고체 추진기관의 내탄도 해석

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

The performance of the solid propellant rocket with star-shape grain was analyzed with the assumptions of ideal rocket. The computer program with fortran 77 language was developed to simulate the performance and the results of the numerical data were well agreed with the experimental data, pressure-time and thrust-time curve.
The results of this study are as follows
1. Developed program can be used to analyze other solid propellant rocket with different grain configuration.
2. Maximum burning area occurred at the end portion of the web which is the beginning of the sliver, regardless of the number of inhibiter.
3. In case of one face inhibiting, thrust-time curve was neutral and progressive for both faces inhibiting.
4. The shapes of burning area vs time curve, cumbustion pressure vs. time curve and thrust vs. time curve were similar.
5. In case of one face inhibiting, nozzle exit pressure was 14.6-18.2726(psi) and 13.3282-19.7981(psi) for both faces inhibiting.

목차 (Table of Contents)

• 목차
• Nomenclature = iii
• List of Figures and Table = v
• 1. 서론 = 1
• 2. 이론 = 4
• 2.1 수학적 모델링 4
• 2.2 지배방정식 = 6
• 2.3 연소면적분석 = 9
• 2.3.1 길이방향의 연소면적분석 = 9
• 2.3.1.1 구간 1에서의 연소면적분석 = 9
• 2.3.1.2 구간 2에서의 연소면적분석 = 9
• 2.3.1.3 구간 3(Sliver)에서의 연소면적분석 = 10
• 2.3.2 횡단면(Cross Section)의 연소면적분석 = 11
• 2.3.2.1 구간 1에서의 연소면적분석 = 11
• 2.3.2.2 구간 2에서의 연소면적분석 = 11
• 2.3.2.3 구간 3(Sliver)에서의 연소면적분석 = 12
• 2.4 수치해석 = 13
• 2.4.1 노즐출구 압력계산 = 13
• 2.4.2 연소면적의 구간 2에서의 길이 B의 계산 = 14
• 2.4.3 최소자승법에 의한 Sliver 구간의 Curve Fitting = 14
• 2.5 계산과정 = 17
• 3. 결과 및 고찰 = 18
• 3.1 프로그램의 신뢰성 및 검토 = 18
• 3.2 수치해석 결과 = 18
• 3.3 관계변수들의 경향 = 19
• 3.3.1 연소면적 = 19
• 3.3.2 연소압력 = 19
• 3.3.3 연소속도 = 20
• 3.3.4 추력 = 21
• 3.3.5 노즐면적의 변화 = 22
• 3.3.6 노즐출구 압력 = 23
• 4. 결론 = 25
• Figures = 26
• Table = 37
• Reference = 38
• Appendix[A]--지배방정식의 유도 = 41
• Appendix[B]--Program = 45
• Abstract = 53
• 감사의 글 = 55