PVC를 이용한 소형 고체 로켓 모터 개념 설계

전명식(Myoungsik Jeon),고영우(Yeongwoo Ko),한형석(Hyungseok Han),이나원(Nawon Lee),한철희(Cheolheui Han) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.11

본 논문에서는 PVC를 이용한 소형 고체 로켓 모터와 노즐 설계에 중점을 두었다. 기존 steel을 이용한 로켓 모터 설계에서 높은 가공비용 문제를 해결하고자 수행하였으며, steel을 이용한 로켓모터와 동등대비 같은 성능을 낼 수 있도록 중점을 두었다. 모터 설계에 있어서 중요한 노즐 설계와 케이스 설계, 내부 단열 설계를 중점으로 다루었으며, 차후 본 과정을 수십 회의 실험을 통해 안정성을 검토 하겠다. In this study, it focuses on a small solid rocket motor using PVC and a nozzle design. This study is carried out in order to lessen the high processing cost of the rocket motor design using the existing steel motor. It focuses on obtaining the same performance compared to the rocket motor using steel. This paper covers nozzle design, case design and internal insulation design which are important in designing motor. Through several numbers of the experiment, the safety of the small solid rocket motor using PVC will be examined.

KNSB 기반 고체 연료 로켓 TU-1 개발 및 시험

박재형(Jaehyung Park),성진원(Jinwon Seong),백재웅(Jaewoong Baek),박준영(Junyoung Park),박태윤(Taeyoon Park),유희철(Hui-Cheol Yu),심재욱(Jaewook Shim),김준서(Junseo Kim),송민찬(Minchan Song),구민승(Minseung Ku),남윤호(Yoonho Nam),김은솔( 한국추진공학회 2023 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2023 No.11

본 연구는 KNSB 고체 연료를 사용하여 목표 고도 400m에 도달하는 로켓 TU-1에 대한 설계와 시험 결과를 서술한다. TU-1은 220N급 KNSB 모터를 탑재하여 추력을 얻으며 모터는 100m 밖에서 유선으로 점화하도록 설계되었다. 비행 중 로켓의 자세 각도와 고도 그리고 챔버 압력을 측정하고 저장할 수 있는 에비오닉스 시스템을 탑재하고 있으며 최고 고도 도달 이후 지상으로 로켓을 손상 없이 회수하기 위한 회수 시스템을 탑재하고 있다. 회수 시스템은 용수철 사출 방식을 사용했으며 자체 개발한 사출 모듈을 탑재했다. 공력 안정성과 구조 안정성을 고려한 외탄도 설계를 진행했고 로켓을 최대한 경량화했다. TU-1의 성공적인 비행을 위해 시스템에 대한 상세 검증 시험을 진행했으며 연소 시험의 경우 연동 시험을 포함하여 16회, Static Fire Test 1회 그리고 TU-1 Test Model에 대한 비행시험을 완료했다. This paper describes the design process and test result of TU-1 model rocket which targets 400m altitude by using KNSB solid rocket motor. TU-1 uses 220N KNSB solid rocket motor to obtain the thrust and the system is designed to ignite by wire out of 100m distance. TU-1 has an avionics system that can measure and save the data set which contains attitude of rocket, altitude and chamber pressure during the flight. It also has a own recovery system to return the rocket back to the ground without any damage. The recovery system operates by mechanical ejection using spring. TU-1 is designed with aerodynamic and structural stability and we design the rocket as lightweight as possible. For the successful flight of TU-1, rigid verification was conducted on the whole system. For, Hot Fire Test, 16 times of tests were conducted, one Static Fire Test and flight test was completed.

고도 100m 이상에서의 로켓의 ROLL축 제어

최모건(Morgan Choi),김지웅(Jiwoong Kim) 한국추진공학회 2020 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2020 No.11

본 보고서는 순천대학교 로켓동아리 ‘로켓단’에서 개발하고 제작한 로켓의 기술 보고서이다. 로켓의 미션에 대한 이론적 내용과 설계 및 제작 과정에 대한 보고이다. 로켓은 엔진, 제어, 사출의 3가지 파트로 나누어 개발하였으며 반작용 휠을 이용한 로켓의 roll축 제어를 탑재하였다. 무선통신을 활용한 양방향 통신을 진행하였다. 이 연구의 목표는 전국대학생로켓연합회 회원들과 함께 로켓의 안전성을 검증하고 기술을 점검 및 발전시키는 것에 그 목표를 둔다. This report is about Technology of Rocket developed by Suncheon National University Rocket Club ‘RocketDan’. This report include theoretical background of mission and process of design and production. Our team that seperated to 3part that composed Engine, Control, Parachute Ejection develop Rocket and Roll axis control system and Two-way communication Using Wireless Communication. Target of this Research is development of Rocket’s Stability and tecnology with NURA

하이브리드로켓 연소실 형상 변화에 따른 저주파수 압력진동

박경수(Kyungsoo Park),이창진(Changjin Lee) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

고체로켓 모터 내부에서 L^* 모드, Helmholtz 모드, Chuffing 모드로 인한 저주파수 특성은 연소안정성에 영향을 미치며, 연소실 부피는 저주파수 특성을 변화시키는 중요한 인자이다. 하이브리드 로켓은 고체로켓과 매우 흡사한 내부유동 특성을 가지고 있으므로, 본 연구에서는 연소실과 후연소실의 형상 변화에 따른 저주파수 특성과 연소압력진동에 미치는 영향을 관찰하였다. 연소실의 형상을 변화시킨 결과, 저주파수 특성이 나타나기도 하고 사라지기도 한다. 특히 연소실의 길이를 2배 확장한 경우, 10~30Hz의 영역에서 주파수 크기가 증폭되며 연소압력진동에 영향을 미친다. 이러한 선택적 공진현상은 하이브리드 로켓의 비선형 연소안정성 발생을 설명할 수 있는 중요한 메커니즘이다. The low frequencies of L<SUP>*</SUP>, Helmholtz and Chuffing modes inside the solid rocket motor affect the instability of the combustion, and the volume of combustion chamber affects these low frequency characteristics. Hybrid rocket engine has similar flow characteristics with solid rocket motor. This paper studied the changes on low frequency and pressure fluctuations due to the geometric changes on combustion chamber and after chamber. As geometry of the combustion chamber changes, the low frequency characteristics appears and disappears. Especially when the length of the combustion chamber is doubled, the low frequency at 10~30 Hz is amplified and pressure fluctuation is also affected. This selective mechanism of resonance may explain the reason why non-linear combustion instability occurs in hybrid rocket combustion.

로켓모타 설계에서 최대예상작동압력의 확률적 결정

이효남(Hyo-Nam Lee),오석진(Seok-Jin Oh),오종윤(Jong-Yun Oh) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

로켓모타의 최대예상작동압력은 전체 비행체의 작동 신뢰성과 효율을 좌우한다. 그 이유는 주요 구조 부품들의 설계압력에 영향을 미치기 때문이다. 이런 중요성에도 불구하고, 이를 어떻게 설정해야 하는지에 대한 지침이 없다. 본 연구에서는 로켓모타의 최대예상작동압력을 확률적으로 결정하는 방법을 제시하였다. 이 방법은 로켓모타의 최대작동압력에 대한 확률밀도를 몬테칼로 방법으로 구하고, 이를 바탕으로 통계적 허용한계를 적용해서 최대예상작동압력을 설정한다. 설계변수들의 확률정보에 근거한 이 방법은 설계자에게 설정값에 대한 정량적 설명을 가능케 한다. Maximum expected operating pressure(MEOP) of a rocket motor is very important for safety and efficiency of a flight system because it governs the design pressure for structural components, such as motor case, blast tube, sealing parts, and mechanical fastened joints. Despite the importance, there is no guideline how to determine MEOP. We propose the probabilistic method to determine MEOP in rocket motor design. This method is such that first the probability density of chamber pressure was obtained using Monte Carlo(MC) method, and then the MEOP was determined by employing the upper one-sided statistical tolerance limit. This method, based on probabilistic information of design variables, enables the designer to quantitatively interpret the value of MEOP.

한국형 표준과학로켓의 내탄도 해석

김신형(Shinhyung Kim),김재수(Jaesu Kim),김태규(Taegyu Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

고체로켓의 내탄도 해석을 통해 표준 과학로켓의 추진기관 요구성능에 따른 개념설계를 수행하였다. 이를 기반으로 최적의 추력 특성을 얻기 위한 추진제 그레인 형상설계를 위해 그레인 단면의 후퇴 길이에 따른 연소면적 분석 데이터를 바탕으로 내탄도 해석을 수행하였다. 내탄도 해석 결과, 평균 추력이 8902.5 kgf으로서 한국형 표준과학로켓의 추진기관 요구성능을 만족하는 것을 확인하였다. Internal ballastics analysis of the standard research rocket was described in this paper. Propulsion system concept design was performed to meet the performance requirement of the standard research rocket. Based on concept design, gain shape design was performed to obtain the optimal thrust characteristics. The inner ballistic analysis was performed based on data of variable combustion area according to the grain burn-back. As a result of the inner ballistic analysis, it was confirmed that the performance requirement was satisfied as the average thrust was 8902.5 kgf.

로켓 모터의 작동시간이 노즐 열전달 계수에 미치는 영향에 관한 연구

김진수(Jin Soo Kim) 대한기계학회 2011 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2011 No.10

To guarantee the exact control of missile warhead, it is necessary to confirm the safeties of structural and fluid/thermo dynamic view points in a rocket motor. Specially, in a rocket motor despite of shortness in operating time of the rocket motor, it occurs frequently some problems of ablation at the vicinity of the nozzle throat and failure in the system itself. In these connections, in the present study, the effect of the operating time of a rocket motor on the coefficient of convective heat transfer at the nozzle wall is investigated by numerical analysis. As a result, it is turned out that the heat transfer coefficient is largest at the just ahead of nozzle throat and decreases with the increase of operating time of the rocket motor. Furthermore, we found that the smaller the radius of curvature of throat is, the maximum coefficient of convective heat transfer becomes larger.

침식연소 현상을 고려한 고체 모터 내탄도 성능 예측

이정섭(Jeongsub Lee),진정근(Jungkun Jin),김신회(Shinhoe Kim),박재범(Jaebeom Park),이방업(Bangeop Lee),정규동(Gyoodong Jung) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

고체 로켓 모터의 경우 침식연소 현상에 의해 연소속도의 변화가 발생할 수 있는 가능성이 있다. 이러한 침식연소 현상이 발생할 경우 압력 거동이 달라지기 때문에 내탄도 성능은 물론 구조적 안정성에도 큰 영향을 끼친다. 따라서 침식연소 현상이 발생하는 고체 로켓 모터의 경우 내탄도 성능 해석을 수행함에 있어서 침식연소 효과를 적용하여야 한다. 본 논문에서는 Lenoir & Robillard 모델식을 적용하여 침식연소 현상을 예측하기 위해 침식연소 모사모타의 제작, 시험 및 분석을 수행하였으며, 이를 토대로 침식연소 모델링을 수행하였다. 침식연소 모사모타는 세장비를 충분히 크게 설계하였으며, DBST 센서를 적용하여 연소관 위치별로 압력을 측정하였다. 시험 결과 침식연소 현상이 발생함을 확인하였으며, 이를 통해 침식연소 모델링을 적용한 내탄도 성능 예측을 수행할 수 있었다. The burning velocity is able to be varied due to the erosive burning in the case of solid rocket motor. The internal ballistic performance as well as structural safety can be affected if the erosive burning phenomenon is occurred since the pressure inside the motor is varied. Therefore, the erosive burning should be considered in the case of internal ballistic analysis of solid rocket motor if the erosive burning is expected. In this paper, Lenoir & Robillard model was applied to estimate the erosive burning phenomenon, and erosive burning induced motor was designed, tested, and the results was analyzed. The ratio of length to diameter was designed as large enough to induce the erosive burning, and the DBST sensor was applied to measure the pressure at each point on the motor case. The erosive burning was confirmed from test results, and the estimation of internal ballistic performance was accomplished adapting erosive burning model.

고체 추진기관의 격벽형 펄스분리장치 연구

조원만(Won-Man Cho),김원훈(Won-Hoon Kim),장홍빈(Hong-Been Chang),오종윤(Jong-Yun Oh),이방업(Bang-Eop Lee),이종원(Jong-Won Lee) 한국추진공학회 2009 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2009 No.5

다중펄스 로켓모타 기술은 일회성 추력발생 방식을 다회성으로 펄스화하여 로켓모타의 보유 에너지를 효율적으로 배분함으로서 유도탄의 사거리 증가와 종말속도를 향상시키므로 기동성과 명중률을 크게 향상시킬 수 있는 첨단기술이다. 본 연구에서는 다중펄스 로켓모타에 적용되는 격벽형 펄스분리장치를 설계하고, 그 시제품을 개발하였다. 펄스 분리장치의 핵심 부품인 격벽과 파열판에 대한 탄·소성 구조 해석을 수행하였다. 제작된 시제품에 대한 구조적 안정성을 확인하기 위한 공압 시험을 실시하였다. 시험 결과를 해석과 비교 분석하였으며, 비교적 일치함을 확인 할 수 있었다. A multiple pulse rocket motor distributes the thrust energy more effectively compared to typical rocket motor as providing subsequent thrusts by the pulse motors of the missile. The pulse rocket motor is the advanced technology to improve an end game capability of the missile by increasing the range and final velocity. A pulse separation device is the core part of the pulse motor. The pulse separation device of bulkhead type was designed and developed. The elastic-plastic structural analysis of the bulkhead and rupture disc was conducted. Several air tests were also conducted to confirm the structural safety and acceptability about the design concept. Test results were compared with the analysis results, which showed reasonable agreements.

3차원 추진제 형상을 고려한 고체 로켓 모터 1차원 해석 연구

오석환(Seok-Hwan Oh),차승원(Seung-Won Cha),김용찬(Yong-Chan Kim),박민수(Minsu Park),노태성(Tae-Seong Roh) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.11

고체 로켓 모터의 성능은 내탄도 해석을 통해 계산할 수 있다. 복잡한 그레인 연소 형상과 고온 고압의 내부 유동을 고려하기 위해서는 다차원 내탄도 해석을 수행해야 한다. 이에 본 연구에서는 1차원 내탄도 해석 모듈과 3차원 그레인 burn-back 해석 모듈을 사용한 고체 로켓 모터 성능 해석 프로그램을 개발 하였다. 개발된 프로그램을 사용하여 고체 로켓 모터의 성능을 해석할 수 있음을 검증 하였다. The performance of the solid rocket motor is calculated using the internal ballistics analysis. the multi-dimensional internal ballistics analysis has been needed for calculation of the performance considering the high pressure-temperature flow and the complicated grain configuration. In this study, the performance analysis program of the solid rocket motor has been developed using the 1-D internal ballistics analysis module and the 3-D grain burn-back analysis module. The developed program has been proven for the performance analysis of the solid rocket motor.