Hybrid rockets have lately attracted attention as a strong candidate of small, low cost, safe and reliable launch vehicles. A significant topic is that the first commercially sponsored space ship, SpaceShipOne vehicle chose a hybrid rocket. The main factors for the choice were safety of operation, system cost, quick turnaround, and thrust termination. In Japan, five universities including Hokkaido University and three private companies organized "Hybrid Rocket Research Group" from 1998 to 2002. Their main purpose was to downsize the cost and scale of rocket experiments. In 2002, UNISEC (University Space Engineering Consortium) and HASTIC (Hokkaido Aerospace Science and Technology Incubation Center) took over the educational and R&D rocket activities respectively and the research group dissolved. In 2008, JAXA/ISAS and eleven universities formed "Hybrid Rocket Research Working Group" as a subcommittee of the Steering Committee for Space Engineering in ISAS. Their goal is to demonstrate technical feasibility of lowcost and high frequency launches of nano/micro satellites into sun-synchronous orbits. Hybrid rockets use a combination of solid and liquid propellants. Usually the fuel is in a solid phase. A serious problem of hybrid rockets is the low regression rate of the solid fuel. In single port hybrids the low regression rate below 1 mm/s causes large L/D exceeding a hundred and small fuel loading ratio falling below 0.3. Multi-port hybrids are a typical solution to solve this problem. However, this solution is not the mainstream in Japan. Another approach is to use high regression rate fuels. For example, a fuel regression rate of 4 mm/s decreases L/D to around 10 and increases the loading ratio to around 0.75. Liquefying fuels such as paraffins are strong candidates for high regression fuels and subject of active research in Japan too. Nakagawa et al. in Tokai University employed EVA (Ethylene Vinyl Acetate) to modify viscosity of paraffin based fuels and investigated the effect of viscosity on regression rates. Wada et al. in Akita University employed LTP (Low melting ThermoPlastic) as another candidate of liquefying fuels and demonstrated high regression rates comparable to paraffin fuels. Hori et al. in JAXA/ISAS employed glycidylazide-poly(ethylene glycol) (GAP-PEG) copolymers as high regression rate fuels and modified the combustion characteristics by changing the PEG mixing ratio. Regression rate improvement by changing internal ballistics is another stream of research. The author proposed a new fuel configuration named "CAMUI" in 1998. CAMUI comes from an abbreviation of "cascaded multistage impinging-jet" meaning the distinctive flow field. A CAMUI type fuel grain consists of several cylindrical fuel blocks with two ports in axial direction. The port alignment shifts 90 degrees with each other to make jets out of ports impinge on the upstream end face of the downstream fuel block, resulting in intense heat transfer to the fuel. Yuasa et al. in Tokyo Metropolitan University employed swirling injection method and improved regression rates more than three times higher. However, regression rate distribution along the axis is not uniform due to the decay of the swirl strength. Aso et al. in Kyushu University employed multi-swirl injection to solve this problem. Combinations of swirling injection and paraffin based fuel have been tried and some results show very high regression rates exceeding ten times of conventional one. High fuel regression rates by new fuel, new internal ballistics, or combination of them require faster fuel-oxidizer mixing to maintain combustion efficiency. Nakagawa et al. succeeded to improve combustion efficiency of a paraffin-based fuel from 77% to 96% by a baffle plate. Another effective approach some researchers are trying is to use an aft-chamber to increase residence time. Better understanding of the new flow fields is necessary to reveal basic mechanisms of regression enhancement. Yuasa et al. visualized the combustion field in a swirling injection type motor. Nakagawa et al. observed boundary layer combustion of wax-based fuels. To understand detailed flow structures in swirling flow type hybrids, Sawada et al. (Tohoku Univ.), Teramoto et al. (Univ. of Tokyo), Shimada et al. (ISAS), and Tsuboi et al. (Kyushu Inst. Tech.) are trying to simulate the flow field numerically. Main challenges are turbulent reaction, stiffness due to low Mach number flow, fuel regression model, and other non-steady phenomena. Oshima et al. in Hokkaido University simulated CAMUI type flow fields and discussed correspondence relation between regression distribution of a burning surface and the vortex structure over the surface.

본 자료는 육해공군을 망라한 군과 민간용으로 활용 가능한 최신 개발 신무기들 중 몇 가지를 살펴봄으로써, 우리가 평상시에 만화 또는 SF 영화에서나 보아왔던 것, 쉽게 생각지 못했던 것들이 현실로 구현되고 있는 모습, 그리고 과거에나 있던 것이라고 생각했던 것들이 새롭게 신기술로 변신되어 활용되는 미래의 모습들을 보고자 하였다. 이를 통해 한편으로는 국가방위를 위한 신무기 개발의 필요성을 느끼고 다른 한편으로는 각 개인의 기술발전과 사회에의 기여, 창의력 발휘를 통한 활기찬 삶을 갖자는 동기를 부여하고자 하는 내용들을 담았다.

75톤급 터보펌프용 속도복식 터빈을 개발하였다. 축과 로터의 연결에는 커빅커플링을 적용하였다. 커빅커플링은 시편을 통한 고온비틀림 시험과 시제품의 스핀시험을 통해 적용 적합성을 검증하였다. 고압 공기를 이용한 성능시험을 통해 개량형 속도복식 터빈의 비출력은 기본형 단단 터빈에 비해 설계점에서 20.5%가량 향상된 것으로 나타났다.

현재 가장 널리 쓰이고 있는 케로신-액체산소 액체로켓엔진은 신뢰도와 개발 비용의 문제로 이전의 설계에서 크게 벗어나지 않은 스킴을 사용하고 있다. 하지만 냉각 방법, 엔진 싸이클 및 냉각유로 형상의 변경, 추진제가 아닌 추가의 냉각제 이용 등의 여러 방법으로 효율을 향상시킬 수 있다. 여기에서는 그 중 냉각제를 케로신에서 액체산소로 변경하여 효율이 높아진 사례에 대하여 기술한다.

고성능의 다단연소 사이클 액체로켓 엔진에 사용되는 Gas-centered swirl coaxial injector(GCSCI)의 분무특성에 대한 연구가 상압수류시험을 통해 이루어졌다. 시험은 물과 질소를 사용하였고, 고속카메라를 이용하여 분무형상을 측정하였고 이미지 프로세싱으로 데이터 처리에 활용하였다. 본 연구에서는 분사기의 리세스 길이와 액체노즐과 기체노즐의 간격과 같은 형상에 따른 영향과 기체와 액체의 운동량비에 따른 분무특성을 알아보았다.

가스메탄과 액체산소를 추진제로 사용하는 스월 동축형 인젝터에서 리세스 길이 변화에 따른 분무특성 및 미립화 특성에 대한 연구를 수행하였다. 패터네이터를 이용하여 분산각 및 분무의 질량분포를 측정하였으며, 미립화 특성을 살펴보기 위해 GSV(Global Size and Velocity)를 이용하여 평균액적크기를 측정하였다. 결과적으로 액체만 분사한 경우 리세스 길이가 증가함에 따라 분산각은 감소하나 미립화 특성이 좋아지는 것을 확인하였고, 기체/액체를 동시 분사한 경우 액체만 분사한 경우에 비해 분산각은 작아지나 미립화 특성이 좋아지는 것을 확인하였다.

2020년대에 계획되어 있는 한국형 달착륙선을 성공적으로 개발하기 위해서는 추진기관의 성능, 자세제어, 착륙 장치의 성능 등을 검증하기 위한 지상 검증 시험을 수행할 필요가 있으며 이러한 지상 검증 시험을 위한 추력기 및 추진시스템의 설계/제작이 현재 진행 중에 있다. 본 논문에서는 현재 진행중인 200N급 추력기의 설계 및 제작 결과 및 지상 시험용 추진시스템 기본 설계를 소개할 예정이다.

75톤급 일체형 재생냉각 연소기 기술검증용 시제의 설계 및 제작에 대하여 기술하였다. 기술검증용 연소기의 설계 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 243.6 kg/s, 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 헤드부와 추력실부가 용접되는 일체형 재생냉각형 연소기이다. 본 기술검증용 시제품을 통해 확립된 설계 및 제작 기술들은 비행용 모델 개발에 활용될 것이다.

본 연구에서는 액체로켓엔진에서 발생되는 고주파 연소불안정 문제를 제어하기 위한 수동제어 장치인 헬름홀쯔 음향공의 형상변화에 따른 음향공의 감쇠 특성에 대하여 연구하였다. 오리피스의 지름과 길이가 일정한 헬름홀쯔 형상 음향공의 지름을 점차 줄여 음향공의 형상이 헬름홀쯔 음향공의 오리피스 지름과 같은 지름을 가진 쿼터웨이브 형상으로 변화 할 때 각 단계별 튜닝되는 음향공의 부피는 작아지지만 그에 따른 음향공의 음향 감쇠 효과는 거의 일정하다는 것을 상온 음향실험과 수치해석을 비교 하면서 그 특성을 확인 하였다.

고압의 주위 압력 영역에서 토모그래피 기법을 이용하여 분무의 단면을 구성하였다. 구성된 분무 단면은 Indirect Photography method를 이용한 이미지와 함께 비교되어 분무 단면의 크기를 확인하였고 토모그래피에 의해 재구성된 단면의 경계를 설정할 수 있었다. 이를 통해 고압의 주위 압력 영역에서도 토모그래피를 적용하여 분무를 구성할 수 있다는 것을 확인하였다.

본 연구에서는 열/음향 불안정성 환경 모사를 위하여 수평형의 Rijke tube를 설계/제작하였고, 이를 이용하여 구현하고자 하는 주파수대의 열구배를 갖는 공진현상이 발생됨을 확인하였다. Rijke tube를 이용해 열 음향 불안정 환경을 조성한 후, 음향공을 장착하여 얻어진 감쇠특성을 상온실험 자료와 비교/분석하여 열 음향 불안정 환경에서의 음향공 감쇠특성을 확인하였다. 열/유동 환경하에서의 감쇠 시간이 상온 환경에 비해 약 40% 증가함을 확인하였으며, 이로부터 음향공 설계시 열/유동 환경이 고려되어야 함을 확인하였다.

75톤급 가스발생기 사이클 액체로켓엔진 개발을 위한 시험영역을 정의하였다. 엔진 시스템 영역은 비행시 발생하는 엔진 입구조건의 변화에 따른 변동과 각 구성품이 가지는 오차에 의한 성능 분산을 고려하고 추가의 성능 여유를 두도록 정의하였다. 엔진 시스템 시험에 상응하는 구성품의 작동영역을 정의하고 이에 추가의 여유를 두어 개발하도록 구성품 시험 영역을 정의하였다.

GCSC 분사기의 리세스 길이와 기체/액체의 운동량 플럭스 비(MFR) 변화에 따른 분무 특성을 고압 챔버를 이용한 고압수류시험을 통해 알아보았다. 물과 질소를 사용하였고, back-lit strobe imaging 기법을 이용하여 분무형상을 촬영하였다. 시험결과 MFR이 작을 때(액체 유속 고정)는 분무각이 큰 hollow cone 형상을 보이고, MFR이 증가함에 따라 분무각이 작은 solid cone 형상의 분무를 보였다. 또한 리세스가 짧은 분사기일수록 더 큰 MFR에서 solid cone 형상의 분무를 보였다.

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 노즐에서 나타나는 유동의 과소 과대팽창 문제를 최적화 기법을 이용하여 비대칭형상을 포함해 설계함으로써 개선시키고자 하였다. 노즐 형상 설계를 위해 8개의 설계변수를 설정하였으며 목적함수로는 후류 영역 출구까지의 정효율이 최대가 되도록 하였다. 최적화에는 iSIGHT-FD가 사용되었으며 근사최적화를 위한 방법으로는 Radial Basis Function을 이용하였다. 노즐유동의 계산에는 상용 코드인 FLUENT 6.3을 사용하였으며 개선된 노즐의 정효율은 기존 대비 1.35% 증가하였고 손실계수는 19.85% 감소하였다.

추력 75톤급 액체로켓엔진용 가스발생기의 초기 검증을 위한 세 번째 축소형 모델에서 연소시험이 수행되었다. 본 논문에서는 세 번째 축소형 가스발생기 모델의 연소시험 중 발생한 저주파 연소불안정에 대한 분석 결과를 기술하였다. 이러한 저주파 압력섭동은 연소실 압력, 산화제/연료 분사기의 차압과 연관된 것으로 판단된다.

축소형 가스발생기를 제작하여 연소시험을 성공적으로 수행하였으며 분사기의 형상 변화에 따른 유량계수의 영향을 파악하였다. 연소시험 결과 연료 및 산화제 분사기의 유량계수는 혼합비와 연소압에 상관없이 거의 일정하였으며, 특히 산화제 분사기의 유량계수는 이전 결과보다 크게 향상되었다.

케로신/산소의 연소 해석을 위하여 연소 해리 성분을 고려한 다단 준총괄 반응을 개발하였다. 총괄 반응 상수는 실험 데이터에 잘 부합하도록 결정하였다. 개발된 다단 총괄 반응을 이용하여 케로신/산소 축대칭 전단 동축 분사기의 연소 유동에 대한 수치 해석을 수행하였다. 고해상도 기법을 이용한 해석을 통하여 리세스가 유동 불안정성의 증가시켜 연료 공기 혼합 및 연소 효율을 증대에 기여하는 정성적 특징을 확인하였다.

가스발생기에서 배출되는 연료 과농의 미연가스를 안전하게 처리하기 위하여 후연소 장치를 개발하였다. 축소형 가스발생기에 대한 연소시험을 통해 후연소 장치의 작동성 및 안전성에 대한 검증을 수행하였다. 추가적인 액체산소를 공급함에 따라 후연소 화염의 길이가 급격하게 줄어드는 것을 확인하였다.

세계적인 환경보호 추세에 발맞추어 단일 추진제 역시 강한 독성을 가지는 Hydrazine 대신 새로운 친환경 추진제를 찾으려는 노력이 계속되고 있다. 그 중 이온성 액체 추진제는 Hydrazine과 비교하여 낮은 독성, 높은 밀도, 그리고 높은 비추력을 가지고 있다. 이들 이온성 액체 추진제는 연소실 온도가 높아 감마 알루미나 등등의 촉매 지지체는 버틸 수가 없다. 따라서 고온에 안정적인 성능을 보이는 촉매가 필요하다. 바륨이 담지된 알루미나는 고온에서 Hexaaluminate로 변환될 수 있으며 그 열적 특성 또한 감마 알루미나보다 우수하다. 바륨이 담지된 알루미나에 백금을 올린 촉매의 특성을 알아보기 위해 $1300^{\circ}C$, $1400^{\circ}C$ 2시간 가열한 후 XRD, SEM, EDS, BET와 Drop test를 진행하였다.

초임계 압력 조건에서 분사된 액체추진제의 혼합 및 연소 현상을 해석하기 위해서는 열역학적 비이상성과 전달 물성치의 특이성을 예측하는 것이 선행되어야 한다. 본 연구에서는 일반화된 3차 상태방 정식(cubic EoS)을 기반으로 실제유체의 열역학/전달 물성치를 계산하는 서브루틴들을 개발하였으며, 표준 화학반응 패키지인 Chemkin과 쉽게 연동될 수 있도록 하였다. 실제유체 해석 패키지를 이용하여 기존의 층류화염편 코드를 확장하였으며, 실제 로켓엔진이 갖는 고압 연소조건하에서 케로신과 액체산소의 국소화염구조에 대한 수치해석 연구를 수행하였다.

액체로켓엔진의 최적화를 위해 유전알고리즘을 사용하여 주요 설계변수인 연료와 산화제의 질유량과 연소실 압력을 결정하였다. 대상엔진은 LO2/RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 가스발생기 사이클을 대상으로 하였다. 최적설계의 목적함수는 비추력의 최대화이고 펌프-터빈의 에너지 발란스와 요구추력을 제한조건으로 하였다. 연소실의 물성치는 CEA2를 이용하였으며 펌프 및 터빈의 효율, 가스발생기 및 예연소기의 물성치는 문헌 자료를 수학적으로 모델링 하였다. 가스발생기 사이클 계산 결과 참고문헌과 비교하여 비추력에서 약 3~4%, 펌프파워에서 2~6%의 오차를 보였다.

액체로켓엔진의 점화는 그 시퀀스가 대단히 중요하며 시퀀스에 따라 엔진에 손상이 갈 수도 있다. 따라서 시동 시 hard start가 일어나지 않도록 많은 연구가 이루어지고 있다. 액체로켓의 점화 방법은 점화성 연료를 많이 사용하며 그 중 TEAL 역시 대기 중의 산소과 접촉하면 발화되는 자연발화 물질이다. TEAL을 사용하는 점화방법은 케로신-액체산소 엔진의 주요한 점화방식 중의 하나이나 아직까지 국내에서는 다단연소사이클 산화제 과잉 예연소기에 TEAL을 사용하여 점화 시험을 실시한 경험이 거의 없기 때문에 본격적인 시험에 앞서 이를 예측해 보고자 한다.

초임계환경에서 작동하는 케로신/액체산소 동축와류형 분사기의 혼합특성을 수치적으로 연구하였다. 케로신 물성치를 계산하기 위하여 써로게이트 모델이 적용되었다. 난류모델은 LES를 기반으로 하였고, 초임계영역의 상태량을 계산하기위해 SRK 상태방정식, 점성계수와 열전도도에 대하여 Chung이 제안한 고압상태 혼합물에 대한 방정식, 확산계수에 대하여 Fuller 이론에 Takahashi가 제안한 고압상태의 특징을 고려한 식을 적용하였다. 연소실 압력변화에 따른 분사기와 연소실에서의 열역학적 물성치와 혼합특성을 관찰하였다. 또한 분사기의 압력섭동 스펙트럼밀도를 분석하였다.

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비와 터보펌프 실매질 시험설비의 배치 및 설계에 대해 간략히 기술하였다. 연소기 연소시험설비 및 터보펌프 실매질 시험설비에서 75톤급 액체로켓엔진의 부품인 연소기 및 터보펌프의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이다. 연소기 및 터보펌프 시험설비의 유공압 설비, 제어계측 시스템, 시험 스탠드 그리고 부대설비에 대한 상세설계를 완료하였다.

고온, 고압의 조건에서 작동하는 연소기 내벽을 보호하기 위해 적용되는 니켈/크롬코팅에 대한 적용 가능성과 성능을 평가하기 위해 3가지 코팅 조건으로 9개의 평판형 시편을 제작하였다. 제작된 시편을 이용하여 코팅 층 두께 측정, 열전도율을 측정하고 열충격시험을 수행하고 있다.

소형 추력기의 반응기 설계에 영향을 주는 인자를 실험을 통해 확인하였다. 소형 추력기의 경우 압력 센서 포트를 통한 촉매의 유실이 발생할 수 있으므로 벽면 메쉬를 삽입하여 유실을 방지하였다. 실험결과 메쉬에 의한 성능 저하는 없었으며, 안정적인 질량유량의 공급이 추력기의 안정성에 가장 큰 영향을 주는 것으로 나타났다. 또한 반응기에서 급격한 압력저하가 발생할 경우 이는 바로 성능에 반영되므로 이러한 압력 저하를 최소화해야 안정적인 성능을 확보할 수 있다. 반응기 후단의 디스트리뷰터는 원형과 십자형 중 보다 안정적인 성능을 보이면서 구조적으로 견고한 십자형이 더 적합한 것으로 실험 결과 나타났다.

에그-박스 코어의 등가 전단 탄성계수를 예측하기 위하여 유한 요소 해석을 수행하였다. 유한 요소 해석을 통한 등가 전단 탄성계수 예측 방법을 검증하기 위하여 등방성 재료인 H130-폼 코어에 대한 유한 요소 해석을 수행하였다. 유한 요소 해석을 통해 얻어진 전단 탄성계수와 참고 문헌에서 주어진 전단 탄성계수가 일치함을 확인하였다. 에그-박스 코어의 상온 및 고온에서의 등가 전단 탄성계수 변화를 확인할 수 있었다.

빌딩에서 쾌적한 환경을 유지하기 위해 온도제어가 필요하다. 온도를 제어하기 위해서 적정 온도를 유지시켜주는 매체인 상변화물질을 이용할 수 있다. 상변화물질은 고유의 상변화온도가 있고 상변화물질은 열을 얻고/방출할 때 녹거나/굳게 된다. 이러한 장점이 있으므로 상변화물질은 공기-상변화물질 열교환기에 적용할 수 있다. 본 연구에서는 시스템 성능에 만족하도록 공기-상변화물질 열교환기를 설계하였고 열교환기의 성능을 연구하기 위해서 실험을 수행한다.

본 논문에서는 가변노즐의 동기화시험장치에 대하여 기술하고자 한다. 가변노즐은 다양한 고도에서 비행체의 효율을 향상시키기 위하여 사용된다. 동기화시험장치는 플랩을 포함하는 가변노즐 메커니즘의 동적특성과 동기화를 입증하기 위하여 개발되었다. 본 시험장치는 제작 이전에 가변노즐이 작착된 상태의 동적 특성에 대하여 RecurDyn을 이용하여 다물체동력학 해석을 수행함으로써 설계를 검증하였다. 개발된 동기화 시험장치는 가변노즐 시스템의 동기화 성능을 입증할 목적으로 사용 중에 있다.

초음속 흡입구의 충격파 안정성과 높은 압축효율을 획득하기 위한 버즈여유 결정기법을 제안하였다. 충격파 평형 방정식을 이용하여 자유흐름 및 배압에 의한 종말 충격파 위치의 민감도를 유도하였고, 외란의 크기를 통계적 방법에 의해 정량화 하였다. 수치적 계산결과 종말 충격파의 운동은 마하수에 비례하는 민감도 특성을 보였고, 후단 배압에 의한 그 영향이 가능 큰 것으로 나타났다.

금속분말을 청정 에너지원으로 이용하기 위해 금속분말 소형 연소기의 구현이 필요하다. 이를 위한 기초 연구로서 점화성이 뛰어나면서도 경제적인 수십 마이크로 크기의 마그네슘(Mg) 분말을 대상으로 고온 증기(steam)와의 연소 현상 대해 연구하였다. 본 연구에서는 연소실 내 체류시간 및 혼합 효율을 증가시키기 위해 와류 유동을 연소기에 적용하였고 아르곤(Ar) 이송가스를 이용해 마그네슘 분말을 공급하였다. 안정한 화염을 유지시키기 위하여 이송가스의 유량을 변화시켜 공급되는 마그네슘의 양을 조절하였고, 고온 증기의 공급량은 니들 밸브의 개도를 조정하거나 우회시킨 관로로 증기의 일부를 배출함으로써 조절하였다. 고온의 점화원을 사용하여 증기 분위기 내 마그네슘 분말을 점화시켜, 대기압 환경에서 마그네슘/증기/아르곤의 지속적인 화염을 구현하였다.

고고도에서 장시간 운용되는 무인항공기용 추진시스템의 고고도 운용 특성을 연구하기 위하여 고도엔진시험설비를 이용한 엔진성능 시험이 필요하다. 기존의 범용 고도엔진시험설비를 이용하려면 시험설비와 엔진 사이에 부가적인 시험설비가 요구되는데, 이중 엔진 성능에 직접 영향을 미치는 흡입구 및 배기덕트의 적절한 설계가 매우 중요하다. 만일 흡입구 및 배기덕트가 적절히 설계되지 않을 경우 유동특성 변화와 압력손실 저하로 인한 엔진 성능 저하가 실제 비행 상태와 달라질 수 있기 때문이다. 본 연구에서는 범용 고도시험설비 내 엔진 흡입구 및 배기덕트의 형상을 3D 모델링하고 ANSYS사의 CFX 전산유체역학(CFX) 프로그램을 이용하여 설계된 형상의 유동 및 압력손실 해석을 수행한 다음 엔진성능해석 프로그램을 이용하여 덕트 손실을 고려한 엔진에 성능을 분석한다. 마지막으로 반복적인 설계형상 해석을 통해 최적화된 흡입구 및 배기덕트 형상을 제안한다.

노즐목 가변 추력기에 적용할 목적으로 4가지 핀틀 형상을 사용하여 정상상태의 공압시험을 수행하였다. 실험결과 핀틀의 전진에 따라 추력 조절이 가능함을 확인하였다. 그러나, 추력기 성능에 대한 핀틀 형상 효과에 대한 결론을 내리기에는 아직 시기상조이다.

마그네슘 입자 군 연소 실험 장치를 제작하고 연소 실험을 수행하였다. 예혼합 화염용 버너에서 마그네슘 입자의 공급 질유량을 변화시켰을 때 점화 지연시간의 변화를 확인하였다. 마그네슘의 질량유량을 증가시킴에 따라 점화 지연시간이 단축됨을 확인하였다. 또한 마그네슘 입자 크기 별, 혼합비에 따라 변화시켰을 군 연소 화염 온도를 two wavelength pyrometry 를 이용하여 군 연소 화염온도를 측정하였다. 입자 크기별 군 연소 화염온도는 거의 비슷함을 확인 할 수 있었으며, 당량비에 따른 화염온도의 측정을 통해 연소되는 마그네슘 연소화염 분포의 특성을 알 수 있었다.

고체추진기관은 구조가 비교적 간단하고 장기적 저장성이 우수한 반면에 일반적으로 추력의 조절 등에 한계성을 가지고 있다. 본 논문에서는 핀틀 밸브 등과 같은 특수한 노즐을 사용하는 가변추력 고체추진기관의 압력 및 추력 제어 알고리즘을 제안한다. 이를 위해 질량보존만을 고려한 추진기관의 연소기 내 압력변화 모델에 대하여 고전적인 비례-적분 제어기와 모델의 비선형성을 피드백을 통해 제거하고 이를 선형모델로 대치하는 피드백 선형화 제어기를 설계하고, 압력제어모델의 추력계산식을 얻어내어 추력제어모델을 제시한다. 운용점에 대해 선형화하여 비례-적분 제어기를 설계하고, 시뮬레이션을 통하여 모델의 성능을 분석한다.

본 논문에서는 자세제어용 추력기에 사용되는 단일액체추진제의 성능특성 및 활용현황을 조사한다. 과산화수소는 단일추진제로서 1960년대 중반까지 활발히 사용되었으나, 비추력 성능과 저장성이 탁월한 하이드라진으로 급속히 대체되었다. 하이드라진은 양호한 성능특성을 배경으로 인공위성, 행성간 탐사선, 우주발사체 등의 단일추진제로서 가장 많이 사용되고 있다.

비행축/자세제어용 단일추진제 추력기의 우주발사체 적용과 국내 설계개발 현황을 조사/분석하였다. 탑재체의 정확한 궤도투입을 위하여 정밀한 자세제어가 요구되는 발사체 최종 단은 대부분 비추력 성능이 우수하고 높은 신뢰도 확보가 가능한 단일추진제 하이드라진 추력기시스템을 장착한다.

본 논문에서는 전기동력 추진기관을 사용하는 비행체의 추진시스템에 대하여 분석하고, 무게분석을 통하여 PAV의 전기동력시스템을 살펴보았다. 현재 1,000 kg의 PAV를 개발할 경우 PEMFC와 리튬전지를 조합한 추진기관이 내연기관을 대체할 수 있을 것으로 예상된다. 내연기관을 대체하기 위해서는 연료전지 출력밀도 2.5 kW/kg, 배터리 에너지밀도 0.75 kWh/kg 이상의 성능이 요구된다.

핀틀추력기는 핀틀 구동을 통해 노즐목을 조절하여 고체추진기관에서도 액체추진기관처럼 추력조절이 가능하도록 설계되어있다. 프랑스 SNECMA에서는 핀틀 중심에 bore라는 홀을 뚫어 설계하였다. 본 연구에서는 수치해석 기법을 통해 bore의 존재에 따른 추력기의 성능에 대해 분석하였다. Bore의 존재는 핀틀에 작용하는 공력하중을 감소시키는 결과를 보였다.

An abrupt increase of duct cross-section is frequently encountered in pressure reducing devices, valves of internal combustion engines and in gas pipelines. Supersonic flow in a rectangular duct passing an abrupt increase of cross-section is studied numerically. The behavior of base pressure of the dead-air region at sudden enlargement of the duct is clarified. This investigation concerns the determination of the base pressure, which is independent of the size of the enlarged part. Several flow patterns are identified with different enlargements according to the ratio between the downstream ambient pressure and the upstream reservoir pressure. Base pressure and the resulting shock-structure are highly depending on the size of duct enlargement. For a given duct, base pressure tends to minimum for a particular pressure ratio. In addition, the locations of secondary separation and reattachment points of the jet plume are found with respect to different duct enlargements.

고압관, 가압관, 발사관으로 구성된 2단식 경가스 총을 사용하는 축소형 초고압 분사 시스템은 액체 제트를 초음속으로 생성할 수 있다. 이러한 초음속 액체 제트는 전방에 발생하는 충격파로 인한 액적 미립화를 촉진 시킬 수 있다. 본 연구에서는 초음속 액체 제트의 미립화 특성을 파악하기 위해 직선 원추형 노즐을 사용하여 기하학적인 형상 변화에 따른 실험을 진행하였다. 미립화 특성을 나타내는 SMD는 L/d가 증가할수록 $151.2{\mu}m$에서 $52.25{\mu}m$로 감소하는 경향을 나타내었다.

Supersonic ejectors are simple mechanical components, which generally perform mixing and recompression of two fluid streams. Ejectors have found many applications in engineering. In aerospace engineering, they are used for high altitude testing (HAT) 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 (SED). This paper aims at the improvement in HAT facility by focusing attention on the vertical firing rocket test stand with shock generators. Shock generators are mounted inside the SED for improving the pressure recovery. The results clearly showed that the performance of the ejector-diffuser system was improved with the addition of shock generators. The improvement comes in the form of reduction of the starting pressure ratio and the vertical height of test stand. It is also shown that shock generators are useful in reducing the total pressure loss in the SED.

천리안 이원추진시스템은 궤도전이를 위한 1기의 주엔진과 궤도상 운용에 주로 사용되는 14기의 추력기들로 구성된다. 추진계의 설계 및 해석은 국제협력을 통해 수행되었다. 시스템 조립 및 시험 후, 천리안위성은 프렌치 기아나의 쿠루우주센터로 이송되었으며, 성공적으로 발사되었다. 발사체에서 분리 후 추진시스템은 자동으로 초기화되었다. 이후 3번의 주엔진 분사가 성공적으로 수행되었으며 목표궤도 진입에 성공했다.

본 연구에서는, step을 적용한 추력 노즐 내부 유동장의 횡력 특성을 조사하기 위하여 수치해석적 연구를 수행하였다. 비정상, 축대칭, 압축성 N-S 방정식을 유한 체적법으로 이산화 하였으며, SST k-${\omega}$ 난류모델을 적용하였다. 엔진 정지과정을 모사하기 위하여, NPR은 100~10로 변화시켜 계산 하였다. 본 연구의 결과로 박리점 및 마하디스크 위치는 구동 압력비에 크게 의존하며, 또한 step의 적용이 횡력 특성에 지대한 영향을 미칠 수 있음을 알았다.

초기 설계단계에서 세 개의 전압력센서와 두 개의 정압력센서로 구성된 압력획득 장치를 이용하여 초고속 유동 상태에서 공력 데이터 산출 알고리즘 개발에 대하여 기술하였다. 개발 알고리즘으로부터 마하수, 받음각 및 사이드슬립각을 미리 정의된 테이블 데이터 및 내삽법(interpolation)을 적용하여 손쉽게 얻을 수 있다. 초기 설계 단계에서 개발 프로그램을 검증하기 위해 사용된 테이블 데이터는 Taylor-Maccoll 관계식으로부터 획득한 자료로 구성하였다. 또한 데이터는 CFD 해석에 기초한 계산결과와 비교 및 수정되었다. 금번에 제시된 알고리즘은 다양한 항공기 와 시험에 필요한 초음속 유동데이터 획득에 유용하게 적용될 것으로 기대된다.

본 논문에서는 소형 연료전지 무인기의 개발동향을 분석하고, 소형 무인기용 연료전지 추진체계의 개발방안으로써, 초경량 연료전지 스택의 개발, 액상연료기반의 수소저장/발생기술, 연료전지 무인기 체계기술에 대하여 논의하고자 한다.

핀/슬롯 그레인 및 내삽노즐을 가진 고체로켓모터 내부와 동일한 기하학적 형상을 가진 축소형 표면 분사 시험모델을 사용하여 연소유동장을 모사하였다. 내삽노즐 인접부에서의 복잡한 유동패턴에 대한 유동가시화가 수행되었으며, 내부유동들 간의 상호작용으로 추정되는 슬롯 출구에서의 대칭 와류구조 및 원주방향 유동이 나타났다.

추진제의 연소속도는 추진기관을 설계할 때 반드시 필요한 요소이다. 추진제의 연소속도는 중립적 압력선도를 얻을 수 있는 추진제 그레인을 설계/제작하여 지상연소시험을 통해 압력을 확인하고 연소 속도 계산식의 계산을 통해 얻는다. 이렇게 얻어진 계산된 연소속도 값은 표준화된 추진제의 시편을 제작하여 스트렌드 버너에서 연소시켜 얻어진 추진제의 연소속도 값과 비교하여 정확한 연소속도 값을 확인하게 된다. 본 연구는 추진기관 설계에 필수요소인 추진제 조성에 따른 연소속도를 효율적으로 얻고자 소형 추진기관을 설계/제작/시험/분석 하였다.

본 연구에서는 고체 추진기관의 침식연소 해석을 위해 비정상 일차원 내탄도 해석 모델을 이용하였다. 연소실 축방향 유동과 압력변화를 해석하기 위해 연속방정식과 운동량 보존식을 연립하여 수치해석 하였다. 침식연소가 발생한 모터의 시험 결과와 해석 결과를 비교하여 연구 모터의 침식연소 상수를 도출하였다. 그레인 형상 변화가 침식연소에 미치는 영향을 평가하였다.

IBcode를 강내 차압감소를 위한 추진제 위치 연구를 수행하였다. 보통 화포의 추진제는 금속재질이나 소진탄피에 장전된다. 따라서 약실이 탄피보다 크다면 추진제(탄피)의 위치가 강내탄도 성능의 주요인자가 된다. 본 연구에서는 약실 내 빈 공간이 발생하였을 경우를 고려하여 연구를 수행하였다. 3가지 경우에 대해 연구를 수행하였고, 추진제가 약실 가운데에 위치하였을 경우 Breech나 Base에 위치하였을 때의 강내 차압이 감소함을 확인할 수 있었다. 따라서 약실 가운데에 추진제를 위치시키는 것이 강내탄도 성능 향상에 유리하다는 결론을 내릴 수 있었다.

다중펄스 로켓모타 기술은 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 실물형 Heavy-type 추진기관을 설계, 제작하여 지상연소시험을 수행하였다. 지상연소시험 시 계측한 추진기관의 압력, 추력, 진동 결과를 바탕으로 펄스분리장치의 파열특성인 파열시간과 파열압력 분석을 실시하였다. 그 결과, 2단 연소압력의 30% 이하에서 파열되어야 한다는 요구조건을 만족함을 확인할 수 있었다.

고체로켓추진기관의 추력조절을 위해 핀틀 기술이 사용된다. 아직까지 핀틀 유동에 대해 근본적인 물리적 이해를 돕는 연구가 공개되지 않아, 이 연구에서 다양한 형상의 needle형 핀틀에 따른 유동구조에 대한 수치적 연구를 진행하였다. 2차원 축대칭, 압축성을 고려하여, 상용 열유체 해석 프로그램인 FLUENT 6.2를 사용하여 해석을 수행하였다. 난류 모델을 검증하기 위해 기 수행된 실험 결과와 비교하였다. 핀틀 각도(tip angle)가 작아질수록 노즐에서 유동 박리점이 하류로 이동하며, 핀틀에서 발생하는 끝단 충격파가 약해진다. 핀틀 반경(tip radius)이 작아질수록 핀틀에서 발생하는 끝단 충격파가 하류로 이동하며, 크기는 약해진다. 핀틀 형상(contour)은 유동 박리 지점에 직접적인 영향을 미친다.

고체로켓에서 발생하는 vortex shedding 현상 중 인히비터로 인해 발생하는 연소실내 와류(vortex)의 특성을 조사하기 위해 Large Eddy Simulation을 수행하였다. 해석의 결과는 기존 연구자들의 결과와 잘 일치하며 정략적 및 정성적 분석을 수행하였다. 인히비터 후방에서 발생하는 vortex는 Flow-acoustic coupling 에 의해 주기적으로 반복되며 생성, 소멸이 이루어지는 것을 확인 할 수 있었으며, 발생 주기는 연소실내 mode 2의 주파수와 일치하는 것을 확인하였다. 3차원 해석결과 인히비터 후방에서 Roll 발생은 비균일한 노즐 유동을 발생시킨다.

비연소성 다이아프램을 장착한 하이브리드 연소기에서 후퇴율 및 연소효율 특성에 관한 연소 실험을 수행하였다. 실험결과 다이아프램을 장착한 경우 후퇴율 및 연소효율이 증가하였으며, 연료포트 직경과 다이아프램 내경의 단차가 클수록 후퇴율 및 연소효율이 증가하였다. 또한 다이아프램으로 인한 연소율 변화를 표현할 수 있는 후퇴율 관계식을 제안하였다.

기존의 재래식, 전단, 튜브 스피닝은 모두 축대칭 제품의 형상화된 맨드릴을 사용하여 가공하여 왔다. 이러한 고전적 기법에서 한걸음 더 나아가 비축대칭, 열처리를 동반한 스피닝, 자유 맨드릴 공법이 시도되고 있다. 본 조사에서는 비대칭 스피닝과 열처리 스피닝에 등에 대한 신기술 동향과 자유 맨드릴을 사용하는 스피닝 기술 동향을 조사하였다.

본 논문에서는 유한요소해석을 통해 연소시험 과정 중 발생한 내열 구조품의 파단현상이 분석되었다. 구조 불안정성은 소성변형으로 인한 것으로 이는 급격한 열하중의 변화에서 비롯된 것이다. 한편 소성변형 국부화 현상을 이해하기 위해 Armstrong-Frederick과 Phillips 경화식을 이용, 이중후방응력 구성방정식이 제안되었으며, 또한 본 모델은 연속체 파손역학과 조합되었으며 광범위한 소성변형거동을 보일 수 있다. 수치해석을 통해 소성변형 집중 현상은 지배적인 후방응력의 전개에 의존하는 것으로 나타났다. 또한 물체 내에서의 파손 현상은 소성변형 집중을 가속화하는 것으로 밝혀졌다.

가스 발생기 산화제 개폐 밸브에 사용되는 벨로우즈의 구조 해석 및 시험이 수행되었다. 해석은 상온 및 극저온에서 EJMA (Expansion Joint Manufacturing Association) 표준 및 상용 유한 요소 해석프로그램인 Abaqus v6.9를 이용하여 수행되었다. 스프링 강성, 응력 및 피로 수명 해석 결과들이 비교되었고 유한 요소 해석 결과에서 접촉 및 재질의 소성에 의한 영향을 살펴보았다.

액체 로켓 엔진의 극저온 고압 배관에 사용할 목적으로 구형 플랜지를 설계하였다. 설계된 구형 플랜지는 결합 부품 간 중심축이 최대 $2.5^{\circ}$의 오차가 있어도 플랜지 조립이 가능하며 기밀을 유지할 수 있어 엔진 조립 자유도를 증가 시킬 수 있다. 구형 플랜지는 볼, 소켓 형태의 결합부와 금속 실, 구형 볼트와 와셔로 구성되어 있다. 구형 플랜지 시제품을 제작하여 상온 기밀시험, 극저온 기밀시험, 상온 강도시험, 상온 파괴시험을 수행하여 성능을 검증하였다.

복사냉각 방식의 연소기 노즐확장부의 열/구조적인 안정성을 평가하기 위하여 열/구조해석을 수행하였다. 노즐확장부에 적용된 재료는 초내열합금인 니오븀 합금을 사용하였다. 노즐확장부는 확대노즐부에 비하여 팽창비가 크기 때문에 구조물의 사이즈가 연소실이나 확대노즐부에 비하여 상대적으로 크다. 이러한 이유 때문에 노즐확장부의 두께를 최소화 하는 것이 중요하다. 이를 위하여 구조물의 두께를 1.0 mm에서 0.4 mm까지 감소시켜 두께의 변화에 따른 열/구조적인 안정성을 평가하였다. 구조해석결과 0.4 mm 두께의 노즐확장부도 열/구조적으로 안정하게 작동할 수 있음을 보여주었다. 실제 연소기가 작동할 때 발생되는 진동에 의한 영향은 추후에 추가적으로 고려할 예정이다.

본 연구에서는 PTFE 전기절연재의 수명예측을 위해 일련의 열중량 분석시험을 수행하였다. PTFE 시료는 온도상승률을 달리하며 상온에서 $700^{\circ}C$까지 온도를 가하였다. PTFE의 활성화에너지는 일정한 중량감소가 발생할 때의 로그 형태 온도상승률에 대한 변환온도 역수 선도에서 계산하였다. 또한 Toop에 의해 제안된 활성화 에너지와 추정 수명과의 관계식을 이용하면 주어진 운용온도 하에서의 PTFE 수명시간도 예측할 수 있다.

티타늄 용접부는 수소취성과 잔류응력에 대한 영향을 최소화 하기 위해 용접 후 잔류응력 제거 열처리 작업을 수행하고 있다. 하지만, 현재 항공 분야에 널리 사용하고 있는 규격에 따라 열처리 온도가 다양하게 설정되어 있어 현장에 적용하기에는 어려움이 있다. 이에 규격 별로 대표하고 있는 열처리 조건을 선정하여 열처리 조건에 따른 용접부에 대한 잔류응력, 잔류수소량을 확인하였고, 용접부에 대한 강도와 충격 인성을 확인하였다.

티타늄 용접부의 기공 형성은 용접 중 대기중으로부터 유입되거나 모재 표면의 산화막으로부터 확산과정을 통해 유입되는 산소 혹은 수소로 인해 형성된다고 알려져 있다. 용접부 기공은 용접부의 피로 수명과 인성을 저하시키며 취성 파괴의 원인이 된다. 이에 용접 후 비파괴 검사를 통해 용접부 기공을 확인하고 있으며 확인된 기공등의 결함은 재용접을 통해 제거하고 있다. 이번 연구에서는 기계적 가공 방법에 의해 기공을 제거한 후 재용접 하는 기존의 방식에서 벗어나 TIG Dressing 공법을 이용하여 용접부에 형성된 기공을 제거하고자 하였으며 이에 따른 용접부 노치 인성을 확인하였다. 시험 결과 TIG Dressing에 의한 기공 제거 효과와 노치 인성을 확인하였다.

비행 마하수 6으로 운용되며, 지상 정지 추력으로부터 사용이 가능하도록 2단 추진체 개념이 적용된 스크램제트 엔진 비행체에 대한 개념설계를 수행하였다. 1단은 로켓을 적용되었으며, 2단은 탄화수소 계열의 연료를 사용하는 스크램제트 엔진이 적용되었다. 개념설계를 위하여 반경 2,000km의 운용거리와 0.2톤의 탑재체 무게를 가정하였다. 개념설계의 첫 번째 단계로 3-DOF 코드를 이용하여 비행궤도를 계산하였으며, 계산된 비행계도를 바탕으로 일차원-비평형 유동 코드와 NASA의 HASA 데이터베이스를 이용하여 스크램제트 엔진에 대한 개념설계를 수행하였다.

이중연소 램제트 엔진의 작동특성 및 주요 설계인자를 파악하기 위하여 공기역학 및 열역학적 이론을 기반으로 한 기본적인 성능해석 모델을 수립하였다. 이중연소 램제트 엔진의 예비 성능해석을 수행하였고, 그 결과는 흡입구, 가스발생기, 초음속 연소기 사이의 상세한 관계를 설명하고 있다. 본 연구에서 제시된 방법은 가스발생기와 초음속 연소기의 기하학적 형상을 정량적으로 결정하고, 엔진 각 구성품의 성능에 대한 영향을 평가하기 위한 도구를 제공한다. 또한 예비 성능해석을 통해 이중 연소 램제트 엔진의 기본 형상 설계 결과를 도출하였다.

이중연소 램제트엔진의 아음속 연소기의 연소가스와 스크램제트 모드로 흡입되는 흡입공기의 혼합 및 초음속 연소를 고려한 이중연소램제트 성능해석 기법을 개발하고 검증하였다. 극초음속 흡입구의 유동특성을 고려하기 위하여 Taylor-Maccoll 방정식을 사용하였으며 초음속 연소기 해석을 위해 준 1차원 연소모델 및 CEA를 이용한 화학 평형 모델을 적용하였다. 개발된 모델을 통하여 계산된 흡입구와 연소기에서의 열역학 데이터를 수치해석 결과와 비교하였다.

램제트 엔진의 성능은 초음속 흡입구의 성능과 밀접한 연관이 있다. 초음속 흡입구 내부 유동 특성을 관찰하기 위해 실험적/전산해석적 연구를 수행하였다. 자발 시동이 가능한 2차원 실험 모델을 설계 제작하고 마하 2.5 초음속 풍동을 이용한 실험적 연구와 Menter's SST 난류 모델과 RANS 방정식에 기본한 전산해석 결과로부터 내부 유동 특성을 정리하였다. 흡입구의 안정 작동 조건에서의 의사충격파(Pseudo-shock wave)와 불안정 작동 조건의 버즈 현상에 대해 자세한 가시화 결과를 제시하였다.

본 연구에서는 케로신 계열 액체 연료인 Jet A-1에 $SiO_2$계열의 젤화제인 Aerosil(R) R972, Silica 230, Silica 530을 첨가하여 젤 추진제를 제작하고 젤화 (gelification) 여부를 확인하기 위해 비 Newton 유체의 대표 모델인 power law model을 이용하였다. 본 연구에서 제작한 모든 젤 추진제는 전단박화 효과와 함께 젤화제의 함유량이 증가할수록 젤 추진제의 점도가 높게 형성됨을 확인하였다. Aerosil(R) R972를 첨가한 젤 추진제는 전단률 증가와 함께 점도가 power law model을 따르며 감소하는데 반해 Silica230과 Silica 530을 첨가한 젤 추진제는 전단률 100 [1/s] 이전 구간에 대해 power law model에 벗어남을 확인하였다.

마이크로 크기의 단일 마그네슘 입자의 연소 해석을 위해 간단하면서도 점화와 연소과정 전체를 모사한 모델을 사용하여 각각의 주요 파라메터별 영향을 도출하는 연구를 수행하였다. 계산에 사용된 모델은 액적 연소의 경우와 유사하게 보존 및 이송 방정식들을 사용하여 모사되었으며 입자의 온도가 1200 K에 도달하면 점화단계를 종료하고 준정상연소 단계로 전환되었다. 선행 연구를 참고하여 주요 파라메터를 선정하였으며 주요 파라메터로는 초기 입자크기, 대류 열전달의 유무, 외기 온도, 압력 등이 선정되었고, 간단한 열역학적 모델임에도 불구하고 정량적으로 실험 데이터와 유사하게 각각의 파라메터의 영향을 평가할 수 있음을 확인하였다.

본 연구에서는 바인더로 HTPE)/BuNENA를 적용하고 산화제로는 AP와 AN, 금속 연료로 Al을 사용한 HTPE 둔감 추진제 2종에 대한 연소속도, 점화지연시간, 민감도 및 둔감특성을 HTPB 추진제와 비교 고찰하였다. 민감도는 HTPB 추진제와 HTPE 추진제가 유사하게 나타났으며, 점화지연시간은 HTPE 추진제가 2~3배 크게 나타났고, 둔감성에서는 HTPB 추진제가 EIDS 완속가열시험 기준을 만족시키지 못한 반면 HTPE 추진제는 기준에 부합하였다.

본 연구에서는 관측로켓에 적용 가능한 고성능 추진제 조성개발에 대해 연구하였다. 관측로켓은 다양한 대기권영역에서 관측하기 위해 여러 단을 구성할 수 있는 로켓을 개발을 필요로 하고 있다. 본 연구에서는 2단으로 구성된 관측로켓을 기본으로 HTPB/AP 계열의 조성을 기본으로 설정하였다. 화학평형계산기(CEA) code와 내탄도 해석의 이론적인 성능해석을 통한 고성능 추진제 개발 가능성을 입증하였고, 1G/L mixer를 이용하여 조성시험을 실시하여 제작한 시편으로 instron tensile tester와 strand burner를 이용하여 추진제의 기계적 특성과 연소속도를 확인하였다. 최종적으로는 6inch급의 표준모타를 제작, 지상연소시험을 통하여 고성능 추진제 개발 가능성을 확인한다.

마하 2의 초음속 풍동 장치에서 벤트 혼합기를 사용하여 혼합 연소실험을 수행하였다. 혼합실험에서는 헬륨을 사용하였고, 연소실험에서는 수소와 플라즈마 토치를 사용하여 연소 특성을 연구하였다. 혼합실험에서는 벤트 혼합기에 의해 수직분사임에도 불구하고 후류 혼합층에 많은 연료가 잔존하였다. 연소 실험의 경우 낮은 온도의 초음속 유동에서 플라즈마 토치를 사용한 점화와 연소되지 않은 연료-공기 혼합물의 충격파 유도 연소가 후류 영역에서 발생하였다. 열질식이 일어난 경우, shock train이 발생하며 이는 연소기내 연소 불안정성을 유도한다.

에틸렌을 연료로하는 직결식 이중모드 스크램제트 연소기에서 연소와 충격파-열 발생 천이 과정에 대한 고해상도 수치 연구를 수행하였다. 연소기의 확산 부에는 질량 유량 공급으로 유효 면적을 줄이고 유속을 아음속으로 낮추어 연료-공기 혼합과 점화를 촉진하기 위하여 air-throttling을 적용하였다. 본 결과는 이중모드 스크램제트 연소기에서 작동 영역의 천이 과정을 잘 이해할 수 있는 상세한 보여주었다.

이중연소 램제트 엔진의 초음속 난류 연소의 화염 안정성을 살펴보기 위하여 다차원 외삽을 이용한 고해상도 전산 유체해석을 수행하였다. 높은 엔탈피 조건의 수소/일산화탄소 합성 가스와 초음속 공기의 전단층 내 자발 점화를 살펴보았으며, 일정 단면적 연소기와 작은 확산각이 있는 초음속 동축 연소기에 대한 비교를 통하여 초음속 연소는 부상 화염의 특징을 보이며 화염 안정성이 압축성 효과에 크게 영향 받음을 알 수 있었다.

덕티드로켓 추진기관에 사용되는 불완전연소 가스발생기를 설계/제작하고 연소시험을 수행하여 그 연소특성을 분석하였다. 추진시스템 설계요구조건을 바탕으로 가스발생기를 설계하고 산화제 함유량을 줄이고 금속연료 함량을 증가시킨 불완전연소용 고체연료 조성을 개발하여 가스발생기를 제작하였고, 이를 이용한 연소시험을 통해 다상 유동의 불완전연소 가스가 존재하는 가스발생기의 성능예측을 위해서는 별도의 해석기법이 요구됨을 확인하였다.

본 연구에서는 초음속 비행체의 조파저항을 감소시키기 위하여, 최대 주파수 80 kHz의 반복 레이저 펄스에 의해 야기된 에너지 부가법에 관한 실험적 연구가 수행된다. 기류 마하수 1.94의 흡입식 초음속 풍동의 바깥에 설치된 초점렌즈에 의하여 레이저 펄스가 실린더 모델 전단부에 집약된다. 시간변동 항력과 정체압력은 로드셀과 PCB 압력센서에 의해서 측정되며, 동시에 고속 카메라를 이용하여 가시화가 수행된다. 본 연구의 결과로부터, 레이저 펄스 에너지 부가에 의한 항력 저감량은 레이저 펄스 주파수가 증가할 때, 최대 21%까지 거의 선형적으로 증가하였다. 부가 에너지 효율은 레이저 펄스 에너지에만 의존하는 결과를 얻었으며, 최대 1000%까지 달성되었다.

연료탱크 내부에 존재하는 공기는 저장중 연료의 산화를 유발하고, 연료 이송성능을 저하시킬 수 있다. 따라서 항공기 연료탱크의 주유절차를 개선하기 위하여 연료탱크 내부에 존재하는 공기를 줄이는 방안으로 진공주유방식을 제안하였다. 본 논문에서는 진공주유 절차를 수립하여 실제 시험을 수행해 보았고, 이를 통해 진공주유중 발생하는 현상을 관찰할 수 있었다. 또한 탱크 내부의 기포 및 주유시간 절감을 위하여 다른 개선된 방안들을 제안하였다.

이 논문은 전투기나 미사일 등의 전면부에서 음속이상의 속도로 날아갈 때 발생하는 충격파의 각도와 영향을 수치데이터와 비교한 논문이다. 서울대학교 초음속풍동을 이용하여 원뿔형 모델에 대해서 마하수를 다르게 하여 충격파의 위치와 크기를 측정하여 보았다. 마하수 2.0, 3.0, 그리고 3.8에 대해서 실험을 수행했다. 그 결과 충격파의 위치와 크기는 실험의 속도, 받음각, 사이드 슬립각에 따라서 다르고 때에 따라 blockage effect가 발생한다는 것을 확인했다.

소형 가스터빈 엔진에 장착 가능한 저압단 축류 압축기의 공력성능 및 구조적 안정성을 동시에 고려한 최적화 설계를 수행하였다. 근사모델을 구축하여 유전알고리즘을 이용하여 전역 최적화 해를 도출하였다. 최적 설계된 압축기의 동익단은 Hub쪽에서 날개의 부하가 커지되, Tip쪽에서 입사각이 0에 가깝게 설계되었다. 한편 동익의 형상은 허브쪽에서 사다리꼴 모양으로 수렴이 되어 구조적 안정성을 확보하도록 설계가 되었다. 최종적인 수치해석 결과 작동점에서 동익단의 효율은 87.6%이며 구조적 안정성을 나타내는 안전계수는 3이상을 확보하였다.

성공적인 연소기 개발이 이루어졌다고 하더라도 엔진에 조립되어 실제 환경에서 조립/운용될 경우, 예상하지 못한 문제나 현상들이 발생하는 사례가 많이 있다. 본 연구는 APU 개발 및 완료 후 운용과정 동안 발생한 선회형 보염구조의 환형 역류형 연소기 관련 문제나 이슈 등을 유동해석과 엔진시험을 통해 최적화 해결, 검증한 것이다.

본 논문에서는 가스터빈 유로의 공력열환경을 개선시키기 위해서 비축대칭 끝벽과 끝벽 경계층 판의 형상 최적화를 수행하였다. 터빈 유로 모사를 위해 $90^{\circ}$ 곡관을 이용하였다. 본 연구는 터빈 유로에서의 전압력 손실과 유로 끝벽에서의 열전달 계수를 최소화하기 위한 비축대칭 끝벽과 끝벽 경계층 판의 형상을 찾는 것이다. 최적화 과정의 효율성을 위해 근사 최적화 방식을 사용하였다. 최적화된 비축대칭 끝벽과 끝벽 경계층 판을 통해, 상당한 공력열환경 개선을 확인할 수 있었다.

본 논문에서 Compressor 및 turbine 에서의 Blade failure등의 내부파손이 이를 둘러싸고 있는 케이스 내부에 머무르게 하는 엔진설계의 방법에 대한 이론 및 Simulation 등을 기술 하였다. 가장 무거운 부품 중에 하나인 케이스의 두께 최적화는, 항공기의 안정성뿐만 아니라 항공 효율을 높이기 위한 경량화의 목적을 위해서도 매우 중요한 설계목표 이다. 이러한 목적을 위하여 이론적 접근방법으로 에너지 밸런스 방법을 사용하였으며, 파손된 블레이드의 거동특성 및 영향성 평가를 위한 유한요소해석을 위하여 LS-DYNA가 사용 되어졌다.

본 연구에서는 열분석법을 이용하여 혼합 액체연료의 수치해석에 필요한 여러 가지 인자를 측정하였다. 이러한 열분석법에는 열중량 분석방법(TGA, Thermo-Gravimetric Analyzer)과 시차 주사열량 측정법(DSC, Differential Scanning Calorimetry)이 있다. 열중량 분석방법을 통한 비등온 실험(non-isothermal experimental) 결과를 토대로 Freeman Carroll의 수학적인 후처리 방법을 이용하여 미지의 액체연료의 구성 성분에 대한 동역학적 변수인 활성화 온도와 반응차수로 각각 6128.2 K와 1.4를 얻었다. 그 외 다양한 수학적 처리 방법에 따른 동역학적 변수의 값을 구해보았고, 계산 결과는 처리방법에 따라 약간의 차이를 보였다.

높은 레이저 복사 조도에 발생되는 금속 플라즈마의 발달 과정과 레이저 펄스 이후의 shadowgraph를 이용해 공기 중에서의 데토네이션과 연소 현상에 대해 연구되었다. 본 논문의 가장 중요한 점은 높은 레이저 에너지에 의해 삭마 된 알루미늄 플라즈마와 공기로부터의 산소와의 화학반응의 진행을 XRD를 통해 관측한 것이다. 또한 레이저를 통해 유도된 화학적 반응 파와 공기 중에서의 알루미늄 분진 폭발의 데토네이션과의 양적인 평가를 유도하였다. 이러한 연구는 덩어리 상태의 금속 샘플에서 산화제를 필요로 하지 않고 데토네이션을 발생시키는 새로운 방법을 제시할 것으로 여겨진다.

희박 예혼합 가스터빈에서 발생되는 연소 불안정 현상의 메커니즘을 규명하기 위하여 입구 속도 변동에 대한 열발생 변동을 정량화한 화염 전달 함수가 실험적으로 규현되었다. 이를 위하여 실제 가스 터빈과 유사한 형태를 갖는 모형 연소기가 제작되었으며, 열발생율의 측정을 위한 가시화 연소기가 장착되었다. 또한 흡기 속도의 변조를 위하여 가변 속도 모터 및 유량 제어 장치가 설계되었고, 이러한 장치들을 통하여 입구 속도 변동이 열발생율의 진폭에 미치는 영향 및 화염 구조의 변화를 실험적으로 계측하였다.

본 연구에서는 후향계단 형상의 0.5 m/s의 속도를 갖는 유동을 DBD 플라즈마를 통해 제어하였다. electrode와 dieletric material로 각각 stainless foil과 polymide film을 사용하였으며, 고압의 AC power source를 사용하였다. 후향계단 전단과 수직 부분의 두 부분으로 나누어 각각 플라즈마를 발생시켰으며, 플라즈마 발생 위치에 따라서 유동의 재부착 지점이 변경됨을 확인 할 수 있었다.

최근 두산중공업은 바이오가스를 연료로 사용하는 가스터빈엔진을 개발하고 있다. 본 논문은 바이오 가스터빈엔진의 주요 구성품 중 하나인 연소기의 비반응장과 반응장 해석에 대한 것이다. 해석을 통해 연소기 설계 결과를 검증하고 다양한 Fuel Distribution Ratio에서의 연소기 작동 거동을 예측하였다. 해석 결과는 두산에서 자체 수행한 리그 시험 결과와 비교하였다. 해석 결과 연소기 압력 손실, 공기 분배비, 재순환 유동의 예측은 신뢰할 만한 수준이며, 낮은 Fuel Distribution Ratio 영역에서의 NOx 생성 추세는 다소 불일치하였다.

스월러를 가진 천연가스 연료분사기가 장착된 희박 예혼합 연소기에서 화염구조의 일부분인 재순환 영역의 형성이 연소불안정에 미치는 영향에 대하여 실험적으로 연구를 진행하였다. PIV 계측기법으로 연소장에서의 화염의 안정화 그리고 불안정한 영역에서 유동장을 확인해본 결과 스월러에 의한 재순환영역은 화염의 안정화 및 난류의 강도뿐만 아니라 재순환영혁 형성의 크기에 따른 화염 재점화에도 영향을 미쳐 연소불안정 발생의 원인이 되는 열방출 섭동과 매우 밀접한 관계가 있음을 확인하였다.

합성가스를 이용한 충돌제트 버너에서 신장된 예혼합 화염의 열전달 특성에 관한 실험적 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 석탄을 가스화하는 과정에서 추출되는 수소와 일산화탄소를 혼합한 합성가스를 연료로 사용하였다. 정체점에서의 열유속은 전체 신장율이 증가함에 따라 증가하다 다시 감소하는 것이 관찰되었다. 또한 정체점에서의 열유속이 노즐로부터 충돌판까지 거리가 증가함에 따라 증가하는 것을 확인하였다. 본 연구는 석탄에서 발생하는 부생가스의 주성분인 수소와 일산화탄소를 실용화하는 연구 중 기초 연구이다.

본 연구에서는 에틸렌-공기 혼합물에서의 충격파에 의해 유도되는 화염폭발천이현상을 수치적 계산을 통하여 살펴본다. 연구에 사용된 모델은 점성력, 열전단, 몰질량 확산, 그리고 화학 반응을 고려한 Navier-Stokes 방정식으로 관 내부 유동을 해석하였다. 반복되는 압력파와 화염의 상호 작용에 의해 발생되는 화염의 불안정성에 의해 화염면이 증가하게 되는데 이를 통해 화학 반응률의 증가와 더불어 연소열의 상승하게 된다. 이러한 과정들이 반복되면서 발생할 수 있는 연소폭발천이 현상을 벽면 온도 조건의 변화(단열조건과 일정한 온도 조건)에 따라 어떻게 변화 되는지를 모델링하였다.

Rolls-Royce is a global company producing advanced power systems for use on land, at sea and in the air. In order to develop competitive products and services, Rolls-Royce invests in technology, infrastructure and capability with much of the research carried out in a global network of University Technology Centres, such as the UTC in Thermal management at Pusan National University. Heat exchangers and thermal management play a critical role in today's gas turbine engines, maintaining the fuel and oil temperatures within the correct operational range. Future products are likely to place an increased duty on the thermal management system and thus require advances in heat exchanger design, installation and manufacturing. Heat exchangers further have the potential to play a vital role in Advanced Cycle Gas Turbine products. The Intercooled and recuperated WR21 marine gas turbine engine recently entered service with the Royal Navy and is delivering very attractive fuel burn in service. The development of an advanced cycle aero-engine is a significantly greater challenge, requiring better understanding of compact and light weight heat exchanger surfaces, novel installations and ducting systems and may required novel manufacturing techniques to achieve the volume, weight and cost necessary to realise a viable advanced cycle gas turbine aero-engine.

본 논문에서는 관측 장치와 송신기를 탑재하여 발사되는 관측로켓의 국내외 개발 현황에 대해 서술하였다. 국외 연구의 경우, 미국은 NASA에서 가장 활발히 진행되며 탑재량 38~680 kg을 고도 88~1500 km까지 올릴 수 있고, 현재에도 매년 20-30기의 로켓을 발사하고 있다. 유럽은 ESA을 중심으로 연구 중이고 매년 4-5기의 로켓을 발사하고 있다. 국내 연구의 경우, 고체 추진기관 KSR-I,II와 액체 추진기관 KSR-III를 성공적으로 발사하였으나, 우주발사체 개발 기술은 타 산업에 비해 낙후 되어 있는 것이 현실이며 이러한 발사체 개발 분야는 적극적인 지원 및 선진 기술 습득을 통하여 활성화 시켜야할 것이다. 따라서 본 연구를 통하여 한국형 관측로켓 개발에 대한 필요성 및 발전방향을 제시하고자 한다.

티타늄 합금은 높은 내부식성, 우수한 피로 수명과 무게비에 비해 높은 강도를 가진다는 우수성으로 인해 항공기 부품과 화학 공업 분야등에 다양하게 사용되고 있다. 이번 연구에서는 Ti-3Al-2.5V 합금 TIG 용접부에 대하여 용접부 인성과 기계적 성질에 영향을 주는 가장 중요한 인자인 용접 입열에 대한 영향을 평가하고자 하였다. 이에 입열조건에 대한 용접부에 대한 강도, 충격 인성과 노치 인성을 평가하였으며 적정 입열 조건에서 강도와 인성이 우수한 용접부를 얻을 수 있다는 것을 확인하였다.