Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference (한국추진공학회:학술대회논문집)
The Korean Society of Propulsion Engineers (KSPE)
- Semi Annual
- /
- 1975-342X(pISSN)
Domain
- Machinery > Space Launch Vehicle
2008.11a
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로켓엔진 연소기의 음향 불안정 억제를 위해 고안된 반파장 공명기의 음향학적 최적 설계 조건을 실험적으로 연구하였다. 표준 음향시험 절차에 따라 음향파관에 공명기를 장착하여 음향파 응답 신호를 측정하였다. 측정된 신호를 토대로, 흡음계수를 계산하였고, 이로부터 공명기의 음향감쇠 성능을 파악하였다. 연소실을 모사하는 음향파관의 직경을 변화시켰고, 각 음향파관에 대해 공명기의 최적 면적비를 구하였다. 공명기의 면적비가 최적 값을 초과할 때 과감쇠가 발생하였다. 연소실 직경이 증가함에 따라 최적 면적비가 감소하였고, 공명기 직경이 증가 할수록 더 작은 면적비에서 최적 흡음성능이 나타남을 알았다.
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본 연구에서는 터보펌프 조립체-가스발생기 연계시험 중 개회로 시험에 대한 시동 특성을 분석하였고 수치적으로 해석하였다. 시험에서 터빈의 시동 및 구동은 수소 기체로 수행하였고 그에 따른 가스발생기 점화 및 연소압의 발달을 살펴보았고 해석도 동일한 조건으로 수행하여 결과를 비교하였다. 회전수의 발달 특성은 시험과 잘 일치하는 것을 볼 수 있었고 가스발생기 연소압 발달 특성의 경우 정성적인 기울기가 일치하는 것을 볼 수 있었다.
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본 연구에서는 터보펌프 조립체-가스발생기 연계시험 중 폐회로 시험에 대한 시동 특성을 분석하였고 수치적으로 해석하였다. 시험에서 터빈의 시동은 수소 기체로 수행하였고 구동은 가스발생기에서 연소로 발생하는 연소 기체로 작동하였다. 그에 따른 가스발생기 점화 및 연소압의 발달을 살펴보았고 해석도 동일한 조건으로 수행하여 결과를 비교하였다. 회전수의 발달 특성은 시험과 잘 일치하는 것을 볼 수 있었고 가스발생기 연소압 발달 특성의 경우 정성적으로 일치하는 것을 볼 수 있었다.
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본 논문에서는 실수코드 유전 알고리즘(RCGA)과 인공신경망(ANN)을 이용하여 항공기용 터보 축엔진의 결함 진단에 관한 연구를 수행하였다. 인공신경망만을 이용하여 엔진의 결함을 판단 할 경우 많은 학습데이터 때문에 지역 최소점으로 수렴하는 단점이 있다. 이를 개선하기 위해 전역 최소점을 찾는 능력이 뛰어난 실수코드 유전 알고리즘을 사용하였다. 5% 이내의 RMS 결함오차로 높은 결함 예측 신뢰도를 가짐을 확인하였다.
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본 시험장치는 가스터빈 관련 교육기관, 연구소 등에 가스터빈 엔진의 작동 원리와 구조에 대한 기초지식을 제공하고 가스터빈 엔진의 이론적 열역학 계산을 실제 성능시험을 통하여 비교해 볼 수 있도록 개발되었다. 추력 30lbf급 마이크로 터보제트 엔진을 대상으로 하여 NI DAQ(데이터 수집)장치와 LabVIEW 프로그램으로 각 구성품의 온도, 압력과 추력, 연료유량, 공기유량 등의 실시간 데이터를 모니터링 및 획득할 수 있도록 시험장치를 구성하였다.
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마이크로 추진장치에서 노즐의 소형화는 많은 유동손실을 유발한다. 이러한 유동손실을 극복하기 위해 본 연구에서는 열적발산원리를 이용한 새로운 개념의 마이크로 추진장치에 대한 기초연구를 진행하였다. 움직이는 부품 없이 오직 온도구배만으로 추진제를 낮은 온도에서 높은 온도로 자체 펌핑이 가능한 열적발산장치를 설계, 제작 하였으며, 진공환경에서 누센수에 따른 멤브레인 압력구배효율을 분석하였다. 또한 기존 누센펌프의 멤브레인인 폴리이미드와 종이재질의 전통 한지를 사용하여 질유량 특성을 비교하였다.
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터빈 제너레이터 구동을 위한 과산화수소 촉매분해반응을 이용한 가스발생기를 설계하였다. 90 wt%의 rocket grade 과산화수소 가스발생기는 이산화망간을 촉매로 사용하였으며 온도와 압력조절이 용이하여 다양한 조건으로 터빈을 작동시키는데 적합하여 선정되었다. 가스발생기를 이용한 터빈 제너레이터에 대해 조사를 하고 소형 터빈 제너레이터를 개발하는데 앞서 차량용 터보차저를 이용하는 선행연구를 기획하였다.
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MEMS 기술의 발전에 따라 마이크로 시스템이 개발되면서 마이크로 시스템이 요구하는 높은 에너지를 제공하는 에너지원으로 연소기반의 초소형 동력장치에 대한 연구가 진행되고 있다. 초소형 동력장치는 별도의 열원이 있어야 하기에 이와 연계되는 초소형 연소기가 필요하다. Swiss-roll 연소기는 연소기의 크기와 형상, 재질에 대한 연구들이 진행되어 왔다. 선행연구결과 연소기 재질의 열전도도가 낮고, 재질의 두께가 얇을수록 연소기의 성능이 좋아진다는 결론을 얻을 수 있었다. 본 연구에서는 낮은 작동온도를 요구하는 PEM형 연료전지에의 적용가능성을 검토하기 위해서 열전도율이 낮은 polyimide 연소기를 제작하여 성능분석을 수행하였다.
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레이저는 다양한 빔 에너지의 분포 형상을 가질 수 있으며 크게 정형화된 분포 형상은 모드로 구분하여 모드에 따른 빔 에너지 분포 형상은 예측이 가능하다. 본 연구에서는 고에너지의 빔 분포 형상에 따른 steel의 가열 모델을 제시하고 빔 분포 형상에 따른 가열 패턴의 예측과 비교를 수행하였으며, 가열 패턴이 폭약의 점화에 미치는 영향에 대해 논의 하였다.
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액체로켓엔진의 성능 검증에 있어서 가장 큰 비중을 차지하는 것 중 하나는 정확한 추력 측정이다. 본 연구에서는 기존의 추력 측정 장치를 보완한 저추력 액체로켓엔진의 추력 측정 장치를 개발하여 작은 추력을 발생하는 로켓엔진의 보다 정확한 추력 측정을 가능하도록 하였다. 또한, 추력 측정 장치의 추력 측정 평가 시 고려되는 주요 인자들에 대한 연구를 수행하여 추력 측정 장치의 신뢰도 평가에 관한 기법 및 절차 수립의 기반을 마련하였다.
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고에너지 물질의 상변화는 연소과정에서 발생하는 필연적으로 중요한 요소이다. 연소과정에서 발생한 고온, 고압의 가스는 주변의 물질과 상호작용을 통해 복잡한 현상을 일으키게 된다. 본 연구에서는 고에너지 물질의 상변화를 해석을 하기 위한 기초 연구로 상변화 변수를 이용하여, 증기 폭발을 해석하였다.
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추력조정이 유연한 차세대 고체추진기관 그리고 위성제어용 차세대 비냉각 액체엔진 소형추력기는
$2500^{\circ}C$ 급의 가혹한 작동조건에서 비삭마, 내열 내산화와 같은 내구성을 가진 내열부품을 요구하고 있다. 본 연구에서는 차세대 추진기관의 작동조건을 제시하고 그에 맞는 내열부품의 국내외 기술현황을 조사하였다. 또한 레늄(Re)을 기본으로하는, 고체 및 액체추진기관에 동시 적용이 가능한$2500^{\circ}C$ 급 초고온 장수명 추력기(thruster) 내열부품의 국내연구 필요성과 방향을 제시하였다. -
발사체 RCS는 발사체의 롤, 피치, 요방향의 자세제어뿐만 아니라 상단의 자세제어를 담당하는 핵심부품으로서 발사체의 임무요구조건에 따라 하이드라진을 이용한 단일추진제, UDMH/NTO를 이용한 이원추진제, 그리고 소형발사체의 경우 GN2를 이용한 냉가스시스템 등으로 분류된다. 본 연구에서는 해외 상용발사체를 중심으로 발사체에 대한 간략한 소개 및 RCS에 적용되는 최신 기술, 개발현황 등에 대해 기술하였다.
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A numerical study of the unsteady flow in an over-expanded thrust optimized contour and compressed truncated perfect rocket nozzle is carried out in present paper. These rocket nozzles are subject to flow separation in transient phase at engine start-up and/or engine shut-down. The separation flow structures at different pressure ratios are observed. The start-up process exhibits two different shock structures such as FSS (Free Shock Separation) and RSS (Restricted Shock Separation). For a range of pressure ratios, hysteresis phenomenon occurs between these two separation patterns. A three-dimension compressible Navier-Stokes solver is used for the present study. One equation Spalart-Allmaras turbulence model is selected. The computed nozzle wall pressures show a good agreement with the experimental measurements. Present results have shown that present code can be used for the analysis of the transient flows in nozzle.
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액체로켓엔진에서 고주파 연소불안정의 제어를 위해 연소 안정화 장치인 음향공을 적용하여, 제한된 공간에서 유동장의 특성과 설계인자에 따른 감쇠효과를 연구하였다. 연소 불안정을 모사하기 위하여 제한된 공간에 압력 진동 장치를 이용하여 공진을 발생시켜, 음향공의 장착에 따른 감쇠 효과를 측정하였다. 유동장의 특성중 하나인 유속을 변화시키기 위하여 유량을 변화시켰으며, 설계인자로는 음향공 오리피스의 직경과 길이를 변화시켜 연구를 수행하였다. 유동장 하에서의 음향공 장착에 따른 감쇠효과를 확인 하였으며, 오리피스 길이와 직경이 작을 경우 유속 증가에 따라서 음향공의 튜닝이 오른쪽(고주파수)으로 이동하는 현상을 확인하였다.
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핀틀 형상과 위치가 고체 추진기관의 추력 성능에 미치는 영향을 공압 시험과 수치해석 기법으로 평가하였다. Fluent 해석 결과, Spalart-Allmaras 모델이 공압 시험에 얻은 노즐벽면 압력을 잘 모사하는 것으로 나타났다. 핀틀로 노즐목 크기를 감소시키면 추력은 증가하였으며, 핀틀 직경이 커질수록 핀틀 팁에 나타나는 재순환 영역의 압력에 의한 추력은 증가하지만 노즐 및 연소실 압력에 의한 추력은 감소하여 총 추력은 핀틀 직경이 작은 것 보다 감소하였다.
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Lee, In-Chul;Byun, Yong-Woo;Koo, Ja-Ye;Lee, Sang-Do;Kim, Kui-Soon;Moon, In-Sang;Lee, Soo-Young 94
부분 흡입형 터빈의 표면 가스온도 분포 해석은 유동장 내부가 3차원의 매우 복잡한 유동장을 구성하기 때문에 실제 해석상 많은 시간이 소요된다. 파이로 시동기는 입사각$18^{\circ}$ 로 설치되어 있으며, 105개의 충동형 터빈 블레이드로 구성되어 있다. 다양한 파이로 시동기 압력 변화에 대하여 터빈 블레이드의 표면 가스온도 분포 해석이 이루어 졌으며, Round형의 터빈 블레이드는 1423K의 온도와 7.2MPa의 압력 조건에서 16000rpm까지 회전하게 된다. 파이로 시동기의 압력과 터빈 블레이드의 회전수가 증가함에 따라 터빈 블레이드의 표면 가스 온도는 하강하게 되며, 파이로 시동기 압력이 5.75MPa 이고 회전수가 12100rpm의 보다 증가함에 따라 터빈 블레이드로 입구의 유동장에는 균일한 표면 가스 온도가 유입되는 것을 확인 할 수 있었다. -
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최근 환경에 대한 관심이 높아짐에 따라 과산화수소가 친환경 추진제로서 많은 관심을 받고 있다. 추력기용 단일추진제, 이원추진제 로켓의 산화제로 많이 사용되고 있으며, 특히 인공위성 자세제어용 추력기나 미사일과 같은 군사 무기용으로도 사용되게 되었다. 이에 따라 과산화수소를 장시간 보관해둘 필요가 늘어나게 되었고 저장성평가 또한 필요하게 되었다. 이 논문에서는 과산화수소 저장성 평가의 필요성과 저장성 평가를 위한 방법에 관하여 소개 하였다. 현재 진행 중인 기초 저장성평가의 결과를 비교 분석하였다.
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초소형 추력기의 최적화를 위한 연구로 촉매 담지 조건을 변화시키면서 성능 평가를 실시하였다. 촉매의 담지 조건 중 촉매 전구체를 용해시키는 전해물질의 산성도를 변화시켰다. 또한 각각의 경우에 대해 건조 조건을 달리하면서 이에 따른 성능 평가를 실시하였다. 이를 통해 촉매 담지 조건이 추력기 성능에 미치는 영향을 알아보았다. 추진제로는 90wt% 과산화수소를 사용하였으며, 높은 분해성능을 보이는 백금을 촉매로 사용하였다. 초소형 추력기의 목표 추력은 0.1N이며 성능 평가를 위해서 특성속도 효율과 온도 효율을 사용하기로 하였다.
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액체추력기 인젝터로부터 발생하는 분무의 분열과 확산거동을 파악하기 위해 이중모드 위상도플러속도계(DPDA)를 사용하여 분무액적의 준3차원적 공간분포를 계측하고 도시한다. 분무는 27.6 bar의 분사압력 조건에서 길이-직경비가 1.67인 노즐 오리피스로부터 지면에 수직으로 분사된다. 분무액적의 수직 및 수평방향 평균속도, AMD, SMD, 그리고 부피플럭스는 분무의 상류/중심에서 하류/외곽으로 이동함에 따라 분무분열에 의해 그 크기가 감소한다.
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슈라우드가 장착된 초음속 충동형 터빈의 팁간극에 따른 성능변화를 시험적으로 고찰하였다. 시험은 30톤급 터보펌프용 터빈을 이용하였으며 고압공기를 이용하여 다양한 압력비 및 회전수 범위에서 이루어졌다. 터빈의 효율민감도는 기준시험점에서 0.05의 매우 작은 값을 나타내었다. 터빈효율변화는 간극의 크기에 다라 비선형적으로 변화하였으며 고정된 압력비에서 효율민감도는 회전수의 세제곱에 비례하는 것으로 나타났다. 아울러 회전수에 무관하게 효율민감도는 기준시험 압력비에서 최소값을 보이는 것으로 나타났다.
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30톤급 액체산소-케로신 액체로켓엔진 개발의 중간 단계로서 연소기를 제외한 터보펌프 등의 엔진 주요 구성품을 이용한 터보펌프+가스발생기 개회로 연계시험이 수행되었다. 터보펌프+가스발생기 개회로 연계시험의 시험기 구성 및 시험결과를 제시하였다. 연소기를 오리피스로 모사하는 상태에서의 터보펌프+가스발생기 개회로 연계시험기의 예냉, 시동기를 이용한 시동 및 가스발생기 점화, 터보펌프 정격 구동이 성공적으로 수행되었다. 개회로 연계시험 결과는 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험 수행을 위해 활용되었다.
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30톤급 액체산소/케로신 추진제 액체로켓엔진 개발을 위해 연소기를 제외한 터보펌프, 가스발생기 등의 주요 엔진 구성품을 이용한 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험을 수행하였다. 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험에서는 엔진시스템 작동 조건을 구현하기 위해 연소기는 유량조절 오리피스로 모사하였다. 엔진시스템 모사조건에서 터보펌프+가스발생기 폐회로 연계시험기의 예냉, 시동 및 정격조건 작동이 성공적으로 수행되어 터보펌프와 가스발생기의 작동성을 검증하였다. 연계시험기의 출력 및 혼합비 제어를 위한 제어시스템도 성공적으로 검증되었다.
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본 연구는 추진제를 공급하는 터보펌프와 연계한 연료 과농 가스발생기의 연소 특성에 관한 것이다. 총 5회의 연소시험이 안정적으로 실시되었다. 가스발생기의 압력 형성은 터보펌프로부터 추진제 공급유량에 따라 연동하였다. 터보펌프를 가스발생기 가스로 직접 구동하는 폐회로 시험에서도 안정적인 작동 성능을 보여주었다. 연소 가스의 온도 형성은 이전 시험 결과와 비슷한 양상을 보였다. 실제 작동 연소 압력 변경을 위해 장착한 오리피스는 압력 섭동 저감에 효과적이었으나 45 bar 이하의 저압에서는 단품 시험 시와 동일한 압력 섭동 특성을 보여주었다.
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Han, Yeoung-Min;Kim, Jong-Gyu;Lee, Kwang-Jin;Lim, Byoung-Jik;Ahn, Kyu-Bok;Kim, Mun-Ki;Seo, Seong-Hhyeon;Choi, Hwan-Seok 137
액체로켓엔진 재생냉각 연소기에서 산화제 선공급 cyclogram시의 점화 특성에 대해 기술하였다. 연소기의 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 약 89 kg/s 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 산화제 선공급 cyclogram을 위해 수행한 연소기로의 연료 및 산화제 수류시험, 산화제 선공급에 따른 점화기 작동성 확인을 위한 점화시험, 연소기의 주 점화 및 연소 확인을 위한 저압 연소시험 그리고 설계점에서 연소기 작동성/연소 안정성 및 연소성능/재생냉각 성능 확인을 위한 연소시험 등에 대해 기술하였다. 산화제 선공급 점화 및 연소시험은 성공적으로 이루어졌으며 연소기에 대한 안정적인 점화 cyclogram을 개발하였다. -
현재 항우연에서 개발 중인 우주발사체 터보펌프에 사용되는 터빈은 단단 충동터빈을 적용하고 있다. 우주발사체의 안정성을 위해 팁 간극을 비교적 많이 허용하고 있는데, 효율적인 면에서는 반동터빈 보다 다소 뒤지지만, 높은 출력비를 가지는 충동터빈이 팁 간극이 커질 때 어떤 효율경향을 나타내는지 알아보는 일은 의미 있는 일이다. 실험은 아음속 조건에서 실험하였고, 팁 간극을 각각 코드기준 1%
$\sim$ 20%일 경우 충동과 반동 각각의 경우에 대하여 하류 전압손실을 측정하였다. 측정결과 팁 간극이 10%보다 더 커지면, 충동터빈이 오히려 전압손실량이 반동터빈보다 더 작아진다. 이것은 팁 간극이 비교적 큰 조건에서 충동터빈이 반동터빈보다 효율이나 출력비 면에서 더 나은 성능을 나타냄을 의미한다. -
Lee, Dong-Hun;You, Gyung-Won;Choi, Seong-Man;Kim, Hyung-Mo;Park, Poo-Min;Choi, Young-Ho;Jeon, Byung-Ho;Park, Soo-Hyung 149
초소형 터보제트엔진에 적용되는 슬링거연소기를 개발하고 리그시험을 수행하였다. 슬링거연소기에 적용하기 위하여 고속으로 회전하는 회전연료노즐을 설계, 제작하고 분무시험을 통해 연소에 적합한 액적크기와 분포를 얻었다. CFD를 이용해 연소기 내부 유동장을 해석하였으며, 연소리그시험을 통해 설계점에서 11.2%의 압력손실, 99.8%의 연소효율을 달성하였다. -
고공 환경에서의 점화 연소 특성을 확인하기 위해 선행되어야 할 저압/저온 환경 모사 및 연료 유량 제어 실험을 수행하였다. 저압 환경을 모사하기 위하여 초음속 디퓨저를 이용하였고, 공기 유량 공급 및 디퓨저 1차 전단 노즐 압력에 따라 다양한 고도의 저압 환경을 조성할 수 있음을 확인하였다. 또한 저온 환경을 모사하기 위해 액체 질소를 이용한 열교환기를 활용하였고, 혼합 탱크로 유입되는 극저온/상온 공기 온도 조건을 일정하게 유지할 경우 다양한 공기 유량 조건에서 혼합 공기의 온도는 극저온/상온 공기의 혼합비에 의해 결정됨을 알 수 있었다. 이에 따라 본 연구에서 구축한 고고도 환경 모사 시스템을 활용하여 다양한 고도 조건에서의 점화 및 연소 특성 실험 수행이 가능함을 입증하였다.
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터빈의 익단 간극은 블레이드와 케이싱간 마찰을 줄이기 위한 중요한 부분이다. 수치 해석을 통해 익단 간극이 직접적으로 터빈에 미치는 영향을 판단하기 위하여 UTRC 터빈을 익단 간극이 있는 경우와 없는 경우로 나눠 계산을 수행하였다. CFX를 통해 도출된 해석결과는, 익단 간극이 있는 경우 생성된 와류가 터빈 전반에 걸친 손실을 일으키고 그 결과 익단 간극이 없는 터빈에 비해 더 낮은 전압효율을 보인다.
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헬리콥터는 다른 항공기에 비해 저고도에서 운용되며 이착륙도 활주로 이외의 산간지역, 일반 임야에서도 이루어진다. 저고도 운행은 엔진이 눈, 호우 등의 잦은 대기환경 변화에서 운용되어야 함을 의미한다. 또한 비활주로에서의 이착륙으로 인해 모래, 먼지와 같은 유해물질이 엔진 내부로 흡입될 가능성이 높아진다. 이러한 운용 환경은 가스가 지나가는 엔진 구성품의 손상을 증가시킬 수 있다. 온라인 상태감시 프로그램은 SIMULINK를 이용하여 개발하였으며 입력 모듈에서 실제 엔진 계측 신호를 모사하였다. 개발된 온라인 상태감시 모니터링 프로그램의 실제 헬리콥터 엔진에 적용 가능 여부를 확인하기 위하여 터보샤프트 엔진에 적용하였다.
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아음속과 초음속 영역에서 모두 비행하는 재사용 비행체의 추진기관인 TBCC(Turbine Based Combined Cycle)엔진의 성능 설계 기법에 대한 연구를 수행하였다. 이 엔진은 터보제트엔진과 램제트 엔진의 복합 사이클 엔진으로 구성되어 있으며, 비행 마하수 영역별로 터보제트엔진의 작동과 램제트 엔진의 작동 그리고 터보제트엔진과 램제트엔진이 동시 작동하는 구간으로 구성된다. TBCC엔진의 성능해석 기법을 제안하고, 개별 엔진의 성능 결과를 검증 하였으며, 가상의 비행 영역에서 TBCC엔진의 성능을 해석하였다.
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소형 회전연료 분사장치의 분열과정 특성을 연구하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 이러한 분열과정의 특성을 이해하기 위해 PDPA(Phase Doppler Particle Analyzer)시스템을 사용하여 분무입자의 크기와 속도를 측정하였다. 또한 Nd-Yag Laser를 광원으로 사용하여 분무를 가시화하였다. 실험결과 Injection Orifice로부터 생성된 액주는 회전수에 의해 지배되고, SMD(Sauter Mean Diameter)와 분무특성은 Injection Orifice의 직경에 큰 영향을 받는다는 것을 알 수 있었다.
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심플렉스 연료노즐의 분무시험을 수행하였다. 가스터빈의 주 연료인 등유를 이용한 연료노즐 분무시험의 경우 폭발의 위험과 유해성으로 인하여 물을 이용하여 시험을 수행하는 경우가 많이 있게 된다. 본 연구에서는 ND:Yag 레이저를 이용한 가시화 시험과 PDPA 시스템을 이용한 입자 크기 측정 시험을 등유와 같은 특성을 가지는 Calibration Fluid Type # 2와 물을 작동유체로 사용하여 수행하였다. 시험결과에서 물의 SMD는 Calibration Fluid Type # 2 보다 5
$\sim$ 15 mm 정도 크게 나타났으며 이는 물의 표면장력이 3배 정도 크기 때문으로 판단된다. 반면에 분무각과 분무형태는 유사하게 나타났다. -
오스테나이트 계열 스테인리스강의 경우 뛰어난 내열성으로 인해 가스 터빈 블레이드나 디스코 등으로 많이 사용되고 있다. 본 연구에서는 터빈 블레이드로 사용되는 316 스테인리스강의 고온 인장 및 저주기 피로 물성을 실험적으로 구하였다. 실험 결과 탄성계수와 항복강도, 최대인장강도 모두 온도 증가에 따라 감소하는 것으로 확인되었다. 소성변형률 진폭, 소성변형률 에너지 등의 인자들이 피로파괴에 미치는 영향도 조사하였다. 실험을 통해 얻어진 고온 인장 물성을 이용하여 316 스테인리스강으로 제작된 가스터빈 블레이드의 구조해석을 수행하였다.
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터빈 익렬 내에서 발생하는 2차유동은 터빈 익렬에서 전체 공기역학적 손실의 30
$\sim$ 50%, 입구 스테이터에서는 약 20%를 차지하며 터빈 효율 향상에 있어 개선해야 될 중요한 부분으로 인식되고 있다. 본 논문에서는 블레이드 앞전에 모서리 홈을 만들어 홈의 높이 및 깊이 등의 형상 변수를 변화시켜가면서 말굽와류의 발생 영역 및 강도의 감쇄 특성 및 구조에 대해 상용코드인$FLUENT^{TM}$ 를 이용하여 수치해석적인 방법으로 연구하였다. -
다중 트림 상태에서 헬리콥터용 소형 터보샤프트 엔진에 부착된 센서의 고장을 검출하기 위한 방법을 제시한다. 먼저 헬리곱터의 엔진, 로터, 되먹임(feedback) 제어루프가 포함된 비선형 모델을 구하고 다중 트림 상태에서의 선형 모델을 추출하였다. 고장 검출 방법은 칼만필터에 기반한 방법을 채용하였는데 트림 상태가 변화할 때에 필터의 추정값이 연속적으로 변화하도록 상태변수 초기값을 재구성하였다. 또한 어떠한 센서가 고장이 일어났는지 구분할 수 있도록 어떤 센서의 고장을 검출한 다음 문제가 없는 경우 다음 센서의 고장 검출을 수행하는 단계적인 방법을 사용하였다. 시뮬레이션을 통하여 제시한 방법이 다중 트림 상태에서 각 센서의 고장을 잘 검출함을 보였다.
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본 논문에는 가스발생기와 분리장치 종류 중 하나인 가스푸셔의 내부 유동장 설명을 통한 수학적-물리적 모델이 기술되었다. 실험적 상수인 열손실계수와 마찰계수는 시험에 의해 결정되었다. 그레인 형상설계에 기초한 가스발생기와 가스푸셔 내부의 연소과정, 유동과 피스톤 거동이 수치해석적 방법으로 시뮬레이션 되었다. 개발된 예측기법은 향후 분리 메카니즘 시스템 설계 시에 유용하게 사용될 수 있을 것이다.
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KSLV-I 2단 추진기관에 적용될 킥모터는 고고도용 고체 추진기관으로 인공위성을 궤도에 진입시킬 때 반드시 필요한 하드웨어이다. 킥모터는 연소 시 내부에 내열재가 삭마되고 추진제가 소진되며 반면에 슬래그 적층으로 인해 무게가 변하게 된다. 본 문서는 지상연소시험 시 케이스, 추진제, 노즐, 점화기, 슬래그 등으로 구성된 킥모터의 무게 변화량을 분석하여 실제 비행시간에 따른 무게 변화량을 예측하였다. 킥모터의 비행 시 무게 변화 예측은 KSLV-I 2단의 무게 및 무게중심 변화를 계산하는데 활용될 수 있다.
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Lee, Kang-Soo;Kim, Won-Hoon;Hwang, Tae-Kyung;Bae, Joo-Chan;Yang, June-Seo;Lee, Do-Hyeong;Seok, Jung-Ho;Choi, Byeong-Wook;Kwon, Hyuk-Sun 207
고체 추진기관을 빠르고 정확하게 설계하기 위해 통합 설계 시스템을 개발하였다. 이 시스템에는 체계 요구 조건으로부터 전체적인 크기를 결정하는 사이징 설계 모듈과 구조체 설계, 그레인 설계, 성능 예측 모듈과 같이 네 개의 모듈로 구성되어 고체 추진 기관의 기본설계를 수행할 수 있게 개발 되었다. 본 연구에서 개발된 시스템을 사용하여 고체 추진기관의 기본 설계를 하는 과정은 다음과 같다. 먼저, 체계 요구 조건으로부터 전체적인 크기를 결정한 후 구조체 및 그레인 설계에 이용한다. 구조체설계 모듈로 구조체의 기본 설계를 수행 한 후 이를 이용해 그레인 설계 모듈로 그레인 기본 설계와 이 후 성능 계산에 필요한 데이터를 생성할 수 있다. 성능 해석 모듈은 기본 설계가 완료된 추진 기관의 성능을 예측하여 체계 요구 조건에 부합되는지를 확인하여 재설계 여부를 결정한다. -
신기전은 고려말 최무선에 의해 주화로 개발되었다. 조선시대로 넘어와 세종 30년(1448년) 총통등록(銃筒謄錄)이 편찬되면서 신기전으로 명칭이 바뀌었고, 그 크기와 용도에 따라서 소 중 대 산화 신기전으로 구분이 되었다. 이 중 대신기전은 15세기 개발되었던 로켓형 화기 중에 세계 최대, 최고의 성능을 자랑한다. 본 연구에서는 대신기전을 복원하기 위하여 추진기관인 약통의 재질적 특성과 구조적 특성에 대해 규명해 보았다.
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킥모터의 정확한 성능 예측을 위해서 슬래그 적층량을 구하였다. 알루미늄 액적의 궤적 계산을 통해 슬래그가 모터 내부에 적층되는 현상을 나타내었다. 유동현상 및 액적의 적층 현상을 Flunet 6.3을 사용해서 수치해석을 수행하였다. 슬래그 적층량을 예측하기 위해 비행중의 가속도, 액적의 크기 등에 대한 영향을 분석하였고 이를 고려하여 총 슬래그양을 구하였다. 지상시험 결과를 이용해서 구한 슬래그양과 비교해서 수치해석을 통한 슬래그 적층량이 잘 예측된 것을 확인하였다.
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본 연구에서는 연소실내 유동으로 인해 발생하는 연소실 축방향 압력변화를 고려한 비정상 내탄도 해석모델을 개발하고 이를 바탕으로 침식연소를 해석하였다. 개발 모델은 선행 연구와 비교하였으며 해석결과가 일치함을 확인하였다. 연소실 압력, 그레인 길이, 그레인 초기온도, 추진제 기화온도가 침식연소에 미치는 영향을 조사하였다.
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고체 모터의 연소 중 피치, 요 축의 추력 제어를 위해 플렉시블 씰을 사용하였다. 수압시험장치는 챔버, 구동기, 카운터포텐시어미터 등을 이용한다. 압력별 구동 토크 측정 및 축방향 밀림량 측정을 수행하여 구동 성능을 평가한다. 시험 결과 플렉시블 씰의 성능은 설계 조건을 만족하며 수압시험장치가 정상적으로 작동하는 것을 확인하였다. 본 연구에서는 플렉시블 씰의 성능을 측정하기 위한 수압시험장치의 구성, 작동 방법, 성능 검증 방법을 정리하였다.
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양이온 개환중합법을 이용하여 Epichlorohydrin(ECH)과 Tetrahydrofuran(THF)을 공중합 하였다. 중합은 1,4-Butandiol 존재 하에
$BF_3THF$ 를 촉매로 사용하여 잘 제어된 Copolyetherdiol을 합성하였다. 분자량은 [monomer]/[diol]비를 조절하였고, 공중합체 조성은 ECH와 THF의 투입몰비를 변화하여 조절하였다. 합성된 Copolyetherdiol의 Chlorine기는$S_N2$ 반응을 이용하여 Azide기로 치환하였다. 합성된 고분자를 프리폴리머로 사용하여 경화제인 N-100/IPDI와 경화촉매인 TPB/MA 혼합촉매를 이용하여 Polyurethane을 합성하여 경화거동과 기계적 특성은 비교 분석하였다. -
Lee, Jung-Pyo;Cho, Jung-Tae;Kim, Gi-Hun;Kim, Soo-Jong;Kim, Hak-Chul;Woo, Kyoung-Jin;Moon, Hee-Jang;Sung, Hong-Gye;Kim, Jin-Kon 239
원통형 형상의 연료 그레인을 적용한 하이브리드 추진 시스템에서 연료포트 초기 직경에 따른 연소특성을 고찰하였다. 산화제에 따라 달라지는 연료포트 직경에 따른 연소특성 변화를 알아보고자 산화제로는 GOX와$GN_2O$ 를 적용하였고, 고체연료로는 PE를 적용해 실험을 수행하였다. 동일 산화제 유량에서 산화제와 상관없이 고체연료의 초기 포트직경이 커짐에 따라 연소량이 감소함을 확인했고, 산화제로$GN_2O$ 를 적용한 경우가 산화제로 GOX를 적용한 경우보다 연료포트 초기 직경에 따른 연소량 차이가 줄어듦을 확인하였다. -
Cho, Jung-Tae;Kim, Gi-Hun;Lee, Jung-Pyo;Kim, Hak-Chul;Park, Seon-Woo;Park, Joon-Hyng;Han, Hee-Soo;Hwang, Jae-Woong;Moon, Hee-Jang;Sung, Hong-Gye;Kim, Jin-Kon 243
하이브리드 연소에서 연소실 압력에 따른 고체 연료의 연소 특성을 실험적으로 연구하였다. 본 연구는 낮은 산화제 평균 질량 유속구간에서 고체 연료 후퇴율이 산화제 유속 뿐만 아니라 연소실 압력에 영향이 있는지 실험적으로 확인하였다. 연료로 Poly-Ethylene과 산화제로 GOX를 이용하였으며, 동일 산화제 유속에서 연소실 압력 변화는 6mm,9mm의 노즐 목 직경으로 사용하였다. 낮은 산화제 질량유속구간에서 고체연료 후퇴율이 산화제 유속뿐만 아니라 압력에 의한 영향이 있고, 동일 산화제 유속에서 압력이 증가 할수록 후퇴율이 증가함을 확인 하였다. -
Park, Su-Hyang;Kim, Gi-Hun;Lee, Jung-Pyo;Cho, Jung-Tae;Kim, Soo-Jong;Kim, Hak-Chul;Woo, Kyong-Jin;Moon, Hee-Jang;Sung, Hong-Gye;Kim, Jin-Kon 247
본 연구에서는 Multi-Port 그레인의 PE, PMMA 연료와 GOX 산화제를 적용한 하이브리드 로켓의 연소 특성과 연소가 진행됨에 따라 이루어지는 연료 포트 병합에 따른 연소 특성을 연구하였다. 연료 내부로의 열전도와 연소실 압력의 증가로 인해 Multi-Port 연료의 후퇴율이 Single-Port 연료의 후퇴율보다 높으며, 연료 포트 병합으로 인한 연소 면적의 급격한 변화가 연소 성능에 영향을 끼침을 확인하였다. -
Kim, Soo-Jong;Kim, Gi-Hun;Cho, Jung-Tae;Cho, Min-Kyoung;Do, Gyu-Sung;So, Jung-Soo;Heo, Jun-Young;Lee, Jung-Pyo;Park, Su-Hayng;Moon, Hee-Jang;Sung, Hong-Gye;Kim, Jin-Kon 251
하이브리드 로켓엔진의 연소시험을 수행하기 위해 시험 설비를 제작하고 지상연소시험장을 구축하였다. 연소시험장 설비는 하이브리드 로켓엔진, 추력 시험대, 산화제 저장 및 공급 장치, 제어 장치, 데이터 획득 장치로 구성되었다. 추력 50 kgf 급의 연소 시험을 수행하여 안정적으로 성능 데이터를 획득할 수 있었으며, 연소시험장 설비의 작동 신뢰성을 확인하였다. -
추진시스템의 추력제어를 목적으로 50 N급 PE(폴리에틸렌)-GOx(기체산소) 하이브리드 로켓을 제작하고, 기체산소의 질유량을 변화시켰다. 기초실험 결과, 기체산소의 질유량 제어를 통한 하이브리드 로켓의 추력제어 가능성을 확인하였다.
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고체 연료로 파라핀을 사용하고 산소를 산화제로 사용하는 하이브리드 로켓의 연소 특성에 대해 실험 연구를 진행하였다. 특히 연소실 내부의 압력과 연료 그레인의 형태에 따른 영향을 살펴보았다. 연소 시 산화제의 유입량을 변화시키며 연소실 내부의 압력을 측정하였다. 관찰된 압력변화 범위 내에서 연소실 내부의 압력이 증가할 때 후퇴율도 증가함을 보여주었다. 또한 연료 그레인 형태의 변화에 따라 후퇴율이나 추력 등은 어느 정도 경향성을 보인다. 산화제 유입 부분에 공간을 마련하면 추력이 증가하나 노즐 가까운 곳에 형성한 공간은 추력 상승에 큰 도움이 되지 않는다.
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Oh, Hyun-Taek;Song, Sung-Jin;Kim, Hak-Joon;Ko, Sun-Feel;Kim, In-Chul;Yoo, Ji-Chang;Jung, Jung-Yong 265
본 연구에서는 서로 다른 연소속도 범위를 갖는 다양한 고체추진제의 연소속도를 고압($\sim$ 5,000 psia)까지 측정하였고, 측정된 연소속도의 자체적인 편차를 추진제 종류별, 압력별로 분석하여 초음파법의 측정 정밀도를 평가하였다. 또한 스트랜드 버너법을 이용한 연소속도 측정값과 상호 비교하여 두 측정 기법의 특성을 비교해보았다. -
고체 추진기관의 추력을 조절하기 위하여 사용되는 핀틀은 초음속 유동장 내부에 위치하기 때문에 핀틀 팁의 형상과 노즐의 Contour형상에 따라 초음속 노즐 내부는 복잡한 유동장 패턴을 가지게 된다. 본 연구는 핀틀 노즐성능에 대한 연구로 Needle형 핀틀을 사용하여 수행한 공압 시험과 수치해석을 이용하여 핀틀의 위치에 따른 초음속 노즐 내부 유동장 변화가 핀틀 노즐의 추력성능에 미치는 영향에 대하여 분석하였다. 연구의 결과, 노즐 내부에 3가지 충격파가 존재하고 경사충격파의 위치가 핀틀의 위치에 따라 진동함을 알 수 있었다.
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오링을 사용하지 않고 기밀을 유지할 수 있는 점화안전장치용 격벽 착화모듈을 설계하였다. 격벽 착화모듈은 도우너 화약에 의해 발생한 충격파가 격벽을 통해 억셉터 화약에 전달되었을 때 동작한다. 격벽 착화모듈의 구조적 안전성을 구조해석을 통해 확인하였고 점화 성능은 10cc 밀폐용기 시험을 통하여 검증하였다. 동작시험 결과를 토대로 통계적 처리방법인 Probit Method를 이용하여 신뢰도 분석을 하였다. 신뢰도 분석 결과를 통하여 격벽 착화모듈의 중요한 설계변수인 격벽두께를 결정하였다.
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고체 로켓 추진제로 널리 사용되는 물질은 AP/HTPB 복합추진제이다. 고체 로켓 주위에 열 하중이 가해진다면(화재 등) 추진제가 발화할 수 있고, 사고의 원인이 된다. 본 연구에서는 AP/HTPB 복합추진제의 주위에 열 하중을 가함으로써 AP/HTPB의 발화특성을 확인해 보았다.
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충격과 관통 같은 에너지의 소실은 열을 발생시키며 이를 통하여 기계적 변화와 더불어 열적 변화를 유발하게 된다. 고에너지 물질의 경우 이런 마찰에 의해 발생되는 열이 점화 원인이 될 수 있다. 그래서 본 연구에는 BAM 마찰 실험을 통하여 획득된 HMX, RDX 그리고 AP를 기반으로 한 추진제의 마찰 점화 실험 자료를 바탕으로 하여 마찰에 의한 고에너지 물질의 점화를 모델링한다.
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동일 보스 오프닝에 대해 여러 형상의 돔을 설계할 수 있는 복합재 압력용기용 형상 식이 제시되었고, 이러한 돔 형상 변화에 따른 복합재 압력용기의 성능(파열압력*내부용적/복합재무게) 변화를 유한 요소 응력해석과 시험을 통해 규명하였다. 해석을 통해 예측한 돔 형상 변화에 따른 압력용기의 파열압력이 시험 결과와 좋은 일치를 나타내었다. 전반적으로 돔 형상이 낮아짐에 따라 압력용기 내부 용적이 증가하였으나, 파열 압력은 저하되는 현상을 나타내었다. 보스 오프닝 비(
${\rho}_o$ )가 0.54 이상인 경우, 돔 형상이 낮아짐에 따라 파열 압력이 저하되어 성능 저하가 나타났다. 그러나 보스 오프닝 비(${\rho}_o$ )가 0.34이하 경우 돔 형상 변화에 따른 파열 압력 저하가 크지 않음으로 성능의 큰 변화가 없었다. -
현재의 많은 유도무기들은 발사관에 장착되어 보관 및 이동되다가 필요시 발사된다. 발사관이란 유도탄 즉 미사일등이 외부환경에 노출되지 않도록 유도탄을 둘러싸고 있는 일종의 케이스이며 또한 유도탄 발사시 가이드 역할을 동시에 수행한다. 유도탄과 발사관을 연결하는 방법으로 흔히 사용되는 것으로 탄고정장치를 사용하는데 대표적인 파이로 부품이 폭발볼트이다. 폭발볼트는 화약의 폭발력에 의해 볼트몸체가 절개됨으로써 볼트에 의해 결합되고 있던 부분이 분리된다. 하지만 기존의 폭발볼트는 분리시 파편, 화염 및 pyro-shock이라는 악작용을 수반하므로 사용상 제한을 가지고 있다. 이와 같은 문제점을 해결하기 위하여 압력카트리지에서 발생하는 압력을 분리력으로 사용할 수 있는 분리장치 즉 볼타입 볼트를 개발하게 되었다. 본 연구에서는 볼타입볼트의 분리현상을 분석하여 분리볼트의 분리성능 안전율을 정량적으로 제시하였다.
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이차유동이 없는 초음속 디퓨져를 사용하는 고도모사용 지상시험장치의 주요 형상변수인 디퓨져 팽창비 최적설계를 위해 시동특성 측면에서 수치해석을 수행하였다. 기수행 연구에서 검증된 1차원 설계와 실험 결과와의 시동압력 차이 20
$\sim$ 25%를 적용해, 본 연구에서는 최대추력노즐 사양에 대해 시동 가능한 디퓨져 팽창비$(A_d/A_t)$ 범위를 예측했다. 이 구간에서 팽창비 증가에 따른 진공챔버압력의 변화는 미미했으며, 실제 로켓모터의 시동여부 및 연소에 의한 유동정상화 시간을 고려해 팽창비가 결정되었다. 또한, 역설계를 통해 디퓨져 특성곡선을 그려본 결과, 최소(최적) 시동압력은 40기압으로 1차원 설계에 20%를 적용한 시동압력 39.6기압과 거의 일치하는 것으로 나타났다. -
본 연구에서는 화염 안정기 형상이 램제트 연소실에서의 단열 막냉각 효율에 미치는 영향에 대하여 실험을 수행하였다. 램제트 연소실 입구의 경사진 확장면의 끝에 화염안정기 형상을 설치하여 세로축 화염안정기에 의해 발생된 난류 유동이 다단 슬롯에 영향을 끼치도록 실험 장치를 구성하였다. 화염 안정기를 설치하였을 경우 화염안정기에 의해 발생된 유동의 높은 전단력과 난류강도로 인해 급격히 주유동과 혼합되어 화염안정기가 설치되지 않은 경우에 비해 전체적으로 냉각 성능이 감소함을 결과를 통해 확인하였다. 또한 각각의 경우 분사율을 높여주면 좀 더 양호한 막냉각 효율을 기대할 수 있었다.
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스크램젯 비행체에서 극초음속 순항미사일의 추진 특성을 향상시키고 항력을 적게 발생하면서 전력을 생산하는 장치로써 MHD 장치가 최근 들어 큰 관심을 받아왔다. 이전에 보였던 것보다 보다 완전한 물리적 모델을 바탕으로 하면, 경계층 박리 억제나 파워 바이패스를 통해 극초음속 추진 시스템의 성능 향상을 하는 MHD의 쓰임새를 논의하는 것은 불필요한 일이 된다. MHD 유동 제어를 하게 되면 엔진 성능에 상당한 역효과를 미치는 불가피한 Joule 가열이 크게 발생한다. 하지만, 예비 조사에 따르면 MHD는 약간의 항력만을 더 발생하면서 스크램젯 엔진을 장착한 무기에 메가와트 단위의 큰 전력을 생산해 낼 수 있을 것으로 여겨진다.
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본 리뷰에서는 미국 DARPA에 의하여 최근 진행 중이거나 계획 중인 X-51A, HTV-3X 및 HCV 등의에 대해서 소개하며, 이들 극초음속 비행체의 추진 기관의 구성 및 핵심 기술의 개발 전략에 대하여 살펴본다.
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초음속 유동장내에 분사된 2차제트 주변에서의 열전달 현상을 고찰 하였다. 초음속 유동장내에 분사되는 2차유동의 Jet to freestream momentum ratio(운동량비)의 변화와, 2차유동 분사각도에 따른 2차 분사홀 주변의 열전달 특성을 파악하기 위하여 홀 주변의 표면온도 변화를 고속 적외선 카메라를 통하여 측정하였으며, 이를 이용하여 비정상 열유속 기법을 바탕으로 열유속을 계산하였다. 운동량비가 증가할 수록 열전달 현상이 강화 되었으며,
$15^{\circ}$ 기울어진 분사보다는 수직 분사의 경우에 더 강한 열전달 현상이 발생되었다. 이를 통해 분사비와 분사 각도가 표면 열전달 분포에 중요한 요인으로 작용함을 확인할 수 있었다. -
DARPA가 계획 중인 대형 극초음속 추진 기관 개발 프로그램 VULCAN 프로그램은 듀얼모드 램제트/스크램제트 엔진과 연계되어 TBCC엔진을 이룰 수 있도록, 기존의 터보제트(또는 터보팬) 엔진과 CVC과 엔진을 결합하여 마하수 4이상에서 작동 가능한 엔진을 개발하는 것을 목표로 하고 있다. CVC 엔진은 데토네이션 연소 현상을 기본으로 하여 고마하수에서 고효율을 얻을 수 있는 PDE 이나 CDE와 같은 신개념의 엔진이다. 본 논문에서는 부산대학교 항공우주공학과 연소 추진 연구실에서 지난 수년간 국제공동 연구의 형태로 수행한 데토네이션 현상의 추진기관 응용에 연구에 대하여 소개한다.
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본 논문에서는 그동안 부산대학교 연소추진연구실에서 진행되어 온 스크램제트 엔진 내의 초음속 연료 공기 혼합 및 난류 연소 연구 결과에 대한 소개가 이루질 것이다. 아울러 실용 스크램제트 엔진에서 이용되는 초임계 탄화 수소 연료 연소의 특징과 수치적 모델링 기법에 대하여 소개가 잇을 것이다.
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초음속 주 유동내 연료의 수직분사에 의한 비정상 반응 유동장에 대한 3차원 수치해석이 DES 난류 모델과 상세 화학반응 모델을 이용하여 수행되었다. 난류 반응 유동의 물리적 현상을 이해하기 위하여 해석 및 실험 결과를 비교하였다. 계산에 의해 구해진 OH 분포는 실험의 OH-PLIF 결과를 잘 모사하고 있다. 반면, 점화 지연 시간은 계산과 실험 사이에 차이를 보이고 있으며, 이는 실험적 계측의 한계에 기인하는 것으로 생각된다.
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Numerical simulations have been carried out for a supersonic two-dimensional flow over open, rectangular cavities (length-to-depth ratios are L/D = 1.0) in order to investigate the effect of non-equilibrium condensation of moist air on supersonic flows around the cavity for the flow Mach number 1.83 at the cavity entrance. In the present computational investigation, a condensing flow was produced by an expansion of moist air in a Laval nozzle. The results obtained showed that in the case with non-equilibrium condensation for L/D = 1.0, amplitudes of oscillation in the cavity became smaller than those without the non-equilibrium condensation. Furthermore, the occurrence of the non-equilibrium condensation reduced the peaks of power spectrum density and the frequency of the flow field oscillation increased in comparison with the case of
$S_0$ = 0. -
본 연구는 마하수가 1.83인 초음속 유동이 사각공동 위를 지날 때 공동에서 발생하는 압력진동에 대해 수치해석 연구를 수행하였다. 수치해석방법으로는 3차원 압축성 Navier-stokes에 유한차분법을 사용하였다. 보조공동의 형상변화를 통한 압력진동의 저감효과에 대해 조사하였다. 그 결과 공동에서 발생하는 압력진동은 보조공동의 넓이, 길이, 두께의 크기에 의존함을 확인 할 수 있었다.
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수축-확대 초음속 노즐 내부에 분출된 이차제트에 의한 추력편향 제어에 관한 실험적, 수치적 연구가 진행되었다. 특정위치(노즐 목으로부터 12mm 떨어진 곳)에서 분출되는 이차제트 유동전압이 변화할 때 나타나는 제트유동의 추력편향 특성이 관찰되었다. 수치해석 결과는 동일한 경계조건에서 수행된 과거 연구결과 및 본 연구에서 수행된 쉴러린 유동가시화 결과와 비교되었으며, 정성적으로 좋은 일치를 나타냈다. 추력편향의 특성은 노즐 내부의 경사충격파의 반사구조, 즉, 이차제트 압력비 SPR의 크기에 관계되어 있음이 관찰되었다.
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일정 압력으로 혼합하는 이젝터에서 수축률(Contraction Ratio)로 대변되는 초음속 이젝터 설계 인자에 대한 연구가 수행되었다. 이젝터 설계 인자는 1차 유동과 2차 유동의 질량 유량 비율, 1차 유동면적과 2차 유동 면적의 비율, 1차 유동의 마하수에 영향을 받는 다는 것을 알 수 있었다. 그리고 특정 작동 조건에 대해 이젝터 유동 가시화 작업을 수행하였다.
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30톤급 액체로켓엔진용 터보펌프에 대하여 실매질을 사용하여 성능시험이 이루어졌다. 산화제펌프와 연료펌프에는 각각 액체산소, 케로신의 실매질을 사용하고 터빈에는 고압의 상온 수소가스가 사용되었다. 터보펌프는 설계점과 탈설계점의 전 영역에서 안정적으로 작동하였고 요구되는 성능 조건을 만족시켰으며 이로써 엔진 서브시스템 수준의 터보펌프 개발이 성능 측면에서 검증되었다고 볼 수 있다. 본 논문에서는 단일 운전으로 세 운용점에서 총 75초간 작동된 경우의 시험결과를 소개하였다. 펌프와 터빈의 성능 특성 관점에서 터보펌프 조립체의 실매질 성능시험 결과와 터보펌프 구성품의 상사 성능 시험 결과가 양호하게 일치하였다.
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가스발생기 사이클 액체로켓 엔진의 작동모드를 계산하는 작업은 엔진 개발의 다양한 분야에 적용할 수 있는 필수 기술이다. 본 연구에서는 모드해석 프로그램 개발을 위한 독립적인 13개의 식과 그에 상응하는 13개의 변수를 정의하였으며, 이들 13개의 식을 Newton 방법을 이용하여 풀이하는 프로그램을 구성하였다. 본 프로그램을 이용하여 엔진 작동모드 계산을 수행하여 그 효용성을 살펴보았으며, 물리적인 타당성을 확인하였다.
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고농도 과산화수소를 분해시킬 수 있는 다양한 촉매의 성능을 비교하였다. 감마 알루미나에 산화망간, 백금, 이리듐을 각각 코팅하여 펠렛 촉매를 제작하였다. 50 Newton 급 추력기를 이용하여 펄스 응답 특성을 비교하였다. 그 결과 이리듐 촉매가 가장 빠른 응답성을 나타내었으나, 연속모드에서 반응 실패 경향을 보여 과산화수소 분해용 촉매로는 부적절하였다. 백금, 산화망간 촉매 또한 우수한 반응성을 보여 높은 가능성을 보였으며, 고추력 추력기와 같이 촉매양이 많이 요구되는 경우, 비용문제를 고려한다면 산화망간 또한 과산화수소 분해에 적합할 것으로 판단된다.
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본 연구에서는 과산화수소 분해 반응을 이용하여 세계 최초로 10뉴턴 급의 추진력을 갖는 액체 추진 소형 모델 로켓을 제작하고 발사 시험을 하였다. 일련의 설계를 통해 인젝터에 지름 200
${\mu}m$ 의 오리피스를 7개 만들었고, 목의 지름이 2.5mm 이고 면적비가 2.56인 노즐을 제작하였다. 촉매로 백금을 코팅한 아이솔라이트(Isolite)를 사용하였다. 90wt% 과산화수소를 질소 가스를 통해 20bar로 가압하여 촉매 베드의 길이와 베드에 올린 백금의 적재량을 변수로 하여 추력 실험을 행하였다. 그 결과, 5wt%의 백금을 4cm의 베드에 올렸을 때 가장 높은$c^*$ 효율과 추력 안전성을 보여주었다. 경량화를 위해 로켓의 몸체는 알루미늄으로 만들었으며, 제작한 로켓에서는 솔레노이드 벨브를 통해 유량을 조절하였다. 발사 시험을 행한 결과 비교적 일정한 속도로 10m 가량을 올라갔다. -
고공모사시험설비의 구축에는 엔진과 설비의 특성, 로켓의 임무 그리고 시험의 경제적 측면 등에 대한 종합적인 이해를 가지고 최적의 기술적 결정을 하여야 한다. 본 논문에서는 상단 액체로켓엔진의 고공모사시험설비를 구축하고자 할 때 개념설계단계에서 요구되는 일반적인 조건 및 요구사항을 고찰하였고, 초음속 디퓨저와 냉각수 용량에 대한 예비적인 계산을 수행하였다.
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액체로켓엔진의 시험 및 운용에 있어서 사고의 예방과 피해의 축소는 중대한 과제이다. 본 논문은 엔진사고가 일어나는 과정의 각 단계를 정의하였고, 사고 예방 및 위험감소 방안을 결함제거, 비상상황이 사고로 발전하는 것을 막기 위한 사고위험요인 제거, 그리고 사고가 발생하였을 때 피해 축소 및 사고원인파악과 재발방지 부분으로 나누어 고찰하였다. 본 논문에서 제시된 방안들은 실제 엔진의 시험과 운용 시에 적용되어 사고의 위험도를 감소시키는데 이용될 수 있다.
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질소 희석 가스가 수소화염의 화염안정성에 미치는 영향을 실험적으로 연구하였다. 연료는 수소이며 수소화염을 부상시키기 위하여 동축공기를 사용하였다. 이때 수소의 속도는 200 m/s이고 동축공기의 속도는 16 m/s로 고정하였다. 질소 희석 가스는 연료 공급라인에 주입되었으며 전체 연료 부피의 0
$\sim$ 20%까지 주입하였다. 화염구조분석을 위하여 PIV/OH PLIF 동시측정 기법을 사용하였다. 수소 난류 확산화염 화염안정성 실험을 통하여 질소 가스 주입에 따라 부상화염 높이는 증가하였으며, 난류 화염 전파속도는 감소하였다. 그리고 난류 화염전파속도는 난류강도의 함수로 표현될 수 있었다. -
기존의 자연점화특성을 지니는 추진제는 성능이 높은 대신 독성이 있으며 다루기 어렵고, 환경에 유해한 단점을 지닌다. 이에 따른 대안으로 과산화수소의 촉매분해 후에 발생되는 고온의 산소와 수증기를 이용한 자연점화 방식이 있다. 이 논문에서는 자연점화 방식의 과산화수소/케로신 추력기를 설계하기 위한 기초연구를 수행하기 위해 자연점화특성을 연구하였다. 추력기의 형상변수로 노즐 목의 면적을 달리하여 연소챔버와의 단면적 비인 수축비를 달리하였으며, flame holder의 유 무, 과산화수소와 케로신의 가압압력에 따른 점화특성 및 연소안정성을 관찰하였다. 그 결과, 대부분의 경우에 자연점화를 관찰할 수 있었으나, 가압압력의 조건에 따라 연소 안정성에는 큰 변화가 있음을 확인할 수 있었다.
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국가 우주개발 중장기 계획에 따라 수행중인 한국형우주발사체(KSLV-1) 개발사업 중 2단에 사용할 Kick Motor(이하 KM)는 작동고도가 약 300km이므로 진공의 환경과 유사하다. 고고도에서 작동하는 로켓은 성능을 최대한 향상시키기 위해서 노즐의 팽창비를 상대적으로 크게 설계하며, 동일한 로켓으로 지상에서 연소시험 할 경우 노즐에서 박리가 발생하여 정확한 추력을 예측할 수가 없다. 본 논문에서는 고고도에서 KM 추력성능을 입증하기 위하여 수행한 시험설비의 설계/구축과정과 그 결과를 다루고 있다.
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연소기는 가스터빈 엔진의 주요 구성품 중의 하나이며, 다른 구성품과 달리 거의 시험을 통해서 개발된다. 항우연은 항공용 및 발전용 가스터빈의 연소기 성능시험을 성공적으로 수행해왔다. 연소기 성능시험을 위해서는 대량의 공기를 고온/고압 조건으로 공급해야 하므로, 시험은 대형 시험설비에서 이루어진다.
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TEST CELL(엔진 시운전실)은 다양한 형태의 자원들이 결합한 종합 시스템이다. 즉, 건물 및 각종 설비로부터 엔진운용에 직접적으로 필요한 각종 제어 및 계측장비, 그리고 엔진운용자가 안전하고 정확하게 엔진을 구동하고 그 결과를 빠르고 쉽게 분석하게 하는 장비 및 운용 소프트웨어에 이르기까지 다양한 특성의 많은 서브 시스템들이 유기적으로 결합되어야 한다. 또한 주변 환경에 최대한 영향을 주지 않도록 소음, 진동 등이 발생되지 않아야 하므로 그 전체 시스템구성이 복잡하고 다양한 분야의 전문적인 지식과 시스템기술을 필요로 한다. 엔진의 지상성능시험에는 여러 단계의 시험을 거쳐야 하는데 그 중에서 지상성능시험은 엔진의 성능상태를 확인하는 시험이다. 여기에 TEST CELL(엔진시운전실)의 구성품을 추구하는데 저렴한 비용으로 설계하는 방안을 열거하고자 한다.
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이 논문은 고도모사 시험설비의 전체 사양을 결정에 관계되는 엔진 입구에서의 고도비행 경험을 위한 모의대기 요구 조건, 모의 비행중 쇼요되는 연료 소모량 및 공급 방법, 시험모드별 냉각부하 예측, 효과적인 압력 회복률을 위한 배기 이젝터의 최적형상 결정에 관한 고려사항을 기술하였다. 이를 위하여 엔진의 연료소모량을 고려한 엔진 배기가스의 온도 및 배출량 등의 계산을 수행되었다.
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엔진 성능의 시험에 있어서 작동유체인 압축공기의 물성중 수분은 매우 중요한 부분으로, 엔진의 작동과 성능에 영향을 미치는 대표적인 요인이다. 특히 고공환경 시험에서는 습도의 조건에 따라 성능의 차이가 커지므로 엔진의 정확한 성능과 운용성을 파악하는데 작동유체인 압축공기중에 포함된 수분의 조건은 대단히 중요하다. 압축상태인 작동유체의 수분 함유량을 고공의 조건과 같은
$-40^{\circ}C$ 이하의 이슬점(Dew Point) 상태로 제습 하기 위한 장치인 흡착식 Air Dryer의 개발을 위해 흡착과정 및 재생과정에 대한 이해와 흡착제의 흡착효율을 극대화하고, 재생비용을 최소화하여 에너지를 저감 할 수 있는 Air Dryer System에 대하여 기술한다. -
초소형 가스터빈에 사용되는 소형 고속 구름베어링의 연료윤활 특성을 실험적으로 조사하였다. 윤활유로는 항공용 가스터빈에서 사용되는 MIL-PRF-7808 터빈오일과 항공용 가스터빈의 추진연료로 사용되는 JP-8 연료를 사용하여 운용특성을 비교하였고, 시험용 베어링으로는 내경 17 mm의 깊은 홈(deep groove) ball bearing과 내경 20 mm의 원통형(cylindrical) roller bearing을 사용하였다. 베어링의 연료윤활에 따른 특성을 비교하기 위하여 오일 및 연료를 공급하며 고속베어링 시험을 수행할 수 있는 시험 장치를 개발하여 하중, 냉각공기 온도, 윤활유량 및 회전속도를 변화시키면서 시험을 수행하였다. 30,000 rpm에서 70,000 rpm까지 회전속도를 변화시키면서 시험한 결과 깊은 홈 볼베어링은 축하중과 회전속도가 증가하는 경우 베어링 케이지에 마모가 발생하였으며 마모상태는 오일윤활보다 연료윤활시 마모가 더 많이 발생하였고 본 베어링의 속도한계인 59,000 rpm까지는 연료 윤활로 운용이 가능하다는 것을 확인할 수 있었다. 연료윤활의 경우가 오일윤활의 경우보다 베어링 온도가 더 낮은 것을 알 수 있었는데 이는 베어링의 냉각특성이 연료윤활인 경우가 오일윤활의 경우보다 더 좋기 때문이라 판단된다. 본 실험을 통하여 소형 항공용 가스터빈의 주축 베어링 윤활방식으로 연료윤활 방식이 적용 가능함을 확인할 수 있었다.
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본 연구에서는 엔진으로부터 나오는 고온 여압 공기를 냉각시키기 위한 열교환기 개발을 수행하였다. 장착 환경을 고려한 외부 유동 흐름 및 열교환기 내부의 유동과 열전달 특성에 대한 전산해석을 통해 열교환기의 형상 및 유로 설계를 수행하였으며 이를 검증하기 위해 사용 환경 모사 시험을 수행하여, 그 결과를 비교하였다.
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추진시스템 전자제어장치를 개발하고 점검하기 위하여 실제신호와 유사한 형태의 전기적인 신호를 모사하여야 한다. 추진시스템에 사용되는 신호로 엔진속도, 터빈속도, 다양한 온도신호, 압력신호 및 LVDT/RVDT 위치신호 등이 있으며 실제신호와 유사한 수준으로 전기적인 신호를 모사하는 신호모사 장비의 개발에 대한 내용이다.
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차세대 초고속 공기흡입식 추진기관의 제작 소요 기술을 분류하였으며, 현대로템(주)에서 보유하고 있는 액체로켓엔진과 국내에 기확보되어 있는 가스터빈 및 항공기용 애프터버너의 제작기술을 차세대 초고속 공기흡입식 추진기관 제작에 적용 또는 응용이 가능한 지를 검토하였다.
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가스터빈 및 램제트의 효율 향상 및 허용수명과 안정성 확보를 위해서는 고온부품에 대한 효과적인 냉각기술개발이 필수적이다. 냉각시스템을 설계하기 위해서는 다양한 냉각방식에 대한 기초적인 연구뿐만 아니라, 이에 대한 이해를 기반으로 실제 조건에 대한 치밀한 해석이 필요하다. 실험 및 해석 결과를 토대로 열적 응력 및 예상 수명을 예측 할 수 있다. 이와 같은 일련의 설계 작업을 열설계 기술이라 하며, 열설계 기술은 가스터빈 및 램제트의 성능 향상은 물론 독자적인 설계 및 개발을 위해 필요한 핵심 요소설계기술 중 하나이다.
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유도무기의 사출모타에서 분출되는 초음속 배기화염을 해석하기 위하여 삼차원 전산유체역학 연구가 수행되었다. 이 연구의 목적은 작은 엄폐호에 있는 사수에 미치는 충격을 판단하기 위함이다. 이번 논문에서는 격자생성과 해법기술 등을 포함한 수치해석방법의 소개가 주를 이룬다.
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The goal of this study is to find flame dynamic behavior using a transverse fuel injection in a model combustor, and is to investigate main causes of unstable combustion in a liquid-fueled combustor. For transverse fuel injection into air cross flow, spray result shows similar tendency with Wu et al.[1998] until spray arrives at flame-holder. However, passing through flame-holder, fuel inflow into recirculation region of flameholder is not sufficient so it makes large difference between shear flame and recirculation flame behind flameholder. In combustion tests, the stable flame shows a kind of shear flames and low peaks of dynamic pressure frequencies. On the other hand, unstable flame shows periodic detached flame in recirculation zone and a strong peak of dynamic pressure frequency. The instability frequency is highly affected by influx air velocity, air temperature, equivalence ratio and wake or vortex shedding frequency behind the flameholder.
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환형 스월 난류 연소기 내에서 반응, 비반응시 발생하는 유동의 차이를 flamelet 난류연소와 난류유동 모델을 모두 고려한 3차원 LES 기법으로 연구하였다. 계산 모델은 GEAE의 LM6000 환형연소기를 이용하였으며, 조건은 실험에서 얻어진 값을 이용하였다. 연소시 열방출에 의해 연소가스의 체적이 팽창하고 이로 인해 유입되는 스월의 주흐름은 하류방향으로 더욱 뻗어나간다. 비반응에서 나타났던 수직 단면에서의 타원형의 속도 분포는 원형에 가깝게 변하며, 비반응 유동장에서는 와류의 분포가 광범위하게 나타나지만, 반응유동에서는 약한 와류들은 소멸되는 것으로 나타났다. 즉 반응과 비반응에서 와류 분포와 강도, 그리고 동일 세기의 와류의 크기가 확연히 다르게 나타나는데, 이는 연소에 의한 밀도 팽창에 의한 영향으로 판단된다.
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A numerical study was conducted on the effect of flame holder which could be added to the inlet duct of Integral Rocket-Ramjet. Two different types of flame holder installations, flame holder without sudden expansion region and flame holder with small sudden expansion region, were compared and showed different flame shapes and pressure rise in the combustor.
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Jo, Min-Ho;Yang, Mun-Kyu;Lee, Ik-Mo;Cho, Joon-Hyun;Kwon, Tae-Soo;Jeong, Byung-Hun;Han, Jeong-Sik 459
슬러리 연료 제조 시 카본의 분산안정성에 미치는 공정변수의 영향을 조사하였다. 슬러리연료 저장용기의 세군데(위, 중간, 아래) 위치별로 채취된 시료에서 평균입도와 탄소함량을 분석하여 Jet A-1에서 카본의 분산안정성을 측정하였다. 여러 종류의 첨가제를 적용한 결과, NB463S84 사용 시 분산성과 증가된 중력 가속도하에서 안정성이 가장 우수하였다. 동일 조건에서 카본층 높이 변화와 카본의 평균입도 측정을 통하여 혼합장비의 성능을 비교하였고, 실험실 규모에서 얻은 제조조건을 bench 규모 제조에 적용하여 본 연구의 실용 가능성을 확인하였다. -
액체 추진기관을 적용하는 무기체계는 용도가 점차 증가되는 추세에 있으며, 운용목적 및 환경에 따라 다양한 물성을 가진 액체연료의 수요도 많아지고 있다. norbornane 또는 dicyclopentane 구조를 포함한 고리탄화수소 화합물은 고밀도 고에너지 특성을 바탕으로 다양한 유도무기체계에 적용되고 있으며, 현재도 많은 분야에서 연구 대상이 되고 있다. 본 연구에서는 분자물질의 설계 및 이를 대상으로 합성한 다양한 고리형 탄화수소화합물의 물성을 분석하여 그 구조에 따라 밀도와 발열량등 이화학 특성이 어떤 경향을 나타내는지 알아보았다.
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추진기관용 노즐에 사용하는 대표적인 소재로는 흑연소재와 탄소/탄소 복합재료를 들 수 있다. 흑연 소재는 열충격 저항성이 취약하여 사용 중 파손의 발생가능성이 높아 현재는 열축격 저항성이 우수한 탄소/탄소 복합재료를 주로 사용하고 있다. 본 연구를 통하여 수입에 의존하였던 Quasi-3D 구조의 니들펀치(Needle Punch) 프리폼을 국산화 개발하였다. 본 연구에서는 니들펀치 프리폼의 제조 공정 및 밀도화 공정을 다루고자 한다.