• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.365-369
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• 2007

고체로켓은 액체로켓 보다 많은 점에서 제한적으로 작용된다. 추진제의 혼합비, 연소 시간과 면적 등 연소의 모든 부분이 결정되기 때문에 액체로켓보다 제어하기 어렵다. 하지만 제작비가 싸고 신뢰성 확보가 용이하고 추력/중량 비에 따른 초기 속도를 크게 할 수 있기 때문에 소형로켓으로 폭넓게 이용되고 있다. 고체로켓의 추력증가에 따른 노즐의 내부 벽에 열전도로 인해 타는 현상과 고속의 연소가스에 의한 침식현상을 제어하기 위해 노즐냉각에 대한 연구를 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.498-501
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• 2012

한국형발사체개발을 위하여 소형연소시험장을 개량하였다. 개량된 시험설비는 7톤급 연소기 개발에 활용될 예정이며, 이를 통해 획득한 자료와 시험평가 절차와 시험기법을 토대로 고성능 로켓엔진 개발에 활용될 것이다. 본 논문에서는 7톤급 축소형 연소기 시험을 위해 개량된 시험설비에 대해 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.525-534
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• 2019

물로켓은 우주발사체와 동일한 기본원리를 가지는 가압식 액체추진제 로켓이다. 물로켓은 청소년용 과학교육 교보재 수준을 훨씬 넘어, 대학 수준의 액체 로켓 및 발사체 체계 공학 교육의 도구로 활용될 수 있다. 본 논문에서는 물로켓의 추진 및 비행 원리와 이론을 대학 학부의 로켓 공학 교육 수준에서 고찰하였다. 아울러 발사체와 발사대, 탑재체, 회수 및 고도 장치와 방법 등 체계 수준의 물로켓 설계와 운영에 대한 사항들을 정리하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권2호
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• pp.90-95
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• 2018

로켓 (rocket)이란 배출가스를 빠르게 분사하여 그 반작용의 힘으로 추진력을 발생시키는 추진 장치이다. 그리고 고체추진 로켓 (solid rocket motor)의 구조에서 노즐(nozzle)은 추력을 발생시키는 중요한 구성품으로 고온/고압 환경으로 인하여 연소되며 액체로켓 (liquid rocket propulsion systems)과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 연소가스에 의해 침식 (erosion)이 발생한다. 본 논문은 oxy-acetylene torch tester를 개발 및 이용하여 흑연 (graphite) 재질의 노즐목 (nozzle throat) 내열재에 대하여 열화학적 침식 특성을 실험 및 이론적 모델로 규명하고 이를 통하여 침식에 영향을 미치는 주요 인자에 대하여 연구하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권11호
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• pp.803-811
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• 2019

물로켓은 가압된 기체와 액체(물)를 추진제로 이용하는 비화학식 로켓이다. 물로켓은 우주발사체로 사용되는 액체 추진제 로켓과 많은 공학적 공통점을 가지므로 로켓 공학 모델로써의 교구로 활용할 가치가 충분하다. 이를 위하여 본 논문에서는 물로켓의 발달사를 간략히 살펴보고 청소년용 물로켓, 상용 물로켓, 동호인들의 물로켓을 살펴봄으로써, 공학 교구로써 물로켓의 활용 가능성을 살펴보았다. 마지막으로 현행 물로켓 경연대회들의 한계를 살펴봄으로써, 물로켓에 대한 인식의 변화를 유도할 경연 방식의 개선방향을 제시한다.

• 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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• 제22권5호
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• pp.125-131
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• 2018

다단연소사이클 엔진의 추진제는 예연소기에서 일부 연소되고, 연소된 고온의 가스는 터빈을 구동하고 터빈은 터보펌프를 작동시킨다. 터보펌프의 터빈을 통과한 연소가스는 고온 고압의 상태로 연소기로 공급되는데, 이때 연료 또는 산화제의 양에 따라 연소가스는 연료 과잉 또는 산화제 과잉 상태로 공급된다. 산화제 과잉상태의 환경에서 금속 배관은 작은 입자의 충격에 의해서도 발화 또는 폭발될 수 있다. 이를 방지하기 위해 로켓 선진 국가에서는 산화제가 이동하는 공간에 내산화 코팅을 한다. 본 연구에서는 해외 내산화 코팅 물질 분석을 통해 국산 조합분말을 개발하였고 내산화 코팅 공정을 확립하였다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2002년도 하계학술대회 논문집 B
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• pp.1061-1063
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• 2002

In this paper, the characteristics of the pyro unit applied to rocket release device in KSR-Ill are analyzed by experimental results, which are the current and voltage waveforms of the battery used as energy source. The precision design approach of the rocket release device can be achieved since the behavior and the required energy of the pyro are identified through the results.

• 한국추진공학회지
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• 제16권3호
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• pp.41-48
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• 2012

사운딩로켓의 고도 극대화를 위한 최적의 분사조건을 결정하기 위한 연구를 수행하였다. 공력저항을 고려한 단순화된 1차원 모멘텀 방정식의 거동을 조사하였다. 해석적 해가 존재하는 경우와 분사 유량이 일정한 경우에 대해 계산을 수행하였으며, 해는 수치 해와 비교하였다. 사운딩로켓의 고도를 최대로 하는 최적의 분사조건이 존재하며, 최적조건은 로켓의 질량비의 함수임을 보였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.159-167
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• 2005

Considering the increase of interest in $H_{2}O_2$ as a rocket propellant, a test facility and a rocket engine have been developed to research in areas of $H_{2}O_2$ mono-propellant propulsion. A detailed design-study of a $H_{2}O_2$ mono-propellant rocket engine of 100-N thrust is presented. Several firings attempted in early stage had some problems with misfire and chamber pressure decrease. Low environmental temperature and impurities included in hydrogen peroxide were considered to be the reasons. Addressing these points resulted in successful firing of the rocket engine and obtained thrust about $100\sim107-N.$