노즐의 팽창 조건에 따라 적용할 수 있는 이론적인 추력을 구하고 구해진 추력식을 이용하여 고체 추진기관의 추력을 조절하는 핀틀 추진기관의 설계변수, 즉 압력지수, 최소 작동압력, 대기압, 소화압력이 추력 조절 성능에 미치는 영향을 분석하였다. 분석결과 압력지수가 클수록, 최소 작동압력이 낮을수록, 대기압이 높을수록, 그리고 소화압력이 높을수록 핀틀로 노즐목 면적 크기를 조금만 조절하여도 낮은 연소관 압력 조절 범위에서 충분히 원하는 추력비를 얻을 수 있음을 확인하였다.
노즐의 팽창 조건에 따라 적용할 수 있는 이론적인 추력을 구하고 구해진 추력식을 이용하여 고체 추진기관의 추력을 조절하는 핀틀 추진기관의 설계변수, 즉 압력지수, 최소 작동압력, 대기압, 소화압력이 추력 조절 성능에 미치는 영향을 분석하였다. 분석결과 압력지수가 클수록, 최소 작동압력이 낮을수록, 대기압이 높을수록, 그리고 소화압력이 높을수록 핀틀로 노즐목 면적 크기를 조금만 조절하여도 낮은 연소관 압력 조절 범위에서 충분히 원하는 추력비를 얻을 수 있음을 확인하였다.
Theoretical thrust equations for the diverse nozzle expansion condition were derived. By using the obtained thrust equations, parametric studies were carried out to estimate the effect of pressure exponent, minimum operation pressure, ambient pressure and extinguishment pressure on thrust modulation...
Theoretical thrust equations for the diverse nozzle expansion condition were derived. By using the obtained thrust equations, parametric studies were carried out to estimate the effect of pressure exponent, minimum operation pressure, ambient pressure and extinguishment pressure on thrust modulation performance in pintle-nozzle solid rocket motors. Analysis results showed that thrust turndown ratio can be easily attained by small nozzle-throat area variation at high pressure exponent, low minimum operation pressure, high ambient pressure and high extinguishment pressure condition. At those conditions, the highest chamber pressure to obtain the intended thrust turndown ratio can be minimized.
Theoretical thrust equations for the diverse nozzle expansion condition were derived. By using the obtained thrust equations, parametric studies were carried out to estimate the effect of pressure exponent, minimum operation pressure, ambient pressure and extinguishment pressure on thrust modulation performance in pintle-nozzle solid rocket motors. Analysis results showed that thrust turndown ratio can be easily attained by small nozzle-throat area variation at high pressure exponent, low minimum operation pressure, high ambient pressure and high extinguishment pressure condition. At those conditions, the highest chamber pressure to obtain the intended thrust turndown ratio can be minimized.
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문제 정의
본 논문에서는 핀틀 움직임에 따라 변하는 노즐 팽창비를 고려한 이론적 추력을 노즐 압력비(Nozzle Pressure Ratio:NPR)와 노즐 팽창비(Nozzle Expansion Ratio:ε)의 함수로 구하고 추진제 압력지수 변화, 대기압 변화, 최소 작동 압력 그리고 추진제 소화 압력과 같은 설계조건이 핀틀 추진기관의 추력 조절 성능에 미치는 영향을 분석하였다.
가설 설정
1-(a)) 노즐목 면적이 증가하지만 연소관 압력과 연소속도의감소로 질량 유량률(Mass flow rate)이 감소하게 되어 추력이 작아지게 된다. 반대로 핀틀이 노즐목 가까이 이동하여(그림 1-(b)) 노즐목 면적이 감소하면 연소관 압력과 연소속도의 증가로 질량 유량율이 증가하므로 추력이 커지게 된다. 핀틀 추진기관의 경우, 높은 추력은 Booster 단계에서, 낮은 추력은 Sustainer 단계에서 사용한다.
제안 방법
그리고 식(6)의 모멘텀 추력에서 Me는 노즐 내부에 수직 충격파가 생기면 등엔트로피 유동 조건이 만족되지 않으므로 식(8)의 관계를 그대로 적용할 수 없다. 대신에 외부에서 열(Heat)이나 일(Work)이 작용하지 않는 단열(Adiabatic)조건의 Non-isentropic 유동을 적용하여 구하였다[10].
NPR에 따른 노즐팽창 정도가 추력 크기에 영향을 주므로 최소 작동 압력이 추력 조절 성능에 영향을 주게 된다. 압력지수가 0.75인 추진제를 적용하여 최소 작동 압력을 3.44, 5.17, 6.89bar로 적용하였을 때 추력 조절 성능을 비교하여 Fig. 5에 제시하였다.
연소관 내부에 설치된 핀틀을 움직임으로써 노즐목 크기를 변경하여 원하는 추력을 실시간 조절하는 핀틀 추진기관 이론적 추력을 노즐 팽창 정도를 고려하여 구하였다. 얻어진 추력식을 이용하여 압력지수, 최소 작동 압력, 대기압 그리고 소화압력이 핀틀 추진기관의 추력 조절 성능에 미치는 영향을 분석하여 다음과 같은 결론을 얻었다.
연소관 내부에 설치된 핀틀을 움직임으로써 노즐목 크기를 변경하여 원하는 추력을 실시간 조절하는 핀틀 추진기관 이론적 추력을 노즐 팽창 정도를 고려하여 구하였다. 얻어진 추력식을 이용하여 압력지수, 최소 작동 압력, 대기압 그리고 소화압력이 핀틀 추진기관의 추력 조절 성능에 미치는 영향을 분석하여 다음과 같은 결론을 얻었다.
위에서 얻은 추력식을 적용하여 핀틀 추진기관의 설계조건, 즉 추진제의 압력지수, 대기압, 최소 작동 압력, 그리고 소화압력이 추력 조절 성능에 미치는 영향을 분석하였다. 분석에 적용된 노즐의 초기 팽창비는 4.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
연소관 내부에 핀틀이 장착된 로켓 추진기관이란?
연소관 내부에 핀틀이 장착된 로켓 추진기관(이후 핀틀 추진기관이라 함)은 구동기(Actuator)로 핀틀을 움직여 처음에 설계된 노즐목 면적을 변경시켜 고체 추진기관의 추력을 액체 추진기관과 같이 실시간 자유자재로 조절할 수 있는 첨단 추진기관이다. Fig.
핀틀이 노즐목에서 멀어지면 추력은 어떻게되는가?
핀틀이 노즐목에서 멀어지면(Fig. 1-(a)) 노즐목 면적이 증가하지만 연소관 압력과 연소속도의감소로 질량 유량률(Mass flow rate)이 감소하게 되어 추력이 작아지게 된다. 반대로 핀틀이 노즐목 가까이 이동하여(그림 1-(b)) 노즐목 면적이 감소하면 연소관 압력과 연소속도의 증가로 질량 유량율이 증가하므로 추력이 커지게 된다.
참고문헌 (10)
John Napior and Victoria Garmy, "Controllable Solid Propulsion For Launch Vehicle And Spacecraft Application", AIAA 2006-905, 2006.
Ho-Girl Jung, Changjin Lee and Jae-Woo Lee," Role of Radiation on Dynamic Extinction by Depressurization in Metalized Solid Propellants", Journal of Propulsion and Power, Vol. 20, No. 3, 2004, pp. 432-439
Merkle, C. L., Turk, S. L., and Summerfield, M., "Extinguishment of Solid Propellants by Depressurization: Effects of Propellant Parameters", AIAA 69-176, 1969.
D. C. Sayles, "The development of test motors for advanced controllable propellants", AIAA 73-1206, 1973.
Stephanie Joner and Isabelle Quinquis, “Control of an exoatmospheric Kill Vehicle with a solid propulsion Attitude Control System”, AIAA 2006-6572, 2006.
Mattingly, J. D.,"Element of Gas Turbine Propulsion", McGraw-Hill series, 1996
Summerfield M., Foster C., and Swan W.,"Flow separation in Overexpanded Supersonic Exhaust Nozzle", Jet propulsion, Vol. 24, No. 9, pp. 319-321,1954
Maurice J. Zucrow and Joe D. Hoffman, "Gas Dynamics", John Wiley & Sons, INC., 1976
George P. Sutton," Rocket Propulsion Element-An Introduction to the Engineering of Rockets", John Wiley & Sons, INC.,1992
Michel A. Saad, "Compresible Fluid Flow", Prentice Hall, INC.,1985.
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