓모터의 최소 시동압력에 대한 연구내용을 수록하였다

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.146-153
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• 2004

The Numerical study has been carried out to investigate the effects of chemical reaction and thermal radiation on the rocket plume flow-field at various altitudes. The theoretical formulation is based on the Navier-Stokes equations for compressible flows along with the infinitely fast chemistry and thermal radiation. The governing equations were solved by a finite volume fully-implicit TVD(Total Variation Diminishing) code which uses Roe's approximate Riemann solver and MUSCL(Monotone Upstream-centered Schemes for Conservation Laws) scheme. LU-SGS (Lower Upper Symmetric Gauss Seidel) method is used for the implicit solution strategy. An equilibrium chemistry module for hydrocarbon mixture with detailed thermo-chemical properties and a thermal radiation module for optically thin media were incorporated with the fluid dynamics code. In this study, kerosene-fueled rocket was assumed operating at O/F ratio of 2.34 with a nozzle expansion ratio of 6.14. Flight conditions considered were Mach number zero at ground level, Mach number 1.16 at altitude 5.06km and Mach number 2.9 at altitude 17.34km. Numerical results gave the understandings on the detailed plume structures at different altitude conditions. The diffusive effect of the thermal radiation on temperature field and the effect of chemical recombination during the expansion process could be also understood. By comparing the results from frozen flow and infinitely fast chemistry assumptions, the excess temperature of the exhaust gas resulting from the chemical recombination seems to be significant and cannot be neglected in the view point of performance, thermal protection and flow physics.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.131-136
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• 2017

고체 로켓추진기관을 이용한 자연공동형 수중운동체를 수중주행 시험하였다. 수중운동체의 속도 및 주행거리를 측정하고, 수중운동체 표면에 압력센서를 설치하여 초공동이 발달됨에 따라 표면 압력이 어떻게 변화하는지를 조사하였으며, 수중카메라를 설치하여 시험시 수중운동체에 초공동이 발생하여 진행하는 과정을 기록하였으며, 이를 이차원 비점성 이론해석법에 근거한 CNU-SuperCT 프로그램을 사용하여 계산한 시뮬레이션 결과와 비교하였다. CNU-SuperCT 프로그램은 수중운동체의 조종면을 포함하지 않고 계산한 것을 고려하면, 시뮬레이션 결과와 측정결과가 잘 맞는다고 판단되며, 수중촬영결과도 이와 동일한 결과를 보인다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권4호
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• pp.12-17
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• 2018

고체 로켓추진기관을 이용한 자연공동형 수중운동체를 수중주행 시험하였다. 수중운동체의 속도 및 주행거리를 측정하고, 수중운동체 표면에 설치한 압력센서로 초공동의 발달에 따른 표면 압력 변화를 조사하였고, 수중카메라로 수중운동체에 초공동이 발생하여 진행하는 과정을 기록하였으며, 이를 이차원 비점성 이론해석법에 근거한 CNU-SuperCT 프로그램을 사용하여 계산한 시뮬레이션 결과와 비교하였다. CNU-SuperCT 프로그램은 수중운동체의 조종면을 포함하지 않고 계산하는 것을 고려하면, 시뮬레이션 결과와 측정결과가 잘 맞는다고 판단되며, 수중촬영결과도 이와 동일한 결과를 보인다.

• 한국추진공학회지
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• 제11권3호
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• pp.13-19
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• 2007

본 논문에서는 추진기관의 추력방향 성능 평가에 적용되는 다축시험대의 상호 간섭 최소화 설계 방안에 대해서 논하였다. 다축시험대의 변형 모델링으로 상호 간섭 크기를 이론적으로 예측하고 설계변수가 상호 간섭 크기에 미치는 영향을 평가하였다. 본 논문의 결과로부터 다축시험대 설치에 따른 정렬오차, 힘에 의한 시험대의 변형이 상호 간섭에 가장 큰 영향을 미치며 로드셀과 플렉셔의 물성 및 기하학적 형상에도 영향을 받는 것으로 분석되었다.