• 한국군사과학기술학회지
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• 제9권3호
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• pp.12-19
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• 2006

A gun barrel of infantry fighting vehicle is supported like a type of cantilever. Temperature of a gun barrel is increased by heat transfer due to the combustion of propellant charge during the firing. Thus, the muzzle of a gun barrel is deflected in accordance with its temperature and the accuracy rate is decreased by deflection of the muzzle. In this study, deflection of a gun barrel is estimated by measuring its restoration rate because measuring the deflection rate is difficult due to the vibration of the gun barrel during the firing. In order to obtain the relations between deflection rate and restoration rate of the 40mm gun barrel of Next Infantry Fighting Vehicle(NIFV) under varying temperature, measurement of deflection rate and restoration rate is carried out using 5.56mm Remington rifle barrel. Effect of the estimated deflection rate of a gun barrel of NIFV on the hit probability is also analyzed.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.195-203
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• 2003

실물형 Unlike 충돌형 triplet 분사기인 F-O-F형과 O-F-O형의 분무특성 및 혼합특성을 실험적으로 알아보았다. 각각의 분사기에 대해 산화제와 연료의 운동량비의 변화에 따라 분무형상과 케로신/물을 이용한 혼합효율을 측정하였다. 분무형상은 Stroboscope와 CCD camera를 이용한 직접사진기법으로, 혼합효율은 Mechanical Patternator를 이용하였다. O-F-O형 분사기가 미립화 특성이 우수함을 알 수 있었고, 운동량비가 증가함에 따라 혼합효율이 급격히 감소함을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.365-368
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• 2009

마이크로 나노 급 위성의 자세제어를 위한 소형 추력 장치로써, 펄스 에너지를 활용한 새로운 추력기의 개발 연구를 진행 중이다. 레이저 추진은 연료를 탑재하지 않기 때문에 경량화 및 비용 절감이 가능하고 펄스 에너지 레벨을 조절하여 목적에 적합한 추력을 발생시킬 수 있다. 본 논문에서는 높은 추력 발생을 위하여 플라즈마 팽창 제한의 물질로 젤 형태의 물질을 적용하였다. 또한 pendulum system으로 속도를 측정하여 momentum coupling coefficient($C_m$)를 도출함으로써 추력 성능이 크게 향상되었음을 확인하였다.

• 한국분무공학회지
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• 제12권1호
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• pp.1-10
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• 2007

The low frequency combustion instability phenomena generated by pressure drop oscillation such as propellant shake in feed line are studied. To generate the flowrate oscillation by the pressure pulsation up to 400Hz without flow discontinuities and cavitations, a hydrodynamic mechanical pulsator of rotating disk type was produced. Injection pressure conditions are 5, 7 and 9 bar and pressure fluctuation frequency conditions are 0, 4, 6 and 8 Hz. When the injection pressure was oscillated by a mechanical pulsator, the spray shape was pulsated regularly. During the pulsated state of the spray with a mechanical pulsator, the spray characteristics, such as spray angle and liquid film thickness in orifice exit, were measured and compared with those in steady state without a mechanical pulsator. Though the mean injection pressure was fixed in the steady and fluctuating state, there were some differences in all measured values, i.e. liquid film thickness and spray cone angle, between both states.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2002년도 제25회 KOSCI SYMPOSIUM 논문집
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• pp.237-240
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• 2002

Micro catalytic reactors are alternative propulsion device that can be used on a nano satellite. When used with a monopropellant, $H_2O_2$, a micro catalytic reactor needs only one supply system as the monopropellant reacts spontaneously on contact with catalyst and releases heat without external ignition, while separate supply lines for fuel and oxidizer are needed for a bipropellant rocket engine. Additionally, $H_2O_2$ is in liquid phase at room temperature, eliminating the burden of storage for gaseous fuel and carburetion of liquid fuel. In order to design a micro catalytic reactor, an appropriate catalyst material must be selected. Considering the safety concern in handling the monopropellants and reaction performance of catalyst, we selected hydrogen peroxide at volume concentration of 70% and perovskite redox catalyst of lantanium cobaltate doped with strondium. Perovskite catalysts are known to have superior reactivity in reduction-oxidation chemical processes. In particular, lantanium cobaltate has better performance in chemical reactions involving oxygen atom exchange than other perovskite materials. In the present study, a process to prepare perovskite type catalyst, $La_{0.8}Sr_{0.2}CoO_3$, and measurement of its propellant decomposition performance in a test reactor are described.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.85-91
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• 2012

본 논문은 우발적 화재에 노출된 고체 추진기관의 화재 위협이나 폭발을 파이로 센서가 자동적으로 감지하여 추진기관이 안전하게 연소되게 하는 둔감 점화 장치의 반응을 연구한 결과다. 완속 가열 시험은 HTPB 추진제가 충전된 로켓 모터에 열감지형 점화기를 장착하여 MIL-STD-2105D 규정에 따라 수행하였다. 얻어진 점화 온도는 약 $140^{\circ}C$였으며, 이는 "연소 반응" 등급에 해당되었다. Kissinger 식으로 구한 둔감 점화 장치 신호 화약의 자동 점화 온도는 $165.5^{\circ}C$였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.601-604
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• 2010

본 연구는 과산화수소와 케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진에 막냉각 링을 장착하여 막냉각 효과에 관한 연구를 수행하였다. 막냉각제의 유량 및 냉각장치 형상에 따른 열유속을 계산하기 위하여 축방향으로 열전대를 장착하여 온도를 측정하였다. 냉각제 유량은 총 추진제 유량의 0~20%의 유량으로 선정하여 실험을 수행하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제20권3호
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• pp.1005-1014
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• 1996

An experimental investigation has been carried out to examine the influence of injector design variables and operating conditions on the resultant drop size for triplet impinging streams injectors. The variables studied in this investigation are pressure drop, impinging angle, orifice length to diameter ratio, and impinging point distance. Droplet-size data are obtained using water as the propellant simulant by Malvern Particle Analyzer System. Drop size decreases with increasing impinging angle and pressure drop while other injector parameters remain constant at the same point. But it is found that there is no noticeable droplet-size change which results from change in orifice length to diameter ratio or impinging point distance within the investigated range.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.105-110
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• 2013

액체로켓엔진 고압 배관의 김발 신축이음은 고압에서 반복적인 회전 변위를 받게 된다. 본 연구에서는 고압에서 내부형 김발 신축이음의 모멘트 해석 및 시험을 수행하였다. 해석적으로 스프링 강성, 마찰과 측력에 의한 모멘트 값을 각각 구하고 시험으로 얻어진 전체 모멘트 값과 비교하였다. 또한 외부형 힌지 신축이음에 대하여 회전 핀에 이황화몰리브덴 코팅을 적용하여 저압에서 갈링 현상이 없어지고 마찰 계수가 감소하는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.598-602
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• 2017

한국항공우주연구원에서는 1.5톤급의 실용위성을 태양동기궤도에 투입할 수 있는 3단형 발사체인 한국형발사체 KSLV-II를 개발하고 있다. 한국형발사체의 개발과정으로 2018년에는 2단과 3단으로 구성된 시험발사체(TLV)를 발사할 계획이며 여기에 사용되는 추진기관은 한국형발사체의 2단 엔진인 75톤급 엔진의 지상형 모델과 추진제 탱크, 공급 시스템이 적용되게 될 것이다. 현재 엔진시스템을 포함한 시험발사체 추진기관의 경우, 엔지니어링모델(EM)의 조립과 인증모델(QM)의 제작, 납품이 이루어지고 있다. 본 논문에서는 한국형발사체 추진기관의 개발중 수행되고 있는 제품보증 활동에 대하여 설명하고자 한다.