본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 1/2.5-scale 연소기의 연소시험에서 얻어진 동적특성 결과에 대해 기술하였다. 엔진 시동 구간 및 연소실 압력에 따른 동적특성 변화를 살펴보기 위해 연소실 압력 30 bar와 60 bar 상태에서 연소시험이 수행되었으며 이에 따른 연소기의 연소안정성을 검토하였다.

75톤급 기술검증용 연소기 시제의 저압 연소시험을 수행하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s이다. 그러나 국내 연소시험설비의 여건상 연소압력 30 bar, 추진제 유량 121.8 kg/s의 저압 조건에서의 연소기 작동성 및 연소성능을 검증하기 위한 시험을 수행하였다. 모든 연소시험은 하드웨어의 손상 없이 성공적으로 수행되었다. 본 시험결과는 향후 75톤급 연소기의 설계점 조건에서의 연소성능을 예측하는 기본 데이터로 활용될 수 있을 것이다.

7개 스월 인젝터 연소기의 스월 방향에 따른 유동 특성을 파악하기 위하여 3차원 Large Eddy Simulation(LES)을 수행하였다. 해석에 이용된 연소기 모델은 Georgia 공대 Aerospace Combustion Laboratory의 LRE combustor를 이용하였으며, 경계 조건은 실험에서 얻어진 값을 적용하였다. 7개 인젝터의 스월 방향을 모두 동일한 방향으로 설정하였을 경우, 스월 유동간의 간섭이 증가하게 되고, 연소실 벽면에서 강한 원주방향의 속도 분포가 형성되는 것을 관찰하였다. 또한 연소실 내 압력변동폭은 인젝터의 스월 방향을 상반되게 설정하였을 때보다 현저히 증가한 것을 확인하였다.

다단연소사이클 액체로켓엔진에 사용 가능한 예연소기의 냉각채널에 대한 해석연구를 진행하였다. 해석에 사용된 예연소기는 내부압력이 210 bar로서 한국형발사체에 사용되는 엔진이나 30톤급 엔진에 비해 매우 높으며 개방형 엔진의 가스발생기와는 달리 연소실 내부에서 산화제 과잉 연소를 하기 때문에 냉각방법이 까다롭고 또 그만큼 냉각채널의 역할이 매우 중요해진다. 이를 위해 매우 다양한 형상의 냉각채널이 고안되었고 이들의 유동해석을 실시하였다. 결과적으로 냉각채널의 차압을 목표 차압 아래로 달성할 수 있었다.

한국항공우주연구원에서는 30톤급 액체로켓엔진 연소기 개발 기술을 바탕으로 설계 제작된 75톤급 기술검증시제의 수류시험 및 점화시험을 수행하였다. 수류시험을 통해 시험설비 공급라인의 수력학적 특성 및 냉각 케로신 충전시간을 파악하였다. 수류시험 결과로 점화절차를 결정하여, 점화시험을 성공적으로 수행하였다. 점화시험을 통해 획득한 자료와 시험 기법은 향 후 연소시험을 위해 활용될 것이다.

본 연구는 Kerosene-LOx를 추진제로 하는 가스발생기용 스월 동축형 인젝터의 리세스 길이에 따른 내부 유동의 특성 파악을 목표로 하였다. 리세스 길이는 분무 안정성, 내부 LOx post 손상 등에 영향을 미치는 중요한 요소로 액막두께, 매니폴드 압력 측정 및 내부 유동 가시화를 통해 리세스의 영향을 분석하였다. 또한, 리세스 길이에 따른 내부 또는 외부 인젝터 각각의 분무특성도 살펴보았다.

터보펌프식 액체 로켓 엔진에 대해 AMESim을 이용하여 1-D 시스템을 구성하고 시동 과도 특성을 해석하였다. 액체산소와 RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 사이클에 대해 해석을 수행하였으며, 초기 시동시 가스발생기의 연료 밸브 개방 및 가스발생기 점화 타이밍과 시동 안정성의 관계에 관한 결과를 얻었다. 이러한 연구를 바탕으로 터보펌프식 액체 로켓 엔진 시스템의 최적 설계를 위해 시동시 특성 및 시동 절차를 고려해야 함을 확인 하였다.

75톤급 개방형 액체로켓용 터보펌프 터빈의 성능시험을 수행하였다. 넓은 압력비와 회전수 영역에서 터빈의 출력을 측정하였으며 이를 통해 터빈로터 전후의 유동특성을 파악하였다. 이와 함께 터빈의 효율 변화 및 측정된 로터입구의 압력을 기 개발된 30톤급 터빈과 비교하여 설계 의도에 부합되는 향상된 성능의 동익을 재설계하였다.

75톤급 터보펌프용 추진제 혼합 방지 실의 누설 성능 및 내구 성능을 평가하기 위한 수류환경 성능 시험을 수행하였다. 추진제 혼합 방지 실 시제품은 연료펌프 부와 산화제펌프 부 각각 누적 시험시간 2,100초 동안 수류환경에서 내구 성능 시험이 이루어 졌다. 1단의 카본 플로팅 링 실로 구성된 연료펌프 부는 성능 시험 동안 평균 실 차압 9.4 bar에서 평균 누설 유량 13.7 gram/sec의 결과를 얻었다. 반면, 2단의 카본 플로팅 링 실로 구성된 산화제펌프 부는 성능 시험 동안 평균 실 차압 9.5 bar에서 평균 누설 유량 7.3 gram/sec의 결과를 얻었다. 내구 성능 시험 후, 추진제 혼합 방지 실은 양호한 상태를 보였다. 향후 액체 질소를 시험 매질로 하는 극저온 환경에서 추진제 혼합 방지실 누설 성능 시험이 수행될 예정이다.

액체로켓엔진 시스템의 시동 및 정지 또는 추력 제어와 같은 천이 작동시 동특성을 예측하기 위한 선행 연구로서 추진제 공급 시스템의 구성품에 대한 동특성 모델링을 수행하였다. 연료 공급계통과 산화제 공급 계통의 구성품들은 재생냉각채널을 제외하고 같은 것으로 가정하였다. 동특성 모델링의 대상 구성품은 펌프, 관로, 오리피스, 제어 벨브, 재생냉각채널, 인젝터 등이며 실제 엔진 시스템의 축소모형에 대한 수력시험을 통해 각 구성품의 동특성 모델링을 검증하였다.

초저온 추진제를 사용하는 액체로켓용 인젝터의 개발을 위해서는 단일 인젝터의 수류/연소시험을 통해 인젝터의 수력학적 특성 및 혼합, 미립화 등의 분무특성에 대한 연구가 필수적이다. 본 연구에서는 대학실험실 급에서 운용할 수 있는 범위의 가압식 초저온 추진제 공급장치 및 LabVIEW를 이용한 Cyclogram 제어 및 데이터 수집장치 등을 구축하였다. 제작된 시험장치를 이용하여 스월-동축인젝터의 $LN_2-GN_2$ 초저온 수류시험 및 분무 가시화를 수행하였다. 또한 LOX-$GCH_4$ 추진제 조합의 연소시험을 위한 연소기와 추력대를 설계 및 제작하였다.

우주발사체용 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 저압연소시험에서 얻은 데이터를 기본으로 75톤급 연소기의 연소특성속도 및 비추력을 예측하였다. 75톤급 연소기 저압연소시험에서 연소특성속도는 약 1750 m/sec, 비추력은 240 sec로 30톤급 연소기의 저압 성능보다 높은 값을 보여주었다. 30톤급 연소기의 연소시험에서 얻은 저압/고압 관계식을 통해 75톤급 연소기의 설계점에서 연소특성속도는 약 1770 m/sec, 비추력은 약 278 sec로 목표치를 상회하는 값을 예측하였다.

한국형발사체 엔진에 사용될 것으로 예상되는 75톤급 연소기의 기술검증시제를 이용하여 2회 연소시험을 수행하였다. 설비 공급 능력과 구조물 강도 제한으로 정상 유량의 50% 수준에서 시험이 수행되었다. 채널냉각 연소기를 이용한 저압연소시험을 통해 점화구간과 연소구간에서의 신뢰도와 안정성이 확인되었다. 더불어 75톤 연소기가 성능요구조건을 만족시킬 수 있을 것으로 추정할 수 있었다.

산화제펌프에 대한 수력성능시험을 상온의 물을 매질로 하여 실시하였다. 시험 결과, 산화제펌프는 설계 조건을 만족하였으나, 양정과 효율 모두 상사 법칙을 완전히 만족하지는 않았다. 이 중 양정의 불일치는 고회전수 시험에서의 볼류트 손실 증가 때문으로 보인다. 또한 저유량 영역에서 펌프가 작동할 때에는 누설 유량이 증가하는 것으로 추정되었다.

본 연구에서는 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 로켓 엔진의 혼합비에 따른 연소특성을 파악하기 위해 동축 스월형의 단일 인젝터 로켓엔진을 설계 및 제작하여 연소실험을 수행하였다. 수류실험을 통해 설계/제작된 단일 인젝터의 분무 성능을 검증하였으며, 연소 시험은 혼합비에 따른 연소성능을 특성배기속도로 평가하였다. 연소 시험은 다양한 혼합비에서 성공적으로 수행되었으며, 설계점에서의 연소 효율이 약 95% 이상이었으며 연소실 압력 섭동도 매우 작은 것으로 확인되었다.

액체 추진기관을 개발하는데 있어 분사기의 분무특성 파악은 필수적이다. 본 연구에서는 디지털 이미지 프로세싱 기법을 이용하여 Gas-Centered Swirl Coaxial(GCSC) 분사기의 분무특성들 중 분무각도, 분열길이, 액적크기를 측정하는 방법에 대하여 알아본다. 스트로보스코프와 CCD 카메라를 이용한 직접사진기법으로 분무 이미지를 저장하였고, 그 결과를 처리하기 위한 이미지 처리방법과 알고리듬의 검토가 이루어졌다. 이 방법이 아직 확실한 검증이 필요하고 한계성을 지니지만, 분사기 개발에 정확하고 더 많은 데이터를 제공할 수 있기를 기대한다.

액체로켓 기체공급계는 추진제를 요구되는 유량, 온도, 압력으로 엔진에 공급하여야 한다. 이를 위한 정상상태의 공급특성은 기존의 열역학 및 열전달, 유체역학 이론을 적용하여 해석하며 방법론이 잘 정립되어 있다. 발사체의 비행 중에 발생하는 탱크와 공급배관에서의 추진제의 진동은 정상상태의 공급특성을 변하게 하며 추진제공급 요구조건을 만족시키지 못하게 한다. 이러한 진동을 발생시키는 것으로서 발사체의 가속도로 인한 슬로싱 및 엔진의 추력섭동에 의해 배관 내 추진제가 진동하는 포고 불안정이 있다. 포고와 슬로싱에 의한 발사체 제어와 구조측면에서 미치는 영향에 대해서는 기존에 많은 연구가 있으나 추진제 공급특성에 미치는 영향에 대해서는 잘 알려져 있지 않다. 본 연구에서는 추진제의 진동이 엔진으로의 추진제 공급에 미치는 영향을 기존 자료를 이용하여 살펴보고 진동을 제어하기 위한 기구를 살펴본다.

본 연구에서는 고농도 과산화수소와 케로신을 산화제와 연료로 사용하는 다중 인젝터 액체로켓엔진을 설계, 제작하였고 수류시험을 수행하였다. 이 엔진에는 6개의 동축 선회형 인젝터를 사용하였으며, 유동해석 결과를 바탕으로 정체 구간과 재순환 영역을 최소화한 매니폴드 유로를 설계, 제작하였다. 최종적으로 수류실험을 통해 추진제의 공급 유량 및 분무 성능을 확인하였으며, 인젝터의 설계 타당성을 검증하였다.

다중펄스 로켓모타에 적용하려는 격벽형 펄스분리장치에 대한 설계를 진행하였다. 펄스분리장치의 부품인 파열판의 Slit 형상과 용접조건 및 Seal Disc 적용여부 등 설계인자를 변경하며 설계하였다. 설계 및 제작된 펄스분리장치에 대한 공압 파열시험을 실시하여 Slit 개수 및 용접강도 증가, Seal Disc 적용에 따라 파열압력이 증가함을 확인하였다.

이중 펄스 로켓 추진기관은 하나의 연소관 안에 특성이 다른 2개의 추진제가 격벽에 의해 2개의 공간에 분리되어 있는 고체 추진기관이다. 유한요소법을 이용한 탄소성 동적거동해석에 의하여 펄스분리장치 파열판의 파열해석을 수행하였다. 파열판의 슬릿 크기를 변경한 해석을 수행하여 파열형상, 파열시점을 해석함으로써 슬릿의 설계 변수가 파열판에 미치는 영향을 검토하였다. 해석 결과는 펄스분리장치 파열판 슬릿 크기의 변경을 통한 파열압력의 조절에 사용할 수 있다.

고체추진기관의 연소 환경에서 복잡한 형상을 갖는 내열 복합재료의 온도, 밀도분포 및 삭마두께를 예측할 수 있는 방법을 개발하였다. 복합재료의 내부 열반응은 Arrhenius 모델을 이용하였으며, 표면 삭마반응은 Zvyagin 이론을 사용하였다. 표면 삭마에 의한 경계조건 및 격자 이동은 상용해석 코드에서 활용되는 Rezoning-remeshing 기법을 사용하였다. 형상이 복잡한 부품으로 이루어진 2차원 축대칭 노즐 조립체에 적용된 방법은 향후 3차원 FEM 열구조 해석에 활용을 목표로 발전될 것이다.

우주발사체 가스발생기의 안정적인 연소를 위한 가스발생기용 점화기로서 설계 구조가 간단한 파이로 점화기를 개발하였다. 개발된 파이로 점화기는 가스발생기 추진제의 점화 및 신뢰성이 보장되는 화염 확산을 위해 충분한 열유량을 추진제에 제공해 줄 수 있으며, 고온/고압 환경을 이겨낼 수 있는 구조적 요구사항을 충족시킬 수 있도록 설계되었다. 제작된 점화기는 성능시험을 통해 요구 성능을 만족함을 확인하였다.

둔감추진기관 개발은 돌발적인 기폭 가능성과 이에 따른 막대한 피해를 최소화함으로써 사고로부터 인명과 장비의 생존성보장을 규정짓는데 중요한 목적이 있다. 열이나 기계적 충격으로 인한 격렬한 반응과 이어지는 반응의 확률을 최소로 줄이고 적재탄, 양산중이나 수송 저장중인 추진기관의 동조폭발로 주위환경에 치명적인 영향을 끼치는 격렬한 연쇄반응을 줄여야 한다. 이에 따라 반응형태도 과압, 파편비산, 열유속과 같은 결과에 평가의 기초를 두고 있다.

하나의 고체 추진기관에서 이중펄스 추력을 발생시키는 기술은 기존의 일회성 추력발생 방식에 비하여 여러 가지 장점이 있다. 추진기관에 펄스분리장치를 적용하면 적절한 추력배분을 통하여 유도탄의 사거리 연장 및 종말속도를 향상시킨다. 본 연구에서는 격벽형 펄스분리장치의 성능을 검증하기 위하여 소형 추진기관을 설계, 제작하여 지상연소시험을 수행하였다. 이를 통하여 펄스분리장치의 파열특성, 구조적 안전성 및 내열특성 등을 확인하였으며 향후 실물형 이중펄스 추진기관 설계 시 필요한 데이터 등을 확보하였다.

유도탄 사출장치에 적용되는 가스발생기의 점화 초기압력 저감화를 위한 연구를 수행하였다. 점화장치는 추진제의 점화를 위한 에너지 방출장치로서 다발 형태의 3열형 추진제 그레인을 연소 불안정 없이 동시 점화시키는 것을 목표로 한다. 점화성이 좋지 않은 복기형 추진제를 적용하여야 하는 가스발생기의 경우 사출속도와 가속도 조건을 충족하기 위해서는 추진제의 신속한 점화와 점화초기의 연소압력 저감화가 필수적이다. MTV 점화제의 연소 특성을 활용한 점화기 설계를 통하여 모든 개발 요구 성능을 만족할 수 있었다.

연료링의 위치 및 열차폐 코팅의 종류에 따른 연소기의 재생냉각 특성을 검토하였다. 연료링을 노즐의 중간 부분에 위치시키고 냉각채널을 분기시켜서 설계하는 방법이 열적으로 타당함을 확인하였다. 또한 복합재를 이용한 노즐확장부가 적용 가능한 기술적 상황이라면, 팽창비가 높고 열유속이 낮은 노즐 후류 부분은 이를 이용하는 것이 매우 적절하다고 판단된다. 적용 가능한 열차폐 코팅 중에서 30톤급 연소기 및 가스발생기 개발과정에서 사용했던 $Y_2O_3$ stabilized $ZrO_2$과 내산화성이 우수한 Ni/Cr을 고려하였다. 내산화성이 우수한 Ni/Cr에 비해 세라믹 코팅($Y_2O_3$ stabilized $ZrO_2$)이 열차폐 효과가 우수한 것으로 파악되었다.

액체로켓 분사기는 추진 성능과 연소 안정성, 그리고 열유속 특성을 지배하는 가장 중요한 요소이다. 그러나 분사기 근방에서 일어나는 고압 연소 현상에 대한 근본적인 이해의 부족으로 분사기의 개발 과정은 대부분 경험적 설계방법과 고비용의 연소시험에 의존해 왔다. 본 연구는 액체로켓 연소 모델링과 관련된 최근 연구 동향들을 토대로 시작되었다. 층류화염편 기반의 난류연소모델을 초임계 압력 조건에서 나타나는 실제유체 거동을 고려할 수 있도록 확장하였으며, 극저온 질소분사, 상압 조건하의 난류제트화염, 그리고 고압의 기체수소/액체산소 동축 분사기에 적용하여 해석모델의 효용성을 확인하였다.

고농도 과산화수소를 이용하는 1,200 N 급 이원추진제 로켓 엔진 개발을 위한 선행 연구의 일환으로 이원추진제 엔진 요소를 설계하고 실험적으로 연구하였다. 공급된 과산화수소의 분해 성능을 비교하기 위해, $MnO_2$와 Pb가 첨가된 $MnO_2$ 촉매들에 대한 실험을 하였다. 실험결과를 바탕으로, 촉매 반응기를 설계하였으며, 97.2%의 분해 효율을 얻었다. 별도의 점화원이 없이 자연점화를 이용하기 위해, 다양한 당량비에 대해 자연점화 실험을 수행하였다. 모든 실험조건에서 자연 점화를 확인하였으며, $C^*$ 효율은 90% 혹은 그 이상을 보였다. 추력측정 결과, 가장 높은 추력은 830 N을 보였으며, 94.1% 이론 비추력을 적용했을 경우, 진공 추력 1,035 N으로 계산되었다.

케로신과 액체산소를 사용하는 액체로켓엔진은 극저온 영역과 고온의 연소가스 영역이 공존하게 된다. 전기부품을 포함한 엔진의 각 부품의 원활한 작동을 위해서는 단열재가 적절하게 엔진에 적용되어야 한다. 본 연구에서는 이러한 액체로켓엔진의 단열재 적용방안에 대해 세단계로 나누어 고찰하였다. 첫 번째로 고온및 극저온 부품을 정의하고 영역의 온도장을 해석하는 것이다. 두 번째는 각 부품 간을 연결해주는 배관 등의 연결부품에 대한 열전달 해석을 수행한다. 세 번째로 이러한 열전달 해석을 근거로 단열기준을 설정하여 적절한 온도분포가 형성되도록 단열재를 선정하고 적용하는 것이다. 본 논문에서는 이러한 적용방안에 대한 해외사례를 고찰하고 각 단계별로 단열재 적용방안을 마련해 본다.

75톤급 가스발생기 기술검증시제에서 나타난 산화제 분사기 차압의 증가 원인을 파악하기 위하여 축소형 가스발생기를 설계, 제작하였다. 설계점 및 탈설계점 시험 조건을 포함한 총 6회의 연소시험을 성공적으로 수행하였다. 연소시험 결과 연소압을 고정한 후 혼합비를 증가시킨 경우 연료 및 산화제 유량계수는 일정한 것으로 나타났으며, 혼합비를 고정한 후 연소압을 증가시킨 경우에도 연료 및 산화제 유량계수는 변함이 없는 것으로 파악되었다.

혼합비와 연소압에 따른 이중 와류 동축 분사기의 유량계수 변화를 살펴보았다. 연료 과농 조건에서 액체산소와 케로신을 이용하여 이중 와류 동축 분사기의 연소시험을 수행하였다. 두 종류의 분사기가 시험에 적용되었는데, 산화제 분무각 변화에 의한 추진제간 모멘텀 비 차이와 연료 노즐 직경 차이로 인한 유량계수 영향 특성이 파악되었다. 연료 와류실을 연료가 모두 채운 상태에서 연소가 이루어지는 경우 화염 구조의 변화가 없어 혼합비에 다른 유량계수 변화 또한 보이지 않는 것으로 파악하였다.

개방형 액체로켓엔진 시스템에 대한 동특성 예측 프로그램을 작성하였다. 이 프로그램을 통해 얻은 펌프 시동 시 시간에 따른 압력 및 유량 변화 결과를 수류실험장치를 구축하여 실험적으로 검증하였다. 수류실험장치는 실제 액체로켓엔진 추진제 공급 계통에서 구성품의 형태와 배치위치, 가스발생기와 주연소실로 분기되는 유량비를 기준으로 모사되었다. 측정 시 관로가 채워진 상태에서 펌프를 시동하였으며 펌프는 전동기로 구동된다. 동특성 예측 프로그램의 작성을 위해 구성품별 동특성 모델링을 수행하고 엔진 시스템을 기준으로 각 모델링을 순차적으로 통합하였다. 구성품의 동특성 파라미터를 측정 반영하였고 압력 밸런싱을 통해 수렴 조건이 결정된다. 수렴된 밀도와 유량을 가지고 다음 시간에서의 초기 입력 값으로 대체하여 계산을 수행하였다. 천이 작동 상태에서 엔진 시스템 내의 물리량 변화를 전산 예측과 더불어 실험적으로 측정하고 비교하였다.

고성능 액체로켓의 핵심 요소인 고압 연소기에 사용되는 분사기에 대한 혼합 및 연소 특성을 도출하기 위하여 초임계 상태에 적용되는 혼합 및 연소모델을 수치적으로 연구하였다. 난류모델은 LES(Large Eddy Simulation)를 기반으로 하였고, 난류연소모델은 혼합분율(Z)을 이용한 Laminar Flamelet Model을 사용하였다. 그리고 초임계 영역의 상태량을 계산하기위해 Soave Redlich-Kwong 상태 방정식, 점성계수와 열전도도에 대하여 Chung이 제안한 고압상태 혼합물에 대한 방정식, 확산계수에 대하여 Fuller 이론에 Takahashi가 제안한 고압상태의 특징을 고려한 식을 적용하였다. 계산결과는 선행연구자의 결과와 비교하였고, LOx post 후방에 발생되는 와류에 따른 보염영역에 대하여 연구하였다.

정확한 산화제 유량조절은 하이브리드 로켓의 추력제어에 매우 중요하다. 산화제 유량제어를 위해 스텝모터와 니들밸브를 결합하여 장치하고 Labview 프로그램으로 제어하는 산화제 유량제어 장치를 설계하였다. 하이브리드 로켓 연소실험에 사용한 산화제는 기체산소를 사용하였고, 추진제로는 PolyCarbonate, PolyEthylene PMMA를 사용하였다. 본 연구에서는 초기 추력제어 실험에서 발생한 추력 섭동(Oscillation)을 감쇠시키기 위한 연구로 추력제어 실험에서 공급되는 산화제 배관 유속의 변화를 통해 발생되는 추력 섭동의 원인을 분석하였으며, 추진제 종류에 따라 달라지는 안정적인 제어 조건을 찾기 위한 연구를 수행하였다.

이 연구에서는 아산화질소의 촉매 분해를 이용한 하이브리드 로켓의 자연 점화에 관한 연구를 수행하였다. 하이브리드 로켓은 촉매 점화기, 고체연료, 연소기, 노즐로 구성하였다. 아산화질소를 분해하기 위해 Ru 촉매를 $Al_2O_3$ 지지체에 함침법을 이용하여 담지하였고, 제조된 촉매의 반응온도에 따른 아산화질소 분해율을 측정하였다. 촉매 점화기의 작동조건에 따른 온도변화를 측정하였고, 하이브리드 로켓의 자연 점화에 대한 가능성을 확인하였다.

하이브리드 로켓에서의 고체 연료의 연소 현상을 가시화하기 위하여 장치를 제작하였다. 가시화 장치는 평판 하이브리드 연소기 시스템, 점화 시스템, 산화제 공급 시스템, 데이터 획득 및 제어 시스템, 연소 가시화 측정 장비로 구성되었다. GOX 산화제와 HDPE, Paraffin-LDPE Blending, Paraffin 연료를 이용하여 연소 가시화 시험을 수행하였고, 수치적으로만 연구되어 왔던 연소실 내의 연소 현상을 가시화 할 수 있었으며, 화염의 형성 및 용융성 연료의 액적 비산 현상을 관찰 할 수 있었다.

최근의 실험 결과를 통해 하이브리드 로켓 연료의 표면에 연소가 진행되지 않은 채 남아있는 고립된 부분들이 존재함을 확인하였다. 이러한 불규칙적인 spot은 연료의 기화로 인한 분출유동(wall blowing)과 산화제의 유동 사이에서 발생하는 경계층 교란에 의한 현상인 것으로 여겨진다. 본 연구에서는 23,000의 높은 Reynolds수와 벽면분출 현상을 효과적으로 처리할 수 있도록 LES 기법을 이용하여, 연료 표면 근처의 난류 유동 특성을 해석하였다. 원형 단면을 갖는 하이브리드 로켓 모터의 그레인 형상을 사실적으로 모사하기 위하여 곡률효과를 포함한 3차원 실린더 형태의 지오메트리를 고려하였다. 연료 표면에서 발생하는 불규칙한 spot의 발생은 경계층과 분출되는 유동이 상호 간섭함으로써 난류구조들의 기구학적 특성을 변경시키기 때문인 것으로 추측되는 결과들을 얻을 수 있었다.

격벽 착화 모듈은 도우너 화약이 폭발하면서 발생한 충격파가 격벽을 통해 억셉터 화약에 전달되었을 때 동작한다. 격벽 착화 모듈의 가장 중요한 설계 요소인 격벽의 최소 두께를 결정하기 위하여 구조해석을 수행한 결과 격벽의 두께가 0.1 mm 이상인 경우 구조적으로 충분한 마진이 있음을 확인하였다. 격벽의 적정 두께를 결정하기 위하여 VISAR 간섭계를 이용하여 억셉터 화약 충전면에서 자유 표면 속도를 계측하였다. 이 속도를 이용하여 충격 압력으로 환산하고 그 결과를 억셉터 화약의 반응 민감도와 비교함으로서 격벽 두께에 따른 격벽 착화 모듈의 작동 신뢰도를 계산하였다.

본 논문에서는 배터리와 전기모터 방식의 추진장치를 사용하는 소형무인항공기의 비행성능을 분석한다. 비행시험을 통해 얻은 데이터로부터 공력특성을 예측하고, 이를 활용하여 비행성능을 예측한다. 최대 항속시간을 얻을 수 있는 적정 비행속도를 제시하고, 비행속도에 따른 항속시간 및 항속거리를 예측한다.

75톤급 기술검증용 연소기의 저압 조건 연소안정성 시험이 수행되었다. 동일한 추진제 유량을 연소실에 공급하면서 분사기 수량이 감소된 연소기 헤드의 경우 연소압력 30 bar에서 자발 불안정이 발생하였으나, 분사기 수량이 증가된 연소기 헤드에서는 동일한 연소압력 조건에서 고주파 연소안정성이 유지됨을 보였다. 30 bar에서 연소안정성을 보인 연소기 헤드는 연소압력 20 bar에서 자발 불안정이 발생하여 안정성 경계 영역을 보여주었다.

본 논문에서는 초음속 항공기용 저바이패스 터보팬엔진 성능 모델링에 관해 기술하였다. 대상 엔진은 Pratt and Whitney F100-PW-229 터보팬 엔진을 적용하였다. 일반적으로 엔진성능에 관한 상세한 상용정보는 알려져 있지 않다. F100-PW-229 터보팬 엔진성능 모델을 구축하기 위해 구성품의 일반적 특성에 대해 서술했으며 가정을 하였다. 엔진성능 해석을 위한 기초자료는 공개된 자료와 문헌정보를 이용하였다. Gasturb11을 이용한 엔진성능 해석 결과 엔진성능 모델이 적합하게 구성되었음을 보여주었다.

산화제 개폐밸브 개발 과정의 시험에서 금속 코니컬 씰이 장착된 밸브 중간 플랜지부에서 외부 누설이 발생하였다. 이에 기밀과 관련된 형상 변수인 볼트 수 및 플랜지 형상이 변경된 3가지 모델에 대하여 구조 해석을 수행하여, 설계 변경에 따른 무게 증가를 줄이고 동시에 플랜지간 벌어짐 양이 가장 적은 모델을 개선 모델로 선정하였다. 선정된 모델의 플랜지 부를 모사하는 시험 치구를 제작하여 기밀시험을 재수행하여 누설이 발생하지 않는 것은 확인하였으며, 결과적으로 플랜지 부의 기밀을 확보할 수 있는 설계 해석 방법을 검증하였다.

본 연구에서는 로켓엔진 연소기의 음향 불안정 억제를 위해 헬름홀츠 공명기의 음향학적 최적 설계 조건을 해석/실험적으로 연구하였다. 질량-스프링-댐퍼 시스템과의 유사성을 이용한 모델 식의 풀이를 통해 감쇠 성능을 정량화하였다. 헬름홀츠 공명기의 기하학적 형상 인자로 목의 길이와 공동의 크기, 목 및 공동의 직경을 선택하였다. 목의 길이가 짧아지고, 공동의 길이가 길어짐에 따라 흡음성능이 증가하고, 목과 공동의 직경비가 증가함에 따라 흡음성능은 감소하였다.

고속회전 시험장치를 이용하여 V 형태의 회전식 연료 노즐의 오리피스 직경에 따른 분사특성을 파악하기 위한 연구를 수행하였다. 시험장치는 고속 회전장치, 연료공급장치, 아크릴 케이스로 구성하였다. 분무 오리피스의 직경과 회전속도를 변화시켜가며 분무실험을 수행하였다. 분무입자의 크기 및 속도 측정은 PDPA(Phase Doppler Particle Analyzer) 시스템을 사용하였고, Nd-Yag Laser를 이용하여 분무특성을 가시화하였다. 실험결과, 분무오리피스의 직경이 커질수록 분무입자의 크기가 작아졌으며, 분무 오리피스의 직경이 2.6mm인 경우 최적의 분무형태를 보였다. 그러나 오리피스의 직경이 이보다 클 경우 분무입자의 크기는 더 이상 감소하지 않았다. 이것은 분무오리피스가 최적의 직경보다 커질 경우 오리피스내의 액막이 균일하게 분포하지 않기 때문으로 판단된다.

This research focuses on the development of numerical code to deal with compressible two phase flow around three dimensional objects combined with cavitation model suggested by Weishyy et al. with k-e turbulent model. The cryogenic cavitation is carried out by considering the thermodynamic effect on physical properties of cryogenic fluids in physical point of view and implementing the temperature sensitivity in the energy equation of the government equations in numerical point of view, respectively. The formulation has been extensively validated for both liquid nitrogen and liquid hydrogen by simulating the experiments of Hord on hydrofoils. Then, simulations of cavitating turbopump inducers at their design flow rate are presented. Results over a broad range of Nss numbers extending from single-phase flow conditions through the critical head break down point are discussed. In particular, thermal depression effects arising from cavitation in cryogenic fluids are identified and their impact on the suction performance of the inducer quantified.

항공우주연구원이 구축한 고속추진기관시험설비의 시동 및 이젝터시스템성능분석을 수행하였다. 이젝터시스템의 설계는 JAXA에서 개발한 EJSIMP코드를 수정하여 수행하였으며, 전산해석을 통하여 성능을 예측하였다. 설비 시운전결과로 이젝터 시스템은 설계요구조건을 만족하는 것으로 나타났으며, 압력 기준 마하 3.5 고도 20km 조건에서 설비시동에 성공하였다.

핀틀형 추력기는 운용 도중에 노즐목 면적을 변경시켜 고체추진기관과 같은 추력기를 액체 추진기관과 같이 추력을 자유자재로 조절할 수 있다. 본 논문에서는 SNECMA사(社)에서 개발한 Divert용 핀틀추력기의 핀틀의 형상 변화에 대해 수치해석 기법으로 분석하였다. Bore에 의하여 핀틀 구동시 받게되는 핀틀의 하중은 줄어들었고, 핀틀 형상에 따라 유동장이 크게 변하는걸 확인하였다.

본 논문에서는 가스터빈 엔진, 로켓 등과 같은 연소시스템에서 발생하는 고진폭-고주파 열음향학적 불안정을 능동적으로 제어하는데 필수적인 동역학적 모델링에 대한 연구 동향을 소개한다. 이를 위하여 1990년대 이후에 진행되었던 연구를 저차의 시스템 모델링 기법을 중심으로 조사하였으며, 특히 물리적 원리로부터 모델의 구조를 결정하고 시스템의 입출력 데이터를 기반으로 모델 파라미터를 추정하는 그레이박스 접근방법과 물리적 원리의 적용 없이 시스템 특성을 추정하는 블랙박스 기법을 소개한다. 또한 동 분야에 대한 향후 가능성에 대하여 간략히 기술한다.

다발 노즐을 사용한 원통형 비행체의 추력 방향 제어에 대해 수치적으로 연구하였다. 밸브의 개폐를 이용하여 노즐 유량을 조절하고 다수의 경사 노즐을 배열하여 추력을 조정하는 시스템을 고려한 3차원 유동 해석을 수행하여 경사 노즐의 작동 특성을 관찰하였으며, 질량 유량에 따른 다발 노즐의 분력의 크기, 추력 및 모멘트 크기를 제시하였다.

항공기 추진시스템에 있어 내구성과 신뢰성을 향상과 운용비용 절감을 위한 상태감시 및 진단 시스템의 개발 및 적용이 일반화되고 있다. 특히 40,000ft 이상의 고고도에서 장시간 운용되는 무인항공기를 신뢰성 있게 운용하기 위해서는 열악한 환경에서 작동되는 추진시스템의 손상이나 성능저하에 대한 사전 대처를 위한 상태감시 시스템이 필수적으로 요구된다. 이에 본 연구에서는 MATLAB/SIMULINK를 이용하여 온라인 상태감시 프로그램을 제안하였다. 입력 모듈에서 현 개발단계에서는 실제 엔진 계측신호가 유용하지 않아 이를 모사하였다. 제안된 온라인 상태감시 모니터링 프로그램은 적용 가능성을 확인하기 위해 실제 터보프롭 엔진에 적용하였다.

항공용 저출력 소형 가스터빈 엔진에 적용을 위한 연료 분사기의 분무 특성에 따른 반응 유동장에 대한 수치해석을 수행하였다. 인젝터의 개발에 있어 연료의 분무 상태가 엔진 성능에 큰 영향을 미치므로 다양한 변수에 대한 고려가 요구되고 있다. 본 연구에서는 정지 상태의 유동장에 분사기를 위치시키고 액적의 평균 직경, 분사 압력, 분사각을 변경하며 그에 따른 반응 특성을 살펴보았다. 해석 결과 분사압과 분사 각도가 클수록, 액적의 직경이 작을수록 활발한 반응이 일어나지만 분사압이 큰 경우 영역내에서 기화되는 연료량이 감소함을 확인할 수 있었다.

본 연구에서는 딤플이 설치된 유로, 립이 설치된 유로, 립과 딤플이 함께 설치된 유로에서의 열전달 성능을 천이액정법을 이용하여 측정하였다. 실험에 사용된 유로의 종횡비(W/H)는 4이고, 립의 높이는 6 mm, 립 간 거리(P/e)는 10, 립이 설치된 각도는 $60^{\circ}$이며, 딤플의 직경은 6 mm, 딤플 중심간 거리(s/D)는 1.2로 하였다. 레이놀즈 수는 30000-50000에 대해 실험을 수행하였다. 립이 설치된 유로에서는 경사 립에 의해 발생된 이차유동이 열전달 계수를 증가시켰고, 립과 딤플이 함께 설치된 유로에서는 립 사이에 설치된 딤플이 열전달 계수를 더욱 증가시켰다. 열전달계수는 립과 딤플이 복합 적용된 유로, 립이 적용된 유로, 딤플이 적용된 순으로 나타났고, 열성능계수도 립과 딤플이 복합 적용된 유로에서 크게 나타났다.

본 연구에서는 팁 형상이 가스터빈 블레이드의 팁 열전달에 미치는 영향을 알아보기 위하여 선형 캐스케이드의 블레이드에 설치된 평면 팁, 스퀼러 팁, Groove 팁들에 대하여 열전달 계수가 측정되었다. 블레이드 팁에서의 열전달 계수는 색상검출방식에 기반을 둔 천이액정법을 이용하여 측정되었으며 각각의 팁 형상에 대하여 팁 간극은 블레이드 스팬의 1.5%와 2.3%로 변경 하에 실험을 수행하였다. 캐스케이드 출구 속도와 블레이드 코드길이에 기초를 둔 Reynolds 수는 $2.48{\times}10^5$ 이다. Groove 팁 표면에서의 열전달 계수는 평면 팁보다 낮게 측정되었으며, 특히 흡입면을 따라 경사진 홈이 파인 팁에서는 스퀼러 팁보다 낮은 열전달 계수가 측정되었다.

Supersonic ejectors are simple mechanical components, which generally perform mixing and/or recompression of two fluid streams. Ejectors have found many applications in engineering. In aerospace engineering, they are used for altitude testing of a propulsion system by reducing the pressure of a test chamber. It is composed of three major sections: a vacuum test chamber, a propulsive nozzle, and a supersonic exhaust diffuser. This paper aims at the improvement of ejector-diffuser performance by focusing attention on reducing exhaust back flow into the test chamber, since alteration of the backflow or recirculation pattern appears as one of the potential means of significantly improving low supersonic ejector-diffuser performance. The simplest backflow-reduction device was an orifice plate at the duct inlet, which would pass the jet and entrained fluid but impede the movement of fluid upstream along the wall. Results clearly showed that the performance of ejector-diffuser system was improved for certain a range of system pressure ratios, whereas the orifice plate was detrimental to the ejector performance for higher pressure ratios. It is also found that there is no change in the performance of diffuser with orifice at its inlet, in terms of its pressure recovery. Hence an appropriately sized orifice system should produce considerable improvement in the ejector-diffuser performance in the intended range of pressure ratios.

본 연구진은 레이저-물질 간의 상호작용을 응용하여 새로운 방식의 약물 전달 시스템을 개발하고 있다. 레이저 빔이 마이크로 단위 크기의 고무 챔버 속에 채워져 있는 액체 속에 집광되면 순간적인 고에너지 전달로 인해 기포가 생겨나고, 이로 인한 빠른 부피팽창으로 인해 마이크로 노즐 속의 약물 용액이 빠른 속도의 마이크로 젯의 형태로 분사되는 원리를 이용하는 것이다. 실험에서 노즐 출구의 지름은 125 ${\mu}m$, 측정된 마이크로 젯의 속도는 265 m/s였다. 이 장치의 주요한 특징은 시간에 따른 마이크로 젯의 제어가 가능하다는 것이다.

The supersonic speeds slowing down by shock waves is a common problem during the transonic region. So how to study the status of shock on the surface of airplane and wings is crucial adjective during transonic region. However, the theoretical and computational transonic flow problems were very hard. This paper introduced using Navier-Stokes Schemes to study characteristics of AGARD Wing 445.6 by ANSYS CFX in transonic region. From simulations results, as the Mach number increases, shock waves appear in the flowfield, getting stronger as the speed increases, these shock waves will lead to a rapid increase in drag.

A recent study for tracing the profiles of supersonic axisymmetric Minimum Length Nozzle with uniform and parallel flow at the exit section, the stagnation temperature is taken into account. The aim of this work is to add optimization algorithm to the supersonic nozzle design in order to get the optimum nozzle shape. The comparisons of the nozzle contours based on the method of characteristics are presented. The specific heats and their ratio vary with the stagnation temperature when this temperature of a perfect gas increases. An application is made for air in a supersonic nozzle.

최근 이중목 노즐(Dual Throat Nozzle, DTN)을 사용하여 추진체의 추력을 제어하는 방법이 많은 주목을 받고 있다. 이중목 노즐은 공동을 사이에 두고 두 개의 노즐 목을 가지도록 설계된다. 본 연구에서는 DTN의 유동특성을 조사하기 위하여, 수치해석적인 방법을 적용하였으며, 2차유동의 질량 유량을 변화시켰다. 수치해석에서는 2차원, 압축성 Navier-Stokes방정식을 풀기 위하여, 유한체적법을 적용하였다. 그 결과 본 수치해석은 실험결과를 잘 예측하였으며, DTN을 이용한 추력벡터 제어는 추력계수와 유출계수의 항으로 상세하게 설명하였다.

Two-stage light-gas gun은 고압실, 압축실 그리고 발사관으로 비교적 간단한 구조로 구성되며, 짧은 시간동안 초고압을 발생시키기 용이함으로 현재까지 고속충격역학, 발사체 공기역학, 재료역학 등 다양한 공학 분야에서 적용되어왔다. 본 연구는 초고압 액체 제트 분사에 적용하기 위한 기초적 연구로서, 고압실 하류에 설치된 제1격막의 파막 압력의 변화에 따른 발사체의 속도 변화 및 관내 압력 거동을 조사하기위하여, 다양한 격막을 적용하여 실험을 수행하였다. 제1격막의 파막 압력은 발사체의 속도에 지배적인 영향을 미치게 되며, 약 14 Bar이상일 경우 발사관의 압력이 압축튜브의 압력보다 크게 증가하였다.

초음속 디퓨져의 유동현상 및 천이구간에 대해서 수치적 기법에 의한 분석을 수행하였다. 수치기법으로는 초음속 디퓨져의 내부유동해석을 위하여 2차원 축대칭 Navier-Stokes equation와 $k-{\epsilon}$ 난류모델을 사용하였으며, 액체 로켓엔진의 연소실의 천이 구간의 압력변화에 따라서 디퓨져 내부의 마하수 및 진공 챔버의 온도분포를 비교 검토하였다.

평행 초음속-아음속 후류유동에서 혼합증대에 관한 수치적인 연구를 실험결과와의 비교를 통하여 수행하였다. 이번 연구의 첫 번째 목적은 실험에서 사용된 조건으로 정확하게 수치적으로 모사하는데 있다. Pitot 압력을 이용하여 수치계산결과와 실험치와 비교하였을 때 서로 일치된 결과를 얻었으며, 그 중에서 압축성 수정을 가미한 $k-{\omega}$ SST 난류모델의 계산결과가 가장 좋은 것으로 나타났다. 게다가 기존의 유동조건에서 공동의 위치, 배열수에 변화를 주면서 혼합특성을 비교/연구하였다.

When high-pressure gas is exhausted through nozzle exit to the atmosphere, expanded supersonic jet is formed with the Mach disk at a specific condition. In two-dimensional supersonic jets, the hysteresis phenomenon of the reflected shock waves is found to occur under quasi-steady flow conditions. Transitional pressure ratio between the regular reflection and Mach reflection in the jet is affected by this phenomenon. In the present study, experiments are carried out on internal flow in a supersonic nozzle to clarify the hysteresis phenomena for the shock waves and to discuss its interdependence on the rate of the change of pressure ratio with time. Flow visualization is carried out separately on the straight and divergent channels downstream of the nozzle throat section. The influence that the hysteresis phenomena have on the location of shock wave in a supersonic nozzle is also investigated experimentally.

본 연구에서는 2단형 초음속 터빈의 유동에 대한 전산해석을 수행하고 그 결과를 비교 분석하였다. 2단 전체에 대한 계산을 상용 유동해석 프로그램인 $FLUENT^{TM}$사용하였다. 2단 동익에 대한 계산을 통하여 2단 동익의 중첩높이의 변화에 따른 터빈의 성능변화를 고찰하였다. 또한 2단 동익에서 슈라우드의 유 무에 따른 터빈의 성능변화를 고찰하였다.

HTPE와 HTPB 추진제에 대한 friability 시험을 수행하고 그 결과를 분석하였다. 추진제의 friability는 바인더함량, 기계적 특성 및 연소속도에 의해 영향을 받았으며 연소속도가 증가할수록 toughness가 낮아질수록 friability는 증가하는 경향을 보였다.

아산화질소를 추진제로 사용하기 위해 아산화질소의 촉매 분해 특성과 고온 하에서 내열성을 연구하였다. 기존의 Ru 촉매의 내열성을 개선하기 위해 추가적으로 $Al_2O_3$ 지지체에 Si를 담지시킨 후 Ru을 담지하였다. 관형 반응기를 이용하여 반응온도에 따른 아산화질소의 전환율을 측정하고, Si 첨가에 의한 분해특성에 대해서 연구하였다. 반응온도가 높을수록 전환율이 우수했고, Ru/$Al_2O_3$-Si 촉매가 Ru/$Al_2O_3$ 촉매보다 높은 전환율을 보였다.

젤 추진제와 유변학적 특성이 유사한 모사 젤 추진제를 물, Carbopol 941, NaOH 농축액을 혼합하여 제작하였고, $Al_2O_3$ 나노 입자를 첨가하여 점도 특성을 비교하였다. 두 가지 모사 추진제의 물성치를 바탕으로 곡관 덕트 내에서의 유동특성을 수치모사하여 해석하였고 덕트에 Dean vortices가 발생하는 임계 Dean 수를 도출하였다. 젤-나노 추진제의 경우 비록 높은 겉보기 점성계수를 가지나 젤 추진제와 비교시 같은 범위의 임계 Dean 수가 도출되었다. 이는 Fellouah et al.[1]이 제시한 바와 같이 비슷한 값의 Power law 지수에 기인하는 것으로 판단된다.

적외선 흡수법을 사용하여 액체 헵탄 수직분사제트의 증기농도를 정성적으로 측정하였다. 본 연구의 목적은 모형 램젯 연소기에서 레이저를 이용한 적외선 흡수법으로 액체연료의 분열부터 기화까지의 과정을 이해하는 것이다. 실험결과로부터 헥산 증기 몰분율은 온도가 증가함에 따라 증가하였으나 연료공기 운동량비 변화에 대해서는 큰 차이가 나지 않았다.

황색 산화철인 FeOOH가 3% 첨가된 AP의 열분해 속도가 적색 산화철인 $Fe_2O_3$ 경우보다 매우 빠른 것으로 확인되었다. 연소속도 개선제로 HTPB/AP계 추진제에 황색 산화철을 적용한 결과, 적색 산화철의 경우보다 연소 속도가 10 ~ 25% 더 빠르게 나타났다. 황색 및 적색 산화철을 사용한 HTPB/AP 추진제 조성물에서 점도 상승이나 경도 상승에서 특이한 차이점은 없었다.

충격파 유도 연소장에서의 적응격자기법의 유용성을 확인하기 위하여 화학반응식을 포함한 2차원 Euler 방정식을 이용하여 삼각형 비정렬 적응격자계에서 계산을 수행하였다. 2차원 쐐기형상에 대하여 냉가스 및 열가스 유동 해석을 수행하였다. 적응격자를 이용하여 경사충격파에서 폭굉파로의 천이를 잘 관찰 할 수 있었고, 유도영역, 천이영역, 폭굉영역 등의 특성을 잘 모사하는 것을 확인 할 수 있었다. 본 연구를 통하여 연소장이 포함된 고속압축성 유동장에서의 비정렬 적응격자의 유용성을 확인 할 수 있었다.

스크램제트 엔진에 대한 주요 성능설계기법에 대한 연구를 통해 효율적인 해석모델을 제시하였다. 초음속 흡입구의 설계에 있어 최대 전압력회복률을 얻기 위한 Oswatisch의 설계기준을 적용하여 흡입구의 압축각도를 설계하였다. 초음속 연소기의 해석을 위해 준 1차원 해석모델을 제시하였으며, 이에 화학평형 모델 및 유한화학반응 모델의 두 연소모델을 적용함으로서 그 결과를 비교분석하였다. 또한 Starkey의 Waverider에 대한 1차원 해석결과와 비교를 통해 연소모델의 결과를 검증하였다. 가상의 설계조건에 대한 엔진의 성능해석을 수행함으로서 모델의 적용가능성을 확인하였다.

본 논문은 초고속 비행체의 특정 위치에 정압력을 측정하여 속도, 받음각 등 유동 데이터를 효과적으로 획득할 수 있는 유동 데이터 획득 및 처리 알고리즘에 대해 제시하였다. 기존의 공기 유동데이터 획득시스템과는 다르게 센서 여유(redundancy) 및 오류 검출 기능을 지니고 있으며 전산유동해석(CFD)을 통해 미리 획득한 데이터를 적용한 알고리즘을 적용하였다. 상용 프로그램인 매트랩 및 시뮬링크를 사용하여 알고리즘에 대해 검증하였다.

초음속 엔진에서 흡입구의 buzz현상은 큰 압력진동과 연소 불안정성 그리고 추력 감소 등을 야기한다. 흡입구의 buzz현상과 액적 분사/연소의 동적인 상호관계를 이해하기 위하여 통합된 비정상 연소수치해석을 수행하였으며, 액적 모사를 위하여 TAB(Taylor Analogy Breakup) model을 적용하였다. 흡입구에서의 충격파거동과 주요 위치에서 압력거동을 분석하고 초음속 엔진 전영역에서의 음향모드를 분석하여 현 시스템의 동적거동을 파악하였다.

전북대학교 고온 플라즈마 응용연구센터 구축사업은 교육과학기술부의 기초연구사업으로 진행되고 있다. 사업기간은 2009년 7월1일부터 2014년 6월 30일까지 총 5년에 걸쳐 이루어 지고 있으며, 총 사업비는 393억원이다. 플라즈마 응용연구센터에서 구축하고자 하는 장비는 0.4MW급 Enhanced Huels 형 플라즈마 장비 1 set, 2.4MW 급 Enhanced Huels 형 플라즈마 장비 1 set, 그리고 RF 플라즈마 장비 60KW 및 200 KW 각각 1 Set 이다.

이 논문은 필라멘트 와인딩 공법으로 제작된 복합재 lattice 구조물에 대한 연구이다. 복합재 lattice 구조물은 helical rib과 hoop rib 구조로 이루어져 있다. 이 구조는 탄소 섬유를 에폭시에 함침 시켜 섬유의 끊어짐이 없이 연속적으로 실리콘 고무 금형의 홈 안에 필라멘트 와인딩하여 제작한 것이다. 본 연구에서는 lattice 구조물의 helical rib의 각도, 두께, 폭, 간격등을 안전율에 대하여 최적화 하는 이론을 제시하였다. 그리고 lattice 구조물의 제작방법을 기술하고 해석 및 시험결과를 기술하였다.

연소기 챔버 노즐확장부 외피구조물의 성형특성에 대한 연구를 수행하였다. 노즐확장부 외피구조물의 제작에 사용되는 냉간압연 판재가 갖는 이방성 특성을 확인하기 위하여 세 가지 방향의 시편을 제작하여 인장시험을 수행하였으며, 그 결과를 이용하여 Lankford 값을 얻어 구조해석에 적용하였다. 실물형 연소기에 사용될 노즐확장부 외피구조물의 제작 및 성형공정을 통하여 외피구조물의 성형특성을 확인하였으며, 성형으로 얻은 변형률들을 구조해석 결과들과 비교하였다. 본 연구에서 얻은 결과들은 확대비가 더 큰 노즐확장부 제작을 위한 치구 및 성형공정의 설계에 활용될 예정이다.

본 논문에서는 막냉각홀이 설치된 동익 표면에서의 열/물질전달 특성을 나프탈렌 승화법들 이용해 고찰하였다. 실험에는 저속 환형풍동이 이용되었으며, 풍동 내에는 16개의 동익으로 구성된 터빈단이 설치되어 있다. 동익의 선단부에는 막냉각을 위한 홀이 3열로 배치되어 있으며, 막냉각유체의 분사비를 1.0에서 2.0으로 조절하며 국소 열/물질전달계수를 측정하였다. 전반적인 열/물질전달 계수는 분사비가 높아짐에 따라 증가하며, 박리기포에 의해 압력면에 형성된 낮은 열/물질전달 계수를 갖는 영역은 분사비의 증가와 함께 사라진다.

이 논문은 발사체 노즐에 사용되는 내열성 재료인 C/SiC에 대한 이방성 물성을 예측하는 방법으로, 평면 방향의 실험 데이터를 이용해서 9개의 엔지니어링 물성을 간단하고 효과적으로 계산하는 준 이론적 접근에 대해 설명하였다. 이 방법은 C/SiC 복합재료를 직조 보강재의 굴곡율에 따라 세 층으로 이상화 하여, 고전 적층 평판이론으로 계산한다. 평면 방향으로 실행된 실험 데이터와 직조 구조물의 굴곡율을 초기 데이터로 이용하며, 측정이 어려운 두께 방향의 물성을 효과적으로 얻을 수 있었다. 예제를 통하여 이 방법의 유용성을 증명하였다.

최근 초월공동 어뢰와 같이 극초고속으로 이동하는 수중운동체의 저항감소기법에 대한 연구들이 진행되고 있다. 본 연구에서는 수중 운동체 주위의 초월공동 동을 해석할 수 있는 수치기법을 개발하고, 다양한 형상을 가지는 축대칭 운동체에서 발생되는 초월공동을 추정하였다. 또한 충남대학교 캐비테이션터널에서 실험을 수행하여 발생되는 초월공동을 관찰하고 개발된 수치기법의 결과와 비교, 검증하였다.

고체추진제의 첨가제 또는 연료로써 주로 사용되는 알루미늄 단일 입자 연소시험 장비를 제작하고 연소 실험을 수행하였다. 산화 알루미늄으로 피복된 금속입자는 약 30~100 ${\mu}m$의 크기를 사용하였다. 단일 입자는 Electrodynamic Balance (EDB) 방법에 의해 공중 부양된 상태로, 중력에 의한 영향이 배제되어 금속입자 고정용 또는 측정용 장치들의 접촉에 의한 열손실을 제거시켜 실험 정확도를 높였다. Standard Hyperbolic Electrodynamic Levitator (SHEL) 내에서 부양된 입자에 $CO_2$ 레이저를 사용하여 점화시킨 후, 입자로부터 방사되는 열복사를 이용한 two wavelength pyrometry를 적용하여 알루미늄 입자 크기에 따른 연소시간, 평균 화염온도, 점화온도, 점화시간을 획득하였으며, 단일 알루미늄 입자의 점화-연소특성을 평가하였다.

단일 알루미늄의 연소 모델을 사용하여 알루미늄 분말의 점화 과정에 대한 전산유체 해석 기법을 개발하였다. 유동의 계산은 Reynolds averaged Navier-Stokes식을 사용하였으며, $k-{\epsilon}$ 난류모델을 적용하였다. 입자는 Eulerian-Lagrangian 방법을 사용하여 유동과 독립적으로 계산을 수행하였으며 상용 전산유체해석 프로그램인 Fluent 6.3을 사용하여 해석을 수행하였다. 단일 모델에서 사용한 대류 및 복사 열전달, 표면이상반응, 알루미늄의 용융열을 입자 가열원으로 고려하였다. 같은 조건을 사용하여 단일 입자 모델 계산과 전산유체해석을 수행하였으며, 두 결과는 5% 이내로 잘 일치 하였다. 이를 통해 전산유체해석에서 알루미늄의 점화를 모사할 수 있음을 확인하였다.

초공동 수중 운동체의 구조물은 수중 운동 시에 유동 마찰에 의해 생성되는 높은 축 방향 하중과 추력의 조합에 의해 좌굴 현상이 발생하게 되며, 이는 구조물의 손상과 연결된다. 따라서 운용하고자 하는 수동 운동체의 속도 범위에서 이러한 좌굴이 발생되지 않도록 구조 설계가 요구되며, 이는 유한요소 해석을 이용한 정적 및 동적 좌굴 해석으로 좌굴 예측이 가능하다. 본 연구에서는 이러한 좌굴 해석을 위한 기초적인 소개와 유한요소 좌굴 해석에 필요한 고유치 해법을 소개하고, 좌굴 해석에 앞서 고유치 해법을 통한 고유 진동수 및 모드 형상을 DIAMOND/IPSAP 프로그램을 통해 예측하여 보았다.

나노 알루미늄과 물의 연소 반응을 정상상태 층류 연소로 모델링하여 이론적 접근을 하였으며 압력에 따른 화염전파속도의 영향을 조사하였다. 물의 상변화에 따른 증발열을 고려하였으며 다양한 압력 영역(0.1MPa ~ 10MPa)에 대한 연소 특성을 살펴보았다. 모델링 영역을 1)물+알루미늄 2)증기+알루미늄 3)반응영역으로 나누었으며 영역의 방정식을 구성하고 화염속도에 대한 해석적 해를 구하였다. 입자크기에 따른 연소실 압력의 영향을 도출하여 시험결과와 비교, 분석 하였다.

알루미늄은 많은 이점에도 불구하고 표면의 높은 용융점을 가지는 산화 피막 효과로 인해 원활하게 점화와 연소 반응이 일어나지 못하는 단점이 있다. 그런데 산화피막을 제거하는 방법은 매우 복잡하며 용이하지 않으므로 본 연구에서는 연소율은 압력에 비례한다는 원리를 이용하여 접근하였다. 연소 속도의 압력에 따른 민감도를 알기 위해 압력 용기를 설계하였고 아르곤 가스를 이용하여 80nm의 알루미늄 분말과 산화제인 증류수의 혼합물을 3, 5, 10 기압의 압력 조건에 따른 연소속도의 변화를 측정하고 해외의 연구와 비교 분석하였다.