Solid propellant rocket motors (SRMs) are fired under a variety of conditions and have been developed for
tactical purposes and military uses. SRMs have been used a lot of shots on battlefield.
In order to increase the range, projectiles are equipped with their own source of power in the form of a built-in
rocket motor or with the gas generator housed in the after the body. The projectiles are rotated at high speed
when fired due to the rifles of the gun barrel that strengthen the spin stability and the destructive power.
During the flight, the projectiles are forced acceleration forces along the several directions: axial, radial, and
tangential. Many researches for the performance variations due to the acceleration forces imposed on spinning
SRMs are investigated. Acceleration filed due to the spinning rocket motor can give rise to considerable
changes: increasing burning rate and operating pressure, decreasing the burning time, and cracked propellant.
In this study, normal acceleration in radial direction is only handled.
The combustion of a spinning solid rocket motor is significantly complicated physical phenomena. The gases
injected from propellant surface to the flow field have an initial angular velocity due to the rocket motor
rotation. In such conditions, predicting the flow and reaction process taken place in the composite solid
propellant rocket motor in the acceleration field is necessary to increase the range and accurately strike the
targets. Many problems such as setting up the ground test facility operated under high rotation or testing in
free flight are existed in the experimental studies. In this study, the internal ballistics of spinning SRMs is
predicted through two dimension axisymmetric simulation.
The investigation concentrates on a circular-perforated (CP) grain geometry. The combustion model includes
erosive burning and acceleration effects for the AP/HTPB composite solid propellant. The 2-D axisymmetric
simulation is undertaken to concentrate upon the combustion phenomena of the propellant of these motors
accurately and observe simultaneously. To solve the flow field at all speed regimes, preconditioning method is
applied to numerical method. The model assumes the spinning rocket motor is under the constant spin rate.
Finally, the numerical method predicts the phenomena of combustion and flow in the rocket motor considered
spin effect.
고체 추진제 로켓 모터는 여러 조건하에서 발사되고 전략적 목적과 군의 시시각각 변하는 상황에 따라 개발되어 왔다. 게다가, 전장에서 많이 이용되고 있다.
포탄의 사거리를 증가시키기 위하여 포탄의 탄저부에 보조 로켓 모터를 장착하여 추가적인 추력을 얻는 방법과 탄의 후미에 연소가스를 생성시켜 고속 비행으로 인한 진공상태를 줄여 사거리를 증가시키는 방법이 있다. 포탄은 발사될 때 포신의 강선으로 인하여 회전 하게 되며 이 회전은 포탄의 회전 안정성과 파괴력을 보장한다. 비행 중에 축, 반경, 접선 방향을 따라 가속력을 받게 된다. 회전하는 모터에 작용하는 가속된 힘으로 인한 성능 변화에 대한 많은 연구가 진행되었다. 회전 로켓 모터에 의한 가속도 장은 연소율 증가, 연소실 내부 압력 상승, 연소시간 감소, 추진제의 변형 및 파손과 같은 상당한 변화를 야기한다. 본 연구에서는 반경 방향으로의 수직 가속만 다룬다.
회전하는 로켓 모터에서 연소는 상당히 복합적으로 일어나는 물리적 현상이다. 추진제 표면으로부터 유동장으로 생성되는 연소 가스는 모터의 회전으로 인하여 초기 각속도를 가진다. 이러한 조건하에서 가속도장 내에서 혼합형 고체 추진제 로켓 모터에서 일어나는 유동 및 연소 현상을 예측하는 것은 사거리를 증가시키고 정확한 목표타격을 위해서 필요하다. 실험을 통한 연구방법에서 고속으로 회전하는 지상 시험장치를 제작하거나 비행 시험과 같은 많은 문제점들이 있다. 본 연구에서는 회전하는 고체 로켓 모터의 내부 탄도학해석을 2차원 축 대칭 방법을 통하여 해석한다.
연구는 실린더형태의 추진제를 사용한다. 연소 모델은 AP/HTPB 혼합형 고체 추진제에 관하여 침식 연소와 가속 효과를 포함한다. 2차원 축 대칭 해석은 모터의 추진제 연소 현상에 초점을 맞추고 정확하고 연속적으로 해석한다. 모든 속도영역에서 유동장을 해석하기 위하여 예조건화 기법을 수치해석방법에 적용한다. 해석 모델은 축에 대하여 일정한 회전 속도를 가진다고 가정한다. 마지막으로, 이와 같은 해석을 통하여 회전 효과가 고려된 로켓 모터에서 연소 및 유동 현상을 예측한다.
