본 논문에서는 현재 개발 중인 스마트 무인기 연료 시스템의 기본설계 결과를 제시하였다. 시스템 요구를 바탕으로 연료 시스템을 구성한 후, 이에 필요한 부스트 펌프, 제트펌프, 도관, 벤트 시스템등 각 구성품에 대한 설계를 수행하였고 연료 시스템의 중량예측을 수행하였다.

수치해석을 통하여 불화중수소 화학레이저의 연료 및 산화제 분사 압력 비에 따른 밀도반전 등의 레이저 발진 성능 특성 변화에 대하여 알아보았다. 이 현상은 DF 여기분자의 분포 및 최대 소신호 이득계수, 레이저빔 출력에 대한 분석을 통해 해석이 이루어진다. 본 연구의 주요 결과로써, $D_2$ 분사 압력이 높아질수록 불화중수소 화학레이저 발진에서 중요한 부분을 차지하는 $DF^{(1)}-DF^{(0)}$ 진동 에너지 전이에서, 강한 레이저빔을 생성할 수 있는 여기분자 분포 및 최대 소신호 이득계수가 나타난다.

대전차 유도무기는 전기, 전자, 추진제, 화약의 성능 개선을 통해 "지능화", "소형화", "파괴력 강화", "경량화", "자동화", "저렴화"라는 개념으로 발전하고 있다.

향후 고성능 연소기에는 기체-액체 조합의 추진제를 분사하는 분사기가 채택될 수 있는데, 이에 대비하여 기체-액체형 분사기의 음향감쇠 효과를 선형 음향해석을 통해 조사하였다 계산 결과, 분사기는 반파장 공명기의 기능을 수행할 수 있었으며, 감쇠효과가 최대로 나타나는 최적 분사기 길이를 구하였다. 배플이 연소기에 장착되는 경우, 횡방향 음향모드의 공진주파수 값이 감소하는데 실제연소 상황의 조건과 유사한 물성치를 이용하여 배플길이에 따른 최적 분사기 길이의 변화를 계산하였다.

A computational analysis has been conducted to investigate the detailed flow structure inside a supersonic cavity. The free stream Mach number and Reynolds number are 1.83 and $6.02\times10^5$ respectively. In the present study, the depth and width of the cavity are changed to investigate the effect of the cavity dimensions. A fully implicit finite volume scheme is applied to solve the three-dimensional, steady, unsteady, compressible, Navier-Stokes equations. The computed results are validated with the previous experimental data available. The present computation provides reasonable predictions of the cavity flow, compared with experimental results. The obtained results show that a shock wave is generated in front of the downstream edge of the cavity and the dominant frequencies of the pressure oscillations inside the cavity were obtained.

본 논문에서는 로켓 엔진의 고주파 연소불안정 현상이 연소현상과 맞물린 음향학적 현상이라는 점과 일반적으로 로켓엔진의 연소실 및 배기노즐이 원통형이라는 점을 고려하여 단면적이 변하는 원통형 관에서 음향, 엔트로피 및 와류 파동방정식의 해를 구하는 방법을 제시하였고 이를 통하여 엔트로피 및 와류파동이 음향파동에 미치는 영향을 정량적으로 해석 및 계산 할 수 있는 방법을 제시하였다.

일반적인 운용고도와 운항속도의 조건에서 스마트 무인기용 소형 가스터빈 엔진 연소기 내부의 유동 및 연소현상을 실험, 수치를 병행하여 연구하였다. 스마트 무인기의 비행모드에 따른 배압변화에 대한 이해를 위해 우선 무부하시 연소기 내부유동 및 연소현상을 수치해석으로 분석하였다.

에너지원으로써 압축공기만을 사용하는 공기역학 점화기의 주요 구성요소 중 노즐부에 관한 실험 연구로써 노즐로 초음속 노즐과 스파이크 노즐을 사용하여 각각의 구조적인 특성을 소개하고 최대 가열온도를 주요 성능 특성으로 하여 고찰한 실험결과를 나타내고 있다. 초음속 노즐은 기존의 음속노즐의 사용에 비해 동일한 유량으로 보다 높은 온도에 더 마르고 도달하며, 스파이크 노즐의 사용을 통해 작동유량의 넓은 변화범위에서도 근 성능저하 없이 사용할 수 있는 특성을 확인할 수 있다.

극초음속 스크램제트 흡입구의 설계는 다양한 공기열역학적인 현상을 수반한다. 이러한 현상은 무딘 앞전효과, 경계층 발달 문제, 천이, 점성/비점성 결합, 충격파 상호작용, 충격파 경계층 상호작용 및 유동 형상 등을 포함한다. 한정된 마하수와 고도 영역 내에서 운용되기 위해 설계되는 흡입구에서는 이러한 현상들 중 몇 가지 현상에 대한 이해가 요구된다. 본 연구에서는 HyShot 비행시험에서 발생할 수 있는 고도와 받음각 극단에서의 흡입구 성능을 연구하기 위해 몇 가지 중요한 유동 현상(점성 현상, 경계층 박리, 연소기 입구 유동 형상)들이 논의 될 것이다.

The mixing characteristics of a multiple transverse injection system in a scramjet combustor were studied with numerical methods. The distance among injectors on mixing characteristics were investigated. The three-dimensional Wavier-Stokes equations including k-w SST turbulence model were solved. It was shown that the mixing characteristics of a multiple transverse injection system were very different from those of a single and a dual injection system; the rear injection flow was strongly influenced by blocking effect due to the momentum flux of the front injection flow and thus had higher expansion and penetration than the front injection flow. The multiple injection system had higher mixing rate, higher penetration but had more losses of stagnation pressure than the single injection system.

레이저 추진의 개념을 이용한 공기 흡입 레이저 스파이크 엔진은 대기권 내의 비행체에 사용될 수 있다. 레이저 스파이크 엔진은 연소 과정 대신 레이저 에너지에 의해 유도된 폭풍파에 의해서 추력을 얻는다. 그리고 이 엔진은 공기를 추진제로 사용하기 때문에 추진제를 따로 탑재할 필요가 없다. 실험에서는 초음속 풍동과 스파크 발생기를 사용하였다. 2차원 레이저 스파이크 엔진 모형을 사용하여 유동을 가시화 하였으며, 동일한 형태에 대한 수치 해석을 시행하였다.

이 논문에서는 메탄을 연료로 하는 에어터보램제트(ATR) 엔진의 아음속 영역에서의 탈설계점 성능 해석을 수행하였다 이를 위하여 ATR 엔진을 수치적으로 모델링하여 성능을 모사하였다. 각 구성품에 대해 탈설계점 성능을 계산할 수 있도록 모델을 작성하였다. 압축기 작동점은 노즐과의 유량매칭(matching)에 의하여, 터빈 작동점은 일 매칭에 의하여 결정하였다. 성능 해석 결과, ATR 엔진은 기존의 개스 터빈 엔진과 비교해 상당히 다른 탈설계점 특성을 가지고 있음을 보였다.

액체로켓 엔진시스템에 있어서 과도 해석은 시스템 시험 항목이나 시험 횟수의 선정과 개발 기간 등의 단축을 위해 반드시 필요한 항목이다. 본 연구에서는 터보펌프 공급식 로켓 엔진의 수학적 모델을 구성하였으며, 이를 이용하여 추력 제어 밸브의 개도 변화에 따른 엔진의 작동 모드 변화에 대한 과도해석을 수행하였다. 검증을 위하여 AnaSyn을 이용한 모드 해석 결과와 비교하여 $2\%$ 범위 내로 일치하는 것을 확인하였다.

추진제 공급계는 발사체에 탑재될 엔진에 추진제를 요구조건 (유량, 온도, 압력 등)에 맞게 공급하는 시스템을 말한다. 본 시험 설비는 추진제 공급 시스템 개발시 주요 구성기술인 가압 시스템 개발, 탱크 내 프로세스 개발, 추진제 배관 시스템 개발을 위해 구축되고 있다. 본 논문에서는 현재 항 우연 내에 구축중인 추진제 공급 시험 설비를 소개한다.

모든 추진기관의 개발과 마찬가지로 저궤도 위성용 추진계의 개발은 위성의 요구 성능 향상, 기능 및 구조적인 변화 등 기술적인 요인뿐만 아니라 기술 유출을 꺼리는 선진국의 입장에 따라 그 개발구도 및 전략을 개선해 나가야 하는 매우 어려운 개발 환경에 노출되어 있다. 이 논문에서는 다목적 실용위성의 추진계를 개발하며 이러한 내 외부 환경 변화에 따른 기술적 접근 과정을 서술하고, 향후 저궤도 위성용 추진계의 개발을 위하여 해결해야 할 기술적인 문제점을 제시하여 해결 방안을 모색하고자 한다.

우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. ANASYN을 이용해 가스발생기 사이클 액체 로켓 엔진의 성능 오차 분석을 수행하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 $+5.34\%,\;-5.27\%$로 나타났으며 연소기 혼합비 오차는 $+9.07\%,\;-9.82\%$에 달했다. 가스발생기의 혼합비를 제어할 경우 추진제 유량의 제어 없이 혼합비만을 제어하면 엔진성능의 분산이 증가한다. 분산 요인에 대한 민감도 해석에 의하면 터빈 효율에서의 오차가 엔진 성능 분산에 가장 큰 영향을 미친다.

본 논문은 기존 폭발볼트의 기능을 그대로 유지하면서 분리시 발생되는 파편 및 충격파의 악작용을 완벽히 제거할 수 있는 GES 볼트의 분리거동에 관한 연구이다. GES 볼트는 압력카트리지의 압력을 이용하여 분리가 이루어지게 개발된 파이로 장치이다. 볼트 설계 시 고려된 설계인자의 최적화는 볼트의 분리거동을 해석함으로써 달성할 수 있었다. 또한 볼트 설계인자의 최적화 방법을 제시함으로써 향후 볼트와 같은 파이로 부품 설계에 기준을 제시하고자 한다.

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화 하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 압력비에 따라 실시하였다. 실험을 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등을 관찰할 수 있었다.

최근에 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력 벡터법은 추진 비행체의 조종성을 향상시키는 것뿐만 아니라 꼬리날개로 발생하는 공기역학적 항력을 감소시키기 때문에 많은 관심을 받고 있다. 그러나 유체적 추력벡터 제어법은 유동장이 충격파와 경계층의 상호작용, 박리, 강한 비정상성 등과 같은 매우 복잡한 물리현상을 포함하고 있기 때문에 비행체의 설계에 적용하기가 매우 어렵다. 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 효율적인 추력벡터 제어법을 얻기 위한 지금까지의 연구들이 미비한 실정이며 실제적용을 위해 체계적인 연구가 필요하다. 본 연구에서는 유체적 순유동과 역유동 개념을 이용한 추력벡터 제어법의 제어 효과를 연구하기 위해 수치적 연구가 수행되었다. 주어진 압력비에 대해, 추력편향각은 주제트의 5퍼센트 미만의 임의 흡입유량에서 최대 값을 가진다. 보다 긴 collar를 적용하는 경우, 같은 편향각은 보다 작은 흡입유량으로 가능하였다.

평판에 충돌하는 과소팽창 충돌제트에 대한 기본적인 정보를 구하기 위해 근거리에서 경사 각도와 과소팽창 비의 변화에 따른 실험을 수행하였다. 과소 팽창비가 증가하면서 최대표면압력 값들은 작아지며, 회복계수의 감소효과는 커진다. 또한 경사각도 감소에 따라 표면 압력 정점의 위치는 상류로 이동하고, 저온영역의 범위는 상류에서 감소하는 반면 하류로 넓게 분포된다.

액체 연료 로켓의 연료 공급 라인을 모사한 시스템에 대해, PSD가 시스템의 응답에 미치는 영향을 살펴보았다. 주관의 유량 변화에 대한 주관 압력 변화의 비(시스템 응답)를 PSD 내의 기체 체적을 변화시키며 살펴보았다. PSD 내에 기체가 지을 경우, 시스템의 공진 주파수가 작아짐을 확인하였다. 그리고 기체의 체적이 클수록 시스템 공진 주파수가 작아졌으나, 그 변화는 그리 크지 않았다. 또한 PSD 내 기체량이 많은 경우, 주관 내 압력 및 유량 변화의 진폭이 많이 줄어듦을 확인할 수 있었다.

Pressure-based 알고리듬을 기반으로 한 cavitation 현상의 수치해석 코드를 개발하였다. Wall function을 사용한 k-\varepsilon$ 난류모델을 사용하였으며, cavitation 모델에는 volume transport equation을 사용하였다. 유동장은 저속이기 때문에 압축성 효과는 고려하지 않았다.

연소실 내부에서 주유동의 난류강도가 엇갈린 배열의 사각홀의 막냉각 성능에 미치는 영향에 대하여 실험을 수행하였으며, 주유동의 $10\%$ 난류강도 하에서 온도장 및 단열 막냉각 효율이 측정되어졌다. 온도장의 결과는 주유동의 높은 난류강도에 의해 전체적인 값들이 감소하고, 두터운 냉각유체 막이 형성됨을 보였으며, 흘 인접영역에서 주유동의 높은 난류강도에 의해 낮은 막냉각 효율 값을 보이지만, 하류로 진행함에 따라 냉각성능의 차이가 줄어듦을 보였다.

주기적인 와류화염과 열방출 진동의 연관성에 대한 실험적인 연구가 수행되었다. 난류제트화염은 덤프 연소기에서 재순환 되는 뜨거운 생성물에 의해서 안정화되며, 큰 스케일의 주기적 와류가 음파에 의해서 제트화염에 부가되었다. 실제적인 연소기에서의 불안정 현상을 모사하기 위해 가진주파수와 실험변수들을 조절하였다. 본 연구의 목적은 원치 않는 열방출의 진동을 유도시키는 와류-열방출의 연관성을 분석하여, 연소불안정의 능동제어를 위해 사용될 수 있는 알맞은 연료분사 패턴을 조사하는 것이다. 주기적인 패턴을 측정할 수 있는 슐리렌 기법과 CH* chemiluminescence 기법이 사용되었으며, 실험결과는 와류 생성 사이클의 위상에 따라서 서로 비교되었다.

위성의 잔여연료량은 인공위성의 수명을 결정하는 가장 중요한 요소 중에 하나이다. 하지만 이러한 잔여연료량은 부정확하고 불규칙한 여건으로 인하여 정확하게 측정이 불가능하다. 특히 미세중력하에서 액체의 추진제가 탱크주위에 넓게 퍼지는 관계로 인하여 직접적인 측정은 불가능하다. 본 논문에서는 기존에 사용되어왔던 여러 방법을 간단히 소개하고, 두 개 이상의 다중탱크시스템을 갖는 위성에서 온도차이에 의해 추진제가 이동하는 열펌핑현상을 이용하여 잔여연료량을 측정할 수 있는 방법을 제시하고자 한다.

본 연구에서는 탄의 정밀타격을 위한 항력증가장치의 항력특성에 관한 전산해석을 실시하였다. 전산해석에서는 항력증가장치의 부착에 따른 항력증가 특성을 분석하였으며, 항력증가장치의 펼침 각도와 위치가 미치는 효과를 살펴보았다. 항력증가장치 펼침각이 $20^{\circ}$일 때 항력은 항력증가장치가 없는 경우에 비해 약 3.5배 증가하였다. 그리고 이때 필요한 항력증가장치의 무게는 약 26g인 것으로 나타났다.

추력 1700kN을 생성하기 위한 액체로켓엔진을 구성함에 있어, 에너지 특성을 높이기 위하여 터빈을 구동시킨 고온의 산화제 과잉 연소가스가 연소실로 공급되는 close type으로 선정되었으며, 막냉각에 의한 연소가스 특성의 변화, 노즐의 형상에 의한 효율, 연소효율 등을 고려한 연소실 및 노즐설계가 수행되었다. 또한 노즐을 팽창하는 동안의 연소가스의 상태 변화와 가스 구성을 그래프로 살펴보았다

고성능 액체로켓엔진 개발을 위하여 터보펌프를 사용하는 재생냉각형 액체로켓엔진시스템의 배치안을 마련하였다 엔진시스템을 구성하는 부품들에 대하여 각각의 특성을 고려하고 현실적으로 제작 및 조립이 가능하도록 3차원 디지털 모형을 제작하여 검증하였다. 1단 엔진시스템은 1축 김발링을 하며 4개의 엔진 조립체로 클러스터링 할 수 있도록 설계하였다. 2단용 엔진시스템은 2축 김발링을 하며 1개의 엔진 조립체로 구성하였다. 1단 및 2단 엔진시스템의 조릴 및 분해 공정 그리고 관련 프로그램 또한 개발하였다. 그리고 엔진시스템의 조져 및 분해 공정을 효율적으로 수행하기 위하여 여러 형태의 전용 치/공구 또한 개발하였다.

KSR-III 개발 과정에서 습득된 기술을 바탕으로 케로신과 액체산소를 추진제로 하는 추진제 가압식 소형로켓엔진 연소시험설비의 설계, 제작 설치, 검증절차와 관련된 시험을 수행하고 각 단계에서 중점적으로 고려해야할 사항을 제시하였다.

본 논문은 적층된 전극 구조의 노즐을 이용한 정전기 마이크로 추진 장치의 새로운 메카니즘을 제시하고 있다 실험과 시뮬레이션 결과를 비교해 볼 때 제안된 메커니즘은 pico-liter 부피를 가진 액적의 분출과 최소 100volt 이하의 요구 전압이 가능함을 보여주고 있다.

액체산소 탱크 내에서의 열적 성층화(thermal stratification) 현상은 대기로부터의 열 투입과 탱크 내에서의 극저온 액체의 열적 비평형에 의해 발생된다. 열적 성층화 현상은 벤트 시스템, 탱크 단열. 펌프 설계에 영향을 미치게 되므로 정교한 해석 및 시험적 검증이 필요하다. 본 논문에서는 side-wall에서의 열 투입에 의해 발생되는 경계층 유동을 해석적 방법으로 1차원 모델링하여 시간에 따른 성충화 부피의 증가 및 탱크 내에서의 높이에 따른 온도 분포를 묘사한다.

최근 활발한 연구가 진칭 중인 공중발사 방식은 극소형 위성을 저렴한 비용으로 발사할 수 있고 발사장 선정이 자유로운 효율적인 방법으로 본 논문에서는 비교적 단순한 임무를 수행할 수 있는 극소형 위성(Nanosat)을 지구 저궤도에 올릴 수 있도록 공중발사체 개념설계를 바탕으로 기본설계를 수행하였으며, 설계 형상을 CATIA를 이용하여 공중발사체 DMU(Digital Mock-Up) 형상으로 구현하였다.

소형 액체로켓엔진의 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치를 개발하였다. 본 연소시험장치는 물과 kerosene 냉각이 가능하며, 특히 재생냉각이 가능하도록 설계되었다. 시험에 사용되는 연소기는 혼합기, 점화기, 실린더 및 노즐부가 각각 분리되어 개별 냉각이 가능하도록 설계되었다. 현재 본 연소 시험장치를 이용한 소형 액체로켓엔진의 물 냉각 및 kerosene 냉각 시험이 수행 중에 있으며, 향후 LNG(Liquefied Natural Gas) 및 기체 메탄을 이용한 재생냉각이 가능하도록 시험장치를 개량할 예정이다.

본 연구에서는 실험데이터와 유전자 알고리즘으로 압축기 성능선도를 생성하는 방법을 제안하였다. 다수의 실험을 통해 엔진의 성능 데이터를 획득하고 회전수에 따른 유량함수, 압력비, 효율의 함수관계를 3차 방정식으로 유도한 후 유전자 알고리즘을 이용하여 미계수를 구하여 압축기 성능선도를 생성하였다. 새롭게 생성한 압축기 성능선도를 이용하여 상용 성능해석 프로그램인 GASTURB로 정상상태 성능해석을 수행하여 검증데이터와 비교하였다.

본 연구에서는 대상엔진의 설계점, 정적 탈설계점 및 동적 탈설계점 성능해석을 위하여 상용코드(GSP)와 함께 기 개발한 해석용 코드를 사용하였다 고도, 속도 및 출력변화를 포함하는 다양한 임무조건에 따른 엔진의 정적 성능과 이를 바탕으로 한 동적 특성도 분석하였다. 특히, Power setting 자체보다는 Throttle setting을 통한 출력과 엔진 회전수, 그리고 터빈의 열 과부하특성을 응답시간과 함께 예측함으로서 추후 엔진제어장치인 FADEC 시스템 설계에 활용토록 하였다.

인젝터의 배열과 형상 변화는 연소실내에서의 미립화, 증발, 혼합, 화학반응 등을 변화시킴으로써 액체로켓엔진의 연소 조건과 열 교환에 영향을 준다. 본 논문에서는 연소실내의 다양한 현상 중 인젝터 배열이 혼합비 분포에 미치는 영향을 물리적 접근방법을 통하여 살펴보고 프로그램을 작성하여 혼합비 분포를 계산 하고자 하였다. 단, 예측 방법의 유도 과정에서 도입된 물리 현상의 단순화와 여러 가정으로 인해 본 방법의 적용성과 정확성에는 한계가 있으나 mechanical patternator 사용이 어려운 full scale 가스발생기나 연소기의 국부적인 혼합비 예측에 효과적인 활용이 될 수 있으리라 판단된다.

본 연구에서는 한국과 같은 저풍속 지역을 위해 개발된 1kW급 풍력발전 시스템의 시동특성 개선과 출력제어를 위해 용수철과 집중질량을 이용하는 블레이드 피치제어장치의 설계방법을 제안하였다. 이를 위해 먼저 적절한 허브형상을 설계하였으며 출력제어장치의 용수철 강성 및 집중질량 등에 대한 역학적 계산을 수행하였다. 특히 2단 용수철 구조를 적용하여 고피치 시동기능을 추가하였으므로 기존 시스템 보다 운용효율이 개선될 것으로 기대된다.

본 논문에서는 고분자의 바인더와 고체불질 사이의 결합력을 증진시켜 물성을 향상시키는 역할과 화학결합에 의한 두 재질간의 접착력을 향상시킬 목적으로 사용되는 Aziridine계 bonding agent를 합성하여 이화학 특성을 분석하고 이를 라이너에 적용하였을 때 불성 및 접착력 특성에 관한 연구를 하였다. 비교 실험을 진행하기 위해 미국 3M사에서 제조한 HX-868을 통일한 조건에서 사용했고 미국규격에 규정된 항목과 각 항목에 대한 표준화된 방법으로 분석하였다. 그 결과 국내기술로 합성한 HX-868이 미국에서 제조된 HX-868과 통일한 품질 수준으로 갖는 것으로 평가되었다.

본 연구는 램제트 돔 포트 커버용 글라스 세라믹의 기계적 특성, 정적 및 동적 파괴인성을 평가하기 위해 수행하였다. 램제트 추진기관의 돔 포트 커버의 재료로 MACOR 글라스 세라믹 9658을 선정하였으며, 취성재료인 글라스 세라믹의 파괴인성을 측정하기 위해 노치시편에 대한 정적 및 동적 파괴인성시험을 수행하였다.

The objective of the present study is to conduct model combustion tests for double swirl coaxial injectors to identify their combustion stability characteristics. Gaseous oxygen and mixture of methane and propane have been used as simulant propellants. Two model chambers tuned to the If acoustic resonance mode of a full-scale thrust chamber were manufactured to be used as a combustion cylinder. The main idea of the experiment is that the mixing mechanism is considered as a dominant factor significantly affecting combustion instability in a full-scale thrust chamber. Self-excited dynamic pressure values in a model chamber show different combustion stability zones with respect to a recess number. Upon test results, couplings between combustion conditions and the IT acoustic resonance mode become strengthened with the increase of a recess length.

본 연구에서는 개방형 액체로켓엔진의 안정성 분석을 위해 선형 시스템 특성 방정식의 극(pole)의 위치 분석 방법을 이용하여 터보펌프 회전체의 특성에 따른 안정성을 분석하였고, 엔진의 설계 요구 조건에 따라 시스템의 안정성과 효율을 고려한 터보펌프의 설계 방향을 제시하였다.

본 논문에서는 개방형 액체로켓엔진의 각 구성품에 대한 일반적인 수학적 비선형 모델을 먼저 작성하고, 액체로켓엔진의 동특성 경향 파악/안정성 판별을 위해 구성된 비선형 모델을 선형 모델(Laplace 변환)로 재구성하였으며, Matlab/Simulink을 통해 액체로켓엔진에 대한 전체 선형 모델을 구성하였다.

본 연구에서는 다양한 분사기들의 연소 안정성 특성을 확인하기 위해 모댄 연소 시험을 수행하였다. 다른 모든 조건이 동일한 경우 함몰 길이만 변경된 세 가지 경우의 이중 와류 동축형 분사기에 대해 안정성 특성과 화염 구조를 비교하였다. 실제 연소기에 사용되는 추진제를 모사하기 위해 기체 상태의 산소와 메탄과 프로판의 혼합기체를 사용하였다. 이러한 시험 결과를 통해 구해질 수 있는 동압특성과 CH 화염이미지를 이용하여 여러 후보 분사기 중에서 가장 안정적인 분사기를 선택할 수 있다.

하이브리드 로켓은 고체, 액체 로켓과 비교하여 많은 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓은 액체 로켓에 비해 구조적으로 단순하고 비용도 저렴하지만 액체 로켓과 유사한 $I_{sp}$를 발휘한다. 또한 고체 로켓에서는 불가능한 엔진 소화$\cdot$재점화가 가능한 장점을 가지고 있다. 하이브리드 로켓의 추력은 산화제의 유량에 비례하여 증가한다. 본 연구에서는 소형 하이브리드 로켓을 설계 제작하여 실험을 수행하였다. 전체 시스템은 하이브리드 로켓 연소기, 점화장치, 유량 조절장치 그리고 데이터 획득 장치로 구성하였다 산화제의 유량을 조절하기 위해 니들 밸브와 스텝 모터를 결합하였다.

연소기 설계에 유용한 자료를 제공하기 위해 저속의 질소 가스가 흐르는 연소실내에서 연료와 산화제의 분무 연소에 관한 수치적 해석을 수행하였다. 점화를 위해 고온 질소가 흐르게 하였다. 연료와 산화제의 특성에 의한 연소실내 온도분포와 속도분포를 조사하였다.

성능이 우수한 액체로켓엔진 개발을 위해서 연소기 효율에 매우 큰 영향을 미치는 분사기 개발이 매우 중요하다 본 논문에서는 실물형 연소기 개발 전단계로 수행된 여러 가지의 축소형 연소기에 대한 설계 그리고 연소시험 결과에 대하여 논하였다. 충돌형 분사기 1종, 와류 딪힘형 분사기 1종, 와류분사기 혼합형 4종을 장착한 총 6종의 축소형 연소기를 제작하였다. 축소형 연소기의 연소시험은 대체로 성공적이었으며 연소 효율은 설계 목표치를 상회하였고 추진제 차압은 설계치와 비슷한 값이었으며 동압은 규제조건을 만족하였다.

본 논문에서는 강한 압력파동에 구속된 액체 추진제 연소응답의 지배인자를 규명하고 비정상 거동 특성을 평가한다. 외부 압력섭동에 의해 교란된 탄화수소 계열 액체 추진제의 비정상 거동을 수치계산하고 연소응답의 관점에서 분석한다. 2상 사이의 평형을 고려한 1차원 액적기화 모델을 적용하고 압력파동은 인위적인 조화함수식으로 설정한다 외부 기상의 압력과 온도, 액적의 초기 직경과 내부온도, 외부 압력파동의 진폭과 구동 주파수 등 액체 로켓의 주요 설계인자 및 작동변수의 영향을 고찰한다. 본 연구를 통해 외부 압력파동의 구동 주파수와 외부 기상압력은 연소응답의 크기와 위상을 결정하는 지배인자임이 규명된 반면 외부 기상온도, 액적의 초기 직경과 외부온도 및 압력파동의 진폭 등은 연소응답과 약한 상관관계를 갖거나 그 영향이 미미하다. 기화열 섭동의 위상 및 액적표면과 내부의 파동에너지 전파특성이 연소응답의 크기와 위상을 결정한다.

ATR 엔진 연소기 내부에서의 연료와 공기의 혼합성능은 연소 안정성이나 효율에 지배적인 요인이 된다. 본 연구에서는 ATR 모델 연소기에서의 혼합성능을 비교하기 위하여 두 유체의 속도 비$(r=v_a/v_f)$를 변화시키면서 연료분포를 측정하였다. 측정 방법으로는 2차원 연료분포를 얻기 위하여 널리 이용되는 평면레이저 유도형광기법과 화상처리 기법을 사용하여 연료분포 이미지를 얻었다. 측정된 연료분포 화상으로부터 공기속도/연료속도 비가 1에 가까울수록 연료 혼합성능이 떨어지는 특성을 관찰하였다.

본 논문의 목적은 KSLV-1 KM 축소형 연소관의 변형을 예측할 수 있는 효과적인 해석방법을 제시하는 것을 목적으로 하며, 내압을 받는 F/W 복합재 연소관에 대한 구조해석과 실험을 수행하였다. 효과적인 연소관의 해석을 위해 돔 무위 기하학적 비선형성을 고려한 유한요소법의 3차원 적층 축대칭요소(layered axi-symmetric solid element)에 적용하였다. 유한요소 해석은 전처리 프로그램(HC2004)을 이용 연소관 돔 부위에서의 기하학적 비선형성을 고려하여 ANSYS로 해석을 수행 하였으며, 그 결과 전처리 시간 및 계산 소요시간이 짧았으며, 수압실험 결과 값과 비교, 검토하였다.

Unielement combustion tests were conducted using coaxial bi-swirl injectors. Major experimental parameters were a recess length and a fuel-side swirl chamber. Combustion efficiency mainly depends on a mixing mechanism for the present coaxial swirl injectors. Low-frequency pressure excitations around 200Hz were observed for all injectors. However, dynamic behaviors considerably differ for an external and an internal mixing case controlled by a recess length. The internal mixing induces mixture to be biased at a specific frequency in a mass flow rate, which results in a relatively high amplitude of pressure fluctuations but results for the external mixing case show that fuel and oxidizer mixture flow carries more complicated, multiple wave characteristics due to broad mixing region as well as disintegration and merging phenomena of propellant films.

본 논문은 고압조건에서 동축 와류형 분사기의 분무특성 파악을 위한 연구로서 3종류의 분사기가 사용되었으며, 함몰길이와 연료 분사기의 형태에 따른 분무특성을 확인하였다. 또한, 실제 연소기에 서 발생되는 연소압력과 수류 실험에서의 압력 상사조건을 계산하여 실험을 수행하여 분사압에 따른 유량변화, 분무각, 질량분포, 평균 액적크기 등의 분무특성이 측정되었다.

위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일 추진제 추력기에 사용되는 하이드라진 분해 촉매의 연소성능을 실제 연소시험을 통하여 확인하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험 장치를 설계/제작하여 국산화하였으며 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도의 촉매 연소특성을 평가, 분석하였다.