고체 추진기관 설계에는 고체 추진제 연소속도, 요구 추력, 연소관 압력, 연소시간, 탄의 직경, 길이, 무게, 최대 가속도와 같은 많은 설계요소 및 제약이 존재한다. 이러한 요소 및 제약의 최적화를 위해 내탄도/외탄도 해석을 위한 통합 설계 프로그램을 개발하였고 고체 로켓 모터의 시험을 통해 그 유용성을 확인하였다.
고체 추진기관 설계에는 고체 추진제 연소속도, 요구 추력, 연소관 압력, 연소시간, 탄의 직경, 길이, 무게, 최대 가속도와 같은 많은 설계요소 및 제약이 존재한다. 이러한 요소 및 제약의 최적화를 위해 내탄도/외탄도 해석을 위한 통합 설계 프로그램을 개발하였고 고체 로켓 모터의 시험을 통해 그 유용성을 확인하였다.
There exist a lot of factors and restrictions for the design of solid rocket motors like burning rate, of solid propellant, demanded thrust, chamber pressure, diameter, length, weight and acceleration. For the optimization of these factors and restrictions, integrated design software for internal/ex...
There exist a lot of factors and restrictions for the design of solid rocket motors like burning rate, of solid propellant, demanded thrust, chamber pressure, diameter, length, weight and acceleration. For the optimization of these factors and restrictions, integrated design software for internal/external ballistic analysis was developed and verified by the performance test of solid rocket motors.
There exist a lot of factors and restrictions for the design of solid rocket motors like burning rate, of solid propellant, demanded thrust, chamber pressure, diameter, length, weight and acceleration. For the optimization of these factors and restrictions, integrated design software for internal/external ballistic analysis was developed and verified by the performance test of solid rocket motors.
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제안 방법
Runge-Kutta 4th method를 적용해 시간별 압력 및 추력을 계산하도록 하였으며 Kubota Naminosuke의 실험적인 침식연소(Erosive Burning) 모델을 적용하여 간단하면서도 비교적 그 결과가 실제 시험값과 유사한 해석이 가능하도록 하였다. 본 프로그램을 통해 고체 추진기관의 총 연소시간, 총추력, 비추력, 압력/추력선도를 예측한다.
상기와 같이 고체 추진기관 설계를 위한 통합 프로그램을 개발하였으며 해석 및 계산 결과는 Excel 파일 형식으로 저장이 가능하고 모든 프로그램에서 공유할 수 있도록 하였다. 통합 설계 프로그램을 활용해 수행한 추진기관의 기본형 및 성능개량형의 설계/제작/시험결과는 다음과 같다.
이를 위해 내/외탄도 해석을 포함한 5가지의 고체 추진기관 설계를 위한 통합 프로그램을 개발하였으며 이들 프로그램은 SRMSI(Solid Rocket Motor System Integrator), MIBA(Motor Internal Ballistic Analyst), PEBA(Projectile External Ballistic Analyst), BRCEC(Burning Rate Coefficient & Exponent Calculator), SMBRC(Standard Motor Burning Rate Calculator)이다.
이론/모형
MIBA(Motor Internal Ballistic Analyst)는 상기 SRMSI의 계산결과 및 화학평형 계산기, Strand Burner 혹은 SMBRC의 입력 자료를 활용해 추진기관의 내탄도 해석을 수행하기 위한 프로그램이다. Runge-Kutta 4th method를 적용해 시간별 압력 및 추력을 계산하도록 하였으며 Kubota Naminosuke의 실험적인 침식연소(Erosive Burning) 모델을 적용하여 간단하면서도 비교적 그 결과가 실제 시험값과 유사한 해석이 가능하도록 하였다. 본 프로그램을 통해 고체 추진기관의 총 연소시간, 총추력, 비추력, 압력/추력선도를 예측한다.
SRMSI(Solid Rocket Motor System Integrator)는 정상상태(Steady State)에서 제약요소인 특정 연소관 압력 및 탄의 직경 제약 하에 요구 추력을 획득하기 위해서 추진제의 조성을 선택하고 추진제 연소면적 및 노즐의 형상(노즐 목/확장부 직경, 확장비)을 결정하기 위한 프로그램이다. 이를 통해 획득된 추진제 조성 및 연소면적은 내탄도 해석 프로그램인 MIBA의 입력자료로 활용되며 노즐 목/확장비는 특성 곡선법에 의한 노즐형상설계에 활용된다.
성능/효과
설계 결과, 동일 연소관 내에서 기본형 대비 약 2%의 추진제 충전률을 증가시켰으며 총추력 약 2,000lbf (8,900 N)을 향상시켰다. 또한, 유도형 추진기관에 적합한 감쇄(Regression)형 추력선도를 획득할 수 있었다.
추진기관의 설계/제작/시험을 통해 고체 추진기관 설계 틍합 프로그램을 유용성을 확인할 수 있었으며 설계를 위해 소요되는 시간을 크게 단축할 수 있었다. 향후 SRMSI의 계산 결과를 바탕으로 Foelsh method에 의한 초음속 노즐 형상 설계 프로그램을 개발할 예정이며 이는 노즐 열해석을 위한 입력변수를 제공하고 설계 단계에서 핀(Fin)과의 간섭여부의 확인이 가능하게 할 것이다.
후속연구
추진기관의 설계/제작/시험을 통해 고체 추진기관 설계 틍합 프로그램을 유용성을 확인할 수 있었으며 설계를 위해 소요되는 시간을 크게 단축할 수 있었다. 향후 SRMSI의 계산 결과를 바탕으로 Foelsh method에 의한 초음속 노즐 형상 설계 프로그램을 개발할 예정이며 이는 노즐 열해석을 위한 입력변수를 제공하고 설계 단계에서 핀(Fin)과의 간섭여부의 확인이 가능하게 할 것이다.
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