이중펄스 추진기관의 격막형 펄스분리장치 개발

이방업(Bangeop Lee),구송회(Songhoe Koo),홍석현(Seokhyun Hong),김신회(Shinhoe Kim),고승원(Seungwon Ko),이장한(Janghan Lee) 한국추진공학회 2019 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.5

이중펄스 추진기관은 하나의 충전체 내에 펄스분리장치를 설치하여 추진제 에너지를 효율적으로 배분함으로써 유도탄의 사거리 연장과 종말속도를 향상시키는 중요한 역할을 한다. 펄스분리장치는 1단 펄스의 작동시 열 및 구조적으로 안전해야 하며 2단 펄스 작동시 적당한 압력에서 파단되고 연소가스의 흐름을 용이하도록 해야 한다. 다양한 소재의 시편시험과 펄스분리장치의 공압시험 및 지상연소시험을 통해 다양한 소재와 형태의 펄스분리장치를 개발하여 유도탄 체계에의 적합성을 검증하였다. DPRM plays an important role on the extension of the mission distance and increase of the final velocity of the guided missile by installing PSD in the combustion chamber. PSD should be thermally and structurally safe enough for the first pulse operation and shoud be ruptured at the appropriate pressure of the second pulse and give sufficient path for the combustion gas. Specimen tests, LTs, APTs, and GFTs were performed for various materials ans shapes of the PSDs, which gave good applicability for the missile system.

격막형 펄스분리장치 설계 및 구조해석

이방업(Bangeop Lee),윤수진(Sujin Yoon),김신회(Sinhoe Kim),정규동(Gyoodong Jung),고승원(Seungwon Ko) 한국추진공학회 2016 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2016 No.12

다중펄스 추진기관은 고체 추진기관의 에너지를 효율적으로 배분하여 유도탄의 최고속도를 낮춰 항력과 공력가열을 최소화시키고 평균속도를 증가시킴으로써 최대사거리를 연장하거나, 종말 단계에서 추력방향 조종장치와 연계하여 유도탄의 기동성을 증가시킨다. 펄스분리장치는 격벽형과 격막형이 있으며 1단 추진제 그레인과 2단 추진제 그레인 사이에 설치되어 적절한 시간간격을 두고 추진제를 연소시키도록 하는 부품이다. 본 논문에서는 격막형 펄스분리장치의 형상설계를 위해 시편시험으로 획득한 소재의 물성치 모델을 적용한 구조해석 결과와 시험 결과를 비교하여 해석의 타당성을 검증하였고, 이 결과를 바탕으로 격막형 펄스분리장치를 해석함으로써 형상설계 인자를 도출하였다. The multi pulse rocket motor is used to increase the missile range by decreasing the maximum velocity and aerodynamic heating with effectively controlled propellant energy and to increase missile maneuverability near target with thrust vector control system. The pulse separation device with bulkhead type or membrane one is located between 1<SUP>st</SUP> propellant grain and 2<SUP>nd</SUP> one to separate the combustion of each grain for some interval. For the design of the configuration of pulse separation device, specimen tests of the materials and numerical analyses of those were compared to estimate the validity of the material model, and the behaviors of several pulse separation devices were analyzed for better design of pulse separation device.

F형 다중펄스 로켓모타 적용 펄스분리장치 특성 분석

이동원(Dongwon Lee),이원복(Wonbok Lee),김인식(Insik Kim),이방업(Bangeop Lee) 한국추진공학회 2012 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2012 No.5

본 연구에서는 격벽형 펄스분리장치의 성능을 검증하기 위하여 실물형 Flight-type의 이중펄스 로켓모타 추진기관을 설계, 제작하여 지상연소시험을 수행하였다. 지상연소시험 시 계측한 추진기관의 압력, 추력, 진동 결과를 바탕으로 펄스분리장치의 파열특성인 파열시간과 파열압력 분석을 실시하였고 연소시험 후 3차원 측정기를 이용한 삭마량 측정을 실시하였다. 그 결과, 펄스분리장치가 파열조건 및 열적 안전성을 만족하는 것을 확인할 수 있었다. In this study, the full scale flight type Dual-Pulse Rocket Motor(DPRM) with the bulkhead type Pulse Separation Device(PSD) was designed, manufactured, and fire-tested. The bursting time and pressure of PSD were analyzed by the pressure, thrust and vibration results of static fire tests and ablation of PSD was measured with 3-D coordinate measuring machine. As a result, PSD requirements, bursting conditions and thermal safety, were satisfied.

응력 완화를 위한 추진제 그레인 폼 코아 형상 설계

이상원(Sangwon Lee),조원만(Wonman Cho),정규동(Gyoodong Jung),이방업(Bangeop Lee) 한국추진공학회 2015 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2015 No.5

고체로켓모터는 작동온도와 압력에 따라서 추진제의 접착면 및 그레인 내부에 응력 및 변형율이 발생한다. 이 응력과 변형율값이 추진제의 물성 극한값을 초과하면 추진제의 균열과 접착분리가 발생되므로, 추진제의 연소면적을 급속히 증가시켜 내압이 빠르게 증가하고 연소관이 고온가스에 노출되어 폭발에 이르게한다. 본 연구에서는 부츠를 적용하기 어려운 이중 펄스로켓의 2단 모터에 추진제 그레인의 응력 완화를 위해 1/4 원 모양의 폼 코아 형상을 설계하였다. Abaqus code를 이용하여 접착 응력 및 변형율을 해석하고, 추진제의 물성치와 비교하여 안전율을 계산하였으며, P-Groove 형상을 기본으로한 폼 코아 형상을 수정하여 응력과 변형율을 완화시키는 형상을 도출하였다. Stress and strain in the propellant grain are generated by operating temperature and pressure in the solid rocket motor. If the stress and strain results exceed the ultimate values of the propellant, cracks and surface separation are occurred in the propellant grain. Those phenomena caused the catastrophic motor failure by rapid pressure rise according as increasing the burning surface. This study is presented quarter circle shaped foam core for a stress reliever in the second stage of dual pulse rocket motor. The stress and strain are analyzed by means of Abaqus code, and safety factors are calculated to the physical properties of the propellant. The foam core shapes with basic P-Groove are modified and analyzed for the final shape to relieve the stress and strain.

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.

다중펄스 로켓모타 적용 격막의 접착 특성 분석

이동원(Dongwon Lee),권태하(Taeha Kwon),이방업(Bangeop Lee),정규동(Gyoodong Jung) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.5

다중펄스 로켓모타에 적용되는 격막형 펄스분리장치는 2단 펄스모타의 추진제 자연발화 온도를 고려하여 두께 선정을 해야 한다. 이를 위해 격막에 온도센서를 부착 후 지상연소시험을 수행하였으며, 도출된 격막 두께를 반영한 격막 부착기구의 세부 설계를 위해 Peel, Shear, Cubic 시편시험을 수행하였다. 시험 시 격막 부착기구에 적용되는 접착체의 종류, 접착 두께 비율, 운용 온도를 변화하였을 때 어떠한 특성을 나타내는지 확인하였다. The thermal barrier type Pulse Separation Device(PSD) applied at Multi-Pulse Rocket Motor(MPRM) should be considered its thickness for preventing auto-ignition of propellant loaded in 2nd pulse motor. To setting a thickness, static ground tests about MPRM were conducted using temperature sensors attached on PSD. After setting the thickness, specimens(peel, shear, cubic) test was conducted to design detail dimensions and attachment mechanism of PSD. When testing the specimens, characteristic change of attachment mechanism was verified caused by changing adhesive types, thickness ratio and operate temperatures.

격막형 펄스분리장치 기술동향 연구

김원훈(Wonhoon Kim),이방업(Bangeop Lee),구송회(Songhoe Koo),이원복(Wonbok Lee) 한국추진공학회 2010 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2010 No.11

본 논문에서는 서방에서의 격막형 펄스분리장치를 적용한 다중펄스 로켓모타 기술개발 현황과 소요기술을 분석하였으며, 전방 및 후방 점화 시스템 방식의 이중펄스 로켓모타에 대한 개념설계 결과를 제시하고 있다. In this paper, the present status of research, development, and required technologies for the thermal barrier type dual-pulse rocket motor of the advanced countries was analysed. The result of the conceptual design of the forward or backward ignition systems was also demonstrated.

이중펄스 로켓모타의 격막형 펄스분리장치 설계 및 성능평가

김진용,권태하,이원복,조원만,이방업,정규동,이영우,Kim, Jinyong,Kwon, Taeha,Lee, Wonbok,Cho, Wonman,Lee, Bangeop,Jung, Gyoodong,Rhee, Youngwoo 한국군사과학기술학회 2015 한국군사과학기술학회지 Vol.18 No.1

The dual pulse rocket motor(DPRM) distributes the propellant energy effectively via pulse separation device(PSD) to improve the range and terminal velocity of the missile. There are two types of PSD such as bulk head type and thermal barrier type. A subscale thermal barrier type DPRM was designed, manufactured, and tested. The results showed good understanding of the characteristics of the PSD and will be applied to the design of the full scale DPRM.

고체추진기관의 격막형 펄스분리장치 설계에 관한 연구

김진용(Jinyong Kim),권태하(Taeha Kwon),이원복(Wonbok Lee),이방업(Bangeop Lee) 항공우주시스템공학회 2013 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2013 No.10

이중펄스모타의 격막형 펄스분리장치 연구(Ⅳ)

김진용(Jinyong Kim),권태하(Taeha Kwon),이원복(Wonbok Lee),조원만(Wonman Cho),이방업(Bangeop Lee),정규동(Gyoodong Jung),이영우(Youngwoo Rhee) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

이중펄스 로켓모타는 두 개의 펄스모타 사이에 격벽 또는 격막을 통하여 1단 펄스모타 연소 후 2단 펄스모타가 연소하는 방식으로 일회성 추력 방식이 아닌 효율적으로 이중추력을 조절한다. 이러한 추력 배분을 통하여 사거리와 종말속도를 증가시켜 미사일의 기동성 및 사거리를 향상시킨다. 본 연구에서는 격막 펄스분리장치를 full scale 이중펄스모타에 설계하였으며 지상연소시험을 통하여 분석하였고, 결과적으로 펄스분리장치의 파열 특성을 파악할 수 있었다. Dual pulse rocket motor(DPRM) has a rocket motor with different pulse grains divided by a pulse separation device(PSD) such as a fragile bulkhead or a thermal barrier type. It distributes thrust energy very effectively via pulse separation device to improve range and terminal velocity of a missile. This paper contains the thermal barrier design and experimental analysis through ground firing tests of full scale DPRM. The results showed good understanding of the characteristics of the PSD.