nglaura/koreascience-summarization huggingface dataset:
ADN 기반 고성능 친환경 단일추진제 추력기는 독성의 하이드라진을 대체하기 위해 유럽 등지의 우주 선진국에서 활발히 연구 중에 있으며, 고성능 친환경 단일추진제 중 유일하게 우주 환경에서 시험을 통해 검증을 수행한 바 있다. 본 연구에서는 ADN 기반 고성능 친환경 단일추진제 추력기의 국내 자체 개발을 위해 추진제 및 분해 촉매를 합성하고, DSC-TG 분석을 통해 추진제의 촉매 연소 성능을 검증했다. 또한 5 N 급 액체 단일추진제 추력기를 활용하여 연소 시험을 수행하여 추진제의 촉매 연소를 확인했다.

Research of ADN-based monopropellant thruster is progressed by developed countries in Europe to replace toxic hydrazine, and ADN-based monopropellant thruster system is the only system that was proved in space environment. In this research, ADN-based propellant and catalyst was fabricated to develop ADN-based monopropellant thruster, and catalytic combustion performance with fabricated propellant and catalyst were evaluated with DSC-TG analysis. Catalytic combustion of propellant and catalyst was determined with firing test using 5 N scale liquid monopropellant thruster.

(게재일: 2017.05.31)
마이크로 터보제트엔진을 이용하여 S형상 배기노즐의 플룸의 적외선 신호 특성을 이해하기 위하여 적외선 신호 특정 연구를 수행하였다. 엔진 배기노즐은 원형노즐과 가로세로비가 5인 사각형 노즐 그리고 가로세로비가 5.2인 S형상의 배기노즐을 제작하여 실험을 수행하였다. 배기가스에서 방출되는 적외선 신호는 가로세로비가 클수록 적외선 신호의 크기가 점차 감소하는 경향을 보였고 배기노즐의 형상이 S형상의 경우 사각형 노즐 보다 적외선 신호가 28.4% 감소하는 것을 확인하였다.

Infrared signal measurement are conducted from a micro-turbo jet engine with different nozzle configurations. The conventional cone type, a S-shaped type with aspect ratio 5.2 and five rectangular type nozzle with different aspect ratios are used for this experiment work. The result show that infrared signal from the exhaust gas decrease as the aspect ratio increase. In case of S-shaped nozzle, the maximum infrared signal is reduced about 28.4% when compared of rectangular nozzle with aspect ratio 5(AR5).

(게재일: 2017.05.31)
한국형발사체 각 단 추진기관시스템의 성능 검증을 위해 나로우주센터에 추진기관시스템 시험설비(PSTC, Propulsion System Test Complex)가 구축되었다. 본 논문은 PSTC 지상설비와 발사체 운용 및 제어를 위해 개발된 통합제어시스템(MCS, Main Control System)의 설계, 개발 현황, 시운전 결과에 관한 내용이다. MCS는 시험대상체와 지상시스템의 인터페이스에 활용될 예정이며, 시험책임자에 의한 시험운용 및 시퀀스 처리를 수행하게 된다. 또한 시험책임자 모의시험운용에도 활용될 예정이다.

The Propulsion System Test Complex(PSTC) was constructed for the verification test of each stage's propulsion system of KSLV-II. Main Control System(MCS) is the system to operate the onboard equipment and the ground equipment of the PSTC simultaneously. This paper describes the critical design, the development status, and test results of Main Control System. The MCS will be used for the interface connection between ground control systems and onboard equipment. Test sequence and operation process of the Work Manager will be conducted by MCS.

(게재일: 2017.05.31)
노즐의 실험결과와 FLUENT, 경계층 적분법, Bartz 예측식을 사용하여 수치계산한 대류열전달계수를 서로 비교하였다. 또한 NASA HIPPO 노즐을 대상으로 FLUENT와 경계층 적분법을 이용하여 연소가스특성에 따른 대류열전달계수를 계산하고 압력과의 상관관계를 비교하였다. NASA HIPPO 노즐을 대상으로 열반응 해석을 실시하여 연소가스특성에 따른 삭마두께와 숯 깊이를 비교하였다.

Experimental results of nozzles were compared with numerically calculated convective heat transfer coefficients using FLUENT, Boundary Layer Integration Method and Bartz predictions. Also, the convective heat transfer coefficients were calculated by using FLUENT and boundary layer integration method for NASA HIPPO nozzles according to the characteristics of combustion gas and the correlation between pressure and pressure was compared. Finally, thermal analysis of NASA HIPPO nozzle was performed to compare the ablation thickness and char depth according to the combustion gas characteristics.

(게재일: 2017.05.31)
본 논문은 발사체의 지상대기 및 운용 중 격실 내부의 열제어 및 화재/폭발 방지를 위해서 적용되는 열제어/화재안전계에 대한 설계 및 시험에 대해서 기술한다. 고려된 시스템은 한국형발사체 개발의 일환으로 진행되고 있는 시험발사체의 열제어/화재안전 시스템으로 이 시스템은 나로호의 경험을 토대로 고압 시스템을 적용한다. 고압 및 저압 시스템의 선정은 발사대의 가스공급 설비 및 발사체의 특성을 고려해서 선정하며 이에 따라 시스템의 구성도 달라진다. 결과적으로 개발된 시스템은 시험을 통해서 초기의 설계 조건을 만족하는 결과를 얻을 수 있음이 확인되었으며, 이러한 시스템은 한국형발사체의 개발에 그대로 확장되어 적용될 예정이다.

This paper describes the design and test of the thermal control and fire safety system for thermal control and the fire/explosion prevention of inside the compartment during the preparation and operation of the space launch vehicle at the launch pad. The system considered here is for the test launch vehicle which is being developed as part of the development of the Korean Space launch vehicle-II. This system applies the high pressure system based on the heritage of Naro launch vehicle. The selection of thermal control and fire safety system from high pressure and low pressure system is done in consideration of the characteristics of the launch pad gas supply system and the characteristics of launch vehicle, and the system configuration is also changed accordingly. As a result, it has been confirmed that the developed system satisfies the initial design conditions through the test. Moreover the system will be applied to the development of the Korean launch vehicle in the future.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 필라멘트 와인딩을 이용한 원통형 복합재 격자구조체의 제작 공정을 서술하였다. 원통형 복합재 격자구조체는 크게 네 단계의 제작 공정을 통해 제작된다. 격자 형상을 갖는 실리콘 금형을 맨드릴에 설치하고 연속 섬유를 실리콘 금형 위에 와인딩 한다. 섬유의 와인딩 후 모든 영역에서 동일한 두께를 갖도록 섬유 교차부의 압착 공정을 수행한다. 마지막으로 복합재 격자구조체를 오븐에서 경화하고 금형을 탈형한다. 제작된 제품의 치수는 설계 사양과 비교하여 2.4%의 오차가 발생하는 것을 확인하였다.

In this paper, manufacturing processes of cylindrical composite lattice structures using filament winding method was described. Cylindrical composite lattice structures were manufactured in accordance with four major steps. Silicon mold of lattice shape was installed on mandrel and then continuous fiber was wound on silicon mold. After winding process, in order to ensure the same thickness for all regions, compression process was done for its intersection parts. Finally, the composite lattice structure was demoulded after curing in oven. It was found that the manufactured cylindrical composites lattice structure had 2.4% of dimensional error compared to the design requirements.

(게재일: 2017.05.31)
한국형발사체 발사대시스템의 지상기계설비는 수평상태로 총 조립된 발사체를 조립동에서 발사패드로 이송하여 기립 후 안착시키고, 발사체로의 추진제 공급을 위한 공급 및 분리장치를 제공하며 발사체 이륙까지의 기구학적인 동작과 기계적인 운용을 담당하는 설비이다. 본 논문에서는 한국형발사체의 요구조건을 충족시키기 위하여 개발 중인 지상기계설비들의 구성과 기능, 형상 설계 결과를 소개하고, 발사운용절차에 따른 각 장치들의 운용개념을 소개한다.

The mechanical ground support equipment of KSLV-II launch complex is a collection of systems for transporting, erecting, lowering the launch vehicle and for providing an interface to supply propellants to the launch vehicle. In this paper, compositions, functions and design results of mechanical ground support equipment are introduced. In addition, the operation concept of each equipment along with operation procedure is presented.

(게재일: 2017.05.31)
한국형발사체를 독자개발하기 위한 연구개발이 한국항공우주연구원을 중심으로 2010년 이후 수행 중에 있다. 발사대 장비 중 발사체고정장치는 발사체를 발사패드 위에 수직으로 기립시킨 후 발사체 하부를 고정하여 풍하중 등 외부 하중으로부터 발사체를 견고하게 고정하는 장치로, 발사체 1단 엔진 점화 후 발생된 추력이 발사체의 이륙중량을 초과되어 이륙이 시작하는 발사초기에 다른 지상장비들과 마찬가지로 발사체 이륙에 간섭이 되지 않도록 고정장치를 빠르게 해제 하여야 한다. 파이로밸브는 발사체고정장치를 구성하는 핵심 구성품의 하나로 발사체 단분리 장치 및 위성 분리장치 등에도 적용하는 유사기능부품으로 높은 신뢰도과 빠른 응답특성을 가져야 한다. 본 논문내용을 통해 발사체고정장치용 파이로밸브 개발과정과 한국형발사체에 대한 전반적인 이해의 폭을 넓히고자 한다.

KARI has been conducting R&D for independent development of KSLV-II since 2010. Vehicle holding device is a device for vertically standing SLV on the launch pad of launch complex and fixing the lower part of vehicle in order to firmly fix vehicle so that SLV does not fall from an external load such as a wind load. When thrust generated after the 1st stage engine ignition of SLV must exceed the takeoff weight of vehicle, and holding device should be quickly released so that it does not interfere with takeoff of vehicle like other ground equipment at the beginning of the launch. Pyro-valve is one of the key components constituting VHD, and it should have high reliability and quick response characteristics with similar functional parts applied to launch vehicle separation device and satellite separation device. Through this paper, I intend to broaden the overall understanding of the development process of pyro-valve for VHD and KSLV-II.

(게재일: 2017.05.31)
고속추진체계의 시험평가에는 많은 비용과 시간이 필요하므로 시험자료의 양은 항상 부족하고, 설사 있더라도 지상시험 환경이 실제 비행조건과 일치하는 경우가 드물다. 이러한 이유로 설계자들은 설계결과에 대한 불확실성을 정량적인 확률로 제시하는데 어려움을 가지고 있다. 본 논문에서는 Evidence 기법을 이용하여, 시험자료 대신 개발자들의 경험과 공학적인 지식을 바탕으로 불확실성을 모델링하는 방법을 연구하였다. 연소효율은 이중연소램제트 엔진의 초기설계단계에서 가장 예측하기 어려운 변수중의 하나이다. 유사분야의 경험을 가진 설계자들이 이 값을 제시하는 것으로 가정하여 이중연소램제트 엔진의 설계결과에 대한 불확실성을 산출하였다. 나아가 흡입구와 연소기 출구면적으로 설계변수로, 추력성능과 thermal choking의 가능성을 제약함수로 하는 신뢰성 최적설계를 수행함으로써 시스템의 안전성을 확보하면서 최적의 성능을 얻을 수 있는 설계기법을 탐색하였다.

At the early stage of the development of high speed propulsion systems, the designers suffer from the lack of both the quantity and the quality of test data. In that situation, the associated uncertainties could not be modeled as probabilistic distribution since probabilistic modelling requires large amount of data. In this paper, instead, the information provided by experts based on their experience and engineering knowledge was used to model uncertainty using the evidence theory. In designing the DCR(Dual Combustion Ramjet) engine, the combustion efficiencies, not well understood and little data existing, are assumed to have been provided by experts. And the uncertainties are quantified by Evidence theory. The quantified uncertainties are incorporated into the optimization. The design variables, area of inlet and area of combustor exit, have been found while satisfying reliability margins of thrust and thermal choking. The results show a reasonable design of the engine under the uncertain circumstances.

(게재일: 2017.05.31)
한국형발사체에 적용되는 액체로켓엔진은 가스발생기 개방형 엔진 사이클을 채택한다. 가스발생기에서 연소 불안정이 발생하면 연소 성능이 변하고 진동, 소음 등의 문제점을 야기하거나 하드웨어의 손상을 초래할 수 있다. 본 연구에서는 액체로켓엔진의 가스발생기를 개발하면서 나타난 연소불안정 경험 사례를 소개하고자 한다.

The gas-generator open cycle is adapted for liquid rocket engine of Korea Space Launch Vehicle-II. The combustion instability can interfere with combustion performance and cause a noise and vibration or carry the potential for serious damage. This study introduces the experience cases of combustion instability in development of the gas generator for liquid rocket engine.

(게재일: 2017.05.31)
가스터빈 연소기의 연소불안정성을 평가하기 위해 동적모드분해(dynamic mode decomposition, DMD) 기법을 적용하였다. DMD 기법으로 도출된 감쇠계수(damping coefficient)와 FFT 결과를 비교 분석 하였다. 또한 화염전달함수 (flame transfer function, FTF)를 도출하는 실험적 방법에 DMD 기법을 적용하여 분석을 시도하였다. 기존에 제시된 열방출 섭동을 추출하는 방법에서 개선된, OH PLIF 이미지를 이용하여 열방출 섭동을 추출하는 방법을 사용하였다. 분석 결과, 열방출 섭동의 추출 위치에 따라 화염전달함수의 이득(gain)이 변하는 것을 확인하였다.

Combustion instability of gas turbine is performed by adopting dynamic mode decomposition (DMD). The unstable frequencies are calculated and compared with FFT results. The damping coefficient derived from the DMD technique and FFT results were compared and analyzed. OH radical is measured by experimental work and fluctuation field is extracted and FTF was calculated at various points with DMD. The gains of FTF are changed depending on the extraction position of the heat release fluctuation field.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 하이브리드 로켓을 적용한 SWASH형 수중 운동체의 수중 추진 시험을 수행하였다. 연소실 내부로 물이 들어오지 않게 수밀구조를 적용하였으며, 이에 따른 점화 시퀀스를 설정하여 제어로직을 구성하였다. 시험 결과, 수중에서 안정적으로 점화가 일어난 것을 확인하였으며 구성된 제어 시퀀스를 따라 시스템이 잘 작동하는 것을 확인하였다.

In this paper, Underwater propulsion test of SWASH(Small Waterplane Area Single Hull) type underwater vehicle with hybrid rocket system is performed. Watertight structure is applied to prevent a combustion chamber from water, and the control logic is constructed by setting the watertight ignition sequence. As a results, It is confirmed that the ignition is stable in water, and the propulsion system works well along the configured control sequence.

(게재일: 2017.05.31)
SWASH형 시험선의 제어 시스템에 입력 값으로 사용되는 심도 값은 초음파 센서를 통해 측정한다. 선수부에 부착한 초음파 센서를 통해 수면과의 거리를 측정하여 시험선의 무게중심까지의 거리를 단순히 계산 할 수 있지만, 시험선의 자세와 초음파 센서로 측정한 값에 대한 기하학적 관계를 함께 적용해야만 시험선의 정확한 심도를 예측 할 수 있다. 본 연구에서는 초음파 센서와 시험선의 자세 값을 이용한 SWASH형 시험선의 심도를 보정해주는 방법을 소개한다.

Depth of SWASH(Small Waterplane Area Single Hull) vessel which is an input value of its control system is measured by ultrasonic sensor. Distance to the its center of gravity can be simply calculated through ultrasonic sensor attached to the front of the vessel from the known values. However, it is to be calibrated with respect to its position for the accurate depth because it has geometric relation between the measurement value of ultrasonic sensor and the depth. In this research, depth calibration method of SWASH vessel using its position and ultrasonic sensor is introduced.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 Al 입자가 함유된 고폭약의 성능 특성을 2 상 모델(two-phase model)을 이용하여 수치 해석을 수행하였다. Al 입자의 점화와 연소시간은 고폭약에 비해 상대적으로 긴 시간이 요구되기 때문에, Al 입자연소에 의한 에너지 발산은 고폭약의 데토네이션 후방에서 이루어진다. Al 입자를 함유하는 고폭약은 Al 함유량이 증가함에 따라 데토네이션 속도의 감소와 고폭약 데토네이션 후방에서 Al 입자 연소가 일어나며 이중 데토네이션이 관찰되는 특징이 있다. 본 연구에서는 Al 입자가 함유된 HMX의 데토네이션 특성을 재현하기 위해 최대 Al 함유량 50%를 갖는 confined rate stick이 고려되었으며, 수치해석 결과는 5-25% 함유량에 대한 실험결과와 비교되었다.

The performance characteristics of aluminized high explosive are considered by varying the aluminum(Al) concentration in a two-phase model. Since the time scales of the characteristic combustion process of high explosives and Al particles differ, the process of energy release behind the leading detonation wave front occurs over an extended period of time. Two cardinal observations are reported: a decrease in detonation velocity with an increase in Al concentration and a double front detonation (DFD) feature when anaerobic Al reaction occurs behind the front. In the current study, a series of confined rate sticks are considered for characterizing the performance of aluminized HMX with a maximum Al concentration of 50%. The simulated results are compared with the experimental data for 5%-25% concentrations.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 축소형 제트 엔진을 이용하여 엔진 성능 변화 및 배기 플룸 내 측정 위치 변화에 따른 적외선 (Infrared, IR) 신호 측정을 수행하였다. 엔진의 작동 조건은 각 시험별로 일정하게 유지하였으며, 측정 위치는 노즐 출구를 기준으로 일정한 간격을 두었다. 측정된 IR 신호는 흑체를 사용하여 보정하였다. IR 신호 측정 결과는 스펙트럼별 특성을 분석하기 위하여 3개의 밴드로 나타내었다. 엔진 성능의 감소 및 노즐 출구로부터 거리가 증가할수록 IR 신호는 감소되었으며, 감소 수준은 밴드에 따라 다름을 확인하였다.

In this study, the measurements of infrared (IR) signature were carried out using a small scale engine with the variation of the engine performance and target positions in the exhaust plume. The operating conditions of the engine were kept constant for each test, and the measured positions were sapced at refular intervals from the nozzle exit. The measured IR signature was calibrated by using a blackbody. The results of infrared signature measurements are shown in three bands for analysis of spectral characteristics. As the engine performance decreased and the distance from the nozzle exit increased, the IR signature decreased and the level of decrease varied according to the bands.

(게재일: 2017.05.31)
이상유동 모델과 동적격자계를 활용하여 탄의 사출관 내부의 열유동과 탄의 운동성능을 해석하는 수치모사를 진행하였다. 고온의 공기와 냉각제간의 상호작용 및 유동장을 해석하기 위해, Realizable 난류 모델과 VOF (Volume Of Fluid) 모델을 선정하고 냉각제 유량변이에 따른 수치 해석을 진행하였다. 해석결과, 사출관의 압력은 냉각제의 유뮤에 따라 큰 차이를 보였고, 냉각제량에 따라서도 각각의 차이를 보였다. 탄의 속도와 가속도의 변이는 압력에 종속하여 나타났다.

Numerical simulations were carried out to analyze thermo-fluid dynamic and missile-motion performance by using two-phase flow model and dynamic grid system. To analyze the interaction among the hot gas, coolant, and mixture flow, Realizable turbulence and VOF(Volume Of Fluid) model were chosen and a parametric study was performed with the change of coolant flow rate. As a result of the analysis, pressure of the canister showed a large difference depending on the presence or absence of the coolant, and also showed a dependancy on the amount of coolant. Velocity and acceleration were dependent on the canister pressure.

(게재일: 2017.05.31)
Differential Scanning Calorimetry(DSC)를 이용하여 파이로점화장치에 사용되는 세 가지 고에너지 물질의 열분석 실험을 수행하였다. DSC 실험 데이터를 이용하여 고에너지 물질의 반응속도식을 추출해내는 이론적 방법을 제안하고 반응속도식 추출을 수행하였다. DSC 실험 결과는 Friedman 등전환법으로 분석되었다. 질량분율에 따른 활성화에너지와 빈도인자를 추출해 내어 반응속도식을 완성하였다. 추출된 반응속도식은 고에너지 물질의 화학반응과정을 몇 단계의 주요단계로 가정하는 형태가 아닌 전체 화학 반응 과정을 나타내는 형태를 갖는다. 이는 기존의 열분석 실험을 통해 추출되는 화학반응속도식 형태에 비해 이론적 측면과 정확성 측면에서 상당한 장점을 갖는다. 도출된 반응속도식을 이용하여 실제 추진기관에 운용되는 세 가지 고에너지 물질의 성능변화를 20년에 대하여 예측하였다.

Thermal analysis of three energetic materials used in pyroelectric device was performed using Differential Scanning Calorimetry (DSC). The theoretical method for extracting the reaction rate equation of energetic materials using DSC experimental data is proposed and the reaction rate extraction is performed. The results of the DSC were analyzed by the conversion method such as Friedman. Activation energy and frequency factor according to mass fraction were extracted to complete the reaction rate equation. The extracted reaction rate equation has a form that represents the entire chemical reaction process, not the assumption that the chemical reaction process of the high energy material is a main step in several stages. It has considerable advantages in terms of theoretical and accuracy as compared with the chemical reaction rate form extracted through conventional thermal analysis experiments. Using the derived reaction rate equation, we predicted the performance change of three energetic materials operating on actual storage condition over 20 years.

(게재일: 2017.05.31)
TDACS의 작동 성능 검증 시험을 수행하기 위해서 유동시험 장치를 설계하였다. 이를 위해서 고체 추진기관 연소관 및 유동시험에서의 압력 거동을 모델링하였고 각 모델의 동적 특성을 나타내는 응답 시간을 구하였다. 본 논문에서는 유동시험 장치의 시스템 응답 시간을 고체추진기관 연소관의 특성과 같아지는 조건을 구하고 이를 설계에 반영함으로써 연소 환경에서 동적 응답특성을 검증하는 것과 유사한 결과를 갖도록 하였다.

A cold-flow test equipment was designed to carry out the performance verification of TDACS. For that purpose, the pressure dynamics in the solid rocket motor combustor and the cold-flow test was modeled, and the response time showing the dynamic characteristics of each model was obtained. In this paper, the system response time of the cold-flow test was designed to be equal to that of the motor, making the dynamic response in cold-flow and hot gas condition to be similar.

(게재일: 2017.05.31)
초음속 유동이 덕트와 같은 내부를 지날 때 의사충격파라는 유동 구조가 생성된다. 의사충격파는 충격파-경계층 상호작용의 결과이며 이를 정확히 모사하기 위해서는 충격파 구조 뿐만 아니라 경계층 거동 역시 정확히 예측해야 한다. 따라서 본 연구에서는 유동의 정확한 입구조건을 알아내고 이를 이용하여 사각 덕트 내부에서 발생하는 의사충격파를 2차원 전산유동해석으로 해석한다.

When supersonic flow is through an internal duct, there forms a flow structure called pseudo-shock. Pseudo-shock is a result of shockwave-boundary layer interaction(SBLI) and to simulate pseudo-shock correctly, one needs to correctly anticipate not only the strength of the shock but also the boundary layer behavior as well. In this study, pseud-shockwave structure at a rectangular duct will be numerically simulated using dedicated inlet boundary conditions to obtain accurate solution in terms of its structure and pressure rise pattern.

(게재일: 2017.05.31)
초음속에서 극초음속 영역까지 광범위한 비행영역에서 작동 가능한 추진시스템으로 램제트와 스크램제트의 장점을 포함하는 복합사이클을 적용한 이중램제트에 대한 연구가 많은 선진국에 의해 수행되고 있다. 여기서 이중모드 램제트는 하나의 연소기 즉, 동일한 유동 경로상에서 아음속과 초음속 연소가 이루어져 램제트와 스크램제트 모드로 각각 작동되는 엔진이다. 본 연구에서는 이중모드 스크램제트 엔진의 비행마하수 3.5 ~ 6조건으로 설계된 지상시험모델에 대한 연소시험을 수행하였다. 특히 고도 27.6km 및 Mach 6조건에서의 연소시험 결과를 통해 이중모드램제트의 스크램제트 연소현상을 확인하고 적용된 설계 방안 등에 대한 검증을 수행하였다.

Recently many studies have been made for the development of propulsion system with wide range flight from supersonic to hypersonic. Dual Mode scramjet engine as a hybrid cycle with advantage of ramjet and scramjet has one combustor. It works under the ramjet mode (subsonic combustion) and scramjet mode (supersonic combustion) respectively. In this study, Experimental results of hot firing tests of dual scramjet engine designed on the condition of Mach 3.5~6 as a flight Mach number are discussed. The tests were carried out on a ground test bench under free stream condition of Mach 6 at 27.6km altitude. In the tests, the adopted design and technological solutions were verified and efficient operation of the dual mode ramjet engine with Kerosene combustion during 5 seconds was demonstrated.

(게재일: 2017.05.31)
수직 발사대는 발사체에서 나오는 화염에 의하여 구조체의 손상이 일어날 수 있고 특히 후방덮개는 화염에 의하여 직접적으로 변형이 일어나므로 이를 해석하기 위해서는 유체-고체 연성해석 기법을 필요로 한다. 본 연구에서 발사체의 화염은 Eulerian 기법을 이용하여 해석하였고, 발사대의 후방 덮개는 Lagrangian 기법을 사용하여 해석하였다. 서로 다른 두 물질간의 경계면은 레벨을 통하여 추적을 하였고 경계면에서의 경계값은 가상유체 기법을 활용하여 결정하였다. 본 논문에서는 후방 덮개의 변형 형상에 따라 달라지는 유동의 변화를 확인하였다.

This paper presents a numerical analysis of behaviors of rear closer of vertical launch system under rocket plume based on fluid structure interaction analysis. The rocket plume loading is modeled by fully Eulerian method and elasto-plastic behavior of rear cover is calculated by total Lagrangian method based on a 9-node planar element. The interface motion and boundary conditions are described by a hybrid particle level-set method within the ghost fluid framework. We compare the fluid flow pattern between different rear closer models which are elast-plastic and rigid deformation.

(게재일: 2017.05.31)
본 논문에서는 고유진동수 시험을 통해 복합재 격자구조체의 유한요소모델을 검증하였다. 복합재 격자구조체의 유한요소모델은 빔, 쉘 그리고 솔리드 요소를 사용하여 생성하였다. 고유진동수는 자유 경계조건 하에서 충격시험법을 사용하여 측정하였다. 쉘과 솔리드 요소의 유한요소해석 결과, 고유진동수 시험과 잘 일치하는 것을 확인하였다. 빔 요소는 섬유 비교차부의 물성저하를 고려하지 못하여 오차가 발생된 것으로 판단된다.

In this paper, the finite element models for composite lattice structures were verified through natural frequency test. Finite element models of composite lattice structure were generated using beam, shell and solid element. Natural frequencies were measured using impact test method under free-boundary condition. The natural frequencies of finite element analysis for shell and solid element showed a good agreement with experimental results. But beam element did not show a good agreement with experimental results, because beam element could not consider the degradation of mechanical properties of non-intersection parts for composite lattice structure.

(게재일: 2017.05.31)
고무탄성체가 연료와 접촉하면 저분자량의 고무성분이나 첨가제 등이 연료에 의해 용출되면서 고무의 물성을 변화시키고 연료의 물성에도 영향을 미치게 된다. 본 연구에서는 고무탄성체 중 밀봉재로 사용되는 고무 오링이 연료와 장기간 접촉하고 있을 때 고무 오링의 수명을 예측하기 위해 접촉 연료의 부피와 온도, 저장시간에 따라 고무 오링의 물성치로 무게, 부피, 두께, 경도, 인장강도, 신장율 및 영구압축줄음율 측정하여 변화정도를 측정하였다. 또한 연료의 GC분석을 통해 순도변화를 분석하고 총발열량을 측정하여 고무 접촉에 의한 연료의 열화정도를 측정하였다. 이러한 측정결과는 수명을 예측하기 위한 기본 자료로 사용할 예정이다.

When rubber elastomer has contact with fuel, since the component and additive having low molecular weight can flow out, the physical properties of both elastomer and fuel could be hindered. In order to predict the life of the rubber elastomer, this study is to determine the change of weight, thickness, hardness, strain, and compression set as mechanical properties of the sealant rubber O-ring, which was dependent on volume, temperature, and storage time of the contacted fuel. We also determined purity of fuel via GC analysis and measured gross heat of combution. The results could be used as a reference to evaluate the life of the rubber elastomer.

(게재일: 2017.05.31)
유도탄은 일반적으로 양산 후 바로 사용하는 것이 아니라 장기간 저장을 거친 후 사용되므로 운용 신뢰도가 아니라 저장 신뢰도가 매우 중요하다. 본 연구에서는 가속노화시험을 통해 유도탄의 엔진 조립체 및 부품에 대한 저장 신뢰도를 평가하는 방법을 제시한다. 엔진 조립체의 시험은 실제 저장 시간과 등가한 가속 시험조건에서 시험을 수행한 후 각 부품의 노화 상태를 확인한다. 반면, 부품에 대해서는 가속 시험조건에서 주기적으로 성능노화특성을 측정하여 고장시간을 예측한 후 여러 가속 조건의 시험데이터와 가속모델을 이용하여 사용조건의 수명을 결정하는 시험을 수행한다.

This paper presents a storage reliability evaluation method based on the accelerated degradation test for the engine assembly and parts of the guided missile. The test of the engine assembly is performed at accelerated conditions equivalent to the real storage period, and then the aging condition of parts is checked. For engine parts, performance degradation characteristics are measured periodically at the accelerated conditions and failure times are predicted at each condition. Storage lifetime at normal use conditions is predicted using an accelerated model and failure times at all accelerated conditions.

(게재일: 2017.05.31)
유도탄 수명 연장은 유도탄의 교체 비용을 절감할 수 있고 전력을 유지할 수 있으며, 시효성 품목의 수명 평가와 유도탄의 정비와 구성품의 성능 개량으로 구성된다. 그러므로 수명 연장 기술은 체계 개발과 동시에 개발하여 지속적으로 발전시켜야 하며, 많은 분야의 전문 기술과 오랜 기간의 경험과 데이터베이스가 결합된 융합 기술이다.

The service life extension of the missile can reduce the replacement cost of the missile, maintain the combat power, and consist of the lifetime assessment of the shelf-life(energetic) items, the maintenance of the missile and upgrade of the related components. This technology should be developed together with the missile system and advanced sustainedly. It is a converging technology that combines various fields of expertise and long-term experiences and databases.

(게재일: 2017.05.31)