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하동성(Dongsung Ha),임성택(Seongtaek Lim) 한국추진공학회 2017 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2017 No.5
대탄도탄 방어 무기체계의 핵심인 직격요격비행체 위치자세제어시스템(DACS, Divert Attitude Control System) 의 연구 동향 및 주요 기술에 대해 서술하였다. DACS의 기본 구성을 정의하고 사용 연료별 DACS의 종류 및 운영개념, 특징을 정리하였다. 고체(SM3 Block IB/IIA) 및 액체(THAAD) 연료를 적용한 대표적인 무기체의 운용 개념 및 주요 특징을 살펴보았다. 향후 방어무기체계의 전략적 차원에서 다양한 형태의 DACS의 연구가 필요할 것으로 판단된다. The research trends and major technologies of the divert attitude control system(DACS), which is the core of the anti-missile system, are described. The operating concept and characteristics according to the fuel used are summarized. The characteristics of typical weapon system applying solid(SM3 Block IB/IIA) and liquid(THAAD) fuels were discussed. In the future, it will be necessary to study various types of DACS in the strategic concept of the defense weapon system.
하동성(DongSung Ha),진정근(Jungkun Jin),기태석(Taeseok Ki),윤현걸(Hyungull Yoon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
추진기관의 추력 조절 방법인 핀틀-노즐 기술을 적용한 고체 추진기관의 지상연소시험을 수행하였다. 추진기관 챔버의 고압 대비 저압의 압력 비가 12:1이 되도록 핀틀을 구동하였고, 내탄도 성능 예측과 비교하여 압력 변화에 따른 추진기관의 압력거동이 유사함을 확인하였다. 특히 저압에서의 시험결과는 성능 예측대비 약 84% 이상 높은 압력이 나타났으며 이는 저압에서 핀틀의 열팽창 효과가 고압대비 다르게 나타나는 것으로 예측되었다. 핀틀의 열팽창에 대해서는 챔버의 압력별 열구조 해석을 통해 추가적인 확인이 필요할 것으로 판단된다. 또한 핀틀 스트로크의 최대-최소 교차 구동에 따른 압력 변화 특성을 확인하였고, 예측 대비 약 2% 범위내에서 순간적인 압력의 변화가 나타남을 확인하였다. Ground burning tests of solid rocket motors were carried out to study the pintle technology which is one of the thrust control methods. The pintle was actuated under the pressure ratio of 12:1 the pressure-time curves obtained in the test was compared to the internal ballistic and performance analysis. The measured chamber pressure was similar to the analysis. In particular, the pressure in the test was 84% higher than that in the performance analysis because the thermal expansion of the pintle in the low pressure was different from that in the high pressure. the thermal structural analysis was required to study thermal expansion of the pintle for different chamber pressure. In addition, the pressure change characteristics according to the maximum-minimum actuation of the pintle was confirmed. Finally, the change of pressure was within 2% compared to the prediction.
하동성(DongSung Ha),진정근(Jungkun Jin),오석진(Seokjin Oh),윤현걸(Hyungull Yoon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
고체 추진기관의 추력 조절 방법인 핀틀-노즐 기술을 적용하여 지상연소시험을 수행하였다. 내탄도 성능 예측과 비교하여, 초기 압력은 예측 결과와 유사하였으나 점진적으로 압력이 증가하는 현상이 나타났다. 이는 목면적 감소효과에 기인하는 것으로, 슬래그 침적 및 핀틀의 열팽창 효과에 의해 나타나는 것으로 확인되었다. Ground burning tests of solid rocket motors were carried out to study the pintle technology, one of the thrust control methods. Comparisons of pressure-time curves obtained by tests with by internal ballistic and performance analysis showed that the measured initial chamber pressure was similar to the predicted one, however, progressive burning was observed thereafter. It was confirmed that the progressive burning was due to the reduction in the nozzle throat area caused by deposition of slag and thermal expansion of the pintle.
핀틀-노즐이 적용된 고체추진기관의 연소 시험 성능 분석
진정근(Jungkun Jin),하동성(Dong Sung Ha),오석진(Seokjin Oh) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회지 Vol.18 No.5
Firing test of solid rocket motor with pintle-technology carried out and the measured pressure-time curve was compared with the values predicted by the internal ballistic and performance analysis. Without baffle, the measured combustion chamber pressure was similar with the predicted pressure at the beginning of combustion, but gradual increase in pressure, which was unexpected with the end-burning grain of which burning area is constant, was observed. A baffle was inserted to make uniform flow over the pintle. Unlike the thruster without baffle, the measured combustion chamber pressure was 1.4 times higher than the predicted value. Through the CFD simulation, 10% of total pressure loss of the flow was observed from combustion chamber to nozzle throat when the baffle was inserted. The measured pressure with baffle was predicted well by considering the total pressure loss in the internal ballistic modelling and performance analysis.
임성택(Seongtaek Lim),하동성(Dongsung Ha),박성한(Seonghan Park),김연철(Yeonchul Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
DACS는 우주에서 Kill Vehicle을 정밀 기동시키는 추진장치이다. DACS 내열부품은 2500℃, 2500psi 수준의 가혹한 작동조건에서 비삭마, 내열 내산화성이 보증되어야 한다. 추력기내의 비례제어형 고온가스밸브는 구동 핀틀/노즐, 밸브바디로 구성되며 레늄계 금속, C/SiC와 같은 세라믹복합재 또는 금속/복합재 복합형 설계를 적용한다. 특히 고성능 DACS를 구현하기 위해 연소온도가 2500℃이상으로 증가하는 경향 때문에 내열성과 구조적성질을 가진 물질과 공정이 절실히 요구되고 있다. 이들 재료는 국내에서 거의 구현되어 본적이 없는 요구되는 분야로서 산학연의 협력연구가 필요하다. DACS is propulsion package maneuvering kill vehicle in space. Hot gas components of DACS shall be operable under extreme environments of temperature 2500℃ and pressure 2500psi, ensuring non-erosion and heat and oxidation resistance. Proportionally controlled hot gas valve including actuated pintle, nozzle and valve body are made of rhenium metal, ceramic composites like C/SiC or metal/composite combinations. More heat capable materials above 2500℃ and new processes are needed to meet high performance DACS propulsions. Not activated this area, intensive cooperation is needed.
기태석(Taeseok Ki),하동성(Dongsung Ha),진정근(Jungkun Jin),이호성(Hosung Lee),윤현걸(Hyungull Yoon) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5
본 논문에서는 고체추진기관 밸브의 내부에 장착한 핀틀의 구동 응답, 추력 및 압력 데이터를 이용하여, 연소시험 시 발생한 고체추진기관 내부 압력의 비정상 특성을 분석하였다. 고체추진기관 밸브의 내부에 핀틀이라는 구조체를 장착하여 핀틀의 축방향 구동을 통해서 노즐목 면적을 조절하고, 이를 통해 고체추진기관의 압력 및 추력을 실시간으로 제어할 수 있다. 이때 연소관 내부의 압력에 비정상 특성이 나타날 수 있으며, 이러한 비정상 특성은 다양한 원인이 종합적으로 영향을 미친 결과이다. 이 경우 핀틀의 구동 응답을 이용한 내부 압력의 재예측 및 추력 대 압력 비 분석을 통해서 압력의 비정상 특성에 각각의 원인들이 미치는 영향을 개별적으로 분석할 수 있다. In this paper, unsteady characteristics of pressure in solid rocket motor were analyzed by using response of pintle actuation, pressure and thrust data from ground test. Pressure and thrust in solid rocket motor can be controlled in real time by varying nozzle throat area with pintle, installed in the valve. Unsteady characteristics of pressure can be observed in this system occurred by various reasons. An effect of each reason can be analyzed individually by re-prediction of pressure with response of pintle actuation and analyzing thrust to pressure ratio.