액체로켓엔진에 있어서 연소실로 공급된 추진제의 안정적인 점화를 위해 추진제 공급의 선점 시간을 결정하기 위한 실험이 수행되었다. 사용된 추진제는 Jet A-1과 액체 산소이고 추진제의 공급은 가압 방식이다. 135$^{\circ}$의 각을 갖고 배열된 인젝터는 FOOF 타입의 비동류형 충돌형 인젝터이고 연소실 압력이 200psi가 되도록 설계되었다. 현재의 실험은 점화원으로서 TEAL(triethylaluminum)을 사용하여 쿼드렛 타입의 점화기의 안정적 점화 여부를 검증하는 것도 포함된다. 점화 특성 파악을 위해 인젝터 상류의 매니폴드 압력, 연소실 압력이 측정되었고 점화 과정 및 정상 상태로의 천이 과정에 대한 간접적 증거로서 화염 길이가 측정되었다.

액체연료를 사용하는 엔진의 인젝터에 대한 연구는 연소효율에 중대한 영향을 미치는 분무 액적의 크기 및 분포 특성 연구에 초점을 두어왔다. 그러나 액체 로켓 엔진은 고온, 고압의 연소실 내에서 액체상태의 연료 및 산화제 액적이 매우 빠르게 기화되기 때문에, 미립화 특성 보다는 연료와 산화제의 혼합특성이 연소효율을 결정하는 변수로 작용하게 된다. 또한 분사된 액체 추진제는 미립화 단계 이전에 기화되어 초기 화염을 형성하므로, 분사 직후의 연료/산화제의 혼합과정을 이해하는 것은 상당히 중요하다.

로켓엔진의 연소실은 가능한 크기가 작으면서 완전 연소되어 화학에너지를 운동에너지로 변환시킬수 있도록 연소성능이 우수해야 한다. 로켓의 연소성능을 해석적으로 구하기 위하여 많은 연구가 진행중이지만, 화학반응, 열전달, 유체유동 등이 복합적으로 관련되기 때문에 아직도 해석결과는 실제와 상당한 차이가 있으며, 결국 연소실험으로 정확한 값을 구하여 설계에 반영하고 있다.

일반적인 액체추진제 로켓엔진의 연소는 분사제트의 미립화, 액적의 증발, 기상 추진제의 혼합, 화학반응 등, 일련의 물리적 과정들로 이루어지고, 여기서 특성속도 효율은 크게 분사특성 및 연소의 두 단계에서 결정되게 된다. 액체추진제 로켓엔진에 사용되는 여러 분무형태 중, 동축형 분사기에서는 액상과 기상 제트의 운동량 차에 의해 미립화가 이루어지며, 분무 액적들의 전개와 더불어 분사기 출구를 포함한 전 영역에서 연소가 발생되므로 매우 복잡한 물리적 특성들을 포함하게 된다. 본 연구에서는 기상 연료-액상 산화제의 동축형 분무연소를 JANNAF의 방법을 사용하여 수식화 하였으며, 이를 바탕으로 분무특성과 연소성능 예측을 위한 프로그램을 작성, 분사조건에 의한 분무특성과 그에 따른 연소성능을 계산하였다. 연속, 운동량, 에너지 및 혼합비 방정식의 지배방정식들을 바탕으로 기상 유동을 수식화 하였으며, 별도로 액적의 소산 및 연소과정을 모사하기 위한 별도의 수식들이 추가되었고, 이 식들을 결합하여 액적의 크기, 분포를 포함하는 액체 제트의 미립화 정도를 공간적으로 계산하였다. 미립화 모델의 검증을 위하여 계산 결과를 Reitz의 실험과 Giridharan의 모델 등과 비교하였으며 잘 일치하는 경향을 나타내었다. 또한 동축형 분사기에서의 분무 특성을 예측하기 위해 액체 산소, 기체 수소를 추진제 조합으로 하는 동축형 분무 연소장에서의 제트 길이, 액적의 크기, 액체 제트의 속도를 계산하였다. 계산 결과 액체 제트의 접촉길이는 분사공의 지름이 증가할수록 웨버수가 증가되므로 짧아지는 것으로 관찰되었으며 액적의 크기도 분사공의 지름이 증가할수록 작아지는 경향을 나타내었다. 액체 제트의 속도는 처음에는 일정하게 유지되다가 운동량을 보존하기 위해 가스로부터 운동량을 받아 점차 가속되어지는 것으로 나타났다.본 규격은 키, 총장, 어깨길이, 등길이, 머리길이, 머리둘레, 진동둘레, 목둘레, 가슴둘레, 허리둘레, 배둘레, 엉덩이둘레, 앞품, 뒤품, drop치를 포함하고 있고, 각 규격에서 호칭간 치수 간격도 함께 제시하고 있다. 본 연구 결과에서 보듯, 현행 8규격의 무진복의 각 호칭간 적정 허용범위를 고려해 합리적인 치수체계를 정립한다면 치수에 대한 적합도가 상당히 증가할 뿐 아니라 생산비용도 상당히 감축할 것으로 생각된다.나타났다. 4) 호감적 서비스능력 차원에서 세 독립변수간에 유의한 3원 상호작용이 존재하는 것으로 나타나( $F_{2,228}$=15.62, P<.001) 20대에 적합한 의복 착용시( $F_{2,228}$=3.98, P<.05)와 60대에 적합한 의복 착용시( $F_{2,228}$=16.55, P<.001) 점포유형과 격식차림간에는 유의한 상호작용이 존재하는 것으로 나타났다. 5) 호감을 구성하는 세 요인들이 구매의도에 미치는 영향을 조사한 결과 호감적 인상차원은 29%(P<.001), 호감적 서비스능력차원은 6%(P<.001)의 구매의도를 설명해 주는 것으로 나타났다. 본 연구결과 노년 소비자에게 호감을 주는 판매원의 외모는 구매의도에 영향을 주어 실버의류산업의 이익증대와 밀접한 연관을 갖는 서비스품질의 중요한 요인으로 밝혀졌다.중요한 요인으로 밝혀졌다.로운 단백질 EPSPS가 다른 여러 식물에 이미 존재하고 있는 단백질로서 우리가 이미 이러한 식품을 섭취할 때 이 단백질도 같이 섭취해오고 있었다는 점, 둘째. 이 단백질이 소화액 분해 실험에서 짧은 시간내에 분해가 되었다는 점, 셋째. 재조합 된 콩과 자연 콩이 성분 분석에서 차이를 나타내지 않았다는 점, 네 번째. 쥐를 통한 다양섭취 실험에서 아무런 이상 반응이 없었

액체 추진 로켓 엔진의 고주파 연소 불안정 관련 이론은 대체로 연소기 내부의 음향 공명 모드와 분무 연소 과정의 상호 작용을 구동 메커니즘으로 전제하며 Rayleigh Criterion의 재해석에 기초하여 불안정성 평가를 위한 매개변수를 도입하고 연소 불안정성을 예측한다. 여기에는 음향장 분석 이론, 음향 불안정 이론, 연소응답 및 기화반응 이론 등이 포함된다. 본 연구에서는 LOX/RPl 추진제 조합의 액체 추진 로켓 엔진 연소기를 대상으로 다차원 순수 음향장 해석과 연소-음향장 분석을 통해 대상 엔진의 고주파 연소 불안정 특성을 예측하였다. 수동 제어 기기인 음향공 설치에 따른 연소기의 음향장 및 연소-음향장의 특성 변화를 고찰하고 위 결과를 종합하여 음향공의 연소 불안정 억제 성능 및 대상 엔진의 연소 불안정성을 평가하였다. 연소기 형상 및 음향공 설치에 따른 다차원 순수 음향장 해석은 상용코드인 ANSYS를 사용하여 수행하였다. 내부 유체는 압축성, 비점성 유체로 유체의 평균 유동은 무시하며 위치에 관계없이 균일한 물성치를 부여하였다. 정상상태 연소과정을 가정하고 평형 화학을 이용한 분석 결과로부터 연소 기체의 관련 물성치를 결정하였다. 연소기 길이 방향, 반경 방향, 원주 방향 격자점들의 음향 특성을 주파수 영역에 대해 해석하고 3차원 음향 모드 형상을 토대로 음향장을 분석하였다. 연소-음향장 해석은 음향 불안정 이론 중 n- $\tau$ 2 매개변수 기법을 사용하였다. 연료 액적의 분무 연소 과정을 1차원적으로 가정하고 정상상태의 평형 화학 계산 결과를 이용하여 엔진의 연소면을 1차원적으로 설정하였다. 상류 연소응답과 중립 안정 곡선을 토대로 대상 엔진의 연소 불안정 특성을 분석하였다.구 분석 결과 기술적 문제점으로는 배기 가스온도가 낮은데 따른 출구 부분의 Bearing, Sealing이 문제가 될 수 있다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14)

On-orbit thermal behavior of KOMPSAT (Korea Multi-purpose Satellite) propulsion system employing hydrazine (N$_2$H$_4$) liquid monopropellant is addressed. Thermal control performance to prevent propellant freezing in spacecraft-operational orbit was verified by flight telemetry data obtained during LEOP (Launch and Early Operation Phase). Results are depicted in terms of temperature history during several orbits selected and are compared with acceptable temperature ranges of system components. Cyclic behavior of temperature is reduced into duty cycles of the avionics heaters and subsequently converted into the electrical power required to keep away from propellant freezing. Temperature of each component which was achieved under on-ground thermal-balanced condition of spacecraft, is presented for comparison with the flight data, additionally.

액체추진 로켓 분야에서 비연소 혼합시험(cold flow mixing test)은 로켓엔진의 성능을 예측하고 인젝터와 관련된 문제의 진단에 도움을 줄 수 있는 자료를 확보할 수 있는 수단이 된다. 비연소 혼합시험이 실제 연소시험을 대신할 수 있는 신뢰성 있는 자료를 제공할 수는 없지만, 인젝터의 최적형상을 설계하기 위해서 실시해야할 고 비용의 연소시험에 대한 횟수를 줄일 수 있는 보조시험으로서의 역할을 할 수 있다. 혼합시험 성능이 우수한 인젝터가 수력학적인 혼합성능을 능가하는 연소반응에 의해서 실제 연소시험에서는 성능이 저하되는 경우도 있을 수 있으나 대부분의 경우에는 비연소 혼합시험에서 좋은 성능을 나타내는 인젝터는 실제 연소시험에서도 좋은 성능을 나타낸다. 일반적으로 비연소시험과 연소시험 사이의 상관 관계를 정확히 정립하기 위해서는 많은 상관 관계 변수의 적용 및 충분한 혼합시험 자료가 요구된다.

In this paper are presented main power and gasdynamic characteristics of C-l6VK hypersonic test cell of Research Test Center of CIAM. Gasdynamic adjustment of the C-l6VK test cell was carried out with the working section constructed on scheme of Ramjet/scramjet test in free stream. Gasdynamic adjustment was conducted stage by stage in tile following sequence. First, check and preparation of all technical systems and checking measuring system. Than determination of the characteristics of test cell on cold (without the heating of air at entrance) regime and determination of the characteristics of test cell on regimes with the heating of air. Finally determination of tile characteristics of test cell with the loading of the working part by object. On tile final stage of gasdynamic adjustment two experiments with tile axisymmetric Scramjet model loaded into the working part of test cell were conducted. The first experiment was conducted with the purpose of determination of flow parameters with the object leaded into the working part and verification of experiment cyclogram. The second experiment was conducted with injection of hydrogen into the combustion chamber of object, that is tile conditions on test cell simulated Scramjet flight Mach number M = 6. Such methodology of gasdynamic adjustment allows to determine influence of experimental object on flow parameters in the working part at different conditions of experiment (with the burning in combustion chamber of object and without the homing), and also to compare flow characteristics in the object duct.

액체 램제트 엔진의 V형 유입구에 3개의 안내깃이 있은 경우에 대하여 유동 해석을 수행하였다. 수치해석에 앞서 본 연구에서는 ONERA에서 발표한 고체 램제트 연소기에 대한 실험 결과를 유동 해석 결과와 비교하여 해석의 정확성을 검증하였다. 안내깃에 의하여 연소실로 유입되는 공기는 유입구 곡관에서 효율적인 흐름을 유지할 수 있고 분사되는 연료의 분포도 제어될 수 있다. 안내깃의 두께가 큰 경우 자칫 유입되는 공기의 흐름을 방해하는 장애물의 역할을 할 수 있으므로 두께의 변화에 대한 영향도 계산하였으나 선정된 안내깃에 의한 연소실에서의 유동특성 변화는 적은 것으로 나타났다. 입구조건을 균일 유동으로 주고 해석한 결과, 연소실에서의 유동은 안내깃의 유무에 따라 큰 영향을 받지 않았다. 그러나 흡입구로 유입되는 공기의 속도 분포는 다양한 비행조건에서 균일하지 않기 때문에 주 유동을 방해하지 않는 안내깃의 설치는 연소실에서의 좀 더 안정된 화염의 생성을 위해 필요하다.

램제트 엔진은 비추력이 높고 추력 레벨은 낮으므로, 2단 추진기관에 적합한 추진 시스템이다. 1단-추진기관의 작동이 끝나고, 2단 램제트 엔진이 점화 후 안정된 연소에 도달되기까지 비행체의 속도는 항력에 의하여, 초당 약 마하수 0.1 정도씩 감소된다. 1단 연소 후 2단 램제트로 전환되는 지연시간이 길수록 1단에서 요구되는 종말 가속도는 증가되므로, 1단이 차지하게되는 부피는 증가되고 비행체의 크기 또한 늘어나게 된다. 따라서 1단에서 2단 램제트로 천이되는데 소요되는 시간을 가능한 짧게 하는 것이 효과적이다. 그러나 램제트 엔진의 특성상 선결되어야할 다음과 같은 여러 문제들이 있다. 첫째, 1단 작동 시 공기 흡입구와 연소실은 차단벽으로 분리되어 있다가, 1단 연소후 차단막이 제거되어 외부공기가 램제트 연소실로 흡입된다. 흡입되는 공기는 흡입구의 형상에 의하여 램 압축되지만 초음속으로 연소실을 통과하게된다. 연료 주입 구에서 공급되는 연료는 연소실에서 유동의 흐름방향(streamline)에 따라서 연소실로 확산되는데, 연소되기 전에는 유속이 빠르게 노즐로 빠져 나가므로 램제트 연료가 재순환 구역(recirculation zone)으로 침투하는데 쉽지가 않다. 둘째, 연소실 입구에서 발생되는 와류 (ring vortex)는 1단 연료의 고온 연소 가스를 연소실로 확산시키는데, 비 균일한 온도 분포를 유발하여 램제트 연료의 점화에너지가 공급되는 시간이 적당하지 않을 경우 균일한 화염 전파에 악영향을 준다. 셋째, 연소실에서의 빠른 유동 조건은 연료가 연소실에 머무를 수 있는 시간을 감소시키며, 연소실 입구에서 강한 전단 응력이 발생되어 화염이 안정화되는데 악 영향을 미치게된다. 본 논문은 공기 흡입구, 연소실 및 노즐을 통합하여 수치해석을 하였으며 열유동/점화/연소등의 미케니즘을 이해하고, 주요 인자들 중 와류의 영향에 초점을 맞추었다.다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14) 식도경 시행회수는 1회가 17례(54.8%), 2회가 9례(29.0%), 3회 이상이 5례(16.1%)였다.EX>$IC_{50}$/ 값이 210 $\mu\textrm{g}$/$m\ell$로서 효과적

액체렘제트 엔진에서는 고온·고속의 공기가 공기흡입구로 유입되기 때문에 고성능 램제트 연소기의 설계를 위하여 실제 비행조건을 모사할 수 있는 고온 고속의 공기 발샐장치가 필요하다. 본 연구에서는 수소연소에 의해 Vitiated Air를 발생시키도록 설계된 Vitiated Air Heater(VAH)를 제작하였으며, VAH의 성능평가를 통하여 80∼120m/s 와 400∼800K 범위에서 손쉽게 속도와 온도의 조절이 가능하고 균일한 속도 및 온도분포로 대기공기와 같은 Vitiated Air를 얻을 수 있었다. 그리고 VAH을 연결하여 Dump형 연소기의 특성을 실험하였다. 액체 램제트 엔진에 있어서 공기흡입구가 하나인 Dump형 연소기에 주요변수로서 흡입공기의 온도와 공연비를 변화시키면서 연소기내의 화염형상을 관찰하고, 온도분포를 계측하였으며 Injection 위치에 따른 화염현상을 관찰하였다. 각 경우의 연소효율을 계산하여 실험범위에서의 최적 연소조건을 제시하였다.

우리 나라는 일본상공의 비행을 피하기 위하여 제주도와 남해안 근해로 발사장 선정이 국한되는 지정학적인 위치로 볼 때 발사장 선택에 제한이 없는 공중발사에 대한 가능성 연구가 필요한 시점에 있다. 본 연구는 우리 나라와 같은 분단 된 특수상황 그리고 지정학적 위치에서의 발사장을 고려한 우주 발사체 개발의 필요성에 따라 F-4에 장착 가능한 3단형 공중발사 로켓을 설계하고 1/3의 축소 모형을 제작하였다. 2kg의 payload를 갖는 발사체의 1단은 LRM ( Lox/kerosene )을 사용하였고 2, 3단은 SRM ( HTPB/AP/Al )을 사용하였으며 발사고도는 11-l2km 상공에서 F-4에 의해서 발사되고 31km지점에서 1단 분리가 이루어지며 62km지점에서 2단 분리와 nose fairing을 분리하게 된다. 전장은 6.85m 이며 전체 무게는 560.6kg 이고 전체 발사체 시스템의 CAD 도면은 아래 그림 1과 같이 주어져 있다. 그림 2에서는 F-4E phantom의 장착성을 검토해 본 결과 장착이 가능함을 알 수 있었으며 추진제 양의 감소로 크기를 대폭 줄일 수 있었다.

일반적으로 고체추진 로켓 모타의 개발단계 때 공통적으로 수행되는 주시험(main test)으로는 추력, 압력, 회전률 등의 성능측정을 하기 위한 정적연소시험(static firing test), 내부 정수압(hydrostatic pressure)에 의한 폭발 압력 시험, 연소중이나 연소 후 케이스에 대한 굽힘 강성 시험, 이외에 노화 시험, 환경시험 등이 요구된다. 그러나 신궁과 같은 휴대용 대공 시스템의 추진기관 개발의 경우에는 사수를 보호하기 위해 여러 가지 안전장치들이 설계되고, 이러한 장치들의 성능에 대한 요구 조건들을 확인하기 위한 특수시험(specific test)들이 필요하게 된다. 이러한 특수시험을 위한 각종 시험대들을, 위에서 언급한 주시험을 위해 사용되는 정적시험대(static test bench)들과 구분하기 위해 동적 시험대(DTB : Dynamic Test Bench)라고 한다. 본 연구에서는 신궁 추진기관의 사출모타 점화에서 비행모타 점화에 이르는 일련의 비행절차를 확인하기 위한 동적 시험대 설계 및 제작, 계측장치 구성 및 데이터 획득 방법 등에 관한 내용을 소개하며, 동적 시험대에서 수회에 걸쳐 수행된 동적 시험 결과를 분석/정리하였다.

One of the most important aerodynamic performance characteristics for projectiles is the total drag which can be typically divided into three components, pressure drag (excluding the base), viscous skin friction drag, and base drag. In a range of supersonic flight speeds the base drag is a major contributor to the total drag and can be as much as 50%∼70% of the total drag, depending on the afterbody configuration of projectiles. It is of especial importance to minimize this part of. the drag.

제트 베인에 의한 추력 방향 제어 장치는 롤 운동 제어를 가능하게 하고, 큰 선회 각도를 얻을 수 있는 장점이 있으나, 기계 장치가 비교적 복잡하고, 제트 베인의 열적, 구조적 문제를 해결하여야 한다. 복잡한 기계 장치는 유동 해석의 측면에서 고려해 볼 때 격자 형성을 어렵게 만들어 유동장 해석을 통한 성능예측을 어렵게 만든다. 구조물의 응력해석을 위하여 제트 베인 표면에서의 정압력과 더불어 마찰력도 고려하여야 하는데, 정확한 마찰력 계산을 위해서는 난류 모델링이 필수적이고, 그에 따라 벽면 근처에서 격자를 밀접시키는 것이 요구된다. 본 연구에서는 상용 유동해석 소프트웨어인 Fluent를 사용하여 제트 베인이 장착된 추력 방향 제어 장치의 3차원 난류 유동장 계산을 수행하였다. 피치, 요 운동의 경우와 롤 운동의 경우로 구분하여 계산하였으며, 최대 받음각을 $25^{\cire}$ 로 하여 제트 베인의 받음각에 따라 회전축에 작용하는 힘과 모멘트를 계산하였다. 본 연구의 결과는 향후 개발될 제트 베인이 장착된 추력 방향 제어 장치의 개념설계 단계에 필요한 기본자료로서 신뢰도를 높이는데 도움이 되리라 판단된다.

충격파를 포함하는 초음속 유동을 해석하는 수치해법 중에서 많이 사용되어진 것은 엄밀 및 근사 리만 해법과 플럭스 분할 기법들로서 이들은 Euler 방정식에 기반을 두고 선형 또는 비선형파의 상호작용을 풍상 차분법으로 기술하는 방법들이다. 이러한 수치기법들은 과거 광범위하게 사용되어 왔으나 최근 여러 가지 단점이 발견되었다. 이와 같은 문제점을 극복하고자 입자의 통계적인 운동을 기술하는 기체 운동론에 근거하여 BGK 수치기법이 제시되었다. 이는 비충돌 볼츠만 방정식으로부터 입자의 수준에서 플럭스 분할 기법 형태의 풍상차분법을 구현하는 것으로 볼츠만 방정식의 충돌항을 BGK 모델로 대치하고 이것의 적분해로부터 수치 플럭스를 구한다. 이 수치기법은 기존의 리만해법에 비하여 수치적으로나 물리적으로 매우 타당한 성질인 강건성, 정확성, 엔트로피 조건, 양수보존성 등을 가지고 있음이 밝혀졌다. 이와 같은 수치기법을 사용하여 로켓 노즐 내의 아음속, 천이음속, 초음속에서의 유동장 해석을 위한 프로그램을 작성하였다. 시간 적분에 대하여는 정상 상태의 계산을 위하여 내재적 시간 적분 방법을 사용하였으며, 공간 이산화 방법으로는 임의의 제어체적에 대하여 적분형 보존 방정식을 적용하는 유한 체적법을 사용하였다. 초음속 입구 유동과 출구에서 초음속과 저음속 유동의 두가지 경우를 고려하여 얻은 결과를 기존의 연구 결과와 비교하여 본 결과 잘 일치하였다. 입구 유동이 저음속이고 출구 유동이 초음속인 경우에 대하여도 해석결과가 실험결과와 잘 일치하였다. 상대적으로 낮은 온도, 압력 조건과 높은 온도, 압력 조건을 가지는 고체 로켓 모터 노즐 내의 유동을 해석하였다. 이들 해석 결과를 전압, 전온도로 표준화시킨 결과 서로 일치하였으며, 파라서 저온, 저압에서 얻은 결과도 표준화시킬 경우, 고온, 고압에서도 사용될 수 있음을 알 수 있었다.의 영향에 초점을 맞추었다.다고 판단되며 배기 가스 자체에 대기 공기중에 함유되어 있던 습기가 얼어붙는(Icing화) 문제가 발생하기 때문에 배기가스의 Icing을 방지하기 위하여 압축기 끝단에서 공기를 추출하여 배기부분에 송출할 필요성이 있는 것으로 판단되었다. 출구가스의 기체 유동속도가 매우 빠르므로 (100-l10m.sec) 이를 완화하기 위한 디퓨저의 설계가 요구된다고 판단된다. 또 연소기 후방에 물을 주입하는 경우 열교환기 및 기타 부분품에 발생할 수 있는 부식 및 열교환 효율 저하도 간과할 수 없는 문제로 파악되었다. 이러한 기술적 문제가 적절히 해결되는 경우 비활성 가스 제너레이터는 민수용으로는 대형 빌딩, 산림, 유조선 등의 화재에 매우 적절히 사용되어 질 수 있을 뿐 아니라 군사적으로도 군사작전 중 및 공군 기지의 화재 그리고 지하벙커에 설치되어 있는 고급 첨단 군사 장비 등의 화재 뿐 아니라 대간첩작전 등에 효과적으로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.가 작으며, 본 연소관에 충전된 RDX/AP계 추진제의 경우 추진제의 습기투과에 의한 추진제 물성 변화는 미미한 것으로 나타났다.의 향상으로, 음성개선에 효과적이라고 사료되었으며, 이 방법이 편측 성대마비 환자의 효과적인 음성개선의 치료방법의 하나로 응용될 수 있으리라 생각된다..7%), 혈액투석, 식도부분절제술 및 위루술·위회장문합술을 시행한 경우가 각 1례(2.9%)씩이었다. 13) 심각한 합병증은 9례(26.5%)에서 보였는데 그중 식도협착증이 6례(17.6%), 급성신부전증 1례(2.9%), 종격동기흉과 폐염이 병발한 경우와 폐염이 각 1례(2.9%)였다. 14) 식도경 시행회수는 1회가 17례(54.8%), 2회가 9례(29.0%), 3회 이상이 5례(16.1%)였다.EX>$IC_{50}$/ 값이 210 $\mu\textrm{g}$<

이젝터-디퓨저 시스템은 고압의 기체를 노즐로 팽창시켜서 얻은 대량의 운동에너지를 이용하여 낮은 에너지를 가지는 주변의 기체를 외부로 배출시키는데 이용되는 유체 역학적 펌프이다. 이젝터-디퓨저 시스템은 작동부가 없고 구조가 단순하여 설치/보수 및 시스템 전체의 경량화에 많은 이점이 있으므로 그 활용도가 증대하고 있는 추세이다. 그러나 이젝터-디퓨저를 지나는 초음속 유동은 복잡한 충격파 및 난류현상들로 인하여 그 물리적 특성들이 명확히 알려지지 않았다. 특히 이러한 제현상들의 간섭과 전단층의 불안정성 때문에 발생하는 비정상성은 1차 유동과 2차 유동의 혼합작용에 영향을 미쳐, 결국 시스템 전체의 배기성능을 저하시킬 뿐만 아니라, 소음과 진동을 발생시켜 시스템의 안정적인 운전을 방해한다.

In the high lift devices specifications for surface smoothness requirements, as manufacturing tolerances, arise out of aerodynamic consideration to minimize drag. True optimization of tolerances is a multi-disciplinary problem involving fluid mechanics, device performance, manufacturing philosophy and life cycle costing. One of the reasons for degradation of wetted surface is discrete roughness as a consequence of manufacturing defects, collectively termed as one of the excrescences effect. Usually, excrescence drag arising out of discrete roughness is of considerable lower order of magnitude as compared to the total drag of the flight bodies. Nor was there adequate predicting tool to account for the extent of drag degradation. Estimation of excrescence drag remained as a state-of-the art based on experimental results.

항공 탄도학 분야에 있어서 여러 다양한 형태의 발사장치들이 제시된 바 있으나, 고속 분야에서 최고의 성능을 인정을 받은 것은 constant-base-pressure gun의 개념에서 나온 2-단계 기포(two-stage light gas gun)이다. 이러한, 2-단계 기포는 1, 2차 구동부와 피동부로 구성되며, 작동 원리가 간단하고 여러 작동 인자들의 변화를 통하여 성능 향상을 이룰 수 있다. 반면에 구조적인 강도 문제로 인한 작동 한계가 있으며 내부에서는 고온, 고밀도의 영향으로 추진기체에 Nonideality현상 등이 일어난다.

초음속 과소팽창 제트는 베럴충격파(Barrel shock), 팽창파(Expansion fan), 반사충격파(Reflected shocks), 마하디스크(Mach disc), 그리고 제트경계면(Exhaust-gas Jet boundary)로 이루어지는 여러 충격파 셀(Shock ceil)의 유동 형태를 나타난다. 이러한 초음속 과소팽창 제트가 수직 평판에 충돌하면 초음속 자유 제트와는 다른 변형된 유동장이 형성된다.

통상적으로 액체로켓의 노즐은 재생냉각에 의해 고온의 연소가스로부터 보호된다. 그러나 재생냉각의 경우, 시스템에 상당한 투자가 요구되며, 잦은 엔진 결함의 원인을 제공하기도 한다. 최근 들어 액체로켓에 재생냉각을 사용하지 않고, 연소실과 노즐 보호를 위해 삭마재료가 사용되고 있다. 노즐재료에 대한 삭마량과 삭마형상 연구를 위해 500회 이상의 연소실험이 수행되었다. 그러나 연소실험을 통한 삭마특성은 전혀 예측할 수 없는 방향으로 진행되고 있으며, 실험에 사용된 액체로켓의 작동범위가 실제 로켓과 거의 유사하다는 것을 감안한다면, 삭마재질을 로켓에 적용하기 위해서는 상당한 주의가 필요할 것으로 판단된다. 실험변수는 추진제의 공급 순서, 인젝터의 형상, 점화기의 위치, 그리고 액체산소의 공급온도이다.

본 연구에서는 초음파 탐촉자의 접촉방식을 다양화하여 Immersion법/Bubbler법/Squirtor법으로 복합재 연소관을 탐상하는 방법에 대하여 연구하였으며, 이를 위하여 FRP의 delamination, FRP-EPDM간의 미접착을 모사한 복합재 연소관 모의결함시편을 제작하여 시험하였다. Immersion법에서는 일반적으로 사용되는 방법을 적용하였으며 Bubbler 및 Squirter법에서는 자체적으로 설계 및 제작한 치구를 이용하여 시험하였다. 이들 각 방법에 대하여 복합재 연소관 모의결함 시편의 결함부위에 대한 초음파 신호를 A-scan으로 비교하고 또한 C-scan하여 결함의 검출 정도를 비교하였다. 그리고 시험 자료를 바탕으로 데이터 값을 분석함으로써 복합재 연소관에서의 초음파 속도, 음향 임피던스, 반사율 및 투과율 등 복합재료의 초음파 특성을 산출하였으며 또한 건전신호와 결함신호에 대한 분류기준을 제시하였다.

고체 추진기관의 연소관은 높은 열과 압력 상태에서 작동하며, 따라서 연소관이 임무 수행중 구조적 건전성을 유지할 수 있는가를 실험적, 해석적 방법 등을 통하여 확인할 필요가 있다. 일반적으로 이론적 해석을 통해 엄밀해를 얻거나 수치 해석적 방법을 사용하여 근사적 해를 구하고, 실험결과와 비교함으로써 연소관의 구조적 건전성을 평가한다.

작업 중 공구를 관에 떨어뜨리거나 작업하기 위해 관을 이동하던 중 다른 물체에 부딪힐 경우 복합재로 만들어진 관이 손상을 입게 되는 경우가 생기는데 관이 상황에 따라 얼마나 손상을 입었는지가 본 연구의 관심이다. 충격자는 직경이 25.4mm와 12.7mm인 반구형 2종류와 모서리의 직경이 15mm인 원추형 1종류로 각각 무게가 다르며, 떨어뜨리는 자유낙하 높이는 120mm에서 700mm로 종류에 따라 간격을 달리했다. 실험 장치로는 Dynatup 8250을 사용했으며 충격에너지, 최대충격하중, 충격변위, contact diameter를 측정했다. 시험 후 시편은 방사선 촬영을 하여 충격자의 종류에 따라 손상의 정도가 어떻게 다른지를 파악했다. 직경이 25.4mm인 반구형의 충격자는 표면의 손상은 적었으나 복합재 관의 내부에 delamination이 많이 생겼으며 직경이 12.7mm인 반구형의 충격자는 표면의 손상이 심했으나 내부의 delamination이 상대적으로 적었다. Contact diameter와 최대충격하중과의 관계는 실험치와 이론치가 잘 일치했으나 Kinetic energy와 최대충격하중과의 관계는 실험치와 이론치의 차이가 있었다.

가스발생기와 같이 로켓모터에서 추력이 아닌 기체압 형태의 에너지를 일정한 시간동안 얻고자 하는 경우, 로켓모터의 크기 및 추진제 충전율을 고려하여 그레인 형태를 단면 연소형으로 선택할 수 있다. 단면 연소형 그레인을 가진 로켓모터는 그레인의 연소시, 일찍 연소된 부분의 라이너가 추진제 연소 화염에 노출되면서 표면부터 서서히 분해가 진행되며, 분해물질의 일부는 추진제에 포함된 산화제 성분에 의해 산화되어 기체화 될 수 있다. 산화제 성분이 충분치 않은 경우에는 고체 입자 형태로 추진제 연소 기체와 함께 배출되며, 이는 일차연기(primary smoke)의 일종으로 볼 수 있다. 가스 발생기에서 얻고자 하는 기체는 고체 입자가 포함되지 않은 깨끗한 기체형태인 경우가 대부분이며, 따라서, 무연 라이너 및 내열재의 연구가 필요하다.

KM(Kick Motor)는 항우연에서 주관하여 개발하고 있는 3단형 과학관측로켓(KSR-III)이다. 본 연구는 이 KM에 적용되는 추진제 개발로서 추진기관에서 요구하는 성능, 밀도, 연소특성, 기계적특성, 점화성, 추진제/라이너/EFDM 접착력을 달성하고, 장기저장시 추진제에 작용하는 온도, 중력등 하중에 대한 추진제의 내구성을 확인하는 수면예측시험을 통해 KM이 사용하는 기간중 요구성능을 발휘할 수 있는 추진제 개발을 목표로 하고 있다. 본 논문에서는 KM 추진제 개발중 1차적으로 추진기관 요구성능을 달성하기 위해서 추진제 성능분석을 통한 기본조성을 설정하고, 이 기간조성을 토대로 밀도, 연소특성, 기계적 특성, 추진제/라이너/EPDM 접착력 실험 결과등을 정리하였고, 추진제 성능을 확인하는데 일반적으로 널리 이용하는 있는 표준모타(ST-8)에 적용하여 이론적 성능분석 및 실제 연소시험을 실시하여 그 결과를 비교 분석하였다.

소, 중형 상업용 항공기나 초등 훈련기용으로 많이 이용되고 있는 터보프롭엔진의 성능해석을 위한 프로그램을 개발하였다. 대상엔진으로는 국내 최초의 초등훈련기인 KT-1의 추진기관인 PT6A-62엔진을 선정하였고 프로그램의 검증을 위하여 지상정지조건에서의 성능, 고도에 따른 성능 및 비행마하수에 따른 성능, 그리고 고도와 비행마하수를 동시에 고려한 성능 등을 상용 프로그램인 GASTURB 및 제작사에서 제시한 성능데이터와 그 해석결과를 비교하였다. 개발된 프로그램을 이용하여 비행마하수 0.2, 100% 동력터빈 회전수에서 가스발생기 회전수를 75%에서 105%까지 5% 간격으로 나누어 부분부하 성능해석을 수행하였다. 또한 연료유량의 변화에 대한 천이상태 성능해석도 수행하였다.

가스터빈 연소기의 역방향 이중 스월러의 두 번째 벤츄리 끝단 각도의 변이가 연소실내의 유동 특성에 미치는 영향에 대해 알아보았다. 벤츄리 끝단 각도가 수렴형, 직선형, 발산형의 세 형상에 대해 연료 분무가 없는 경우, 연료 분무는 있으나 연소는 없는 경우, 연소가 일어나는 경우에 대해 수치적 방법으로 연소실 내의 유동 특성에 대해 고찰하였다. 연료의 분무는 분무된 액적들이 갖는 운동량이 유입되는 공기의 운동량에 비해 적으므로 분무에 의한 유동 특성의 변화는 무시할 수 있는 반면 연소가 일어날 때는 유동 특성이 판이하게 달라짐을 확인할 수 있었다. 가스터빈 연소실 내의 유동 특성은 벤츄리 끝단 각의 변이에 따라 민감하게 변하고 있다.

가스터빈 엔진의 성능을 제대로 예측하기 위해서는 먼저 주요 구성품인 압축기, 터빈 등의 성능 자료가 충분히 알려져 있어야 한다. 특히 압축기는 조건의 변화에 따라 성능변화가 크므로 엔진 성능예측시 압축기 성능특성은 매우 중요한 요소라 할 수 있다. 압축기의 경우, 유동의 특성상 역압력 구배로 인한 유동의 박리가 발생하는 등 유동현상이 매우 복잡해진다. 이와 같은 2차원 압축기 익력 성능예측을 위하여 압축성, 비압축성 수치해석기법 및 난류 모델을 DCA(doble circular arc) 아음속 압축기 익렬에 적용하여 실험 결과와 비교 검토하였다.

액체로켓엔진의 단일추진제 가스발생기는 연료공급 시스템의 터보펌프를 구동시키기 위한 작동가스 생성을 목적으로 사용된다. 고체추진제 가스발생기와 비교할 경우 작동시간이 보다 길고 연소생성물에 의한 터빈 블레이드의 삭마가 없으며 제어가 용이하므로 초기 액체로켓엔진 개발시부터 사용되어 왔다. 80년대 이후 개발된 액체로켓엔진은 이원추진제 가스발생기 또는 연소가스 FEEDBACK 시스템을 채용하고 있지만 단일추진제 가스발생기는 과산화수소수 또는 하이드라진과 같은 별도의 추진제 공급 시스템을 필요로 하는 단점에도 불구하고 상대적으로 낮은 온도의 무연 작동 가스를 발생하므로 가스발생기 자체를 위한 냉각시스템을 제거 또는 최소화 시켜 간단한 구조로 전체 시스템 설계를 가능하게 하므로 중소형 액체로켓엔진에 사용되고 있다.

로켓 엔진은 고속의 고온 고압 제트가 분출함으로 인해 현존하는 소음 소스 수준 중 가장 큰 소음을 발생시킨다. 로켓 엔진에서 생기는 소음은 충격소음과 유동소음으로 구분할 수 있다. 충격소음은 연소제트의 불완전 팽창으로 인한 shock cell의 영향으로 shock wave가 발생하게 되어 고속의 제트가 대기와 충동함으로 인해 형성되는 충격파로 인해 발생되는 소음이며 유동소음은 mixing의 초기부분에서 초음속의 High velocity gas가 주변대기와 부딪히면서 생기는 난류와 전단력 때문에 발생하는 압력의 요동이 그 원인이 되어 고주파 소음의 특성을 띤 작은 eddy들에 의해 발생하는 소음이다.

잠입노즐은 로케트 추진기관의 길이 및 중량을 감소시켜 체계설계의 관점에서 볼 때 많은 이점을 제공한다. 본 연구에서는 3단형 과학로케트 원지점 차넣기 모타(apogee kick motor)에 적용하기위한 잠입노즐의 기초기술 개발에 주안점을 두었다. 고고도에서 저속으로 회전하며 비행하는 원지점 차넣기 모타를 제작하기위해서 체계 요구성능에 의해 예상된 실물형의 50% 크기에 해당하는 축소형 잠입노즐을 제작하였다. 잠입노즐은 잠입부의 내외부가 고온의 추진제 연소가스에 노출된 상태에서 노즐 내부 압력 외에 연소실압에 의한 외부압력이 작용하므로 이를 고려한 열 및 구조설계가 중요하다. 본 연구에서는 노즐 수렴부와 목부에 일체형 그라파이트 소재를 적용하고 확장부 내열재 및 잠입부 배면내열재에 탄소/페놀 복합재를 노즐 내열재로 사용하였다. 그리고 이들의 구조적 지지를 위해 스틸구조물을 적용하였다. 적용된 스틸구조물에는 K형 열전쌍을 이용해 내열재와 구조물 온도를 측정할 수 있는 관통구멍 및 나사부를 구조물 외변에 가공하였다. 열전쌍은 노즐 목직경의 2, 4배 되는 확장부 내열재 단면위치의 2mm와 4mm 깊이와 구조물 내면 및 외면의 4개소에 열전쌍을 부착하여 지상연소시험시 노즐 내열재와 구조물의 온도분포를 관찰한다. 그리고 노즐 조립시 확장부 내열재와 구조물에 각 각 반원형 홈을 내어 여분의 접착제가 원형 홈에 밀려들어가 경화되어 노즐 기밀유지와 체결력을 향상시킬 수 있는 원형공간 접착제 충전 공법을 적용하여 실제모타에 대한 적용가능성을 지상연소시험을 통해 확인한다.

고온의 연소가스로부터 노즐 표면을 보호하기 위하여 슬롯을 통하여 냉각 유체를 분사하는 슬롯 막냉각에 대하여 연구하였다. 냉각효율 및 열전달 특성은 주유동과 2차 유동의 분사율에 따라 크게 달라지며, 형상변화 및 유동가속에 의해서도 냉각 효과의 변화를 가져오게 된다. 따라서 본 연구에서는 실험을 통하여 면적비가 16:1인 축소노즐에서 압축성 효과를 배제할 수 있는 유동속도 범위 내에서 분사율 변화(0.5 $\leq$ M $\leq$ 3.0)에 따른 슬롯 막냉각 열전달 특성을 고찰하고, 평판 슬롯 막냉각 경험식의 결과와 비교하였으며, 수치해석을 통하여 축소노즐과 원형관에서의 냉각효율 및 열전달 특성을 비교함으로서 이를 검증하였다. 축소노즐에서의 슬롯 막냉각 열전달 특성은 단열벽면조건을 형성하여 노즐 표면을 따라 설치된 열전대를 이용하여 측정하였다. 그 결과 상대적으로 낮은 분사율(M=0.5, 1.0)에서 분사율 증가에 따른 냉각효율의 증가가 크게 나타났으며, 분사율이 높아짐(M $\geq$ 2.0)에 따라 냉각효율의 증가폭이 점점 감소하고, 일정 분사율 이상에서는 냉각 효율의 증가가 크게 둔화되었다. 분사율이 낮을 경우 평판 슬롯 막냉각 경험식으로 주어진 결과보다 상류에서는 높으나 하류로 진행하면 비슷한 냉각효율을 보였고, 분사율이 높은 경우 평판보다 전 범위에서 약간 높은 냉각효율을 나타냈다. 수치해석 결과에서는 분사율이 낮을 경우 축소노즐의 냉각효율이 원형관에서의 냉각효율 보다 낮거나 비슷하게 나타났으며, 분사율이 높아짐에 따라 축소노즐에서의 냉각효율이 오히려 높아지는 것으로 나타났다.타내었다. 액체 제트의 속도는 처음에는 일정하게 유지되다가 운동량을 보존하기 위해 가스로부터 운동량을 받아 점차 가속되어지는 것으로 나타났다.본 규격은 키, 총장, 어깨길이, 등길이, 머리길이, 머리둘레, 진동둘레, 목둘레, 가슴둘레, 허리둘레, 배둘레, 엉덩이둘레, 앞품, 뒤품, drop치를 포함하고 있고, 각 규격에서 호칭간 치수 간격도 함께 제시하고 있다. 본 연구 결과에서 보듯, 현행 8규격의 무진복의 각 호칭간 적정 허용범위를 고려해 합리적인 치수체계를 정립한다면 치수에 대한 적합도가 상당히 증가할 뿐 아니라 생산비용도 상당히 감축할 것으로 생각된다.나타났다. 4) 호감적 서비스능력 차원에서 세 독립변수간에 유의한 3원 상호작용이 존재하는 것으로 나타나( $F_{2,228}$=15.62, P<.001) 20대에 적합한 의복 착용시( $F_{2,228}$=3.98, P<.05)와 60대에 적합한 의복 착용시( $F_{2,228}$=16.55, P<.001) 점포유형과 격식차림간에는 유의한 상호작용이 존재하는 것으로 나타났다. 5) 호감을 구성하는 세 요인들이 구매의도에 미치는 영향을 조사한 결과 호감적 인상차원은 29%(P<.001), 호감적 서비스능력차원은 6%(P<.001)의 구매의도를 설명해 주는 것으로 나타났다. 본 연구결과 노년 소비자에게 호감을 주는 판매원의 외모는 구매의도에 영향을 주어 실버의류산업의 이익증대와 밀접한 연관을 갖는 서비스품질의 중요한 요인으로 밝혀졌다.중요한 요인으로 밝혀졌다.로운 단백질 EPSPS가 다른 여러 식물에 이미 존재하고 있는 단백질로서 우리가 이미 이러

재료에 따라 기계적 특성들은 하중속도에 의존하는 경우가 많다. 이런 기계적 특성들 중 파괴인성은 기계구조물을 파괴 역학적으로 안전하게 설계하는 경우뿐만 아니라, 운전되고 있는 기계 건전성의 측면에서 매우 중요한 파라미터이다. 또한 파괴인성은 작용하는 하중의 속도에 따라 정적파괴인성($K_{IC}$)과 동적파괴인성($K_{ID}$)으로 구분하고 이들의 측정 방법과 인성의 크기 또한 매우 상이하다. 동적파괴인성의 평가방법으로는 광탄성법, 모아레법 및 스트레인게이법을 이용한 충격실험방법들이 이용되고 있다.

터빈의 핵심구동부품은 손상이 누적되어 파괴에 이를 경우 치명적인 결과를 야기할 수 있기 때문에, 부품사용조건에서의 소성변형과 이에 따른 손상 누적을 정확히 예측하고 평가함으로써 균열생성 시점을 정확히 파악하여야 할 필요가 있다. 현재 터빈디스크와 같이 고온 고응력에서 사용되고 있는 소재부품의 수명은 궁극적으로 크리프변형과 피로시험의 공동작용으로 결정되며, 재료특성모델링 시험에 있어서도 dwell time 피로시험을 통해 dwell time 효과를 점검하고 점소성 재료변형에 근거하여 피로에 의한 변형 현상을 설명할 수 있다.

액체로켓엔진에 사용되는 2000psi이상의 고압 연소실(Combustion Chamber)의 냉각은 내피(Inner Shell)에 기계 가공된 냉각통로(Cooling Channel)로 냉각제를 흘려보내는 재생냉각방식이 널리 사용되며 기계 가공된 냉각 통로는 외피(Outer Shell)에 의해서 지지 밀봉된다. 일반적으로 내피 재료는 순수한 구리보다 강도가 우수하고 열전도도는 유사한 구리합금을 사용하고, 외피는 강도가 우수한 스테인레스 강을 사용하여 브레이징 접합된 구조를 형성한다. 브레이징 공정은 조립품을 약 $450^{\cire}C$ 이상의 액상선을 갖는 삽입금속(Filler Metal)을 사용하여 적당한 온도($450^{\cire}C$ ~ 모재의 고상선)에서 가열하여 접합시키는 방법으로, 용융 금속의 젖음 현상(Wetting Phenomena), 접합 틈새(Joint Clearance)로의 용융 삽입금속의 유입(Capillary Phenomena)과 접합 계면의 반응을 통해서 접합이 이루어진다. 이는 일반적인 접합 공정과 비교하여 모재의 변형이 적고, 이종 금속 간의 접합이 용이하며, 복잡한 부품을 정밀하게 접합할 수 있는 장점이 있으나, 접합될 제품의 표면 상태 및 분위기(Atmosphere), 접합될 부품간의 조립 틈새, 가열 싸이클(Heating Cycle) 등에 대한 공정 확립 및 관리가 매우 중요하다. 재생냉각 구조를 갖는 연소실은 우선 접합면의 형상이 매우 복잡하여 균일한 접합 틈새를 유지하면서 접합시키기가 매우 어려우며, 고온, 고압의 환경에서 작동하므로 일부 접합면이 접합되지 않을 경우 내피의 변형 및 파괴가 발생하고, 브레이징 시 용융된 삽입금속이 냉각통로 내로 유입될 경우 연소 시 이부근에서 재료의 용융이 발생될 수 있다. 따라서, 이러한 현상을 방지하기 위해서는 진공 분위기 하에서 적절한 접합 틈새를 유지할 수 있는 공정 및 장비의 개발이 필요하다.

복합재료는 높은 무게비 강도 및 강성뿐만 아니라 우수한 재료 특성 때문에 경량화와 구조적 안전성이 요구되는 항공기의 구조재로서 사용이 증대되고 있다. 소형 민용항공기는 구조적 안전성과 함께 제작과 정비, 유지보수의 용이성이 중요시된다. 본 연구에서는 복합재료를 구조재로 사용하였을 때의 성능변화와 경량화 등을 검토하기 위하여 기존의 알루미늄 합금을 이용하여 설계된 소형 프로펠러 경항공기 날개의 구조재로서 복합재료를 사용하여 재설계하였다. 날개의 기본 구조는 스킨, 스파, 웹으로 구성된 상자형 단면으로 설계하였으며 날개의 구조재로서 탄소/에폭시를 사용하여 상용 유한요소해석코드인 NISAII를 이용하여 굽힘, 좌굴 등의 응력해석을 수행하였고 기존 설계된 날개와의 성능비교를 위하여 알루미늄 합금으로 설계된 날개를 모델링하여 해석한 결과와 비교하였다. 비교결과 구조재로 탄소/에폭시를 사용하여 설계된 날개가 무게비 성능면에서 더 우수함을 확인하였다.

풍력 발전용 회전 날개는 대형화되면서 종래의 목재나 금속재료로는 구조적 강도, 강성 및 피로수명, 경제성 등을 만족하지 못하게 되었고, 이를 보완하기 위해 복합재료의 사용이 불가피하게 되었다. 따라서 본 연구에서는 국내업체에서 생산하여 그 물성이 입증된 E-glass/Epoxy 복합재료를 사용하여 국내 기상조건에 적합한 풍력발전용 회전날개를 개발하였다. 그러나, 개발된 회전날개는 국내 기상조건에 적합하도록 설계된 것으로서 해외로 수출할 경우 국내보다 풍속이 큰 지역에서는 구조적 안정성 및 피로수명을 만족할 수 없게 된다. 즉, 개발된 회전날개의 외국시장 진출을 위해서는 국제규격에 따른 하중의 정의와 구조설계의 개선이 필요하다. 따라서 본 연구에서는 IEC 1400-1의 국제규격을 검토하여 이를 만족하도록 회전날개의 구조설계를 수행하였다. 그 결과 국제규격에 명시된 강도 및 피로수명을 만족하는 구조설계 결과를 얻을 수 있었다.

열간단조후 절삭가공하여 냉간 성형가공하는 알루미늄 제품은 열간단조하면 재료가 연화되어 있어 절삭가공시 연속적인 칩이 발생하여 공구와 피삭재를 감고 회전함으로서 가공면 손상, 공구파손 및 작업자의 안전을 초래함에 따라 가공이 어려워 단지 절삭성 개선 목적만을 위해 중간공정으로 T4 열처리하여 절삭가공하고 다시 어닐링처리하여 냉간성형을 하고 최종열처리를 한다. 따라서 본 연구는 열간단조후 제품을 급냉시키면 용제화처리의 효과를 얻어 재료가 경화됨으로써 절삭성이 개선될 수 있다는 이론에 근거하여 T4 열처리를 대체할 수 있는 후처리 방법에 대해 연구하였다. 최적의 후처리방법을 구하기 위해 열간단조후 수냉과 공냉처리를 비교 분석하였고, 열간단조후 냉각처리까지 지연된 시간과 수냉과정에서의 유지시간에 따른 분석을 통해 최적의 작업조건을 선정하였다.