본 논문에는 준평형 모델을 사용하는 PAD(propellant actuated device) 시스템의 거동 및 추진제 형상설계에 관하여 기술하였다. 준평형 모델의 검증을 위해 PAD 시스템 시험이 수행되었다. 시험과 해석 결과를 비교하여 상호 경향이 유사함을 확인함으로써 준평형 모델적용치 타당성을 입증하였고, 사용된 시스템의 열손실 및 마찰계수를 얻을 수 있었다. 개발된 설계기법은 향후 PAD 시스템 설계시에 유용하게 사용될 것이다.

본 연구는 이종 접착 재질의 접착계면에서 미접착 결함을 검출하기 위한 새로운 시험 기법을 개발하기 위함이다. 접착계면과 미접착계면에서의 초음파 전달 현상을 이론적으로 해석하여 초음파 신호를 모델링하였고, 이론적 분석에 기초하여 미접착계면에서의 위상 반전 현상을 애용한 검사 방법을 FRP/고무 시편에 적용하였다. 정량적으로 결함의 최소 검출 능력을 평가하기 위하여 알루미늄/고무 시편에 평저공을 가공하여 제작하였고 일반적으로 사용하고 있는 펄스에코반사법과 새로운 시험 기법인 위상반전법을 상호 비교하였으며 이론적으로 예측한 초음파 신호와 실험에서 얻은 초음파 신호를 근거로 위상반전법으로 미접착 결함을 검출할 수 있다고 판단하였다.

하이드라진 추진시스템은 위성 및 발사체 추진시스템에 적용되는 액체추진제 중에 가장 안정적이고 신뢰도가 높은 추진제로 평가받고 있다. 현재 국내에서는 다목적실용위성 사업을 수행하며 단일추진제로서 하이드라진을 운용 및 시험한 경험을 갖고 있으며 이를 바탕으로 하이드라진 추진제에 대한 소개 및 Material Compatibility, 운용 및 취급시의 주의사항 그리고 향후의 하이드라진 시스템의 발전방향 등에 대해 간략히 언급하였다.

본 연구에서는 소형 액체 추력기 제작 공정 중 하나인 브레이징 부품 접합에서 발생한 Failure 사례에 대한 분석을 위해 가능 원인을 도출하고 이에 대한 검증을 위한 Sample Test를 수행하였다. Brazing Material, 부품 가공성 등에서 도출된 요인들이 Overflow 현상에 미치는 영향을 분석하여 실제 발생 원인을 파악하였으며, 이를 통해 원활한 공정 진행을 도모할 수 있었다.

Degradation characteristics of filament-winded composites due to accelerated environmental aging have been evaluated under high temperature, water immersion and thermal impact conditions. Two kinds of laminated composites coated by an urethane resin have been used: carbon-fiber reinforced epoxy(T700/Epon-826, CFRP) and glass-fiber reinforced phenolic (E-glass/phenolic, GFRP). For tensile strength of $0^{\circ}$ composites, CFRP did high reduction by 25% under the influence of high temperature and water while CFRP showed little degradation. However for water-immersed $90^{\circ}$ composites both CFRP and GFRP showed high reduction in tensile strength. Bending strength and modulus of $90^{\circ}$ composites were largely reduced in water-immersion as well as high temperature environment. Urethane coating on the composite surface improved the bending properties by 20%, however hardly showed such improvement for water-immersed $90^{\circ}$ composites.

초음속 공중발사 로켓의 모선분리에 대한 유동해석을 수행하였다. 모선(F-4E Phantom)에서 분리되는 로켓주변 유동장의 정상/비정상 유동해석을 위해 압축성 Wavier-Stokes방정식이 사용되었으며, 해석결과는 모선과 로켓간의 충격파-팽창파 간섭효과를 잘 보여주고 있다. 무게중심의 변화에 따른 로켓의 거동을 예측하기 위하여 세 가지 경우에 대한 전산해석을 수행하였으며, 결과적으로 초음속 공중발사 로켓의 안전한 모선분리를 위한 설계 가이드라인을 제시 하였다.

50m 비행선 비아50A의 추진시스템은 크게 엔진과 발전기, 인버터, 모터와 프로펠러로 구성되어 있으며, 비행선의 양쪽에 장착된 모터와 프로펠러는 추력편향이 가능하도록 설계/제작하여 비행선의 수직 이착륙이 가능하도록 하였다. 3km 고도까지의 비행시험에서 무선통신을 이용하여 비행선의 상태 데이터를 실시간으로 분석하게 되는데, 본 논문에서는 이렇게 수집된 추진시스템의 상태 데이터를 분석하여 비아50A 추진시스템의 고고도 비행시험 결과에 대해서 정리하였다. 각 구성품의 정상 운용 범위를 고려할때 추진시스템의 모든 데이터들은 안정적인 범위내에서 작동하였음을 확인할 수 있었다.

탄소/페놀릭 복합재료가 높은 온도에서 열분해 되는 현상을 연구하기 위하여 열중량분석기(TGA)가 이용되었다. 높은 온도와 다양한 하중조건에서 운용되는 고체 추진기관의 열방호 시스템으로 적합한 재료를 분석하고 개발하는데 연구목적이 있다. 실제 연소조건과 유사한 온도 상승속도를 고려하기 위하여 열분해 특성상수 값은 1000 K/min인 경우로 예측된 값을 FEM 해석코드 자료로 활용하였다. 온도 분포는 실험 결과 값과 같은 거동을 보였으며 열분해 깊이는 ${\pm}1mm$ 이내에서 해석 결과와 잘 일치 하였다.

본 논문은 TCO(thrust cut-off) 시스템을 장착한 로켓 모터의 성능설계에 관한 연구로서, TCO 포트 크기에 따라 변화하는 로켓의 성능을 평가하였다. 시험용 로켓 모터를 제작하여 연소시험을 행하였고, TCO 포트 크기에 따른 추력변화의 경향을 분석하여 최대 역방향 추력점이 존재함을 밝혀내었으며 보존방정식을 이용하여 TCO 성능설계 및 시험분석을 행하였다. 이와 같은 성능설계 기법은 향후 유사한 TCO 시스템의 설계에 유용하게 적용될 수 있다.

액상의 환경으로 고속의 기체가 분사될 때 기체-액체 표면에서 일어나는 불안정성에 대해 점성전위 유동의 이론을 이용하여 분석하였다. 기체의 속도가 낮을 경우 액상으로 기포로 형성되지만 속도가 증가하면서 기체는 제트의 형태로 변하게 되는데, 천음속 구간에서 제트로 변하게 되는 것으로 알려져 있다. 본 연구에서는 주로 액체 제트를 해석하는데 사용된 점성전위유동이론을 기체 제트의 불안정성 해석에 응용하였다. 천음속 구간에서 기체 제트의 성장률이 변하는 것을 확인하였다. 초음속 구간으로 가면서 성장률이 감소하는 것을 확인하였다. 그리고 이를 레이놀즈수와 같은 무차원수에 대해 기체 제트의 성장률의 변화에 대해 알아보았다.

수십 msec의 단시간에 큰 추력을 발생시키는 임펄스모타의 무게를 가볍게 하기 위하여 금속재와 복합재를 조합하여 수만 psia의 초고압을 지탱하는 압력용기의 설계이론을 개발하였고, 탄소성 구조해석을 통하여 이론식의 타당성을 입증하였다. 임펄스모타의 연소관을 이론식으로 설계하고 제작하여 유압시험과 지상연소시험을 실시하였다. 실험결과의 파열압력은 설계식과 구조해석 결과로 예측한 값과 유사한 값을 보였다. 본 논문의 설계이론을 통하여 설계단계에서 가볍고도 충분한 안전율을 갖는 고압용기를 간단히 설계할 수 있게 되었다.

소형 위성용 궤도천이 및 보정을 위한 홀 방식 전기추력기의 초기 설계를 위한 2-D Particle-In-Cell (PIC) 수치모사 (Simulation) 결과를 분석하였다. 수치해석에 의한 결과를 분석해 본 결과 주입된 중성 Xe Gas는 전자와의 충돌을 통해 이온화 된 후 가속지역을 통과하게 되며, 이들 두 지역은 추력기 채널에서 잘 분리되어 존재하는 걸로 나타났다. 또한 본 해석을 통하여 본 논문에서 고려된 추력기가 원래의 임무인 소형위성의 궤도 천이 및 보정을 수행할 수 있는 충분한 추력과 비추력을 갖출 수 있는 것으로 판단된다.

액체 로켓엔진에서의 고주파 연소불안정 제어를 위한 수동 안정화 제어 기구로 음향공을 적용하여 감쇠 효과의 적합성을 검증하였다. 음향공의 기하학적 형상에 따른 음향 감쇠 효과를 비교하기 위하여, 주요 설계 변수를 변화시킨 음향공 모델에 대해 유해 공진주파수 감쇠 효과를 정량적으로 비교, 분석하였다. 선형음향해석과 실험적 방법 모두 만족할만한 일치성을 나타내었으며, 오리피스 입구 면적이 가장 크거나 오리피스 길이가 가장 짧은 경우에서 감쇠 효과가 가장 크게 나타났다. 결론적으로 음향공을 이용한 최적의 음향공 제어를 위해서는 음향공 부피를 고려한 최적기 음향공 설계가 절대적으로 필요함을 입증한다.

고체 추진기관 둔감화는 고유 성능의 변화 없이 화재, 충격 등에 의한 우발적 사고시 반응의 정도를 최소화하는 기술로 정의된다. 열에 노출된 추진제가 점화되기 전에 연소관에 배기구가 형성되어, 추진기관 반응의 위험도를 낮추는 방법은 추진기관 둔감화의 핵심 기술 중 하나로, 이를 완화장치라 부른다. 본 논문은 완화장치와 관련된 최근의 연구 동향을 소개하였다.

적층 복합재료를 구조재로 이용할 경우 발생하는 구조적 파단과 두꺼운 원환체 형상의 복합재를 성형할 경우 발생하는 층간파단(interlaminar failures)은 주로 층간 인장응력에 기인하기 때문에 적층 복합재료의 층간인장 물성은 구조해석 시 요구되는 물성이다. 그러나 복합재료의 층간 인장물성은 세계적으로 통일된 시험방법 및 시험규격이 없고 신뢰할 수 있는 물성자료가 없어 자체적인 평가를 수행하여야 한다. 본 논문에서는 국내에서 내열/구조재로 생산되고 있는 카본/페놀 복합재료의 층간 인장물성 비교/평가에 앞서 층간 인장물성의 측정에 대한 시험적 연구를 수행하였다. 시험방법 연구에서는 알루미늄 시편을 이용하여 재료의 탄성한계 내에서 몇 가지 시험을 수행하여 시험방법을 비교 평가하였으며 그 결과로 선정한 시험방법을 복합재료에 적용하였다. 시험의 결과, 복합재 시편의 모든 면에서 같은 경향의 변형률을 얻음에 따라 저 하중에서 파단이 발생하는 복합재료의 층간 인장물성 최적 시험기법을 확보하였다.

고온 특성이 매우 우수한 탄소섬유와 상대적으로 내열성능이 취약한 Epoxy수지로 구성된 CFRP재의 고온 환경 하에서의 인장강도 특성에 관한 실험적 및 해석적 연구가 수행되었다. 특히, CFRP재의 인장 강도특성에 결정적으로 작용하는 섬유와 Epoxy 수지와의 계면의 특성에 초점을 맞추었으며, 고온 환경하에서 점차적으로 저하되는 계면 강도의 변화가 CFRP재의 인장강도에 미치는 영향을 정량적으로 평가하였다. 이를 위해, Strand 인장 및 Short Beam 시험을 고온 환경 하에서 실시하였으며, Curtin-Takeda Model를 도입하여 이론해석을 실시하였다.

액체로켓엔진용 터보펌프의 인듀서에 대하여 액체질소를 매질로 하는 성능시험장치를 개발하였다. 그리고 이 시험장치에서 산화제펌프의 인듀서를 대상으로 수력 성능시험 및 캐비테이션 성능시험을 수행하였다. 액체질소를 매질로 하는 경우와 상온의 물을 매질로 하는 경우를 비교하면, 양정-유량의 수력 성능은 두 경우 비슷하였으나, 캐비테이션 성능은 액체질소의 경우가 우수한 결과를 보였다. 이는 캐비테이션의 열역학적 효과로 인한 것이다.

구리합금을 연소실 내벽으로 사용하고 탄화수소계 연료를 추진제로 사용하는 재생냉각 연소기에서 냉각채널 벽면온도가 상승함에 따라 냉각채널에 반응물이 침착되는 코킹현상이 일어난다. 이러한 현상은 냉각채널을 흐르는 연료에 의한 냉각효과를 감소시키게 되고, 높은 열유속으로 운영되는 연소기 내부벽면을 과열시켜 손상에 이르게 한다. 본 논문에서는 구성된 전기가열장치에 대해 소개하고 연소실 재질로 사용되고 있는 구리합금과 추진제로 사용되는 탄화수소계 연료 Jet A-1에 대해 가열시험 결과를 제시한다. 시험결과에 따라 각 조건에서의 구리합금과 Jet A-1의 적합성을 평가하였다.

Considering the increase of interest in $H_2O_2$ as a rocket propellant, a test facility and a rocket engine have been developed to research in areas of $H_2O_2$ mono-propellant propulsion. A detailed design-study of a $H_2O_2$ mono-propellant rocket engine of 100-N thrust is presented. Several firings attempted in early stage had some problems with misfire and chamber pressure decrease. Low environmental temperature and impurities included in hydrogen peroxide were considered to be the reasons. Addressing these points resulted in successful firing of the rocket engine and obtained thrust about $100\sim107-N$.

액체 로켓 엔진용 가스발생기 개발을 위해서는 추진제 혼합비에 따른 연소 가스의 열역학적 물성치 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 Lox/Jet A-1 조합의 연료 과농 가스발생기의 실 추진제 연소 시험을 통해 전체 혼합비에 따른 연소 가스의 생성 온도를 계측하였다. 연소실 내 동압 섭동 측정 및 정압 측정 결과를 이용하여 비열비, 가스 상수, 정압 비열과 같은 물성치를 간접적으로 산출해내었다. 본 실험값은 보간 계수를 이용한 예측 결과와 비교해보았을 때 동일한 대표 값을 가지는 것으로 나타나, 보간 계수 예측 방법이 설계 도구로 충분히 적용 가능하다는 것을 확인하였다.

본 논문에서는 항공 우주 부품 기술 개발 사업 중 연료 이송용 제트펌프 개발의 일환으로 제트펌프의 기본 설계 및 유동장 해석을 수행하였다. 제트펌프는 항공기 연료 탱크 내에 위치하여 격막 간 또는 라인 간 연료 이송을 위하여 설치되는 연료 이송 기능을 위해 소요되는 항공기 핵심 부품이다. 제트펌프의 기본 설계를 위해 SIMULINK를 이용하여 계산식들을 모델링 하였고 이와 설계절차를 바탕으로 제트펌프의 기본 설계를 수행하였다. 또한 기본 설계를 바탕으로 설계 조건에 따라 ALGOR를 이용하여 유동장 해석을 수행하였다. 설계 결과와 유동장 해석 결과는 유사한 경향을 보였다.

분사면 냉각성능을 개선하기 위한 액체로켓 엔진 연료 매니폴드내의 분리판 설치에 따른 분사균일성 변화를 관찰하였다. 3차원 전산유동해석으로 5개 후보 설계에 대하여 분사균일성을 비교하였으며 최적설계에 대하여 측정결과와 비교함으로써 해석방법을 검증하였다. case I과 II는 매니폴드로 공급되는 유량 전체가 분리판 아래로만 흘러 유속이 크게 증가한다. 하지만 분리판이 끝나는 지점에서의 유속변화와 분사면 중심에서의 유량의 집중으로 분사균일성이 크게 저하된다. 이에 비해 분리판이 입구에서 떨어져 장착된 case III와 IV는 유동이 분리판 위, 아래로 흐를 수 있어 유량집중이 완화되므로 균일한 분사특성을 가진다. 비교한 5가지 설계 중 냉각성능과 분사균일성 측면에서 case IV가 최적으로 판단된다.

충돌형(FOOF) 분사기의 불안정 영역을 결정하기 위해 질소분사 음향시험을 수행하였다. 파이프와 오리피스 형상을 가지는 분사기 내 산화제 부분에서 유동속도에 비례하고, 비정상적으로 jumping하는 특정 주파수를 가지는 whistling이 발생한다. 동일한 조건의 연소시험과 비교해 본 결과 whistling 현상은 연소현상에는 영향을 주지 않는다. 질소분사 음향시험과 연소시험에서 얻은 연소실 내 1T1L mode의 damping factor를 비교하여 불안정 영역을 구해보면, 비슷한 조건에서 불안정 영역을 가진다. 이것은 유동의 충돌, 혼합에 의한 유동불안정 현상이 연소시험에서 연소불안정을 발생시키는 주요한 인자임을 의미 한다.

추진기관 노즐 삭마에 대한 연구 결과를 보면 이 삭마라 불리는 현상에는 융삭(Ablation), 기계적 침식(Erosion), 그리고 화학적 부식(Corrosion)의 3가지 형태로 일어난다고 알려져 있다. 또 이 3가지 현상은 각각 작동 원으로 열전달 계수, 전단력, 화학적 농도 구배 등을 사용하여 표현 할 수 있다. 이 3가지 현상에 대하여 상관관계를 상사 해석 방법을 채택하고, 노즐 내벽의 가스 유속 즉 마하수를 노즐 형상(위치)의 함수로 표시하고 보면 총 삭마 현상을 각각의 현상의 크기를 비교해 볼 수 있다. 이 비교를 통하여 상호 크기를 비교해 본다.

본 연구는 케로신-LOX를 추진제로 하는 액체로켓엔진용 스월 동축형 인젝터의 분사조건에 따른 분무 특성 파악을 목표로 하였다. 또한 동축형 인젝터에서 일반적으로 많이 적용되는 리세스 형상이 리세스가 없는 경우와 어떤 차이를 보이는 지에 대해서도 비교 분석하였다. 분무형상, 분무각, 분열길이 등의 측정에 따르면, 액체-액체 스월 동축형 인젝터의 분무특성은 내부 산화제 분무와 외부 연료 분무의 결합 및 혼합에 의한 상호작용에 의하여 그 경향성이 크게 달라지고 있음을 알 수 있었다.

Bodner-Partom 점소성 모델을 이용하여 액체로켓 연소기 재생냉각 챔버의 구조해석을 수행하였다. 구조해석에 사용한 점소성 모델의 재료상수를 구하기 위하여 구리합금에 대하여 변형률 속도를 변화시켜 인장시험을 상온 및 고온에서 수행하였다. 점소성 모델의 재료상수는 구리합금의 변형률 속도 시험 데이터로부터 구하여 사용하였으며 점소성 모델의 구현은 상용유한요소 해석 프로그램인 Marc의 사용자 서브루틴을 이용하여 구현하였다. 구조해석 결과 냉각 채널은 압력에 의한 영향보다 열하중에 의하여 대부분의 변형이 발생하며 연소기의 작동조건에서 냉각 채널의 안정성 여부를 확인할 수 있었다.

본 연구에서는 액체 추진제 로켓엔진의 연소기에 주로 사용되는 액체-액체 동축 스월형 분사기의 분무특성에 대해 고찰하였다. 액막의 분열에는 선형 안정성 이론[1]을 도입하였고 분열 후 충돌에는 충돌이후 분열이 고려된 Post[2]의 모델을 사용하였으며, solver로는 KIVA[3]를 사용하였다. 이러한 모델을 통해 디젤 엔진에 적합한 고속 분사와 로켓엔진에 적합한 저속 분사를 각각 검증하였고 실험결과와 잘 일치하는 것을 볼 수 있었다.

액체로켓엔진 연소실의 막냉각 성능을 예측할 수 있는 설계프로그램을 개발하였다. 저혼합비 가스의 열차폐 효과를 전산해석으로 예측하였고 이를 기반으로 1차원 모델을 개발하여 기존의 재생냉각 설계 프로그램에 이식하였다. 문헌에 제시된 축소형 연소실에서의 막냉각 특성과 비교하여 노즐목에서의 열유속에 대한 본 프로그램의 정확성이 -16%에서 +28% 범위에 있음을 확인하였다. 연료유량의 10% 막냉각에 의하여 노즐목의 열유속을 36% 감소시킬 수 있음을 확인하였다.

파이로시동기는 단시간동안 1회 작동하여 터보펌프의 로터를 적절한 회전수로 돌려주어야만 한다. 이때 펌프의 가압된 추진제 성분이 가스발생기로 공급되어 연소되며 이로써 터빈의 지속적인 회전을 보장하게 된다. 본 연구에서는 가스발생기의 동작 이전의 엔진시동초기 작동시퀀스에서 터보펌프의 요구성능에 합당한 파이로 시동기의 규격을 선정하였다.

연료 과농 가스발생기에 대한 실험적 연구가 수행되었다. 연소 성능에 주요한 영향을 미치는 분사기 헤드에는 1.5의 리세스 수를 갖는 내부 혼합형 이중 스월 분사기 37개가 배치되었다. 본 논문에서는 연소실 길이, 직경, 그리고 교반링 등의 연소실 설계 변경에 따른 실물형 가스발생기의 연소 안정성 특성에 대하여 살펴보았다. 연소시험 결과 공진 주파수가 고주파 영역에서 생성됨에 따라 동압의 세기는 전반적으로 감소하였으나, 연소 불안정을 완전히 억제시키지는 못하는 것으로 나타났다.

엔진시스템의 설계와 시험을 위해 엔진의 작동 영역을 설정하여 설계하고 이를 확인하기 위한 시험을 수행하는 것이 필요하다. 국내 액체 로켓 엔진 개발에 활용하기 위한 기초 자료를 목표로 일본, 미국, 유럽, 러시아의 액체로켓엔진 작동영역과 인증시험을 위한 성능 영역을 조사하였다.

당사에서는 액체산소 (LOX)와 액체메탄 (LNG)를 추진제로 사용하며, 고성능의 터보펌프가 장착된 추력 10톤급 액체로켓 엔진의 개발에 성공하였다. 이러한 개발 성공은 액체메탄을 이용한 재생냉각에 대한 성능 입증, 액체산소와 액체메탄으로 구동되는 터보펌프에 대한 성능 입증, 가스발생기에 의한 터보펌프의 구동 및 추진제 가압 성능 확인, 등을 완벽히 구현함으로써 메탄 엔진 (CHASE-10)의 상업화에 보다 근접하였다고 할 수 있다.

본 논문에서는 추력 30톤급 액체로켓엔진의 실물형 연소기 물냉각 연소시험 성능결과에 대해 기술하였다. 연소기 연소압력은 53bara 그리고 추진제 유량은 90kg/s이다. 30톤급 실물형 연소기에 대한 첫 채널 냉각 연소시험인 관계로 연소실 채널로 냉각수 물을 케로신 설계 냉각 체적 유량의 110%인 35kg/s와 케로신 냉각과 비슷한 성능을 갖는 유량 18kg/s에 대한 연소시험을 수행하였다. 각각의 연소시험 결과에 대해 기술하였으며, 채널 냉각 연소실에서 냉각 성능이 충분해 케로신 냉각 연소시험이 가능하다는 것을 알 수 있었다.

포화된 다중고리를 갖는 화합물의 endo-isomer 로부터 exe-isomer로의 이성화 반응에 대해 연구하였다. 강한 산점을 가지고 있다고 알려져 있는 제올라이트를 촉매로 사용하여 디시클로펜탄 계열의 endo-포화다중고리 화합물을 exe- 형태로 이성화 시켰다 제올라이트의 반응성은 제올라이트 세공의 크기와 제올라이트의 산점의 영향을 받음이 관찰되었다. 실리카와 알루미나의 비율이 낮아짐에 따라 반응성이 증가하였다. 염화알루미늄 촉매 반응의 경우가 제올라이트의 경우 보다 더 낮은 온도와 더 짧은 시간이 걸린다는 장점이 있었다. 그러나 환경적인 면과 취급의 용이성을 감안 할 때 제올라이트를 촉매로 사용할 수 있을 것이라 판단된다.

액체산소와 케로신을 사용하여 연료 과농 조건에서 작동하는 30 ton급 로켓엔진용 가스발생기를 개발하는 과정에서 사용된 동축 와류형 분사기의 산화제 post에 발생한 열손상에 대한 연구가 진행되었다. 분사기의 열손상을 방지하기 위해 분사기는 내부 혼합 방식을 유지하면서 recess를 증가시키고 재순환영역을 최소화하여 재순환영역에서의 화염형성을 억제하는 방향으로 재설계 되었다. 축소형 규모의 연소시험에서 이러한 재설계를 통해 연료 과농 가스발생기용 동축 와류형 분사기의 산화제 post 열손상을 방지할 수 있음을 확인할 수 있었다.

현재 우주항공 분야에서 액체연료의 다양한 물성과 비추력이 요구됨으로 이를 만족시킬 수 있는 새로운 형태 및 조성의 액체연료를 개발할 필요성이 요구된다. 일부 국가에선 액체 연료로, 다중고리를 포함한 탄소고리 화합물을 연구, 개발하여 사용하고 있다. 이에 우리는 여러 개의 고리가 포함된 화합물들을 합성하고자 연구를 진행하였고, 그 중 Norbornane 골격에 삼각고리를 증가시킨 화합물들을 합성하였고, 이들 화합물의 발열량 및 밀도를 측정하였다.

본 논문에서는 항공기용 터보 축 엔진의 결함 진단 알고리즘을 개발하지 위해 Support Vector Machine(SVM)과 인공신경망(ANN)을 이용하였다. SVM을 이용하여 결함 위치를 판별한 후 인공신경망이 선택적으로 학습하는 분할 학습 알고리즘(SLA)을 제안하였으며 이를 고도 변화에 따른 가스 터빈 엔진의 결함 진단에 적용하여 분류 속도 및 예측 정확률 개선 가능성을 확인하였다.

PW206C 터보 축 엔진을 위해 신경회로망을 이용한 지능형 성능 진단 프로그램이 제안되었다. 이 엔진은 항공우주연구원에서 개발 중에 있는 틸트 로터 타입 스마트 무인기의 추진시스템으로 선정되었다. 1개의 은닉층, 입력층, 출력층을 가지는 BPN(Back Propagation Network)이 신경회로망을 훈련시키기 위해 이용되었다. 입력층은 7개의 뉴런을 가지는데 SHP, MF, P2, T2, P4, T4 및 T5와 같은 측정파라미터이며 출력층은 6개의 뉴런으로 구성되어 있으며 각각은 압축기, 압축기 터빈, 동력 터빈의 유량 함수 및 효율이다. 신경망을 훈련하고 테스트하기 위한 데이터 베이스는 가스터빈 성능모사 프로그램을 이용하여 구성하였다. 훈련된 신경망을 PW206C 터보 축 엔진의 진단에 적용한 결과 제안된 진단 알고리즘이 압축기 오염과 압축기 터빈의 침식과 같은 단일 손상을 탐지하는데 유용함을 확인하였다.

가스터빈 엔진의 높은 신뢰성과 운용비의 최소화는 제작자나 사용자 모두에게 중요한 문제이며, 정성적, 정량적 성능저하 예측을 포함한 다양한 성능진단기법이 시도되고 있다. 탈설계점에서의 성능진단은 설계점 성능진단에 비해 학습, 또는 처리해야 할 데이터 규모가 방대함에 따라 예측오차와 수렴도면에서 해결되어야 할 문제점들을 안고 있다. 따라서 이를 위해 본 연구에서는 가스경로해석 기법을 적용한 엔진성능진단코드를 개발하였으며, 이를 스마트 무인기용 터보축 엔진에 적용하여 설계점 및 고도 변화에 따른 탈설계점 영역에 대하여 단일 성능저하를 정량적으로 예측하여 GSP를 통한 예측결과와 비교하였다.

The purpose of this study is to analyze both the design and off design performance simulation of the PW206C turbo shaft engine used in the development of the smart UAV (Unmanned Ariel Vehicle) by KARI(Korean Aerospace Research Institute). Its mainly aims to investigate performance behavior at the un-installed and installed conditions. The ways employed to be able to analyze the performance extensively were mainly carried out by comparison of performance simulation results from both the commercial program 'GASTURB 9' using compressor maps generated by Genetic algorithms (GAs) or Scaling Method, and the engine manufacturer's program 'EEPP'. Off-design performance analysis was performed through matching of both mass flow and work between engine components. The set of performance simulations of the developed analytical models was performed by a commercial program package (GASTURB 9) that provides great flexibility in the choice of independent variables of the overall system. The results from the simulations are used to compare turbo shaft engine (PW206C) performance data obtained by the EEPP. At un-installed condition, it was found that the results with the compressor map generated by GAs were relatively agreed well than those with the compressor map generated by the Scaling Method. The performance calculation results using the compressor map generated by GAs were compared at un-installed condition and installed conditions with ECS-off and ECS-Max in variation of altitude, gas generator speed and flight speed.

Tetrahydrofuran(THF)과 Ethylene oxide(EO) 또는 EO를 단량체로 하여 양이온 개환중합을 이용한 새로운 합성방법으로 random 또는 tri-block HTPE(Hydroxyl-terminated polyether)를 합성할 수 있었다. 합성된 random과 tri-block HTPE를 IPDI/N-100혼합 디이소시아네이트 경화제와 촉매로 TPB(triphenylbismuth)를 사용하여 폴리우레탄을 제조하였으며, 혼합 이소시아네이트 화합물의 비율에 따른 폴리우레탄의 기계적 특성을 연구하였다. 그리고 폴리 우레탄 추진제 바인더 제조를 위한 prepolymer인 합성된 HTPE의 최적 경화 조건을 찾기 위해 HTPE의 후처리 과정, 우레탄 합성시 사용되는 촉매의 양 등의 영향에 대해 알아보았다.

하이브리드 로켓은 고체 및 액체 로켓에 비해 많은 장점을 가지고 있다. 본 연구에서는 선회류 하이브리드 로켓을 디자인 및 제작하여 고체 연료 후퇴율 향상 방법에 대해 연구되었다. 산화제 유량 조건에 대해 추력이 계산되었으며 초음파 센서를 이용하여 전체 연소 조건에 대해 고체 연료의 후퇴율을 측정하였다. 본 연구에서는 PMMA 고체 연료 및 HTPB 고체 연료가 사용되었다.

초음파를 이용한 추진기관의 비파괴검사는 X-ray 검사에 비하여 경제성이 우수하고, X-ray 검사시 취약한 dis-bond, damage 등의 결함 검출이 우수한 편이다. 그리고 전용시설의 필요없이 현장에서 실시간으로 검사가 가능하며 방사선 작업에 비하여 안전한 방법이다. 본 논문에서는 고체 추진제에 대한 초음파 특성을 분석하고, 추진제/라이너 미접착에 대한 내측과 외측 검사 방법 및 추진제 damage에 의한 미세 크랙검출에 대하여 실험 및 분석하였다. 실험 결과, 추진제에서의 초음파 감쇠는 $6\sim8db/cm$로 비교적 큰 감쇠를 보였으며 추진제/라이너 미접착에 대한 내 외측 검사에 있어서도 제한된 조건이지만 검출 가능성을 보였다. 그리고 damage에 의한 추진제 미세 크랙도 초음파의 감쇠특성을 이용하여 검출 가능함을 보였다.

일반적인 하이브리드 추진의 연소특성은 산화제 질량유량에만 의존하는 후퇴율로 표현하지만, 이러한 실험식은 하이브리드 고체연료의 열 화학적 특성에 따른 영향을 잘 나타내지 못한다. 따라서 본 연구에서는 여러종류의 연료를 사용하여 연소특성을 후퇴율 대신 고체연료의 물질전달 수(B number)로 고찰하였다. 본 실험에서는 연료로 PMMA, PP, PE를 사용하였고, 산화제로 가스 산소를 사용하였다. 가스 산소의 유량은 직경이 다른 여러개의 쵸킹 오리피스로 제어했고, 산화제 공급 범위는 $3.66\sim45.3g/sec$ 이었다. 결과적으로 고체연료의 질량유속에 대한 실험식은 물질전달 수와 산화제의 질량유속으로 얻어지며, 실험식은 다음과 같다; $\dot{m}^{"}_f\;=\;0.0175G^{0.55}B^{0.4}$.

액체로켓의 연소실내 분무연소 현상을 해석하기 위해 비연소 반응의 연료와 산화제 액적의 분무유동을 해석하였다. 분무연소 모델로 DSF 모델과 Euler-Lagrange 방법을 사용하였다. 액적과 가스상 그리고 증발한 기체상의 커플효과는 PSIC 모델을 사용하여 계산하였으며 수치 해석 방법으로 SIMPLER 알고리즘과 QUICK Scheme을 사용하였다. 해석결과 연소실내 속도와 온도 분포를 알 수 있었고, 연료와 산화제의 몰분율 또한 알 수 있었다.

액체로켓엔진 연소기는 연소성능 및 연소안정성 분야에 있어서 높은 신뢰도를 가져야 한다. 특히, 추진제의 혼합을 담당하는 분사기는 이 신뢰도를 결정짓는 중요한 요소이다. 연소안정성 관점에서 수행된 본 연구는 모델 상사 기법을 이용하여 동축 와류 분사기의 연소안정성 특성을 평가하였다. 또한 연소안정성 증대를 위해 사용하는 배플의 경우 축방향 길이 및 간극 변화로부터 나타나는 효과를 검토하였다.

초음파를 이용한 다층 후판 복합재 패널의 비파괴 검사에서 상층부의 신호간섭효과는 결함판정을 보다 어렵게 만드는 중대한 요인으로 작용한다. 이러한 문제를 해결하기 위해, 본 연구에서 초음파 C-Scan 이미지에 영향을 미치는 복합재 상층 패널의 신호간섭을 제거할 수 있는 이미지 향상기법을 제안하였다. 이는 수집된 초음파 수신신호를 보정신호를 이용해 정규화하고 그 결과 신호를 C-Scan 이미지로 재구성하는 기법으로 본 논문에서는 이미지 향상기법의 제안과 그 실험적 성능검증에 대하여 논하였다. 복합재 상층 패널의 계면효과를 제거하기 위해 인공결함을 내재시킨 세 개의 결함시험편을 제작하고, 이들 시험편에서 C-Scan 이미지를 실험적으로 획득하였다. 그리고, 개발된 이미지 보정기법을 적용하였는데, 제안된 기법이 이미지 개선알고리즘으로 실용적 적용성이 충분함을 입증하는 결과를 얻었다.

고체추진 로켓엔진의 자발성 음향불안정 특성 예측 및 평가를 위해 대상 고체추진제의 연소응답함수를 측정하였다. Pulsed DB/AB 방법에 기초한 T-버너 실험을 통해 특정 주파수에서의 연소응답함수를 구하였다. 연소응답함수 계산식은 근사해석법에 기초한 연소불안정 이론으로부터 유도 적용하였다. 추진제 동시점화 및 시편 동시점화 등 연소응답의 측정에 관련된 문제들에 대해 해결방안을 제시하였다.

[ $CH_4-He/Air$ ] 대향류 확산화염의 저 화염 신장율에서 진동 불안정성에 관하여 실험적으로 연구하였다. 저 화염 신장율에서 진동 불안정은 Le가 1보다 클 때 소화한계 부근에서 발행하고 측면방향 열손실이 중요한 역할을 한다. 화염이 진동할 때 화염의 형태는 전진하거나 후퇴하는 edge flame이고 진동의 동적거동은 성장, 조화 그리고 감쇠 진동 모드 세 가지로 나타났다. 전체 화염 신장율이 감소하면 진동의 진폭은 커지게 되는데 이는 화염의 크기가 감소하게 되어 측면 열손실이 증가하였기 때문이다. 저 화염 신장율에서 edge flame의 진동 불안정성은 Le 뿐만 아니라 복사와 측면 열손실도 밀접한 관계가 있다.

이산화탄소를 첨가한 저 신장률 메탄-공기 대향류 확산화염에서 화염소화 거동과 에지화염 진동을 조사하기 위해 실험을 수행하였다. 화염소화 조건에서의 임계 몰분율을 속도비와 전체화염 신장률에 따라 분석하였다. 또한 에지화염 진동의 시작조건과 관련된 모드들을 전체화염 신장률에 따라 조사하였다. 화염길이는 측면방향 열손실과 밀접한 연관이 있으며, 측면방향 열손실은 화염소화와 에지화염 진동에 중대한 영향을 미친다. 에지화염의 진동 모드는 성장, 감쇠, 조화 세 가지로 분류된다.

최근 환경에 대한 관심이 높아지면서 우주분야에서도 친환경 추진제의 요구가 높아지고 있다. 과산화수소는 이에 가장 적합한 추진제로서 적은 비용으로 개발이 가능한 매우 친환경적인 추진제이다. 본 논문에서는 과산화수소의 화학적 특성과 장단점을 소개하였고, 역사적 적용 사례와 최근 국내외 개발 동향에 대하여 소개하였다.

본 논문은 축소형 액체로켓엔진 연소기의 성능 및 연소특성에 관한 것이다. 축소형 연소기는 분사기 헤드부, 내열재 실린더부, 그리고 강제 물냉각 노즐부로 구성되어 있다. 분사기 헤드부는 18개의 주분사기와 한 개의 점화기용 분사기로 구성되어 있다. 분사기의 형태는 동축 와류형 분사기이며, 리세스 길이에 따른 4종류의 분사기를 적용한 각각의 축소형 연소기의 연소시험 결과, 성능 비교 및 정압, 동압 특성에 대해 기술하였다. 또한 설계점 및 탈설계점에서의 연소특성에 대해서도 기술하였다.

본 논문에서는 터빈의 형상 변수에 따른 부분흡입형 초음속 터빈 손실 특성을 분석하기 위하여 초음속 노즐 형상, 축방향 간극 길이, 로터 앞전의 모서리각에 따른 초음속 터빈내 유동 해석을 실시하였다. 먼저 축방향 간극을 진행하면서 발생하는 유동의 익렬 팁방향의 휘어짐은 초음속 노즐 형상에 크게 영향을 받는다. 다음으로 모서리각은 익렬 앞전에서 발생하는 충격파등의 강도를 결정한다. 마지막으로 축방향 간극에서 발생하는 유동의 확산 및 혼합은 축방향 간극 길이에 크게 영향을 받았다. 따라서 터빈내에서 발생하는 손실 중 유체역학적 손실은 노즐 형상과 로터 앞전의 모서리각에 의해 결정되었으며, 부분 흡입 손실은 노즐 형상 및 축방향 간극 길이에 영향을 받았다.

슬롯을 이용한 충격파와 난류 경계층의 간섭유동의 피동제어에 관한 연구가 이루어졌다. 슬롯의 다양한 형상 변화가 간섭유동에 미치는 영향이 관찰되었으며, 이를 위하여 간섭유동 후방에서 피토/벽압력 분포 및 쉴리렌, 오일막 간섭 줄무늬 형상과 같은 유동가시화 정보 등이 얻어졌다. 특정한 슬롯적용의 경우, 충격파를 통한 전압손실의 감소가 관찰되었으나 경계층의 두께는 두꺼워지는 것으로 나타났다.

본 연구에서는 sub-cavity를 적용한 경우 얻어지는 압력진동의 제어효과를 수치계산 방법을 사용하여 조사하였으며, 삼각돌기와 블로잉제트를 사용하여 얻어진 결과들과 비교하여 그 효율성을 검토하였다. 사각형의 공동을 지나는 유동장은 3차원 비정상 압축성 Wavier-Stokes 방정식에 완전 내제적 유한체적법 및 다단계 Runge-Kutta 방법을 적용하여 수치모사하였으며, 공동유동의 난류상태량들을 적절히 예측하기 위하여 large eddy simulation(LES)을 수행하였다. 본 연구의 결과로부터, 공동후단 부근에서 발생하는 압력진동이 전체 공동유동의 비정상 거동을 지배하며, sub-cavity를 사용하여 압력진동의 폭을 감소시킬 수 있음을 알았다.

연소파를 이용한 로켓 점화장치 등에의 응용으로 관내에서 전파되는 데토네이션에 대한 관심이 증대되고 있으나 그 특성에 관하여 알려진 바는 많지 않다. 본 실험적 연구에서는 프로판-산소 혼합기로 채워진 직경 5mm, 길이 30m의 투명한 관을 이용하여 데토네이션 파의 진행을 고속촬영을 통하여 가시화하였다. 평균 속도를 측정한 결과, 압력이 감소함에 따라 정상적인 Chapman-Jouguet(CJ) 모드에서 약 $0.5V_{CJ}$에 이르는 저속 모드로 평균 속도가 감소하는 천이 영역이 존재한다. 관 길이 전체에 걸쳐 데토네이션 전파의 동적 특성을 관찰한 결과, 천이 영역에서는 데토네이션이 매우 불안정하여 주기적이거나 간헐적인 속도의 출렁임이 발생한다.

초음속 유도무기에 사용되고 있는 공기흡입 추진기관의 지상 연소시험에서 요구되는 700K-6바의 공기를 공급하기 위한 Vitiated형 공기 가열기에 대한 개념설계를 수행하였다. 본 가열기는 여분의 기체 산소와 공기를 혼합하는 예혼합기, 예혼합 기체와 연료를 혼합시키는 혼합기, 점화기를 포함하는 연소실과 수축팽창 노즐, 그리고 디퓨저로 구성하였다. 가열기에 사용된 연료는 천연가스이며, 유동해석을 통해 가열기의 각 구성요소의 성능을 파악하였으며, 점화 후 화염유지가 이루지는 것을 해석적으로 확인하였다.

기저연소과정이 포함된 젯추진을 고려한 기저유출 탄의 기저저항특성 조사를 위해 전산모사를 수행했다. 전반적인 유체역학과정은 2방정식의 $k-\omega$ SST난류 모델을 포함하고 반응유동을 위해 나비아-스토크방정식으로 모델화 되었다. 연소과정은 부분적으로 연소된 BBU (base-bleed unit) 출구조건을 갖는 유한속도반응으로 모델화 했다. 기저저항과 로켓플륨이 있는 기저유동의 상호작용에 대해 본 전산유체 해석기 능력을 보여주므로, 본 연구는 복합추진탄의 유체역학적 그리고 연소과정에 대한 이해를 준다.

초음속 터빈의 로터와 노즐사이의 간극은 터빈의 성능과 운전의 안정성에 직접적인 영향을 미치게 된다. 본 연구에서는 30톤급 개방형 액체로켓엔진용 터보펌프의 구동원으로 개발된 초음속 터빈에 대하여 노즐과 로터의 간극이 변화된 형상을 구현하고 이에 대한 계산을 수행한 후 그 결과를 분석하였다. 계산결과로부터 노즐-로터 간극이 증가함에 따라 이 영역에서의 전압력 손실이 증가하고 이에 따른 터빈 성능이 감소함을 확인하였다.

본 논문은 초음속 제트에서 발생하는 천음속 공명현상에 대한 실험적 연구를 기술한다. 초음속 노즐이 매우 낮은 압력비에서 작동될 때, 노즐내의 확대부에서 충격파가 발생한다. 천음속 공명현상은 이러한 충격파의 불안정한 진동에 의한 강한 음파의 발생에 기인한다. 제트 유동장은 쉴리렌 광학장치를 이용하여 가시화 하였다. 제트유동의 천음속 공명현상을 조사하기 위하여, 음향측정을 수행하였다. 천음속 공명 현상의 음향특성은 스크리치 톤과 비교하였다. 본 연구에서 얻어진 결과에 의하면, 스크리치 톤의 주파수와는 달리, 천음속 톤의 주파수는 노즐 압력비가 증가할수록 증가한다.

본 연구에서는 유도무기 MDO 프레임워크 개발을 위한 최적화 과정을 구성하였다. MDO 프레임워크에 통합될 각 해석 자원과 통합설계를 위한 해석 자원간의 데이터 흐름을 분석하였다. 분석된 자료를 토대로, 개발될 MDO 프레임워크의 최적설계 시나리오를 작성하였다. 그리고 작성된 시나리오의 검증을 위해 유도무기에 대한 최적설계 문제를 구성하여 이를 수행하였다.

로켓 추진제 등급에 속하는 고농도 과산화수소는 상온에서 저장 가능한 단일추진제로써 최근 환경 문제가 대두되면서 재조명을 받고 있다. 본 연구에서는 과산화수소를 추진제로 사용하고 저/고온부 촉매, 즉 이원 촉매 시스템을 이용하는 가스발생기에 대한 연구를 수행하였다. 저온에서 반응 특성이 우수하고 냉시동이 가능한 $K_2MnO_4$와 고온용 촉매인 $La_{0.8}Sr_{0.2}CoO_3(LSC)$ 촉매를 결합한 결과 기존의 낮은 성능을 가지는 단일 촉매 가스발생기에 비해 매우 높은 효율을 보였다. 이는 로켓 상단의 자세제어, 소형 위성용 추력기, 터보 펌프 구동을 위한 가스발생기 등으로 확장될 수 있다.

PW206C 터보샤프트 엔진을 장착한 스마트무인기 연료시스템의 연료공급계통과 연료이송계통의 설계와 성능분석을 수행하였다. 연료공급계통은 엔진 연료입구에서의 최소압력과 최대압력 조건에 대한 성능분석을 통하여 엔진의 요구조건을 만족함을 확인하였다. 연료탱크간의 연료이송을 담당하는 제트펌프의 설계조건으로 비행체의 최대수평가속비행에서 ESDU와 Flowmaster 코드를 이용한 설계와 성능해석을 수행하였다.

액체 로켓엔진 연소기에 장착되는 음향 공명기의, 음향감쇠에 미치는 이중 주파수 동조(bituning) 효과를 수치해석적으로 조사하였다. 이중 주파수 동조된 공명기는, 두가지 주요한 음향파 진동 모드인 제1접선 방향(1T) 모드와 제1반경 방향(1R) 모드에 동조된다. 먼저, 단일 주파수 동조된 공명기의 음향감쇠 효과를 조사하였다. 감쇠 성능은, 1T 또는 1R 모드에 동조된 공명기 개수의 함수로서 감쇠인자에 의해 정량화되었다. 다음으로, 이중 주파수 동조된 공명기의 감쇠 특성을 조사하였다. 해석 결과로부터, 1T와 1R 모드 각각에 동조될 적절한 공명기의 개수를 선정할 수 있었다.

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였고 압력변환기를 이용하여 터빈내의 전압력과 정압력을 측정하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 익렬 앞전 모서리각에 따라 실시하였다. 그리고 이를 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등, 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 관찰할 수 있었다.

This paper deals with the modeling and simulation of the internal flowfield in a valveless airbreathing pulse detonation engine (PDE) currently under experimental development at the U.S. Naval Postgraduate School. The system involves no valves in the airflow path, and the isolation between the inlet and combustor is achieved through the gasdynamics in an isolator. The analysis accommodates the full conservation equations in axisymmetric coordinates, and takes into account variable properties for ethylene/oxygen/air system. Chemical reaction schemes with a single progress variable are implemented to minimize the computational burden. Detailed flow evolution during a full cycle is explored and propulsive performance is calculated. Effect of initiator mass injection rate is examined and results indicate that the mass injection rate should be carefully selected to avoid the formation of recirculation zones in the initial cold flowfield. Flow evolution results demonstrate a successful detonation transmission from the initiator to the combustor. However, strong pressure disturbance may propagate upstream to the inlet nozzle, suggesting the current configuration could be further refined to provide more efficient isolation between the inlet and combustor.

Ballistic Range로부터 발사되는 발사체의 공기역학적 특성을 조사하기 위하여 축대칭 비정상 압축성 오일러 방정식에 이동경계법을 적용하여, 수치계산을 수행하였다. 그 결과, 발사체의 형상과 질량을 변화시켜 발사체의 순간속도, 가속도, 공기저항력을 조사한 결과, 발사 직후 발사체의 거동과 주위 유동장의 특성을 예측할 수 있었다.

두께가 얇고 길이가 긴 튜브 제품을 생산하기 위한 방법으로 유동성형 공정이 많이 이용되고 있으며 이는 다른 가공방법에 비해 성형력이 작고 유동성형에 의해 가공된 제품의 기계적인 강도가 우수하며 가공 후 표면 품질이 좋기 때문이다. 특히 유동성형은 로켓 모터 케이스, 연소기, 유압 실린더 그리고 고압용기 등과 같은 고정밀도의 두께가 얇은 실린더 제품을 생산하기 위한 적합한 공정이다. 본 논문에서는 3개의 롤러를 가지는 전후방 유동성형에 대한 유한요소해석을 통해 가공깊이와 가공속도가 성형력에 미치는 영향을 살펴보았다. 다양한 가공깊이와 가공속도 조건에서 얻어진 전후방 유동성형에서의 축방향과 반경방향의 성형력을 비교하였다.

HTPB/AP 혼합형 추진제(A형)와 니트라민계 산화제가 소량 함유된 추진제의 진공 점화 특성을 고찰하였다. A형 추진제의 임계 점화 압력은 4psia로 판단되었고, AP의 일부를 HMX와 HNIW로 $5\sim15%$ 치환한 니트라민계 혼합형 추진제(B형)에서는 임계 압력은 0.4psia, 점화지연시간은 50% 이상 향상되었다. 이러한 이유는 HMX나 HNIW 성분이 AP에 비해 낮은 온도$(\sim220^{\circ}C)$에서 발열 분해되는 특성에 기인되는 것으로 보인다. 점화도움물질인 $B/KNO_3$를 추진제 표면에 코팅한 결과, 15% 정도 점화성이 개선되는 효과를 보였다. $B/KNO_3$ 점화제에 2차 결합제로 NC를 소량 사용하고, 이를 추진제 그레인의 점화도움물질로 적용하였다.

스피닝은 가장적은 가공력과 간단한 도구를 이용하여 소재를 변형시키는 방법중의 하나이다. 그리고 소재의 소성변형으로 인해 기계적 특성의 향상을 가져오는 공법이다. 이러한 스피닝 공법은 자동차, 항공, 군사 분야에서 중요한 부품의 생산에 적용되는 기술이다. 본 연구에서는 발사체 연료탱크의 돔형상에 스피닝 공법을 적용하여 제작함에 있어 롤러의 이송속도와 소재의 두께감소에 따른 성형력의 경향을 유한요소 해석을 이용하여 분석하였다.

본 논문에서는 소비톨과 질산칼륨을 이용한 고체추진제의 연소특성을 파악하였다. 여러 연소실험을 통하여 연소속도를 구하고 비추력과 특성배기속도를 이론값과 비교하였다. 추력 측정은 판스프링을 이용한 추력측정장치를 이용하였다. 추진제의 성분비를 변경하면서 실험을 하였으며, 실험값을 바탕으로한 고체추진제의 연소특성은 1mm 노즐의 마이크로 고체로켓의 설계 파라미터로 이용되었다.

외나로도 우주센터 건설과 한국 최초 우주인 선발 등으로 항공 우주, 나아가 로켓에 대한 관심이 높아져 가고 있다. 하지만 우리나라의 경우 아마추어로켓이 발달한 미국과 달리 로켓 제작, 발사 등에 관련된 공식적인 아마추어로켓 안전규정이 없는 실정이다. 아마추어로켓에 대한 대중화가 진행되고 있는 추세에 발맞추기 위해서는 우리도 우리나라의 실정에 적합하면서 통합된 안전 규정이 절실히 요구되는 바이다. 본 논문에서는 인하로케트연구회(Inha Rocket Research Institute, IRRI), 전국대학교로켓 연합회(The national Universities' Rocket Association, N.U.R.A.)와 미국로켓협회(NAR)와 미국취미산업협회(HIAA)의 기존 규정을 분석한 후 설계, 제작, 발사, 회수에 걸쳐서 좀 더 합리적 근거를 통해서 기존 규정의 수정 및 보완 할 점에 대해서 논의하였다.