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안용환(Yonghwan Ahn),이용범(Yongbum Lee),염용일(Yongyeol Yeom),방기복(Gibok Bang),양영준(Youngjun Yang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 논문은 한국형 2.75인치 로켓 추진기관의 독자 모델 개발에 관하여 기술하였다. 개발된 한국형 2.75인치 로켓 추진기관은 추진제 그레인의 형상변경을 통하여 화염안정성을 증대시켰으며, 점화장치에 EMI 필터를 장착하여 우발점화 방지기능을 추가하였다. 그리고 노즐 형상 변경 및 날개 수 증가를 통하여 비행안정성의 향상을 가질 수 있었다. 지상연소시험 및 온도충격시험을 통해 추진제의 성능을 검증하였으며, 약 210발의 비행시험을 통해 기 배치된 추진기관과 비행성능이 동일함을 입증하였다. 성능개량과 더불어 한국형 독자모델 개발로 인한 지적재산권 문제 극복에 기여할 수 있는 근간을 마련했다는데 그 의의가 있다. In this paper, the development of unique model of the 2.75 inch rocket propulsion system is described. Newly developed korean 2.75 inch rocket propulsion system shows the improvement of a flame stability resulted from a change in the configuration of propellant grain, and of an incidental ignition protection function using the EMI filter on ignition system. Moreover it is shown that a directional flight stability is improved by increasing the number of fins and changing the nozzle configuration. Static firing test and thermal shock test were conducted for the validation before flight, and flight test with 210 rounds of rockets was conducted to verify the trajectory uniformity. In addition, intellectual property issues can be overcome with the unique korean 2.75 inch rocket motor as well as the performance improvement.
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명중률 향상을 위한 이중추력형 비행모터 개발에 대한 연구
김한준(Hanjun Kim),안용환(Yonghwan Ahn),김은미(Eunmi Kim),김남식(Namsik Kim),이원복(Wonbok Lee),양영준(Youngjun Yang) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.12
본 논문은 무유도 로켓탄의 명중률을 향상시키기 위해 개발한 이중추력형 비행모터에 관하여 기술하였다. 고연소속도 특성을 지닌 더블베이스 추진제의 형상 조절을 통해 이중추력형 비행모터를 설계하였으며, 실제 지상연소시험을 통해 이중추력 성능을 확인하였다. 연소시험 결과 서스테이닝 단계와 부스팅 단계의 추력비는 약 1:7.6 으로 정상적인 이중추력 특성을 보였으며, 압력강하에 의한 추진제 소화현상은 나타나지 않았다. This paper describes the development of the dual-thrust flight motor for enhancing the hit probability of unguided rockets. We designed dual-thrust flight motor by shape modification of the double base propellant with high burning rate, and confirmed the dual-thrust performance by static firing tests. The test results showed the thrust ratio of about 1:7.6 between sustaining phase and boosting phase, and had a quitely normal dual-thrust characteristics. And the results showed that there was not the fire extinction phenomenon of propellant due to the pressure drop.
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