Detonation is useful phenomena to get an effective thrust for aerospace vehicle. Fast pressure rise of detonation provides a cycle close to the constant volume system to use energy efficiently. From this point detonation can be used as an aerospace engine system. There are several types of detonation engine; pulse detonation engine (PDE) which provides a thrust by detonation intermittently, and oblique detonation engine (ODE), spin detonation engine (SDE), and rotating detonation engine (RDE) which, on the other hand, provide a continuous thrust.

본 연구에서는 대형 로켓엔진시스템의 시동 시 안정적인 유량공급을 위한 제어기 설계가 이루어졌다. 펌프, 오리피스, 제어밸브, 파이프, 인젝터 및 재생 냉각채널과 같은 엔진시스템 구성품들에 대한 동특성 모델링을 수행하였고 유량공급 제어가 가능한 밸브의 구동신호를 조절 가능한 PID 제어기를 설계하였다. 시동 시 안정적인 유량공급을 위하여 실험을 통해 얻은 밸브의 적정 개도율을 적용시켰으며, 이를 기준으로 하여 제어밸브의 작동신호를 조절하여 유량비를 제어하였다. 시뮬레이션 한 결과 제어기를 통해 시동 시 정상추력까지 유량공급을 제어 하는 방법이 적절함을 확인하였다.

본 연구에서는 노즐 수축각의 차이에 따라 추력기의 성능에 어떤 영향을 미치는지 알아보기 위해 SNECMA 노즐목 가변 추력기에 대해서 4가지 다른 노즐 수축각을 사용하여 수치해석을 수행하였다. 공력하중과 추력성능에 대해 분석하였고 노즐 수축각 $83^{\circ}$의 모델이 가장 좋은 결과를 보였다.

본 연구에서는 노즐목 가변 추력기의 핀틀 구동에 따른 압력제어에 대한 기초 연구를 진행하였다. 실험을 위해 핀틀 추력기 및 핀틀 형상을 설계, 제작하였다. Fluent 유동해석을 통해 핀틀에 걸리는 하중을 분석하였고 이를 통해 구동기 모델을 선정하였다. 공압 시험 결과 핀틀이 전진함에 따라 추력기 내부 유동에 영향을 주어 압력에서 큰 오실레이션 현상이 발생하였다. 또한 핀틀의 위치가 노즐 수축부의 특정 위치에 전진하면서 추력기 성능에 영향을 끼치고 있음을 발견하였으며 공압시험을 통해 압력 제어의 가능성을 확인하였다.

고추력 액체 로켓 엔진용 터보펌프의 무부하 회전 시험을 통하여 얻어진 임계속도를 회전체동역학 해석으로부터 예측된 임계속도와 상호 비교하여 해석 모델의 타당성을 검토하였다. 질량 불평형 하중만을 고려한 베어링 무부하 하중조건에서 해석으로부터 얻어지는 1차 임계속도의 예측치는 시험에서 얻어진 결과와 잘 일치하였다. 상기 회전체동역학 모델을 이용하여 유동해석 및 성능시험 결과를 바탕으로 얻어진 펌프와 터빈의 반경하중으로부터, 반경하중 상대 각도에 따른 베어링 강성 변화를 고려하여 임계속도 변화를 예측하였다. 수치해석 결과 펌프와 터빈의 반경하중 상대 각도는 임계속도에 지대한 영향을 미치고 있는 것으로 나타났다. 반면 추가로 축하중이 부과되는 경우 반경하중의 상대 각도에 대한 영향은 감소하는 것으로 나타났다.

대형 고체로켓에 존재하는 그레인간 인히비터로 인해 발생하는 유동과 압력의 교란 현상을 조사하기 위해 Large Eddy Simulation과 Proper Orthogonal Decomposition(POD) 기법을 적용하였다. 해석 결과는 실험 결과와 유사하며 정량적 및 정성적 분석을 수행하였다. 인히비터에서 발생하는 와류(vortex)는 노즐헤드와 충돌하여 발생하는 음향가진(acoustic source)에 영향을 받아 주기적으로 발생하는 것을 확인하였다. 또한 3차원 해석 결과 와류가 노즐헤드에 충돌하는 과정에서 유동이 불균형한 형상으로 분해되면서 노즐 출구 유동이 회전하여 롤 토크를 유발함을 확인 하였다.

75톤급 액체로켓엔진용 터보펌프에 장착되는 속도복식 터빈에 대한 성능 시험을 수행하였다. 1열 로터와 리버싱 베인 사이에 누설 유량을 줄이는 씰을 설치하여 씰 간극이 성능에 미치는 영향을 실험하였다. 그리고 속도복식 터빈과 단단으로 구성된 기본형 터빈을 비교하여 회전수에 따른 후방 압력 변화와 함께 성능에 미치는 영향을 살펴보았다.

자발가압 특성이 있는 $N_2O$를 적용한 Blow-down 산화제 공급방식은 조절 시스템(Regulated system)에 비해 많은 장점을 가지고 있다. 그러나 탱크 내에 $N_2O$가 액체와 기체의 2상으로 공존하고, 유동이 배출되는 동안 탱크 안의 $N_2O$의 물성치가 계속적으로 달라지기 때문에 배출 유량을 예측하는데 어려움이 있다. 본 논문에서는 $N_2O$를 적용한 Blow-down 산화제 공급방식을 간단하게 해석 할 수 있는 방법을 연구했다. 포화상태 $N_2O$의 물성치는 NIST 데이터베이스를 이용했으며, 인젝터 모델로 nonhomogeneous nonequilibrium(NHNE) 모델을 적용하였다. 하이브리드 로켓 연소기를 이용해 cold flow test를 수행하였으며, 두 결과가 잘 일치함을 확인했다.

본 연구는 산화제 $N_2O$를 사용하는 하이브리드 로켓 내탄도 설계를 위해 Two-phase 모델을 이용해서 $N_2O$의 2상 유체를 해석하였으며 하이브리드 지상 연소시험을 수행하여 내탄도 해석 결과와 비교 분석하였다. Two-phase 모델은 $N_2O$와 같은 포화 압축성 유체를 적용한 Blow-down 산화제 방식에 적합한 유동 모델로서 Part 1에서 $N_2O$산화제의 배출을 잘 모사함을 확인하였다. 하이브리드 지상연소시험은 연료로 HDPE, 산화제로 $N_2O$를 적용하였으며 평균추력 30 kgf, 산화제 탱크 압력 50 bar로 설계한 연소기를 사용하였다. 내탄도 해석 결과는 지상 연소시험의 추력, 산화제 탱크 및 연소실 압력 결과와 유사함을 확인하였다.

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비 구축 계획에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 3단 엔진 및 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관 시스템 시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관 시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 추진기관 시험설비는 나로우주센터에 건설될 예정이며 구축 일정, 예산, 안전거리, 효율성 등을 고려하여 구축하고자 한다.

액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관 기술 개발을 위해 시제품을 제작하였다. 기술 개발 시제품은 체결용 플랜지, 직관, 곡관, 벨로우즈, 분기구로 구성하였다. 액체로켓엔진용 극저온 산화제 고압 배관은 터보펌프에서 토출된 고압의 극저온 산화제를 연소기로 공급하는 경로이므로 극저온, 고압의 작동환경에서 구조적 안정성을 가져야 한다. 따라서 본 제작공정 개발에서는 극저온을 고려한 구조해석을 수행하여 적합한 소재를 선정하였으며, 공정개발과 특수공정을 적용하여 시제품을 제작한 후 구조강도 시험을 수행하였다. 본 개발을 통해 액체로켓엔진에 적용되는 극저온 산화재 고압배관을 위한 기술적 기반과 소재 응용기술, 향후 고성능 대형 액체로켓엔진에 적용하기 위한 공정개발을 완료하였다.

정지궤도위성인 천리안위성의 이원추진시스템은 크게 궤도전이를 위한 1기의 주엔진과 궤도상 운용에 주로 사용되는 14기의 추력기들로 구성된다. 천리안위성은 프렌치 기아나의 쿠루우주센터에서 성공적으로 발사되었다. 발사체에서 분리 후 추진시스템은 자동으로 초기화되었다. 이후 3번의 주엔진 분사가 성공적으로 수행되었으며 목표궤도 진입에 성공했다. 본 논문에서는 천리안위성의 발사 및 발사후 초기운용 과정에서의 주요 정황들에 대해 상술한다.

지상연소시험을 통해 이중펄스모타 성능을 입증하였다. 이중펄스를 구현하기위해 고체로켓모타 내부에 격벽형 펄스분리장치와 독립적인 점화기를 설치하였다. 주요 개발목표는 세부분으로 나뉘어진다. 첫째, 이중펄스 추진기관의 총역적은 동일형상 및 무게를 갖는 고체로켓모타에 비해 총역적이 90% 이상이어야 한다. 둘째, 1단 펄스 종료 후 1 ~ 60초 중 임의의 시간 후 2단 펄스를 점화시킬 수 있어야 한다. 마지막으로, 펄스분리장치는 1단 펄스 작동압력에서 견디며 2단 작동압력의 30% 이하에서 파열되어야 한다. 지상연소시험 결과 이러한 개발목표를 달성하는 것을 확인하였다.

고성능 다단연소방식 액체 로켓엔진에 사용되는 기체 중심 스월 동축형 분사기의 리세스 길이 변화에 따른 혼합특성을 수치해석을 통해 연구를 수행하였다. 실제 추진제의 상(phase)은 기체(산화제)-액체(연료)형이지만, 모사조건을 통해 기체-기체로 고려하였다. 추진제의 확산각도를 측정하기 위해 분사기 출구에서의 속도 분포 및 추진제의 분무형상을 분석하였다. 리세스 길이가 증가함에 따라 축방향 속도는 증가하는 반면, 탄젠셜 방향 속도는 감소하였다. 이 결과 확산각도가 감소하는 정성적인 특징을 확인하였다.

공기를 이용한 축소형 4 노즐 클러스터드 엔진 저부 유동에 대한 CFD 해석을 수행하여 격자 및 차분법, 난류 모델에 따른 비교를 수행하였다. 해석 결과 Roe나 AUSM 차분에 따른 차이는 발견되지 않았으나, 난류 모델에 따른 차이는 적지 않은 것으로 나타났다. 본 연구의 결과로는 Spalart-Allmaras 1 방정식 난류 모델이 SST k-w 모델에 비하여 경향성을 잘 맞추는 것으로 드러났다. 엔진 저부의 마하수, 압력 속도 등의 변화를 분석하면, 엔진과 엔진 사이의 외부 노출 공간에서 유동의 목을 형성하는 것은 아닌 것으로 보이고 이는 노즐과 노즐 사이의 공간이 목을 형성한다는 일부 해석적 이론에서 가정한 상황과 약간 다른 것이다.

본 연구에서는 높은 강도의 가스흐름으로부터 연소실 내부를 보호하기 위하여 carbon fabric을 삽입한 EPDM계 내열재를 개발하였다. 연소관 내열재의 삭마 특성을 시험하기 위하여 6-inch 모사모타에 extension tube를 연결하였고, 모타와 extension tube 사이에 구멍이 있는 FRP를 삽입하여 추진제 연소시 높은 강도의 가스흐름을 유도하였다. 결과적으로 연소시험후 carbon fabric/EPDM 연소관 내열재의 삭마량은 다른 연소관 내열재들에 비해 감소하는 것으로 확인되었다.

케로신-산소 동축 로켓 분사기의 난류 연소를 수치적으로 연구하였다. 이 연구를 위하여 다단 준 총괄 반응 기구를 개발하였다. 이 반응 기구는 가상의 케로신 연료가 수소와 일산화 탄소로 분해된 이후 고온 영역의 상세 산화 반응들로 구성되어 있다. 난류 연소의 LES 해석을 위하여 5차의 WENO 기법을 이용하였다. 반응 및 비 반응 유동의 난류 특성을 살펴 보았으며 리세스의 존재가 난류의 생성과 연소에 미치는 영향을 살펴보는 심화 연구를 수행하였다.

본 논문에서는 엔진 비상보호시스템 구성 시 주요 고려 사항과 엔진 선행 개발 시험에서의 적용사례를 제시하였다. 액체로켓엔진 선행 개발 시험을 위해 적용된 비상보호시스템은 시험 중 발생한 모든 오작동 상황에서 오류 없이 작동하여 시험을 중지함으로써 추가적인 오작동의 전파를 방지하여 시험시제와 시험설비를 안전하게 보호하는 역할을 성공적으로 수행하였다. 본 연구 결과는 향후 엔진시험을 위한 비상보호시스템 개발 시 유용하게 활용될 것이다.

선진국에서 1982년 제정된 비핵무기 위험성 평가시험(MIL-STD-2105(NAVY) 이후에 2011년 4월에 개정된 MIL-STD-2105D의 로켓 모타의 둔감화를 위한 추진기관 둔감 시험 규정과 각 둔감시험별 통과기준에 대하여 정리하였다. 추진기관의 시험평가에 대한 연구를 통하여 국내에서는 세계적 수준의 추진기관 둔감시험 기법은 정립하였으나 국내의 추진기관 둔감시험 데이터베이스가 부족한 관계로 반응등급결정을 위한 각 시험별 통과기준이 정립이 되어 있지 않은 실정이다. 따라서 본 연구에서는 개정된 둔감시험방법과 각 시험별 통과기준을 조사 분석하여 국내의 추진기관 둔감화 개발방향을 제시하였다.

위성 발사체 상단용 액체로켓엔진 개발 사례를 수집하고 분석하였다. 유럽의 HM-7, Vinci 엔진, 일본의 LE-5 시리즈, 미국의 RL10 시리즈의 개발 사례를 분석하였다. 우주 개발 선진국의 상단 엔진 개발은 2개 이상의 엔진 시험 설비를 활용하였으며 개발 초기에는 작은 노즐 팽창비의 연소기를 장착한 지상 개발 시험을 수행하고 비행용 고팽창 노즐의 엔진으로 고공 시험을 수행하였다. 이미 개발된 엔진의 설계를 계승한 엔진이 아닌 경우 개발 기간은 5~8년의 기간이 소요되고 개발에 투입된 엔진 시제는 10~11기였다.

SITVC 시스템의 이차분사 노즐 분사 조건 변화에 따른 시스템 성능 변화를 수치적으로 연구하였다. 해석에 사용된 형상은 3차원 종형 수축-팽창 노즐이고 측면에 8개의 이차분사 노즐을 가진다. 노즐 내부 유동은 전압이 70bar이며 300K의 cold flow로 가정하였다. 이차 유동의 유량 변화와 노즐 작동 조건 변화를 고려하였다. 상용코드인 Ansys Fluent v.13을 통해 해석하였고, 난류모델은 Spalart-Allmaras model(1- equation)를 사용하였다. 충격파의 수치적 진동을 막고 충격파의 불연속성을 잘 해석하기 위해 AUSM+ scheme을 사용하였다. Axial thrust, side force, system specific impulse ratio 와 같은 성능 변수를 사용해 시스템 성능을 평가하였다.

케로신을 연료로 사용하는 연료 과잉 예연소기는 비평형 연소반응을 하며, 화학평형 해석으로는 정확한 연소가스 물성치 예측이 쉽지 않다. 본 연구에서는 연소 가스 물성치 예측을 위해, 예혼합 대향류 화염 해석을 수행하였다. 케로신 연료의 대표 물성치로 JP10을 선정하였으며, UC San Diego 반응 메커니즘을 사용하여 초임계 조건에서 비평형 연소해석을 수행하였다. 안정적인 화염 확보를 위해 예혼합 추진제의 대향류 화염을 가정하였으며, Huzel의 실험 결과에 비해 온도가 높게 예측 되었다. 이에 따라 비열, 비열비, 분자량 결과에서 차이를 보였으나 화학평형 결과에 비해 실험값과 더 유사한 경향을 보였다.

유전알고리즘을 사용하여 액체로켓엔진의 연소실 압력과 노즐 확장비, O/F 비 등 주요 설계변수를 최적화하였다. 대상엔진은 LO2/RP-1을 추진제로 사용하는 개방형 가스발생기 사이클을 대상으로 하였다. 연소실의 물성치는 CEA2를 이용하였으며, 무게 산출은 참고문헌을 바탕으로 모델링 하였다. 최적설계의 목적함수는 비추력과 추력중량비를 다중목표로 설정하여 가중치 방법을 사용하였다. 유전알고리즘을 최적화 과정을 거친 결과 비추력은 최대 4%, 추력중량비는 최대 23% 정도 증가하였다. 또한 다양한 추력에 대해서 Pareto frontier line을 얻었다.

한국형 달착륙선 개발을 위한 기초연구로 달착륙선 지상시험용 추진시스템의 개발을 진행 중이다. 착륙선의 하강을 위한 추력기는 200 N 급으로 설계유량 100 g/s, 연소실 압력 200 psi, 진공추력 220 N을 목표로 설계/제작 하였다. 연소시험을 위해 LM guide(Linear Motion Guide)를 이용한 추력시험장치를 꾸며 연소시험을 수행하였으며, 그 결과 연소실 압력 210 psi 일 때 유량은 96.1 g/s가 흘렀으며 그에 따른 추력은 약 160 N으로 측정되었다.

본 연구팀에서 개발 중인 하이드라진 추력기의 설계성능 검증에 앞서 요소부품인 비충돌형 인젝터에 대한 인수시험 및 수류시험을 수행하였다. 실험에 사용된 인젝터는 추진제 주입압력 24.6 $kg_f/cm^2$에서 70 N의 공칭추력을 내는 하이드라진 추력기에 장착되는 것이다. 각각의 인젝터 노즐 오리피스의 미세한 가공오차에 기인하여 미립화 특성 차이가 관찰되기는 하였으나, 인젝터 분사각 관련 성능평가에서는 모든 오리피스가 합격범위에 있음이 확인되었다.

A study to determine the optimal jet conditions for maximizing altitude of the sounding rocket is conducted. The behavior of a simplified linear momentum equation including aerodynamic drag is investigated. The analytic solutions are obtained and compared with numerical solutions. It is shown that there are the optimal jet conditions for maximizing altitude of a sounding rocket according to the rocket mass ratio.

친환경 추진제인 과산화수소의 성능 향상을 위해 블렌딩 기법을 적용하였다. 90 wt.% 과산화수소에 독성이 낮은 에탄올을 블렌딩 하였으며, 저장성 평가 결과 연료에 의한 저장성 저하는 나타나지 않았다. 재료 적합성 및 내열 평가 결과 Inconel X750과 Topheat A가 높은 적합성과 내열 특성을 보였으며, SUS 316L 역시 적합성이 우수하였다. 내열 특성 향상을 위해 Al2O3, Y2O3, ZrO2를 코팅 후 내구성 평가를 수행한 결과, Y2O3 코팅은 사용이 부적합하였으며, 재료의 사용 가능 온도가 코팅의 접착성과 관련이 있음을 확인하였다. 블렌딩 기법을 통한 성능 향상을 확인하기 위해 추력기 실험을 진행하였으며, 실험 결과 반응기 온도가 $870^{\circ}C$로, 90 wt.% 과산화수소의 단열 분해 온도인 $760^{\circ}C$ 보다 높음을 확인하였다.

축소형 가스발생기를 제작하여 연소시험을 성공적으로 수행하였으며 분사기의 형상 변화에 따른 유량계수의 영향을 파악하였다. 연소시험 결과 연료 및 산화제 분사기의 유량계수는 혼합비와 연소 압에 상관없이 거의 일정하였으며, 모든 시험조건에서 연소 불안정은 발생하지 않았다.

2,500 N급 과산화수소/케로신 이원 추력기의 성능 향상 및 다양한 임무에 적용하기 위하여 재생냉각의 적용가능성을 검토하였다. 1-D 계산을 통해 과산화수소를 냉각제로 하는 경우에 대한 계산을 수행하였다. 설계된 재생냉각 연소기의 노즐 목에서의 열 유속은 18~20 $MW/m^2$ 로 예측되었으며, 그에 따른 유로의 너비는 2.5 mm 높이는 0.45 mm로 설계 되었다. 설계된 유로형상을 바탕으로 냉각 유로 내에서의 압력강하를 예측하기 위한 평판형 모델을 제작하여 실험을 진행하였고, 수치해석결과와 비교를 수행하였다. 그 결과, 수치해석과 실험결과와의 최대 오차는 약 13%, 평균 오차는 약 5%로 계산되었다.

In order to investigate spray characteristics of gas-centered swirl coaxial injectors, a phase detection optical probe is employed to obtain the spatial evolution of the drop size and velocity. From the study on the optical probe responses under various impact angles, it is demonstrated that the drop size and velocity can be measured with an uncertainty less than 15% when the probe axis remains within about ${\pm}15^{\circ}$ of the drop velocity direction. This typical uncertainty is in good agreement with a previous study. It is also shown that the drop sizes measured by the optical probe are in accord with those evaluated by image processing techniques. Finally, the experiments with the optical probe are performed in dense sprays, as it were, in the near field of gas-centered swirl coaxial injectors. Some experimental results are presented and discussed to be of help to understanding of spray characteristics of the injectors.

Recently, micro shock tube is being extensively used in various fields of engineering applications. The flow characteristics occurring in the micro shock tube may be significantly different from that of conventional macro shock tube due to very low Reynolds number and Knudsen number effects which are, in general, manifested in such flows of rarefied gas, solid-gas two-phase, etc. In these situations, Navier-Stokes equations cannot properly predict the micro shock tube flow. In the present study, a two-dimensional CFD method has been applied to simulate the micro shock tube, with slip velocity and temperature jump boundary conditions. The effects of wall thermal conditions on the unsteady flow in the micro shock tube were also investigated. The unsteady behaviors of shock wave and contact discontinuity were, in detail, analyzed. The results obtained show much more attenuation of shock wave, compared with macro-shock tubes.

Ejector-diffuser system has long been used in many diverse fields of engineering applications and it has advantages over other fluid machinery, because of no moving parts and structural simplicity. This system makes use of high-pressure primary stream to entrain the low-pressure secondary stream through pure shear actions between two streams. In general, the flow field in the ejector-diffuser system is highly complicated due to turbulent mixing, compressibility effects and sometimes flow unsteadiness. A fatal drawback of the ejector system is in its low efficiency. Many works have been done to improve the performance of the ejector system, but not yet satisfactory, compared with that of other fluid machinery. In the present study, a mixing guide vane was installed at the inlet of the secondary stream for the purpose of the performance improvement of the ejector system. A CFD method has been applied to simulate the supersonic flows inside the ejector-diffuser system. The present results obtained were validated with existing experimental data. The mixing guide vane effects are discussed in terms of the entrainment ratio, total pressure loss as well as pressure recovery.

본 연구는 희박 예혼합 연소기에서 연소실과 연료-공기 혼합부의 공진모드의 관계가 연소불안정에 어떤 영향을 미치고 있는지에 대하여 실험적으로 확인한 연구이다. 다체널 동압측정을 통하여 각각 위치에서 동압의 모드와 각 센서들간의 phase를 분석하여 연소불안정의 원인을 규명할 수 있었다. 연소실의 길이와 혼합부의 길이를 음향학적 경계로 일치시켜 연소불안정 특성을 확인해 보았을 때 두가지 서로 다른 연소불안정 모드를 확인할 수 있었는데 저주파 연소불안정 특성은 화염의 열방출 섭동과 연소실의 공진모드에 기인하며, 고주파 영역대의 연소불안정 현상은 혼합부의 길이를 변경하였을 때 발생하는 또 다른 불안정 현상임을 실험적으로 확인할 수 있었다.

극저온 추진제 탱크 속에서 가압 가스는 열손실에 의해 수축하고 추진제는 기화한다. 재 점화가 있는 추진기관의 경우 무추력 비행구간에서 극저온 추진제가 가압가스와 넓은 표면적으로 접촉하기 때문에 이러한 현상이 증대된다. 가압 가스량을 산정함에 있어 이러한 탱크 내부 열 물질 전달 현상을 고려하여야 한다. 무추력 비행구간에서 열 물질 전달 준 평형상태에 도달한다는 가정 하에 평형압력 계산절차를 제시하였다. 이를 적용하여 Falcon-1 발사체 2단에 탑재된 헬륨량을 산정하였다.

유체 시스템에서 히스테리시스 현상은 다양한 산업 및 공학의 응용 분야에서 발생하며, 주로 압력비의 시간변화 과정에서 발생한다. 초음속 노즐에서 충격파를 포함한 유동장은 이러한 히스테리시스 현상의 지배적인 영향을 받는다. 그러나 이와 관련된 유동의 물리적 현상에 대해서는 연구가 미비한 실정이다. 본 연구에서는 노즐구동압력비의 변화 과정 동안 초음속 노즐의 유동을 파악하기 위해 실험적 연구를 수행하였다. 순간 표면압력을 측정하기 위하여 다수의 압력변환기를 사용하였으며, 유동장의 가시화는 나노스파크 광원을 가지는 쉴리렌 가시화 장치를 이용하였다. 본 연구로부터, 히스테리시스 현상은 노즐의 기하학적 형상뿐만 아니라 압력비의 시간변화에 크게 의존하였다.

고체 로켓 모터의 추력 제어를 위한 핀틀 노즐에 대한 비정상 수치해석을 수행하였다. 비정상 수치해석 기법을 이용하여 핀틀의 위치 변화를 고려하였으며, 다양한 핀틀 형상의 동적 특성에 대한 연구를 수행하였다. 시간에 따른 핀틀의 위치 변화를 고려하기 위해 이동격자기법을 적용하였다. 다양한 형상의 핀틀에 대하여 핀틀의 이동에 따른 노즐 목의 위치 및 크기를 예측하였고, 수치해석 결과와 비교하였다. 그리고 엔진성능의 동특성을 관찰하기 위하여 비정상 수치해석을 통해 연소실 압력, 추력 등을 분석하였다.

이리듐 촉매의 국산화 개발과정에서 고온/고압으로 인한 촉매파손, 유실, 소결현상 등이 관찰되었고, 이렇게 손상된 촉매대로 인하여 추력기의 성능이 저하된다고 보고되었다. 이에 본 논문의 연구에서는 촉매대를 1차원 다공질성 매질로 가정, 모델링하여 수치해석코드를 개발하였다. 개발된 수치해석코드는 실험데이터와 비교하여 검증하였으며, 촉매유실에 의해 변하게 되는 촉매대의 공극률을 변화시켜 다양한 경우의 촉매유실을 가정하여 해석을 수행하였다. 이를 통하여 촉매유실이 하이드라진과 암모니아의 분해반응에 끼치는 영향을 연구하였다.

공기흡입 엔진 부품의 고온 분출냉각 시험장치에서의 엔탈피값을 구하기 위하여, 시험부 유동에 대한 이론적 계산 및 측정을 수행하였다. 열평형 및 음속유동 방법에 의해 계산된 질량평균 엔탈피 값은 10 MJ/kg 이며, 슬러그형 구리 열량계를 사용하여 측정된 유동 중심에서의 엔탈피 값은 15 MJ/kg이었다. 일반적으로, 유동 중심 대 질량평균 엔탈피 비의 범위는 1.4에서 4이다. 본 시험장치는 고온 분출냉각 시험에 효과적인 낮은 엔탈피 구배를 갖는 것으로 나타났다.

강내탄도의 다양한 해석 모델에 따른 성능 및 내부 유동을 분석하였다. 항력 모델은 초기 내부 유동 특성에 큰 영향을 미치며 고체추진제의 항력이 작을수록 차압의 진동을 감소시키는 것으로 나타났다. Nusselt 수 모델은 강내탄도의 주요 성능에 영향을 미치지 않으며 고체추진제의 열전달이 없는 경우에는 역압력이 발생하지 않는 것으로 나타났다.

본 연구에서는 핀틀 형상의 변곡점 존재 유 무가 SNECMA 노즐목 가변 추력기의 성능에 어떤 영향을 미치는지 알아보기 위해 수치해석을 수행하였다. 그 결과 변곡점의 존재는 요구추력을 유지하면서 공력하중이 감소하는 효과가 있어 전체시스템의 크기와 무게를 감소시킬 수 있다.

엔진 시험과정에서 데이터는 시계열 형태로 수집된다. 보통 그러한 시계열들의 섭동보다는 시간평균에 더 관심을 가진다. 본 논문에서는 공기 흡입식 엔진의 시험에서 측정된 압력과 유량 데이터의 섭동에 시계열의 복잡성의 척도로 제안된 개념인 multiscale sample entropy라는 분석법을 적용해본다. 분석 결과, 서로 다른 물리량은 각각의 시간척도에서 다른 복잡성을 가진다는 것을 보였고, 이를 잘 이용하면 엔진 시험의 성패 여부를 즉각적으로 알려주는 도구를 만들 수 있을 것이다.

본 논문에서는 항공기 탑재용 환경조절장치에 사용하기 위한 미세유로형 증발열교환기의 성능 특성에 관한 연구결과를 제시하였다. 미세유로형 증발열교환기는 가능한한 적은 양의 냉매로 고온부의 열량을 흡수할 수 있도록 저온부 냉매의 증발잠열을 이용하고 단위 체적당 열전달 면적의 극대화를 위해 미세유로를 이용하는 개념이다. 설계된 공기 및 냉각수 유로를 에칭을 통해 가공하고, 이들을 적층하여 브레이징으로 접합한 후 입출구 포트를 용접함으로써 열교환기를 제작하였다. 제작된 열교환기는 기본 성능시험을 통해 요구조건대로 설계/제작되었음을 확인하였고, 다양한 운용조건에 대한 성능 맵 시험을 수행하여 입구 공기온도, 공기 유량 및 냉각수 유량 변화에 따른 열교환 성능특성을 정량적으로 파악하였다.

지상시험 모델용 달착륙선에 사용되는 추진시스템은 기체의 착륙 속도를 감소시키기 위한 Descent Control Thruster (DCT) 와 착륙 과정에서의 자세제어를 위한 Attitude Control Thruster (ACT) 등 두 종류의 추력기 모듈이 장착 되어 진다. 본 논문에서는 수치해석을 이용하여 착륙선의 특성상 좁은 공간에서 배치된 DCT 간에 발생 될 수 있는 플룸의 간섭 효과에 의한 영향과 지면에 근접 할 경우 발생 될 수 있는 영향에 대해 분석 하였다.

실험용 분젠 연소기를 사용하여 예혼합된 메탄-산소 층류화염전파속도를 연구하였다. 이를 위해 $CH^*$ 자발광 측정기법과 슐리렌 사진술이 사용되었다. 실험결과는 CHEMKIN 3.7을 이용한 수치해석 결과와 비교하였다. 층류화염전파속도를 측정하기 위하여 층류여역 내에서 전체 당량비는 0.5에서 2.0까지 조절하였다. 동축 화염에서 화염전파속도는 각도측정법을 사용하였으며 슐리렌 사진에서는 3.1 m/s로 $CH^*$ 자발광 사진에서는 2.9 m/s로 측정되었다.

본 연구는 에틸렌-공기 혼합물로 채워져 있는 굽은 관에서의 충격파와 화염의 상호 작용, 화염 가속, 연소폭발천이 현상을 수치적으로 살펴보았다. 여기서 사용되는 모델은 지배방정식으로 Navier-Stokes 방정식과 경계조건 처리 방법으로 ghost fluid 기법을 사용하였다. 굽은 관에서 여러 충격파 강도를 이용한 모델링을 통하여 화염과 강한 충격파의 충돌에 의한 열점 생성과 화염 전파의 가속 현상을 확인하였으며 추가적으로 평균 화학적 열 발생률이 대략 20 MJ/($g{\cdot}s$)이 되는 지점에서 최초 폭굉이 발생한다는 것을 확인하였다. 즉, 우리는 복잡한 형상에 의한 효과를 포함하는 수치적 계산 결과를 기반으로 관에서의 강한 충격파, 충격파와 화염의 상호 작용, 열점, 연소폭발천이 현상 등의 발생을 확인하였다.

본 논문에서는 대향류 매니폴드의 면적비에 따른 튜브형 열교환기에서의 압력강하와 유량 균일도를 분석하기위해 전산해석을 수행하였다. 유동 분배와 압력손실 특성은 입-출구 면적비에 따라 영향을 받는다. 본 연구에서, 최적의 입-출구 면적비를 선택함으로서 튜브형 열교환기의 유동 불균일도 최소와 향상된 압력손실 특성을 얻을 수 있었다.

다양한 고에너지 물질이 포함된 폭발 장치를 정확하게 해석하기 위해서는 고에너지 물질의 다양한 연소 현상과 주변을 둘러싸고 있는 고체물질에 대한 대변형 현상을 정확하게 모사하는 것이 필수적이다. 이를 위하여 본 연구에서는 다중물질 각각의 경계면을 level set 함수를 이용하여 정확하게 표현하였으며, 경계면은 ghost fluid 기법을 사용하여 나타내었다. 각각의 물질에 대하여 대변형에 적합한 구성방정식을 사용하였으며, 지배방정식을 고차의 수치해석 기법을 사용하여 해석하였다. 다양한 폭발장치 중 실험적인 데이터를 이용하여 검증이 가능한 rate stick 문제를 해석하였으며, 실험과 유사한 결과를 획득하였다.

군에서 사용하는 탄약의 보관 및 취급상 발생할 수 있는 외형결함을 가정하여 그것이 사거리에 미치는 영향을 예측하였다. 외형결함은 탄체두부의 오자이브 형상에 각 1.5mm, 3.3mm의 축대칭 함몰부가 생기는 것으로 가정하였다. FLUENT를 사용하여 마하수 별 항력계수를 해석하였고, 탄도해석 프로그램인 PRODAS에 항력계수 데이터를 입력하여 탄도해석을 하였다. 공력해석결과 1.5mm, 3.3mm 함몰 탄체의 항력증가율은 정상탄체와 비교했을 때 아음속 영역에서는 큰 차이를 보이지 않았으나, 초음속 영역에서 각각 평균 3%, 9% 의 증가율을 보였다. 최대 사거리는 포구속도 650m/s를 기준으로 각각 1%, 3% 감소한 결과를 보였다.

수직발사 추진기관의 추력방향조종(TVC)용으로 사용되는 제트베인 조립체의 열전달 특성을 고찰하기 위해 수치해석을 수행하였다. 본 연구에서 제트베인 주위의 대류열전달계수는 열경계층 방정식의 해와 반실험식을 사용하여 구하였다. 제트베인 조립체의 3차원 온도분포에 대한 해석은 PATRAN과 ABAQUS 소프트웨어를 사용하여 수행되었다. 본 수치해석 기법의 타당성은 제트베인 축 내부에서 측정한 온도와 열해석 결과의 비교를 통해 검증하였다. 제트베인의 3개 편향각(0o, 12.5o, 25o)에 대해 연소시간별 제트베인의 온도변화를 고찰하였다.

덕티드로켓 추진기관에 사용되는 불완전연소 가스발생기 및 유량조절시스템을 설계/제작하고 연소시험을 수행하여 유량조절특성을 분석하였다. 추진시스템 설계요구조건을 바탕으로 가스발생기를 설계하고 불완전연소용 고체연료 조성을 개발하여 연소시험을 수행, 일반적인 고체추진기관 해석모델을 통한 예측결과와 상당한 차이의 실험결과로부터 불완전 연소가스를 위한 별도의 해석모델이 요구됨을 확인하였다. 유량조절 시험을 통해 밸브각도에 따른 가스발생기 압력변화 특성을 확인하였고, 출구면적에 따라 유일하게 결정되는 유출계수로부터 가스발생기 압력을 예측하는 방법을 도출하였다.

고체추진기관의 초음속 제트 속에서는 다양한 소음들이 발생된다. 본 연구에서는 로켓 모타의 배기가스에 물을 분사하고, 디퓨져 및 스택을 설치하여 초음속 제트에서 발생되는 소음을 억제할 수 있는 장치를 설계 및 제작하는 기술을 확보하는데 있다. 물분사 소음디퓨저를 연소시험용 로켓 모타에 적용하여 약 20dB의 소음저감효과를 얻었다.

본 연구에서는 연소 불안정성의 능동적 제어를 위해 정상초음파장이 예혼합화염의 거동에 미치는 영향을 규명하기 위한 실험 결과를 제시한다. 화염구조변이를 관찰하기 위해 슐리렌 기법을 이용하였으며, 초기압력 및 연소챔버 개폐 유무에 따라 화염선단의 형태 및 화염 전파속도를 고찰하였다. 정상초음파장에 의한 화염선단의 찌그러짐이 관찰되었고, 반사파와 정상초음파의 영향으로 연꽃모양의 화염(lotus flame)이 형성되는 것을 확인할 수 있었다.

이 논문은 필라멘트 와인딩 공법으로 제작된 cone형 복합재 lattice 구조물에 대한 연구이다. cone형 복합재 lattice 구조물은 helical rib과 hoop rib 구조로 이루어져 있다. 이 구조는 탄소 섬유를 에폭시수지에 함침 시켜 섬유의 끊어짐이 없이 연속적으로 실리콘 고무 금형의 홈 안에 필라멘트 와인딩 하여 제작한 것이다. 본 연구에서 cone형 복합재 lattice 구조물에 대한 설계 개념과 제작방법에 대해 기술하였다.

초음속 유동과 2상 유동이 공존하는 화염유도로 내 유동해석을 위한 사전 해석검증의 일환으로, 초음속 단상 노즐 플룸의 2차원 축대칭 해석과 물 분사가 포함된 3차원 2상 아음속 유동을 해석하였다. 단상초음속 노즐 플룸의 경우 충격파 셀 구조를 통해 물리적으로 위배되는 현상은 발견되지 않았다. 물분사가 포함된 3차원 2상 아음속 유동의 경우, 액적의 거동과 기화 과정을 정성적으로 볼 수 있었으며 물 분사시 고온공기의 냉각 모사가 가능함을 확인할 수 있었다. 이들 기초 검증 결과들은 추후 초음속 2상 물분사 플룸 유동에 적용되어 3차원 화염유도로 해석에 응용될 예정이다.

과산화수소와 케로신을 이용한 이원액체추진제 로켓엔진을 위한 산화제 터보펌프를 설계하였으며 수류시험을 통해 설계된 터보펌프의 작동여부를 실험하였다. 과산화수소 터보펌프의 설계조건을 결정하고 펌프의 임펠러를 설계하였다. 펌프를 구동하기 위한 터빈을 차량용 터보차저로 선정하였으며 터빈 맵을 이용하여 가스발생기를 설계하였다. 펌프, 터빈과 가스발생기를 통합하여 터보펌프 시스템을 구축하였으며 수류시험을 통해 터보펌프 시스템이 1.47 bar의 압력으로 3.4 kg/s의 유량을 공급하는 것을 확인하였다.

지상연소시험용 소형 액체로켓엔진 초음속 노즐의 성능해석을 위하여 노즐내 유동특성 및 플룸 구조를 $k-{\omega}$ SST모델을 사용한 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식으로 해석하였다. 해석기법의 검증을 위하여 2차원 축소-확대 노즐 초음속 유동의 해석값과 실험치를 비교하고, 검증된 기법으로 2차원 축대칭 노즐의 성능해석을 수행하였다. 그 결과 노즐 내부에 유동박리 및 역류현상의 발생이 확인되었으며, 이 해석결과는 소형 액체로켓엔진 노즐 최적설계에의 기초자료로 제시되었다.

동익 오버랩은 축류 터빈의 성능향상을 위해 적용되며, 동익의 익단과 익근에 추가적인 높이를 적용함으로써 충분한 유로를 확보할 수 있다. 특히, 초음속 터빈에서는 동익 유로에서 의 질식 가능성을 줄이며, 설계 압력비를 구현할 수 있도록 한다. 하지만 동익 오버랩을 적용하면, 펌핑손실, 확산손실 등의 추가적인 손실이 동반된다. 따라서 터빈 성능향상을 최대화하기 위해 최적화 기법을 적용하였으며, 최적화 과정의 효율성을 위해 근사 최적화 기법을 사용하였다. 설계변수는 동익 오버랩의 형상변수이다. 연구결과를 통해, 최적화된 동익 오버랩에 의한 상당한 터빈 성능향상을 확인할 수 있었다.

고체 로켓 추진기관에 적용 가능한 전기-기계식 점화안전장치를 설계하고 제작하였다. 본 전기-기계식 점화안전장치는 로터리 솔레노이드를 이용하여 장전되고 내장된 전기식 착화기를 발화하여 점화 에너지를 발생시킨다. 점화안전장치의 점화 성능을 검증하기 위한 방법으로 10-cc 밀폐용기 시험(Closed Bomb Test)을 실시하였고 점화안전장치 작동시 발생되는 고온, 고압의 가스로 인하여 밀폐용기 내부에 형성되는 압력을 계측하였다.

추력기의 개발단계에 있어 시험평가에 필요한 연소시험설비는 가장 중요한 인프라자원 중의 하나이다. 지난 3년여의 기간동안, 한국항공우주연구원과 (주)한화는 최대 200N 레벨까지 시험평가를 수행할 수 있는 진공시험설비를 설계 및 구축 완료하였다. 시험설비는 우주환경을 모사할 수 있는 진공시스템, 연료를 공급해주기 위한 시스템, 데이터 계측 및 제어시스템 등으로 구성된다. 이러한 시험설비의 최종목표는 위성용 추력기뿐만 아니라 발사체 및 달탐사선에 적용가능한 중대형급 추력기를 개발 및 시험평가하기 위함이며 본 논문에 이에 대한 세부내용 및 시험결과를 제시하였다.

지금까지 많은 파이로 분리장치들이 우주 발사체 및 유도무기에 사용되고 있다. 이중 가장 많이 사용되고 있는 분리장치가 폭발볼트이다. 폭발볼트는 볼트내에 화약이 내장되고 작동시 내장된 화약이 폭발하면서 볼트 몸체가 절단되기 때문에 작동시 파이로충격과 미세한 파편이 발생할 수 있다. 이와 같은 단점으르 보완하기 위해 화약 연소시 발생되는 압력을 이용하여 구조물을 작동시켜 분리가 될 수 있는 Pyro-lock을 설계하게 되었다. 본 논문에서는 Pyro-lock의 작동개념, 부품 설계, 압력카트리지 위력 결정, 분리성능 및 내환경성 평가를 통하여 Pyro-lock의 작동 및 결합 신뢰도를 확인하였으며 이와 유사한 작동메커니즘을 갖는 분리장치를 설계하고 평가할 수 있는 개발절차를 제시하였다.

본 논문은 한국형 기동헬기(수리온)에 탑재되는 T700/701K 터보 샤프트 엔진의 인증과정에 대해서 기술한다. T700/701K 엔진은 군용 헬기엔진으로 널리 사용되고 있는 GE사의 T700-701C/D엔진을 후방 구동형으로 개조 개발한 엔진이다. 주요 개발 내용은 크게 엔진 장착 요구조건에 의한 후방 구동형 개조, 동력터빈 성능 향상 및 엔진 운전 신뢰성 향상을 위한 2채널 FADEC 시스템 적용 등이다. 따라서 T700/701K 엔진이 수리온에 장착되어 비행을 하기 위해서 엔진 개발규격서의 요구도를 검증하여 정부의 인증을 받아야 한다. 개조 개발에 따른 영향성을 고려하여 성능을 포함한 엔진 주요 요구도는 해석과 시험을 통하여, 그리고 T700-701C/D 엔진과 동일한 부품 및 모듈에 대한 요구도는 유사성(Similarity) 해석을 통하여 검증을 수행 중이며, 2012년 상반기에 군용항공기 감항인증 절차에 따라서 인증이 될 예정이다.

미사일용 추진기관의 신뢰성 평가는 요구되는 기술의 고도화와 사용가능한 개발 예산의 절감 측면에서 그 중요성이 더욱 높아되어지고 있다. 국내추진기관의 신뢰성은 그동안의 설계능력을 기반으로 요구수준을 만족시켜 왔으나 다품종 소량생산이 예상되는 미래 유도무기체계에 대비한 추진기관의 신뢰성 평가 기법은 현재 세계적으로 정립된 기술을 토대로 국내 독자화 할 필요가 있다. 이를 위하여 신뢰성 평가를 위한 제반 현황과 발전방향을 검토한 후에 국내에서의 적용 방안을 검토하였다.

본 논문은 우발적 화재에 노출되면 이상 온도를 감지하고, 자동으로 반응하여 추진제를 연소시킴으로써, 고체 추진기관의 위험 정도를 완화시키는 둔감 점화 장치의 반응을 연구한 결과이다. Kissinger 식으로 구한 둔감 점화 장치 신호 화약의 자동 점화 온도는 $165.5^{\circ}C$이었지만, 추진기관에 장착하고 MIL-STD-2105D의 규정에 따라 수행한 완속 가열 시험에서는 약 $140^{\circ}C$에서 연소 반응을 하였다.

초음속풍동에서 사용하는 압력 probe의 형상에 따른 압력특성에 대하여 분석하였다. 초음속풍동의 성능을 평가할 때 시험부의 벽면정압력과 전방안정실의 전압력을 측정하고 그 비로 마하수를 계산한다. 또한 쉴리렌 가시화를 통하여 유질의 상태를 확인한다. 그러나 매우 빠른 초음속 영역에서는 경계층의 영향을 무시할 수 없기 때문에 시험부의 압력을 측정하는데 한계가 있다. 따라서 시험부의 유질이 균일한지 확인을 위해 다양한 위치에서 압력을 측정하기 위한 probe가 필요하다. 본 논문에서 몇 가지 피토형상에 대해서 실험을 진행했고, 그 결과를 비교 분석했다.

발사체나 유도탄의 자세제어를 위한 추력기 중 DCS용 추력발생장치 개발에 대하여 소개한다. 고체추진제를 원료로 하는 DCS용 추력발생장치는 2축 제어를 기반으로 설계 되었으며 열구조해석 유동해석을 통해 상세설계를 진행하였다. 상세설계를 바탕으로 제작된 추력발생장치는 연소시험을 통해 성능을 입증한다.

유도탄의 저온 사출 시스템 구현에 있어서 요구된 이탈모타 개발 중 나타난 복기 추진제의 연소불안정, 특히 chuffing 현상을 해결하기 위해 시도되었던 여러 가지 기술적 접근방법과 이들의 시험 결과를 수록하였다. 본 이탈모타에서는 일반적으로 점화 에너지와 관련이 깊은 것으로 알려진 chuffing 현상이 점화 에너지의 공급량이나 공급 방법 등에 의해는 억제 효과가 나타나지 않았고, 추진제에 damping 물질인 ZrC를 2% 첨가함으로써 억제되었다. 이로써 복기 추진제의 연소불안정을 해결할 수 있는 새로운 경험을 얻게 되었다.

유도탄 발사 초기 짧은 순간의 급선회를 위해선 고응답의 밸브 구동이 필요하게 되는데 이를 탄전두부 날개구동과 연동시켜 구동하게 하는 전기식 구동기 개발을 목표로 하였다. 본 논문은 이 전기식 구동기의 설계, 해석, 제작, 시험 및 평가 순서로 정리함으로써 날개와 연동된 초기선회형 측추력기용 구동장치의 개발 과정을 소개하는 것을 내용으로 하고 있다.

발전용 가스터빈 초기 구동용 시동시스템의 제동특성 평가를 위해 시동모터 단독 무부하 시험과 엔진 장착 부하시험을 수행하였다. 시동모터의 제동저항 용량 차이에 따른 제동 성능의 실험적 평가를 통해 가스터빈 시동과정 중 비상정지 상황에서 안정적인 제동특성을 확보하기 위한 정량적 데이터를 확보하였다. 본 연구를 통해 가스터빈의 시동 신뢰성과 안정성을 제고하기 위한 최적의 시동모터 제동저항 선정이 가능하게 되었다.

초공동을 발생시켜 수중에서 초고속으로 날아가는 초공동 로켓 어뢰인 SHKVAL 체계가 어떻게 작동하는지와 이에 장착된 추진기관들과 초공동 발생 도움에 필요한 가스 발생기에 대해 조사/분석하였다. 본 체계의 추진기관은 발사 및 1차 가속용 고체로켓추진기관, 2차 가속용 고체 로켓 추진기관, 그리고 고농도 Mg이 함유된 해수반응연료 로켓 추진기관으로 구성되어 있으며, 가스 발생기는 초공동 발생 가속용 고체 가스 발생기와 항주용 해수반응연료 가스 발생기로 되어 있음을 밝히고, 이들에 대한 구조와 성능에 대해 현재까지 조사/분석된 바를 기술하였다.

본 연구에서는 틸트로터 비행체인 스마트무인기의 비행시험에서 엔진성능 데이터를 추출하고 분석하였다. 비행시험은 프롭로터의 틸트각이 90도에서 0도로 변화하고 다시 0도에서 90도로 변환하는 천이비행 영역에서 이루어졌다. 비행시험으로부터 수집된 엔진성능 데이터로서 엔진 동력과 비연료 소모율은 엔진성능계산프로그램의 예측결과와 잘 일치하였다.

초음파 결함 분석 프로그램은 초음파 반사법을 기반으로 초음파 신호 처리 기법을 적용하여 개발되었고, FRP 층간분리 및 FRP/내열고무 미접착 결함을 정량적으로 측정할 수 있었다. 복합재 연소관에서 검출된 결함은 절단하여 전산화 단층촬영 및 영상 현미경으로 분석하였고, 결함 분석 프로그램의 결과와 일치하였다. 본 논문은 복합재 연소관의 초음파시험 데이터를 C-Scan 영상으로 변환하여 결함을 분석할 수 있는 프로그램 개발 과정을 기술하였다.

직경 22 mm 정도의 케이블 절단을 위한 케이블커터의 화약량 예측을 위하여 인스트론을 사용한 정적 절단 시험과 Impact test machine을 이용한 낙하충격 시험을 실시하였다. 인스트론 시험 결과 케이블 절단에 필요한 에너지는 21.3 J로 측정되었다. Impact test는 5종류의 에너지 레벨에서 각각 8번씩 시험하였다. Impact test 시험 결과를 Probit 방법으로 분석한 결과, 99% 신뢰도에서 99.99% 절단하는 에너지는 37.7 J 로 예측되었다. 이 에너지는 ZPP 230 mg 이면 발생 가능할 것으로 판단 된다.

노즐 출구에서 유출되는 이차제트의 코안다 효과를 이용하는 유체역학적 추력편향제어 방법은 초음속 제트의 효율적인 추력편향을 위한 새로운 방법이다. 그동안 진행된 유동가시화 결과에서 관련 기술의 장단점이 관찰된 바 있으나 그 결과가 정성적인 한계가 있었다. 따라서 이차제트의 코안다 효과를 이용한 추력편향제어의 성능특성에 관한 정량적 관찰 연구가 진행되었으며, 이를 통한 시험장치 설계, 보정 및 자료획득 연구결과가 제시되었다.

A projectile that passes through a shock wave experiences drastic changes in the aerodynamic forces. These sudden changes in the forces are attributed to the wave structures produced by the projectile-shock wave interaction. A computational study using moving grid method is performed to analyze the effect of the projectile-shock wave interaction. Cylindrical and conical projectiles have been employed to study such interactions. This sort of unsteady interaction normally takes place in overtaking blast flow fields. It is found that the overall effect of overtaking a blast wave on the unsteady aerodynamic characteristics is hardly affected by the projectile configurations. However, it is noticed that the projectile configurations do affect the unsteady flow structures and hence the drag coefficient for the conical projectile shows considerable variation from that of the cylindrical projectile. The projectile aerodynamic characteristics, when it interacts with the secondary shock wave, are analyzed. It is also observed that the change in the characteristics of the secondary shock wave during the interaction is different for different projectile configurations.

비선형적인 연소불안정 현상 이해를 위해서는 압력 섭동에 대한 화염 반응 특성 파악이 중요하다. 이전 연구는 스피커에 의한 연료와 공기 혼합체 섭동에 대한 난류, 층류 예혼합 화염의 반응, 그리고 화염에 직접 축 방향 압력파를 가진하는 경우로 나뉜다. 본 연구에서는 액체로켓엔진 연소환경을 모사한 연소화염의 횡 방향 가진파에 대한 화염 응답 함수 파악을 위한 실험 장치를 고안하여 제시하였다.

본 연구에서는 고체 추진제에서 널리 사용되어 왔던 우레탄 경화시트템 대신 아지드 고분자와 친 양극성체를 이용한 트리아졸 경화시스템에 관한 바인더 연구를 수행하였다.

금속을 청정 에너지원으로 이용하기 위해 분말형 금속연료 연소시스템이 필요하고, 이에 대한 선행연구로 분말을 정량 공급할 수 있는 공급기를 설계 제작하였다. 유동층 방식의 분말 공급에 영향을 미칠 수 있는 변수들을 피스톤 및 벤츄리관이 적용된 공급 방법을 사용하여 통제한 후, 조절 가능한 공급기 내부 압력만을 변수로 하여 중요 성능인 분말 공급량을 직접적인 중량 측정 방법으로 측정하였다. 측정 실험의 결과로부터 연소시스템에 적용할 공급기의 작동 조건을 도출할 수 있었고, 작동 조건에서 벗어난 영역에서 분말 공급기가 가지고 있는 문제점을 확인하였다.

열역학적 계산법을 적용하여 수반응 금속연료 추진제(HRF Propellants)의 비추력과 챔버 온도들과 같은 성능특성들을 분석하였다. 금속연료로 사용한 HRF 추진제의 열분석과 연소속도 시험을 통하여 연소특성에 대한 금속연료의 영향평가를 수행하였다.

본 논문에는 유도탄 사출시스템의 사출성능 향상을 위해 침식연소 현상이 발생하지 않는 상태에서 가스발생기의 압력 기울기를 증가시키는 방법에 대해 기술하였다. 안정연소를 얻기 위해 그레인에 반경방향홀을 뚫는 방법과 그레인의 길이대 직경비를 줄이는 방법을 고안하여 이를 적용, 연소시험을 실시하였다. 시험결과 반경방향홀 그레인을 적용했을 경우 침식연소 방지효과는 좋았으나 사출성능을 저하시키는 쪽으로 성능이 변화하였다. 반면에, 다열형 그레인을 적용시 침식연소 방지효과와 함께 사출성능을 향상시키는데 유용한 것으로 나타났다.

폴리우레탄 계열 바인더용 Prepolymer로 많이 사용되고 있는 HTPB의 상용모델에는 Type A와 Type B 2종류의 모델이 있다. 이에 국내외에서 생산되고 있는 이 2가지 모델에 대해 이화학적 특성과 주장약 PBX-A에 적용하여 점도 및 기계적 특성 등을 연구하였다. Type A는 Hydroxy value가 낮아 주장약에는 적용하기 힘들다고 판단되어 시험에서 제외하였으며, Type B의 경우 Type B-3 대비 Type B-1, 2를 공정에 적용하기에는 불리한 기계적 특성을 보였다. 하지만 Type B-2, 3의 공정조건(당량비/경화조건)을 규격 내에서 변경 적용한다면 이상은 없을 듯하나 Type B-3와 같은 공정조건으로 적용하기 위해서는 높은 Hydroxyl Value와 Functionality의 HTPB를 적용할 필요가 있다.

금속분말을 연소시키기 위한 스월 연소기 설계의 기초단계로써 단일 접선 공급유로를 갖는 스월 혼합챔버를 제작하고 Paticle Image Velocimetry(PIV)를 사용하여 스월 혼합챔버의 내부 유동장 측정실험을 수행하였다. 상온의 공기를 작동유체로 사용하였으며 접선 공급유량이 증가하는 경우의 스월 혼합 챔버 내 축방향 및 접선방향 성분 속도를 획득하였다. 측정된 유동장을 바탕으로 스월유동과 역압력 구배로 인해 발생하는 외부 유입유동간의 혼합특성을 평가 하였다.

수중에서 추진되는 초고속 로켓 모터에 적용이 가능한 해수반응 금속연료 (Hydro-Reactive metal Fuel, 이하 HRF) 추진제는 연료의 적재량을 증가시키기 위해 채용하는 추진제이다. 하지만, 현재까지 HRF 추진제에 대한 연소속도 측정 기술 개발에 대한 연구는 미비한 상태이다. 본 연구팀은 연소 속도를 측정하는 기법들 중, 한 번의 실험으로 압력 변화에 따른 연소속도 측정이 가능한 초음파 법을 개발하여 고체 추진제의 연소속도를 측정하고 신뢰성을 검증하였다. 본 논문에서는 기 개발된 시스템을 이용하여 HRF 추진제의 연소 속도를 측정하였다.

위성의 자세제어용 추력시스템에 대한 연료 공급용 솔레노이드 밸브의 국산화를 위해 Dual-Type의 솔레노이드 밸브를 개발하였다. Hydrazine을 연료로 사용하는 위성용 밸브는 반응속도, 유량, 누설 등의 기본성능 외에 수십만 번의 Cycle life, 충격 및 진동, 극저온 등의 환경 요인을 만족해야 한다. 본 논문에서는 설계 및 제작하고 질소 공압 장치를 이용한 성능 시험을 수행하였다.

여러 가지 목적으로 제작되는 고체 추진기관은 사용 가능한 기간이 정해져 있어 그 용도에 따라 사용되지 않은 한 적절한 방법으로 폐기 처리 되어야 한다. 일반적으로 고체 추진기관 제작에는 암모늄퍼클로레이트를 사용하는데, 이는 환경 오염물질이다. 과거에는 소각하거나 폭파하는 방법이 일반적이었으나, 이는 주변 환경을 오염시키고 폭발 안전문제를 야기한다. 이를 해결하기 위한 대안으로, Water-washout 공정을 이용하여 추진기관을 분리하고, 암모늄퍼클로레이트를 친환경적으로 회수하는 방법을 연구하였다.

본 기술논문은 최근에 공개된 문헌 및 특허 자료를 참고하여 새로운 개념의 고체 추진제를 소개하였다. 전기제어 고체 추진제는 전기에너지를 가함으로서 다중점화, 소화 및 추력 조절 제어가 가능한 추진제이다. 움직이는 부품 없이 코아 또는 끝단 연소구조를 가지는 그레인을 제조하여 직경이 3 인치인 모타를 시험 하였다. 현재 진행 중인 연구로 부터 10%이상 증가한 비추력을 가지면서 제조공정이 쉽고 높은 전기 전도성을 가지는 보다 더 새로운 고성능 ECESP를 개발하였다.

본 연구에서는 효과적인 젤 추진제의 제작 방법을 찾기 위해, 특성이 다른 두 개의 임펠러 형태를 선정하여 Ionized Water, Carbopol 941, NaOH를 혼합한 모사 젤 추진제를 $25^{\circ}C$와 $50^{\circ}C$에서 제작하였다. 제작 직후에는 $50^{\circ}C$에서 제작된 모사 젤 추진제 내부의 기포가 $25^{\circ}C$에서 제작된 모사 젤 추진제에 비해 많이 존재하는 것을 확인하였다. 반면, 24시간 후에는 $50^{\circ}C$에서 제작된 모사 젤 추진제의 기포 양이 상온에서 제작된 젤 추진제의 기포 양보다 적은 것을 확인하였다. 또한, $25^{\circ}C$와 $50^{\circ}C$ 두 가지 경우에서 Pitched Paddle 임펠러를 사용하여 제작된 모사 젤 추진제 내부에 가장 적은 기포가 존재하는 것을 확인하였다.

본 논문은 필라멘트 와인딩 압력용기의 섬유 강도 크기 효과에 관한 이론 해석 및 시험 결과를 제시하였다. 시험 방법은 카본-에폭시로 필라멘트 와인딩된 여러 크기의 후프 링 시험이 수행되었다. 시험 결과로부터 섬유 강도의 크기 효과가 현저하게 나타남을 알 수 있었다. 해석적 방법은 와이블 최약 파손 모델과 다 단계 연속 파손 모델을 이용하여 후프 링 시험 결과와 비교하였다. 해석 결과는 시험 결과와 비교하여 현저하게 낮은 섬유 강도 값들을 나타내었다. 그러므로 길이 방향의 크기 효과를 개선한 개선형 다단계 연속 파손 이론을 제시하였다. 개선형 다단계 연속 파손 이론으로부터 구한 섬유 강도 값들은 시험 결과들과 좋은 일치를 보였다.

상온 및 극저온에서 높은 압력과 회전 변위 하중을 받는 'U' 형상을 가진 다겹의 보강된 김발 주름관에 대하여 응력 해석이 수행되었다. 이 주름관은 액체로켓엔진에서 연소기와 터보펌프를 연결하는 산화제 배관에 사용된다. 기하학적 비선형성인 겹 간의 접촉 및 재질 비선형성인 등방성 소성이 고려된 유한요소 해석을 통하여 응력, 변형율 및 접촉 압력이 얻어졌으며 EJMA 표준 해석 결과와 비교하였다. 또한 응력에 대한 보강링 및 온도의 효과도 살펴보았다.

본 논문은 파열판 시험결과와 유한요소해석 결과를 비교하기 위한 것이다. 파열판은 고압장치에서 안전장치로 사용하고 있으며, 추진기관에서는 파열을 임의로 제어하기 위한 장치로서 사용한다. 탄소성 물성치를 이용하여 재해석을 수행한 이유는 탄소성 해석을 사용하여 압력용기 파열판의 한계하중 계산결과를 검증하고 임의의 형상에 대한 파열판의 한계하중을 계산하기 위한 것이다. 본 논문에서는 내식성이 우수한 고연성 소재인 AISI 316L을 이용하여 제작한 파열판의 파열시험을 수행하였다. 결과를 통하여 파열판의 크기에 대한 파열압력의 변화를 확인하고 유한요소해석 결과를 비교하여 탄소성 물성의 수정을 통해 정확성을 향상시켰으며, 임의의 형상에 대한 파열판 해석을 수행함으로써 계산 결과를 검증하였다.

금속 소재의 열구조 안정성을 파악하기 위해 고체연료 추진기관의 노즐에 대해 열구조 해석을 수행하였다. 금속 소재 노즐은 짧은 연소 시간이지만 고온, 고압의 연소가스에 직접 노출되어 열하중이 상당히 클 것으로 판단된다. 해석 결과를 통해 열하중의 영향을 예측하고 향 후 추력기 설계 자료로 이용하고자 한다.

본 논문은 이온빔 기술에 대하여 발표된 논문을 중심으로 조사하였다. 이온빔의 기술은 기질이나 가공물에서 표면을 깎아내는 기법과 이와 반대로 표면에 이온을 증착 개질 시키는 두 가지로 크게 대별할 수 있고 문헌상으로는 후자가 더욱 활발하다.

고체 추진기관의 노즐 소재로 사용하기 위하여 Zirconia로 코팅된 SCM-440과 STS-630 적용 노즐의 열구조 안전성에 관한 시험 평가를 수행하였다. 각 노즐에 플라즈마 스프레이 기법으로 0.15 mm 코팅하였으며, Zirconia 코팅 노즐의 열차폐 효율과 열적 내구성 평가를 수행하였다. 두 소재의 노즐목에서 Zirconia 코팅한 노즐은 코팅하지 않은 노즐 보다 70% 높은 열차폐 효율을 갖는 결과를 나타냈다. SCM-440이 STS-630보다 온도 상승률이 더 높으며, 노즐 확장부에서 더 높은 온도를 가지는 것을 확인하였다. 따라서 플라즈마 기법의 Zirconia 코팅이 초음속 노즐의 열구조 안전성에 유용함을 알 수 있었다.

본 연구에서 터보프롭 항공기의 프로펠러 블레이드에 대한 구조 설계 연구를 수행하였다. 프로펠러는 고속으로 비행할 수 있는 추력을 얻기 위해 구조적으로 높은 강도가 요구된다. 본 연구에서는 로펠러 구조 설계 시 고강도 및 고강성의 특성을 지닌 카본/에폭시 복합재료가 적용되었으며, 경량화를 위하여 스킨-스파-폼 샌드위치 구조 형태를 채택하였다. 구조 설계 하중은 블레이드에 작용하는 공력하중과 원심 하중을 분석하여 결정하였으며, 스파 플렌지는 굽힘 하중을 담당하고 스킨은 전단 하중을 담당하도록 복합재료 설계 개념을 반영하였다. 구조 안전성을 평가하기 위하여 상용 유한 요소 해석 코드인 나스트란을 활용하여 구조 해석을 수행하였다. 최종 공력 및 구조 설계 결과 분석을 통하여 설계된 프로펠러 블레이드의 효율이 우수하며 안전한 구조인 것으로 검토되었다.

액체 로켓 엔진의 연소기는 높은 온도의 연소가스를 발생시키므로 연소실과 노즐은 열적으로 보호되어야 한다. 상단용 엔진의 노즐확장부는 큰 노즐 팽창비를 갖기 때문에 무게가 발사체 성능에 미치는 영향이 크므로 경량 내열 소재가 개발되어 사용되어 왔다. 가스 냉각 방식과 흡열 냉각 방식은 이전에는 널리 사용되었으나 지금은 잘 사용되지 않았으며, 니오븀 합금이나 니켈 기반 초합금, 세라믹 복합재를 사용하는 복사 냉각 방식은 지금까지도 발사체 상단에 많이 사용되고 있었다.

본 논문은 탄소 섬유의 응용 분야 중에서 주로 항공우주 분야를 중심으로 조사하였다. 탄소 섬유의 좋은 물성에도 불구하고 초기에는 기술적 경제적인 요인으로 항공기 등에는 그다지 많이 사용되지 않았다. 그러나 기술의 향상으로 물성의 향상과 가격 저하로 모든 분야로 탄소 섬유의 적용은 늘어가고 있다.

75톤급 연소기 헤드부의 구조적인 안정성을 검증하고자 구조시험을 수행하였다. 연소기 헤드부는 재생냉각된 연료와 극저온 산화제에 의하여 고압의 하중을 받을 뿐만 아니라 엔진에서 발생된 추력을 전달한다. 따라서 연소기 헤드부가 소성변형 또는 구조적인 손상 없이 작동하기 위해서는 헤드부의 구조안정성이 매우 중요한 요소이다. 본 연구에서는 구조안정성 평가를 위하여 전자빔용접과 티그용접 두 가지 종류의 용접을 사용하여 헤드부를 제작하고, 구조적인 안정성을 평가하였다. 구조시험 결과 전자빔용접을 적용한 연소기 헤드부가 설계 하중조건에서 구조적인 손상 없이 안정하였으며, 티그용접 연소기 헤드부에 비하여 구조적으로 더 안정함을 보여주었다.

본 연구에서는 핀 로딩시험을 통해 탄소섬유/에폭시 복합재의 핀 체결부에 대한 베어링 강도와 파손 거동을 조사하였다. 이때 복합재는 필라멘트 와인딩 공법을 적용하여 제작하였으며 적층패턴은 두 가지 패턴을 고려하였다. 연구결과에 따르면 패턴 1은 net-tension 모드 파손이, 패턴 2는 bearing 모드 파손이 나타났으며 패턴 2의 음향방출 에너지는 패턴 1의 경우에 비해 높게 나타났다. 이로 미루어 보면 패턴 2가 패턴 1에 비해 구조적으로 안전함을 알 수 있었다.

본 연구는 재료물성치의 불확실성을 고려한 구조신뢰성 해석 기법에 대한 내용이다. 설계변수의 확률분포 및 상태한계방정식을 구하고 이에 대한 확률밀도함수와 누적분포함수 계산 시 근사화 기법인 크리깅을 적용하여 구조신뢰성에 대한 계산 및 해석시간을 단축하고자 하였다. 이에 대한 예제로 알루미늄을 소재로 하는 로켓모터케이스의 재료물성치의 분포를 고려한 구조신뢰성 해석을 수행하고 그 결과를 몬테카를로 시뮬레이션과 비교함으로써 제안된 기법에 대한 정확성과 효율성을 판단하고자 한다.

본 논문에서는 변형율 독립 탄-소성 구성방정식을 이용, 전단 변형 하에서의 국부적 소성변형 집중현상이 분석되었다. 또한 변형량 기울기 (strain gradient) 항이 포함된 비구역적 (non-local) 구성방정식이 유도되었으며 이는 다시 이중후방응력 경화 모델로 표현되었다. 더욱이 본 모델은 연속체 파손역학과 조합되었다. 국부적 변형집중 현상은 수치해석을 통해 분석되었으며 변형량 기울기 항이 구성방정식에 포함될 때 본 항의 크기가 증가할수록 전단 밴드의 크기는 감소하는 것으로 밝혀졌다.

본 연구에서는 노출온도와 노출시간에 따른 CNT 강화 불포화 폴리에스터 복합재의 수분흡수 거동을 조사하고 흡수된 수분이 인장특성에 미치는 영향을 평가하였다. 이때 노출온도는 $25^{\circ}C$와 $75^{\circ}C$의 두 경우를 고려하였으며, 노출시간은 600시간까지를 고려하였다. 연구결과에 따르면 수분흡수율은 CNT의 함량과 노출온도가 높을수록 크게 나타났으며, 또한 인장강도는 CNT가 함유된 경우 CNT의 보강효과로 인해 노출시간에 따른 인장강도의 감소가 낮게 나타났다.

이단 마이크로 플라즈마 추력기 (${\mu}PT$)의 개념 설계를 위하여 실험적 연구가 수행되었다. 운전 조건 및 노즐의 설계조건에 따른 전극 간격 및 출구 면적의 변화에 대한 추력기의 성능 최적화 연구가 수행되었다. 운전 압력은 $10^{-1}$ Torr에서 $10^{-4}$ Torr의 진공 조건이며 아르곤 가스의 유량은 5 sccm에서 300 sccm에 대하여 추력기의 성능 검증 연구가 이루어 졌다. 소모전력 약 1 watt에서 5 watt의 운전 상태에서 약 3000에서 4000정도의 비추력이 예상된다. 마이크로 플라즈마 추력기에 의해 발생된 토출 제트의 사진 및 전기적 특성에 대한 결과를 포함하였다.

한국항공우주연구원에서 개발 중인 중형 전기추진 무인기의 추진시스템에 대하여 하드웨어 통합 패시브 전력제어 시뮬레이션을 수행하였다. 이 추진시스템은 태양전지, 연료전지 및 배터리를 통합하여 전력원으로 사용하는 하이브리드 시스템이다. 연료전지는 I-V 커브를 모사하는 모사기를 제작하여 사용하였으며, 나머지 구성품들은 실제 탑재품들을 사용하였다. 시험 결과 각 전력원들은 요구전력 변화에 대해서 고유의 특성을 보이면서 원활히 동작되며, 안정적으로 운전됨을 확인하였다.

알루알루미늄 분말과 물의 연소 특성을 연구하기 위한 장치를 고안하였다. 알루미늄 분말의 점화를 포함한 연소특성은 초기온도, 압력, 당량비등에 의존하게 되므로 이러한 인자를 변화시켜 연소환경을 적응시킬 수 있는 장치를 설계하였다. 연소 시험 장치는 메탄 연소기, 물공급장치, 알루미늄 분말 정량 공급장치, 선형 형태의 연소기 및 제어장치로 구성되어 있다. 각각의 장치들은 필요한 물질을 정량적으로 공급할 수 있는 기능을 가지고 있으며, 정해진 시험 과정에 따라 자동으로 제어될 수 있도록 설계되었다. 제작된 장치를 시운전하여 각 구성품이 정상작동하였을 때, 알루미늄 분말이 연소되는 것을 확인할 수 있었다.

금속분말을 연료로 하는 연소기 개발에 있어 발생하는 문제점 중에 하나는 알루미나 slag 처리이다. 연소기 내부에 Water film을 형성시킴으로써 금속분말 연소기의 문제점을 해결할 수 있을 것으로 기대한다. 이를 위한 선행연구로 water film의 형성 조건에 대한 실험을 수행하였다. 실험 모델에 대하여 물 분사 속도가 증가할수록 원형 모델에 대한 water fim 각도가 작아져, 약 10 m/s이상에서 완전한 water film이 형성되는 것을 알 수 있었다.

연료차단밸브의 운용조건하에서 열 및 유체 특성을 수치적으로 연구하였다. 밸브의 크기는 15mm이고 최대유량은 600kph이다. 해석은 STAR-CCM+를 이용하여 수행하였다. 수치해석으로부터 얻은 결과는 시험치와 비교를 하였으며 전체적으로 peak에 도달하는 온도의 기울기는 유사한 경향을 보이며 온도값도 거의 일치를 하였다.

고체추진기관의 연소 환경에서 노즐 조립체의 온도, 삭마두께를 고려한 2차원 축대칭 열구조 해석을 하였다. 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.

본 논문에서는 화약작동식 밸브 개발에 관해 전반적으로 설명하였다. 화약작동식 밸브는 추진기관의 연료와 공기를 조절하는 파이로장치이므로 파편을 줄이는게 무엇보다도 중요하다. 그러므로, 해석과 성능시험을 통해 파편을 줄이기 위한 재설계에 역점을 두었다.

추련편향 개념은 최신의 초음속 전투기에 적용되어 사용되고 있다. 본 연구는 추력편향노즐의 성능특성을 쉴리렌기법을 이용한 충격파 가시화를 통하여 제시한다. 피치 각 변화와 피치플랩길이 변화라는 추력편향노즐의 기하학적인 특성에 따른 실험평가를 수행하고, 이러한 연구를 통하여 추력편향노즐의 초음속 유동특성을 분석하였다. 추력편향노즐의 총 추력은 편향각도가 증가함에 따라 감소되며, 추력손실이 가장 적으면서 적절한 편향 효과를 가지는 최적의 플랩 길이비가 존재한다.

램제트 및 스크램제트와 같은 공기흡입식 추진기관의 구성품 기반 모델 및 추진시스템 시뮬레이션에 대해 연구하였다. 시뮬레이션 모델은 엔진제어기 및 연료공급 시스템을 포함하여 공기흡입구, 연소기, 노즐 등으로 구성된 공기흡입식 추진기관의 특성을 고려하여 각각의 구성품을 종합한 모델로 구현하였다. 엔진의 성능 및 제어기의 동작 특성을 검증하기 위해 실제 환경을 모사하여 실시간 기반 Hardware In the Loop System(HILS)을 구현하였다.

마하 5 스크램젯 엔진에 대하여 연소 시험에 대한 예비 시험 성격으로서 연료 분사 없이 내부 유동 공력 시험을 수행하였다. 엔진은 흡입구 크기 $70mm{\times}200mm$, 전체 길이 1.7m의 시험용 모델을 대상으로 하였다. 설비는 한국항공우주연구원이 자체 설계 개발하여 보유한 불어내기식 극초음속 시험 설비를 사용하였다. 측정은 엔진 내부 유로를 따라 19개 지점에서 압력을 측정하였다. 시험 결과 본 엔진 모델을 사용하여 설비 시동이 가능하였으며 엔진 내부는 초음속 유동이 유지됨을 확인하였다.

대기외란을 적용한 램제트 엔진 시스템의 성능계산 기법을 제안 하였다. 비행 궤도는 동압력이 일정한 궤적을 사용하였다. 고도에 따른 동압력을 설정하고, 이에 따른 비행 조건에서 대기 외란을 계산하였다. 엔진 흡입구로 유입되는 대기 외란을 계산하기 위하여 Tank의 외란 모델을 사용하였으며, 외란을 고려한 비행 조건에 대한 성능 계산을 수행하고 추력과 종말 충격파의 위치를 파악함으로써 설계된 비행 궤도 내에서 램제트 엔진 시스템의 비행 안정성을 확인하였다.

이중 연소 램제트(DCR) 엔진의 주 연소기에서 초음속 연소 현상을 수치해석을 동하여 연구하였다. 초음속 연소 유동은 유동의 압축성 효과에 연소 안정성이 크게 영향 받으므로, 일정 단면적 부분의 길이 및 확산 각에 대한 영향을 살펴보았다. 동일한 입구 조건에서의 해석의 결과 이중 연소 램제트 엔진 연소기의 연소 유동은 기본적으로 난류 부상 화염의 특징을 가짐을 알 수 있었으며, 부상 화염의 높이는 초음속 확산각이 작고 일정 단면적 부분이 긴 경우, 분사기 가까이 유지되만, 확산각의 변화에 심하게 영향 받아 작은 변화에도 부상화염의 높이가 크게 증가하거나 연소기 밖으로 blow-out 되므로, DCR 연소기의 설계에는 화염의 안정성이 충분히 고려되어야 함을 알 수 있었다.

일회성 비행체의 경우 임무 수행 시작 후에 발생하는 센서 등이 고장 나더라고 이를 극복하고 임무를 완료할 수 있게 강인하게 추진체 제어기를 설계하여야 한다. 이러한 비행체에는 중요 센서의 고장에 대비하여 대체 가능한 센서를 여분으로 장착하여 내결함성을 향상시키고 있다. 이 경우 추가 센서 장착으로 인해 비행체의 가격이 상승하게 된다. 본 논문에서는 NARX 모델을 사용하여 적용대상 추진체의 속도 센서를 대치 가능하게 하였고 각각의 센서 신호는 모델 기반의 고장 진단을 수행하여 고장 식별을 하였다. 설계된 NARX 및 고장 진단 알고리즘은 최적화하여 TI 사의 TMS320F2812 에 탑재되어 실시간으로 HIL 장비와 연동될 수 있도록 하였다. 본 논문에서는 최소한의 센서를 적용하여 일회성 비행체의 내결함성을 향상시키고 복잡한 고장 상황하에서 주어진 임무를 완료할 수 있는 추진체 제어기의 설계하여 HIL 환경에서 시험하여 적용 가능성을 확인하였다.

V-gutter형 보염기가 장착된 모델 연소기에서 연소불안정이 발생할 때 보염기 근처에서 나타나는 화염의 역화 및 재점화 구조를 조사하였다. 연소기는 단면이 $40{\times}40mm$인 긴 덕트 형태이며 연료는 천연도시가스(CNG)를 사용하였다. 화염 구조를 가시화하기 위해서 고속 카메라를 이용한 자발광 계측을 하였다. 연소불안정이 발생하면 화염의 역화가 발생하며, 역화의 진행거리는 당량비에 따라서 달라졌다. 일정 당량비 이상에서는 역화가 진행됨에 따라 보염기 앞쪽 끝단에서 새로운 화염면이 형성된다. 흡입되는 혼합기의 속도가 증가하면서 역화되었던 화염면은 뒤로 밀리게 되고, 이때 보염기 안쪽에 형성된 재순환 영역으로 혼합기가 유입되면서 재점화가 이루어지는 것을 확인하였다.

이차 추진제로 많이 쓰이는 알루미늄을 고출력 레이저를 이용하여 공기 중의 산소와 반응시켜 발생되는 rich 및 stoichiometric 상태의 알루미늄-산소 연소 현상에 대해 레이저 분광분석법을 이용하여 연구하였다. 7ns의 펄스 주기와 1064nm의 주파수를 가진 Q-switched Nd:YAG 레이저로 40 - 2500mJ의 에너지가 공급되었으며, 플라즈마 빛은 echelle 회절 분광기와 ICCD 카메라로 감지하였다. 레이저 분광분석을 통하여 연료인 알루미늄과 산화제인 산소의 원자 신호를 얻었을 뿐만 아니라, 현상이 일어나는 환경인 플라즈마 온도와 전자밀도가 계산되었다. 특정 전자 밀도비 비교를 통하여, 고출력 레이저를 통해 일어나는 알루미늄과 산소의 연소 및 폭발 현상 변화에 대한 분석이 가능하다는 것에 본 논문의 중요성이 있다.

한국항공우주연구원은 비행시험용 스크램제트 엔진의 최적 형상을 도출을 목표로 추력 노즐 변화에 따른 스크램제트 엔진의 특성을 파악하고자 여러 가지 형상의 추력 노즐을 설계 및 제작하였다. 성능시험은 호주 University of Queensland의 T4 충격파 터널에서 수행되었으며, 총 8종의 노즐과 2 종의 측벽이 시험되었다. 본 논문에는 스크램제트 엔진의 추력 노즐과 측벽의 설계 및 사양을 정리하였다. 또한 스크램제트 엔진 Baseline의 정압력과 노즐 출구 피토 압력 분포를 계산한 결과 양의 비추력을 얻었음을 확인하였다.

가스발생기의 압력 제어기법을 제안하였다. 모델기반 제어법칙을 설계하기 위하여 Robert 식과 보존방정식을 이용하여 가스발생기의 모델을 구성하였고, 연소시험을 통하여 모델의 정확성을 검증하였다. 모델은 연소 공간이 증가함에 따라 시스템의 고유 특성이 변화하게 되는데, 이러한 특성으로 인한 폐루프 구조에서 나타나는 응답특성을 평가하기 위하여 PID 및 비선형 적응 제어법칙을 설계하였다. 수치 시뮬레이션 결과 두 방법이 각각 제어 성능과 실제 시스템 적용에 문제가 있음을 알 수 있었고, 이를 극복하기 위한 새로운 제어기법을 제안하였다. 새롭게 제안된 이득계획 제어기법의 수치 시뮬레이션 결과 외란 및 측정 잡음의 영향에서도 우수한 제어 응답성능을 보였다.

펄스데토네이션 엔진의 개발을 위해서는 데토네이션 현상의 이해와 그 발생 및 분석 기법에 대한 고찰이 필요하다. 본 연구에서는 산소($O_2$)-아세틸렌($C_2H_2$) 추진제 조합을 사용하는 DDT 튜브를 제작하였으며, 추진제 당량비 및 Schelkin spiral 유무에 따른 데토네이션파 생성특성에 관한 실험적 연구를 수행, 데이터를 수집, 분석하였다.

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 및 설계점 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정하고, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 데이터를 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/($lb^*h$)이 예측되었다. 설계점 계산결과를 기준으로 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과, 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다.

막냉각은 재생냉각채널을 통과하는 추진제의 일부를 연소실 벽면으로 선회 분사하여 연료 과잉 혼합층을 형성함으로서, 벽면 열유속을 감소시키는 효과적인 냉각 방식이다. 본 연구에서는 초임계 압력 조건하에서 분사되는 케로신 막냉각이 재생냉각 연소기 내부의 연소와 냉각 특성에 미치는 영향을 정량적으로 예측할 수 있는 해석모델을 개발하였으며, 실제 연소기 시제품에 대한 연소시험 결과와 비교하였다. 지속적인 모델의 개선을 통해 향후 냉각설계안에 따른 성능, 냉각, 압력손실, 그리고 무게 등과 같은 상반된 요구조건을 종합적으로 비교/분석하는 설계도구로 활용될 것으로 기대된다.

축소형 2차목 초음속 디퓨저를 설계/제작하여 디퓨저 주요 설계 변수에 따른 성능 특성 변화를 파악하고자 한다. 디퓨저 주요 설계 변수로 디퓨저 입구 길이(Ld), 2차목 길이(Lst), 확산부 길이(Ls)를 선정하였고, 상온의 질소를 사용한 실험을 통하여 디퓨저 성능 특성을 파악하였다. 실험 결과 디퓨저 입구 길이에 따른 변화는 크게 없었으며, 2차목 길이, 확산부 길이에 따라서 시동압력의 영향이 있었고, 2차목 길이대 2차목 직경비(Lst/Dst)가 8 이상에서는 시동압력의 변화가 없는 것으로 확인되었다.

단일 추진제로써 널리 사용되는 하이드라진은 높은 성능을 가지나 그 맹독성으로 인해 하이드라진을 대체할 새로운 친환경 추진제가 연구되고 있다. 친환경 추진제의 후보군들 중 이온성 액체 추진제는 하이드라진에 비해 낮은 독성과 더불어 높은 비추력, 밀도를 가진다. 이온성 액체 추진제중 하나인 Hydroxylamine Nitrate (HAN)을 사용한 추력기를 설계하기 위해서는 주어진 추진제 유량을 충분히 분해시킬 수 있는 촉매 베드 크기를 구할 필요가 있다. 본 연구에서는 HAN 추진제를 사용한 소형 추력기를 설계하고 추력기의 추진제 분해성능을 특성속도 효율 등으로 평가함으로써 HAN 추력기 설계에 있어 기준점을 제시하고자 한다.

산화제 유동 변화를 위한 디스크를 예혼합실에 장착하여, 디스크의 직경과 길이를 변경하며 PMMA/GOx를 이용한 하이브리드 로켓 모터의 지상연소시험을 수행하였다. 디스크에 의해 산화제 유동의 와류유출(vortex shedding)이 발생하여, 연소율과 압력 진동 등의 연소 특성이 변화하였다. 연소실험 후 PMMA를 축방향으로 잘라내어 연소면을 관찰하여, PMMA의 연소면 전체에서 딤플 형태의 패턴이 발견하었다. 이는 연소 과정 중 연소면 근처에서 발생하는 blowing 효과에 의해 변화된 산화제 유동의 경계층 특성에 기인한 것으로 보이며, LES 기법을 이용하여 수행한 수치적 연구 결과와 일치한다. 이는 하이브리드 로켓 모터의 연소불안정 현상을 이해하는데 중요한 자료로 판단된다.

한국형 달탐사 계획을 성공적으로 수행하기 위해 한국항공우주연구원에서는 지상 모델을 이용한 핵심기술 확보 및 성능 검증을 수행하기 위한 연구를 진행 중에 있다. 추진시스템의 핵심 기술을 확보하기 위해 핵심 구성품인 추진제 탱크에 대한 국산화 개발을 진행하고 있으며 이를 이용하여 최종적인 추진시스템의 제작/시험을 수행할 예정이다. 본 논문에서는 개발 중인 추진제 탱크의 외부 구조물 가공 결과 및 수압 시험 결과를 소개하였다.

기체메탄/액체산소를 추진제로 사용하는 동축 스월/전단형 인젝터를 설계 및 제작하였다. 각 추진제의 오리피스 개수와 유입오리피스 후단의 형상 등은 상용 해석프로그램인 Fluent를 이용하여 유동해석을 수행한 결과를 바탕으로 결정하였다. 설계/제작된 인젝터는 수류시험을 통해 차압에 따른 설계유량을 측정하였고, 패터네이터를 이용하여 유량분포의 균일성을 확인하였다. 측정결과 설계 유량의 약 10% 내외의 차이를 보였으며, 산화제 인젝터의 분무각은 $66^{\circ}$로 측정되었다.

고체 추진기관의 추력 조절의 한 방법인 핀틀 노즐 기술은 초음속 유동장 내부에 핀틀을 위치시키고 핀틀의 위치를 조절하여 노즐 목 면적을 조절함으로써 추력의 크기를 조절한다. 본 연구는 Needle형 핀틀이 초음속 유동장 내부에서 구동될 때 발생하는 핀틀 팁에서의 압력변화와 핀틀노즐의 비정상 유동특성에 대해 분석하였다. 연구 결과 초음속 유동장 내부에서 핀틀이 움직일 때 핀틀팁에서의 압력변화가 발생하고, 이러한 압력변화에 따라 추력변화가 야기됨을 비정상상태 해석으로 확인하였다.

이중펄스 로켓모타에 적용되는 격벽형 펄스분리장치의 파열판 형상을 변경하는 설계를 진행하였다. 펄스분리장치 설계 확정에 앞서 3가지 다른 형상의 파열판 평판시험을 진행하여 파열판 성능을 확인하였다. 평판시험후 시험결과를 분석하여 펄스분리장치 파열판의 8개의 원형 구멍형과 8개의 사다리꼴 구멍 형상을 적용하기로 결정하였다.

한국기계연구원에서는 원자로냉각재펌프의 완전특성을 시험할 수 있는 시험 설비를 구축하였다. 이 설비는 유량은 최대 2,000 m3/hr, 동력은 최대 132 kW까지 펌프 및 수차의 시험이 가능하다. 본 논문에서는 완전특성 시험장치 및 시험방법, 이를 이용한 원자로냉각재펌프의 시험결과를 소개하고자 한다.

가스터빈의 효율 향상 및 허용수명과 안정성 확보를 위해서는 고온부품에 대한 효과적인 냉각기술 개발이 필수적이다. 냉각시스템을 설계하기 위해서는 다양한 냉각방식에 대한 기초적인 연구뿐만 아니라, 이에 대한 이해를 기반으로 실제 조건에 대한 치밀한 해석이 필요하다. 해석 결과를 토대로 열적 응력 및 예상 수명을 예측 할 수 있다. 이와 같은 일련의 설계 작업을 열설계기술이라 하며, 열설계기술은 가스터빈의 성능 향상은 물론 독자적인 설계 및 개발을 위해 필요한 핵심 요소설계기술 중 하나이다.

수직축 및 수평축 풍력터빈의 특성 및 공력성능예측 방법에 대해 고찰하였다. Darrieus형 수직축 풍력터빈은 블레이드에 유입되는 바람의 속도 및 받음각의 변화가 매우 심해 Dynamic Stall 현상이 발생하고 앞면에서 발생한 Wake가 후면 블레이드의 공력특성에 영향을 준다. 수평축은 BEMT를 활용하여 형상설계 및 성능예측이 가능하고 전산해석 및 풍동시험을 통해 공력성능예측이 수행되고 있다.

연료전지시스템을 항공기 동력원으로 사용하기 위해서는 요구되는 출력에 필요한 스택성능과 한정된 부피 내 연료전지시스템을 탑재하기 위한 운전장치 구성, 그리고 무게를 최소화하기 위한 부품 및 재료 선정이 필요하다. 스택의 기본성능은 MEA(Membrane electrode assembly)와 기체확산층 구조, 분리판 디자인 및 운전조건 등에 의해 결정된다. 스택의 기본성능은 연료전지시스템을 구성하는 운전장치 구성 및 성능에 의해 달라지기 때문에 어떠한 운전장치를 어떠한 구성으로 설계하는가에 따라서 성능이 변한다고 볼 수 있다. 본 연구에서는 연료전지시스템을 항공기 동력원으로 사용하기 위해서 고려되어야할 스택과 운전장치의 구성이 성능에 미치는 영향과 운전환경(스택 경사, 고도)이 연료전지 스택성능에 미치는 영향에 대해 고찰하였다.

에너지기후시대에 신에너지원 발굴, 저탄소 녹색성장의 일환으로 석탄 IGCC기술이 개발 중에 있다. 본 연구는 IGCC기술 중 가스화기에서 생산된 합성가스를 가스터빈에 직접 주입시 생길 수 있는 문제점을 미리 파악하고, 그 연소특성자료를 축적하기 위해 수행되었다. GE7EA연소기를 대상으로한 상압 및 고압연소실험을 통해 합성가스의 기본적인 연소특성을 파악하였으며, 수소화염이 과다한 NOx발생의 원인임을 파악하고, 질소희석을 통해 NOx배출량을 제어할 수 있음을 확인하였으며, 연소진동은 크게 발생치 않음을 확인하였다. 본 연구를 통해 축적된 시험 데이터는 2015년에 국내 최초로 준공예정인 태안 IGCC플랜트에 연소진단시스템 및 최적화 기술적용시 활용된 예정이다.

전북대학교 고온플라즈마 응용연구센터 구축사업단에서는 0.4MW/2.4MW급 Huel type 플라즈마장치 및 60kW/200kW급 RF 플라즈마 장치 구축을 목표로 건축 및 장비 지원설비가 센터 부지에 설치되고 있으며 플라즈마 장치의 구축이 완료되면 분말합성, 용사코팅, 지구 재진입 환경 모사 등 일련의 과정을 모두 한자리에서 처리할 수 있을 것으로 예상된다.

근래 추진제의 개발 동향은 온도 둔감 특성을 가지는 것을 목표로 온도에 둔감한 특성을 가진 DNDA-57을 활용한 개발이 이루어지고 있다. 이번 연구에서는 DNDA-57이 포함된 추진제에 대해 Closed Bomb Test 및 40MM 발사시험을 통해 온도 둔감 효과를 확인하였다. 현재 최적의 추진제 형상 및 조성, 그리고 작업 공정에 대한 연구가 진행 중이다. 향후 최적의 조성 및 공정을 수립하기 위한 연구를 지속적으로 수행할 계획이다.

대표적인 낮은 성능의 액체 연료(Jet A-1)에 고밀도 고에너지특성을 갖는 첨가제를 혼합하였을 때 연료의 물성 미치는 영향을 조사하였다. 액체 연료의 주요 인자인 밀도, 점도, 발열량을 중심으로 첨가제혼합에 따른 혼합연료의 물성을 비교 분석하여, 액체 연료(Jet A-1)의 성능향상과 같은 특성변화의 가능성이 있음을 파악하였다.

이젝터 시스템은 주유동 제트에 발생되는 전단 응력과 압력차에 의해 흡입 챔버 압력에 영향을 미치거나 이차 흡입 유동을 유도한다. 이젝터는 터빈 기반 복합사이클 추진기관 및 로켓엔진의 고고도 모사 설비, 압력회복장치, 담수화 시스템, 이젝터 램젯시스템과 같이 많은 분야에 적용되어 널리 사용된다. 본 연구에서는 다양한 고고도 환경 모사를 위한 멀티 이젝터의 형상 및 운전 조건을 결정하는 설계 절차를 수립하고자 하였다.

추진제탱크 내의 극저온 추진제는 발사체의 비행 과정동안 주변으로부터 에너지를 흡수하여 온도가 상승한다. 비행 종료 시점에 있어 터보펌프 입구 요구조건 이상으로 온도가 상승된 추진제는 사용할 수 없는 잔류추진제로 남게 된다. 본 논문에서는 극저온 추진제 상층부의 온도변화를 살펴보기 위하여 추진제 표면 근처에서의 열전달계수를 구해보고자 하였다. 추진제 상층부의 열전달을 전도로 단순화하여 열전달계수를 예측하는 방법을 제시하였다. 이를 통해 얻어진 추진제 상층부의 온도를 시험데이터와 비교하여 열전달계수 예측 방법의 적용 가능성을 확인하였다.

석유자원 고갈, 높은 원유가격 문제 그리고 온실가스인 $CO_2$ 에 의한 지구온난화 문제 때문에 바이오 매스를 이용한 GTL(Gas To Liquid) 공정으로 제조하는 청정 합성연료에 대한 관심이 크게 증가하고 있다. 본 논문에서는 GTL 기술의 3가지 핵심인 천연가스 개질반응, 피셔-트롭스 합성 그리고 물성조절 공정에 관한 기술을 설명하고 각국의 개발현황을 비교하였다.

터보펌프에서 발생 가능한 cavitation을 동반하지 않으면서 추진제를 요구하는 압력과 유량으로 연소기에 공급하기 위해서는 추진제 탱크에 저장된 추진제를 가압하는 시스템이 필요하다. 가압시스템은 선가압과 주가압으로 분류할 수 있으며, 본 연구에서는 주가압 시스템에 대해서만 언급한다. 추진제탱크 가압 방식에는 가압가스 생성방법과 공급 방법으로 나눌 수 있으며, 가압가스 생성방법으로는 비활성가스 및 극저온 산화제를 기화시켜 추진제탱크에 공급하는 방법이 있다. 본 연구에서는 가압시스템의 분류와 가압 방식에 따른 장단점을 비교하였으며, 특히 발사체에서 사용하고 있는 가압방식 중에서 임펄스 제어방식의 원리와 가압시스템의 특성을 기술한다. 또한 가압시스템의 구성요소인 열교환기의 형상과 구조 및 각 열교환기의 특징에 대하여 설명한다. 본 자료는 발사체 개발단계에서 가압시스템의 기본요구조건 도출과 개념설계 단계에서 활용할 수 있다.

우주발사체 추진기관 공급계에서 2-way 솔레노이드밸브는 제어시스템의 명령에 의해 추진제 탱크를 가압하여 탱크내의 압력을 조절한다. 가압용 솔레노이드밸브의 제작에 앞서 설계검증 및 기본적인 작동특성을 분석하기 위해 AMESim상용코드를 이용하여 해석모델을 수립하였다. 입구압력에 따른 작동시간을 시험결과와 비교하여 모델을 검증하였다. 솔레노이드밸브 모델을 이용하여 설계변수인 컨트롤 밸브의 시트 직경, 주 밸브의 시트 직경, 실링 직경 비에 대해 밸브의 동특성 해석을 수행하였다. 해석을 통해 밸브의 개폐작동시간, 작동성능, 개폐압력을 예상하였다. 본 연구 결과는 한국형 발사체 공급계 가압용 솔레노이드밸브의 설계/해석능력을 확보하고 밸브의 개발과정에서 효율성을 높일 수 있으며 파생형 밸브의 설계 및 선행연구에 적용할 수 있을 것으로 판단된다.

우주발사체 추진기관 공급계에서 공압구동용 솔레노이드밸브는 제어시시템의 명령이 주어지면 구동가스 배관의 통로를 개폐해서 공압제어장치를 작동시킨다. 공압구동용 솔레노이드밸브의 제작에 앞서 설계검증 및 기본적인 작동특성을 분석하기 위해 AMESim 상용코드를 이용하여 해석모델을 수립하였다. 입구압력에 따른 작동시간을 시험결과와 비교하여 모델을 검증하였고 내부유동 해석결과 (FLUENT)를 이용하여 3차원 형상을 고려하여 모델의 정확도를 높였다. 밸브모델을 이용하여 다양한 설계변수에 따른 밸브의 개폐압력, 작동시간을 계산하여 설계인자 검증 및 작동성능을 분석하였다. 설계변수인 컨트롤밸브의 시트 형상, 주 밸브와 배출밸브의 시트 형상, 실링 직경비, 컨트롤 캐비티부피에 대해 밸브의 동특성 해석을 수행하였다. 해석을 통해 밸브 개폐작동시간, 작동성능, 개방압력을 예상하였다. 본 연구 결과는 한국형발사체 공급계 공압구동용 솔레노이드밸브의 설계/해석능력을 확보하고 밸브의 개발과정에서 효율성을 높일 수 있으며 파생형 밸브의 설계 및 선행연구에 적용할 수 있을 것으로 판단된다.

탄화수소 계열의 점화원과 달리 선행 연구된 스팀 플라즈마 점화기를 이용한 알루미늄 분말의 지속 연소 성공을 바탕으로, 고온의 플라즈마를 이용한 알루미늄 분말의 점화 특성을 알아보기 위해 산화제가 없는 환경을 조성하여 점화 특성 확인 실험을 수행하였다. 아르곤 플라즈마를 이용하여 이전의 연소 실험과 동일한 4500 K의 온도 조건 및 이송 가스를 이용한 입자 공급 조건을 조성하여 실험을 수행하였으며, 플라즈마의 온도는 방출분광법을 사용하여 측정하였고 점화 특성은 SEM 촬영과 EDS 분석을 통해 비교 분석하였다. 고온의 플라즈마 제트 내부를 통과한 알루미늄 분말은 탄화수소 계열의 점화원과 다르게 급격한 기화로 인한 점화 촉진 효과를 확인 할 수 있었다.

혼합용 임펠러를 장착한 연료탱크의 액체연료와 미세 고체입자의 부유, 혼합 현상을 분석하고자 2차원 혼합 유동 수치해석을 수행하였다. 다상 유동해석은 Eulerian Grandular Multiphase 기법을 사용하였고, 해석기법을 12vol% 고체 혼합 조건 실험의 축방향 고체 농도 분포와 비교하여 확인하였다. 해석용 연료탱크는 10.5vol% 고체입자를 액체연료와 혼합하는 것으로 회전수 700rpm 조건에서 4가지 경우의 임펠러 위치와 유속 조건으로 해석을 수행하였다. 각 경우에 대한 Quality of Suspension 결과를 비교하여 적합한 임펠러 위치와 속도방향을 확인하였다.

국내 기술로 개발된 액체로켓엔진 연소기의 점화 특성을 분석하였다. 분석결과 시동 시퀀스와 더불어 산화제 매니폴드의 온도 편차 및 증발 상태에 따라 저주파 섭동이 일부 점화 구간 내에 나타남을 보였다. 이 저주파 섭동은 연소기의 기능 장애 요소로 성장하지 않았지만, 엔진시스템 및 발사체와의 인터페이스를 고려하여 지속적인 관심을 가져야 할 것으로 사료된다.

화염유도로 냉각시스템은 발사체 엔진의 점화 시 발생하는 충격파를 감쇠하는 중요한 역할을 수행한다. 또한 이 시스템은 발사체의 구조와 페이로드를 손상시킬 수 있는 커다란 진동을 감소시키기도 한다. 나로우주센터의 발사대에 설치된 화염유도로 냉각시스템은 발사체 엔진의 화염에 직접 물을 분사시키도록 구축되었으며, 나로호의 비행시험 결과는 화염유도로를 냉각하는 관점에서 이 방법이 기능상 우수함을 보여 주었다.

최근 대두되고 있는 바이오가스(Biogas)를 이중 희박 예혼합 가스터빈 연소기에 적용하기 위한 연구로써, 기존 개발된 실물형 이중 희박 예혼합 연소기 버너헤드에 바이오가스 조성을 모사한 $CO_2$ 희석 연료를 사용하여, 가스터빈 연소기의 연소불안정에 미치는 영향을 연구하였다. 이중 스월이 적용된 이중화염에서 연료분배율(Pilot fuel mass fraction)에 따라 화염구조가 상이하며 이에 따라 연소장의 온도분포와 연소불안정 특성이 결정된다. 동압신호와 phase-resolved $OH^*$ 이미지를 통해 연료분배율 변화와 $CO_2$ 희석률 증가에 따른 연소불안정 크기 감소와 그 경향을 알 수 있었다. $CO_2$ 희석에 의해 열방출 섭동의 크기가 감소하고 화염속도가 감소하며 이에 따라 화염면의 팽창 즉, 체적의 증가로 인해 연소불안정이 감소되는 것을 실험을 통해 확인하였다.

KSLV-I 2단에 탑재된 위성은 KM과 충돌하지 않도록 오염 및 충돌 회피 기동(CCAM)을 수행하게 된다. 이때 위성이 KM 잔류 추력 Plume의 밀도가 충분히 낮은 영역을 통과해야만 오염을 피할 수 있으며, 이를 확인하기 위해서는 Plume 유동장의 정확한 예측이 필수적이다. 본 논문에서는 다양한 희박기체 유동해석에 사용되어 그 정확도가 검증된 DSMC 기법을 사용하는 러시아 ITMA 연구소의 SMILE Code를 이용하여 위성과 분리된 KM의 잔류추력에 의한 Plume의 밀도장을 시뮬레이션 하여 분포를 예측하였고, 그 결과의 신뢰성을 확인하기 위하여 KM 노즐 내부의 밀도장은 Fluent의 결과와 비교하여 그 타당성을 입증하였다.

개발 중인 중형 전기추진 무인기는 전력원으로 태양전지, 연료전지, 이차전지를 사용한다. 전력변환기 및 컨버터를 없이 전압 매칭을 통해 전력원을 선정하고 단품시험을 수행하였다. 여러 종류의 전력원을 통합하여 사용함에 따른 각 전력원 별 특성파악 및 에너지 사용 비율을 정량적으로 평가하기 위해 5시간 지상통합시험을 수행하였다. 그 결과 배터리는 시동 및 과도상태에서 다른 동력원에 비해 빠른 출력반응을 보였으며, 연료전지와 태양전지는 순항영역에서 주 전력 공급원의 역할을 수행함을 확인하였다. 사용한 에너지 비율은 연료전지, 태양전지, 배터리가 각각 68%, 29%, 2.5%임을 알 수 있었다.

초음속 풍동은 고속으로 운용되는 비행체나 유도무기의 개발에 있어 시험체 주위에서 나타나는 공기역학적 현상을 연구하고 특성을 대표하는 물리량을 측정하기 위해 주로 사용되는 지상시험 장비이다. 본 연구에서는 연구팀에서 보유하고 있는 소형 초음속 풍동이 갖는 시험 모델 크기의 제약을 완화하고자 $250mm{\times}200mm$ 의 시험부를 갖는 초음속 풍동을 설계하고 제작된 풍동의 성능 평가를 수행하였다. 제작된 풍동의 시험 마하수는 2.5이며 시험부에서 균일한 유동을 얻을 수 있도록 경계층 보정을 수행하여 노즐의 형상을 결정하였다.

액체로켓 발사를 위한 설비인 산화제 지상공급시스템은 발사체에서 요구하는 까다로운 요구조건을 충실히 수용할 수 있어야 한다. 발사체는 무게 감량 등을 위해 불필요한 단열재 등을 최대한 갖추지 않고 임무 요구조건 만족을 위해 탑재하는 액체산소량도 까다롭게 관리한다. 이러한 조건들은 최대한 지상 설비가 수용해주어야 하며 그 조건들을 만족시키기 위한 운용 프로세스를 설계해야 한다. 본 논문에서는 액체로켓 산화제 지상공급시스템의 운용 프로세스의 설계 및 검증시험 결과를 정리하였다.

한국항공우주연구원(KARI)에서 개발 중인 중형 전기추진 무인기에 사용할 프로펠러의 선정을 위하여 프로펠러의 비행조건 성능을 풍동시험을 통하여 측정하였고, 해석으로부터 예측된 성능과 비교하였다. 시험은 KARI의 대형 아음속 풍동에서 수행되었다. 시험에 사용된 프로펠러들은 지름 21" 폴딩 타입 상용 제품이다. 시험 결과로부터, 순항조건에서 66%의 효율을 보인 21"${\times}$15.5" 프로펠러가 선정되었다.

발사체의 비행시험을 하기 전 액체로켓 추진기관에 대한 지상시험 수행을 통해 효율적인 추진기관 개발을 도모할 수 있고 비행시험 전 검증을 통해 신뢰도를 높이고 개발비용도 절감할 수가 있다. 따라서 국내에서도 대형급 추진기관 시스템 시험설비를 구축함으로써 앞으로 개발되는 액체추진기관의 완성도와 신뢰도를 향상시켜 국제시장에서 경쟁력 있는 상용 발사체 개발의 첫걸음을 내딛을 수 있기를 기대한다.

발사 전 발사체에 공급되는 추진제는 엔진의 정상작동을 위해 설정된 추진제 온도범위 내로 공급되어야 하며, 이는 발사체 공급계 시스템 내에서의 온도변화도 고려되어 발사 전 지상공급시스템 운용 절차에 반영된다. 본 논문에서는 나로호 발사대 액체산소 충전시스템의 액체산소 충전 온도 제어를 위한 시스템 운용절차와 액체산소 냉각방법에 대해 고찰한다.

발사 운용 시 발사대의 지상 지원 설비는 정해진 알고리즘에 따라 발사체와의 통신을 통해 발사운용이 수행된다. 이는 발사체의 각 시스템 상태에 따라 지상 지원설비의 각 시스템은 독립적으로 또는 복합적으로 운용되며, 본 논문에서는 나로호 발사대 액체산소 충전시스템의 발사체 및 다른 지상지원 시스템과의 유기적인 추진제 공급 알고리즘에 대해 고찰한다.

우주발사체에 있어서 추진기관 시스템은 가장 중요한 구성 요소이다. 액체 추진기관을 새로 개발한다고 할 때, 그 개발 수준을 평가하기 위해서는 적절한 시험 설비에서 수행되는 시스템 종합시험이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 새로운 추진기관 시스템의 개발 인증을 위해 개발 단계별로 요구되는 시험의 종류와 반드시 확인해야 할 변수들을 검토 정리하였다.

추진제 탱크와 배관의 연결부에 대한 개념 설계단계로 해외 발사체의 배관 연결부를 조사하였고, 그 결과를 토대로 몇가지 대표 형상을 선정하여 유동해석을 수행하였다. 유동해석 결과 배관의 연결부 중 제일 유동특성이 좋은 것을 찾을 수 있었다, 하지만 큰 차이는 없었다. 그 이유는 배관이 길어서 배관 내부를 유체가 흐르면서 배관 내부 유동이 안정되는 것으로 판단된다.

고온, 고압조건에서 작동하는 연소기 내벽을 보호하기 위해서 적용되는 니켈크롬도금의 열전도도를 측정하였다. 측정된 결과와 현재 재생냉각 해석에서 사용되는 데이터를 비교하면 20~25% 정도의 여유를 가지고 있는 것으로 나타났다.

한국형발사체 1단에 사용될 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기술검증시제를 설계, 제작하여 연료수류시험을 수행하였다. 가압압력을 조절하여 연료 유량을 변경함으로써 주어진 유량에서 발생하는 연소기 재생냉각 채널에서의 압력 손실을 측정하였다. 연소실 각 부에서의 압력 손실을 측정할 수 있었으며, 상당량의 압력 손실이 유속이 강한 연소실 노즐목부에서 발생함을 확인하였다. 주어진 연료 수류시험 조건에서 수력학 해석을 통하여 수력학 해석 방법의 정확도를 검증할 수 있었다.

추진제 탱크 가압 시스템 적용을 위한 솔레노이드 밸브를 제작하여 작동시험 및 기밀시험을 수행하였다. 시험 결과 제작된 모든 밸브에서 작동 시간은 밸브 성능 요구 조건을 만족하고 있다. 그러나 기밀시험 결과 솔레노이드 밸브 내부에서 일부 누설이 있는 것을 발견하였다. 솔레노이드 밸브 분해를 통해 누설은 용접에 의한 Seat면의 손상이 주요 원인이라는 것을 확인하였다. 본 연구를 통해 추진제 탱크 가압용 솔레노이드 밸브 개발 가능성을 확인하였다.

솔레노이드 밸브는 전기에너지를 기계적인 운동으로 변환하는 장치로, 솔레노이드 코일에 전류를 인가할 때 자기장이 생성된다. 솔레노이드에서 발생하는 자기장의 크기는 코일의 권선 수, 전류의 세기 및 자성소재의 특성과 밀접한 관계가 있다. 자기력을 증가시키기 위해 코일의 권선 수, 전류의 세기를 증가시킬 경우, 밸브의 크기 및 무게가 증가하는 단점이 있다. 따라서 밸브의 크기를 줄이기 위해서는 솔레노이드 밸브 사용 환경에 적합한 자성소재의 선정이 중요하다. 본 연구는 솔레노이드 밸브 개발에 필요한 자성소재의 특성을 정리하였다.

액체로켓 엔진의 개발을 위한 터보펌프+가스발생기(TP+GG) 연계시험을 수행하였으며, 본 시험결과와 Flowmaster를 이용한 엔진 시동해석 결과를 비교함으로써 시동해석 방법의 검증을 수행하였다. 이로부터 엔진 시동해석에 있어서, 초기 터빈의 압력비를 계산하는 방법을 개선하였으며, 특히 시동 초기의 터빈 출구 온도가 시동 해석의 오차에 미치는 영향을 확인하였다.

인공위성이나 우주발사체를 개발하기 위해서는 지상에서 우주환경 성능 시험이 필요하며 이를 위해서 고고도 환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 연구에서는 터보 분자 펌프를 이용하여 목표 진공도 $1.0{\times}10-6$ torr를 유지함으로써 200 km의 고도를 모사하기 위한 진공설비를 구축하고 터보 분자 펌프 장치를 구축하여 예비 진공도 성능 실험을 수행하고 보고하였다.

본 연구에서는 액체로켓엔진의 터보펌프용 초음속 터빈 로터 블레이드에 스윕 각도 ${\pm}15^{\circ}$를 적용하여 전방스윕(FSW), 후방스윕(BSW)모델의 유동형태 및 성능을 기준모델(NSW)과 비교하여 스윕 적용의 효과를 살펴보았다. 3차원 Navier-Stokes 유동해석에는 상용 코드인 FLUENT 6.3 Parallel을 사용하였다. BSW 모델은 기준 모델(NSW)에 비해 팁 간극으로 빠져나가는 누설 손실량을 줄이는데 효과가 있었고 정효율 증가에도 영향을 미쳤다.

한국형발사체에서 독자적인 액체로켓엔진을 확보하기 위해 터보펌프개발은 필수적인 항목이라고 볼 수 있으며, 이 터보펌프의 실험적 신뢰성검증을 위한 실매질 시험설비의 구축을 위해 최근 액체산소와 케로신을 토대로 한 시험설비의 상세설계가 수행되어져 왔다. 본 논문에서는 시험설비 설계결과를 토대로 75톤급 터보펌프의 요구규격과 함께 실매질 시험설비의 설계규격을 제시하였고, 대표적인 서브시스템들의 설계결과를 설명하였다. 또한, 시험설비 운용과정에서 발생할 수 있는 주요 서브시스템에 대한 불확실성을 시뮬레이션과 실험적 검증을 통하여 사전에 제거할 수 있도록 하였다.

Open Rotor 엔진은 차세대 항공기를 위한 잠재적 기술향상을 제공할 수 있는 여러 신기술중의 하나이다. Open Rotor 엔진은 일반적 고바이패스 터보팬 엔진보다 향상된 추진 저하율을 가지며 고바이패스비와 공기역학적 진보한 형상의 팬 블레이드 설계의 결합으로 우수한 연료소모율을 구현한다. Open Rotor 엔진 성능 모델은 F404 터보제트 엔진를 코어로 사용한 GE36 엔진의 설계 및 시험데이터를 기반으로 해석하였다. 시험데이터를 이용하여 Open Rotor 엔진 성능 모델을 검증하였으며 최신 차세대 터보프롭 엔진 성능과의 비교를 통하여 적절하게 구성되었음을 확인하였다.

우주발사체에 사용하는 극저온 밸브용 위치지시기는 높은 신뢰성과 정확성을 가져야 한다. 극저온 환경에 노출되는 만큼 습기나 외부오염 등 환경 요인에 영향을 받지 않고 밸브의 상태를 측정하여야 한다. 이러한 요구조건을 만족할 수 있도록 영구자석과 리드스위치를 활용한 위치지시기를 개발하였다. 영구자석과 리드스위치의 특성을 분석하고 극저온 환경에 적용할 수 있는 부품을 선정하였다. 그리고 밸브 개폐 정보를 정확하게 측정할 수 있도록 부품의 형상과 위치를 고려하였다. 최종적으로 밸브 시제품에 적용하여 시험을 통해 설계 변수의 타당성을 검증하였다.

우주발사체의 액체 추진제 공급 시스템에 사용되는 산화제 탱크용 벤트릴리프밸브를 설계하였다. 벤트릴리프밸브는 충전 중 산화제 탱크의 배기를 담당하고 충전 후 과압이 걸리지 않도록 보호하는 역할을 한다. 충전 중 탱크 배기는 벤트밸브에서 담당하며 탱크의 보호는 릴리프밸브와 벤트밸브의 연계 작동을 통하여 이루어진다. 수치해석을 통하여 공압 성능 및 동특성이 밸브 요구조건을 만족하는 것을 확인하였다. 시제품을 제작한 후 벤트릴리프밸브의 성능을 평가하기 위한 시험을 수행하고 있다.

상세 화학반응 모델을 이용하여 3차원 터빈 배기가스 유동을 2차원 축대칭 유동으로 가정하여 해석하였다. GRI의 35 화학종 217 단계의 상세 모델과 메탄 반응만을 간략화 시킨 11화학종 15단계 모델을 적용하여 비교하였다. 메탄 화학반응을 적용한 결과 저부에서 터빈 배기가스의 이차 연소가 나타났고 터빈 배기 노즐이 없는 경우에 비하여 온도가 600K 정도 더 높게 나타났다. 실제 3차원 문제에서는 국부적인 온도는 더 높을 수 있음을 의미한다. 화학 반응 모델에 따라 저부에서의 연소 영역과 화학종 분포도 약간 다르지만 저부에서의 이차 연소는 모두 포착하였다. 다만 간략화된 모델인 경우 엔진 플룸의 구조에 약간의 영향을 주는 것을 관측된다.

최근 환경문제가 대두되고 정부에서 장려하는 녹색성장에 입각하여 비교적 저공해 발사체로 인정받고 있는 케로신-액체산소를 추진제로 하는 가스발생기 사이클 엔진과 다단연소사이클 엔진의 배출가스 양과 성분을 비교예측 하여보았다. 이를 위해 8톤급의 가스발생기 사이클 엔진과 다단연소사이클 엔진의 규격을 결정한뒤 배출되는 가스의 성분과 양을 CEA를 통해 분석하여 보았다. 결과적으로 전반적으로 효율이 높은 다단연소사이클 엔진에서 모든 부분에서 발생가스의 양이 적었다. 가스발생기 사이클 엔진에서 압도적으로 많이 발생하는 그래파이트 성분은 대기의 산소와 반응하여 2차 연소를 통해 부가적 오염물질을 유발할 가능성을 확인하였다.

LOx/케로신 로켓엔진 연소시 연소실로 전달되는 열전달과 그에 따른 벽온도 변화를 비정상 해석하였다. 막냉각이 없는 경우와 연료 막냉각이 있는 경우를 계산하였으며, 연소실 내측의 대류, 복사는 로켓엔진에 대한 경험식을 이용하였고, 벽 내부의 전도는 2차원 축대칭의 형태로 수치해석 하였다. 본 해석을 통하여 막냉각 냉각효과에 의한 벽면 온도의 시간에 따른 변화, 최대온도 지점의 변화등을 분석하였다.

다단연소 사이클 로켓엔진용 산화제과잉 예연소기 연소성능 평가를 위해 점화시험을 수행하였다. 산화제과잉 예연소기는 혼합비 60, 20 MPa의 연소압에서 작동하도록 설계되었다. 케로신과 액체산소의 일부는 혼합헤드를 통해 연소실로 공급되어 산화제과잉 환경에서 연소되며 나머지 액체산소는 연소실 중앙에 위치한 분사구를 통해 연소실에 주입되어 기화된다. 접촉발화성 연료로 별도의 점화용 분사기 없이 전체 분사기를 통해 점화용 추진제를 공급하여 점화하는 방식을 사용하였다. 안정적 점화를 위해 각각의 추진제를 2단으로 공급하여 점화할 수 있도록 하였다. 시험결과 설계유량의 45% 이하의 저유량 점화구간에서 저주파 진동이 발생하였다. 저주파 진동을 피하기 위해 저유량 구간을 최소화하는 방식으로 설계 연소압까지 안정적 점화를 유도할 수 있었다.

본 연구에서는 열적 구배를 갖는 열음향 진동 환경에 Helmholtz resonator를 적용하여 연소 불안정 연구를 수행하고자 하였다. 열음향 불안정 환경은 DC power supplier를 이용한 전기적 방법으로 정량적인 열량을 공급하고 blower를 이용하여 유량을 제어하는, 특정한 공진 주파수를 갖는 수평형 Rijke tube로 구현하였다. 열음향 불환경 환경 하에서 얻어진 Helmholtz resonator 의 감쇠특성을 상온 실험 자료와 비교/분석하여 열음향 불안정 환경에서의 Helmholtz resonator의 감쇠특성을 확인하기 위한 예비 연구를 수행하였다.

기체메탄/액체산소를 추진제로 사용하는 동축 스월/전단형 인젝터를 설계 및 제작하였다. 각 추진제의 오리피스 개수와 유입오리피스 후단의 형상 등은 상용 해석프로그램인 Fluent를 이용하여 유동해석을 수행한 결과를 바탕으로 결정하였다. 설계/제작된 인젝터는 수류시험을 통해 차압에 따른 설계유량을 측정하였고, 패터네이터를 이용하여 유량분포의 균일성을 확인하였다. 측정결과 설계 유량의 약10% 내외의 차이를 보였으며, 산화제 인젝터의 분무각은 $66^{\circ}$로 측정되었다.

본 연구에서는 축소형 이차목 초음속 디퓨저를 Normal Shock Theory를 이용하여 설계/제작하여 상온의 질소가스를 이용하여 실험을 수행하였다. 실험 결과 이론식으로 설계된 이차목 초음속 디퓨저의 시동압력은 18%정도의 오차를 보였고, 이는 벽면 마찰 손실에 의한 차이로 보여진다.

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 액체로켓엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상 연소시험설비 예비설계 결과를 기술하였다. 엔진 지상 연소시험설비의 설계 요구조건에 기반한 설계 규격 및 설비 구성을 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 예비설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다.

우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 연료공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 연료 공급특성을 해석하였다.

위성발사체 액체추진기관 구성품은 발사체의 발사 준비 및 비행을 위해 다양한 작동 mode 및 다양한 환경에서 설계된 성능을 보장하여야 한다. 설계 요건을 충족하는 개발이 이루어졌는지 그리고 개발, 인증, 수락, 조립, 발사 전 시험, 발사 및 비행운용 등의 모든 개발/운용 단계에서 발생 가능한 환경에서 정상작동을 보장하는지를 확인하는 일련의 시험을 통과하여야 실제 목표 궤도에 위성을 투입하기위한 발사체에 장착이 가능하다. 이러한 시험들에 대한 요건들은 이미 발사체 선진국에서는 수십 년의 경험을 바탕으로 그 기준을 마련하고 있다. 현재 한국형발사체 개발을 추진 중인 한국에서도 지난 10여 년간의 액체추진기관을 이용한 발사체 개발에 대한 연구/개발이 있어왔으며, 그 간의 경험을 바탕으로 국내 실정에 맞는 액체추진기관 구성품에 대한 시험요건 구축이 필요하다. 본 논문에서는 국내에서 설정 가능한 액체추진기관 구성품 시험요건에 대한 기준을 고찰하였다.

Various types of gases and propellants are used in launch vehicle. In order to fulfill the mission of the launch vehicle, the components and systems used in launch vehicle should ensure flawless operation in these environments. The pneumatic test is the test performed using compressed gas to prove requirements of the components and systems. This paper describes the requirements of the gas quality for pneumatic test, leak test method, and pneumatic test of the launch vehicle.

항공기에 사용되는 보조동력장치는 주연료(JP-8) 뿐 아니라 비상시 운용을 위하여 규정된 비상연료를 사용하여 운용이 가능하여야 한다. 이러한 요구조건을 입증하기 위하여 상용 디젤유에 대하여 비상연료 시험을 수행하였다. 디젤유의 경우, 시험 전, 후 부하조건에 따른 비연료소모율의 차이는 3.5%~7.8%로 요구조건을 만족하였다. 주연료와 비교하여 디젤유 적용에 따른 시동특성은 유사하였다. 비연료소모율은 부하조건의 변화에 따라 주연료 대비 2.0%~3.4%의 차이가 발생하였다.

본 연구는 다중 접착계면에서의 초음파 전달 현상을 시스템 응답함수의 일반식을 사용하여 시뮬레이션을 수행하였고, 추진기관의 모의결함시편을 제작하여 모델링의 결과를 검증하였다. 실험 결과 추진제-라이너 미접착 결함을 초음파 펄스 반사법으로 검출할 수 있었으며, 시뮬레이션 결과와 측정된 초음파 파형이 잘 일치함을 알 수 있었다.

가변노즐은 다양한 고도에서 비행체의 효율을 향상시키기 위하여 사용된다. 가변노즐이 다수의 플랩으로 구성된 경우에, 플랩의 비동기화된 운동은 추력 방향에 영향을 미친다. 동기화 시험장치는 플랩을 포함하는 가변노즐 메커니즘의 동기화 특성를 검증하기 위하여 개발되었다. 본 시험장치는 노즐 공간 내부의 연소압을 모사할 수 있는 기능을 가지고 있으며, 연소압의 크기 및 분포, 각 노즐구동기의 시간 지연 등이 가변노즐 플랩의 동기화 특성에 미치는 영향을 정량화하기 위하여 사용되었다.

Smoothed Particle Hydrodynamics (SPH) is a Lagrangian method widely used for the modeling fluid flows. Simulations of explosions require, besides the hydrodynamic equations, a realistic equation of state, an energy source term, and a set of chemical kinetic equations to follow the composition changes of the gas during the explosion. The performance of the hydrodynamic equations is investigated in the framework of the Sedov-Taylor blast-wave. The implementation of chemical kinetic equations and equation of state is studied with 1D detonation of TNT slab. Our results are compared to those from analytical and experimental studies.

항공 우주 분야에 사용되는 소재는 일반적으로 고온의 환경에 노출되어 있으며, 또한 고강도 저중량 소재를 사용해야 하므로, 이러한 조건을 만족시키기 위하여 티타늄 합금 소재가 많이 사용되고있다. 본 논문에서는 Cone 형상에 브라켓을 부착하는 경우, 용접 위치 선정의 어려움을 피하기 위해, sheet에 브라켓을 부착 후 Cone에 용접하는 방식을 제안하였다. 기존 방식과 제안된 방식을 같은 조건에서 열구조 해석을 통하여 제안된 브라켓 타입의 구조적 타당성을 분석하였다. 해석에 사용된 프로그램은 ABAQUS/CAE이다.

추력기 시스템에 적용되는 밸브 구동장치용 제어기를 개발하였다. 추력기 시스템은 총 4개의 구동장치로 구성되어 있으며, 구동장치는 BLDC 모터를 적용하였다. 제어기는 구동장치 운용 조건과 제어 요건을 고려하여 설계 및 제작 되었다. 제어기 구성은 전원부, 제어부, 증폭부의 3부분으로 구성된다. 제어부의 Micro-controller는 TI사(社)의 TMS320F28335를 사용하여 Digital PID 제어 및 CAN 통신을 구현 하였다. 증폭부는 IGBT를 사용하여 3상 BLDC 모터의 구동을 수행 하였다.

돔 분리형 복합재 연소관의 접합 체결부 최적의 설계 길이를 결정하기 위해 접합부 길이변화에 따른 구조해석을 수행하였다. 이때, 접착 체결부의 길이는 50mm에서 300mm의 범위를 갖는다. 무응력상태의 초기 접합부 길이대비 응력구배가 발생하는 구간의 길이를 "응력구배 길이 비"로 정의하고 이를 목적함수로 선정하였다. 구조해석 결과 접착 체결부의 길이가 200mm 이상으로 증가할 경우 응력구배 길이 비의 증가가 서서히 나타남을 확인하였다. 이는, 접착 체결부에 적용되는 2,500psi 내압에서 구조적 안전성을 확보하는 최적화된 접착 체결부의 길이가 200mm임을 의미한다.

이 논문은 에그-박스 코어의 등간 전단 탄성계수에 대해 다루고 있다. 코어의 등가 전단 탄성계수를 얻는 방법으로 유한요소해석, 수치 해석, 실험이 있다. 이번 연구에서는 에그-박스 코어의 등가 전단 탄성계수를 평가하기 위하여 3점 굽힘 시험을 수행하였으며, 그 결과로부터 상온에서의 에그-박스 코어의 등가 전단 탄성계수를 획득하였다. 이 결과를 유한요소해석으로부터 얻어진 결과와 비교하였다.

고체추진기관은 구조가 비교적 간단하고 장기적 저장성이 우수한 반면에 일반적으로 추력의 조절등에 한계성을 가지고 있다. 본 논문에서는 구현의 용이함과 에너지 효율성이 좋은 on-off 제어기법을 이용한 가변추력 고체추진 기관의 압력 제어를 위한 제어기를 소개한다. 연소기 내 압력제어를위해 질량보존만을 고려한 추진기관의 연소기 내 압력변화 모델에 대하여 고전적인 비례-적분 제어기와 같은 연속적 제어 기법과 PWM, PWPFM과 같은 on-off 제어기를 설계하고 시뮬레이션을 통해 결과를 비교한다.

1-D 강내탄도 전산해석 코드인 IBcode를 이용하여 점화제 주입유량 조절을 통한 화포 약실 내 차압 감소방안 연구를 수행하였다. 대구경 화포의 경우 추진제의 점화를 위해 고온의 점화제를 뇌관의 주입구를 통해 약실에 주입시킨다. 따라서 각 주입구를 통해 주입되는 점화제의 유량이 약실 내 추진제의 연소에 영향을 미치게 된다. 기존의 뇌관의 경우 각 주입구의 점화제 유량이 일정하게 설계되어 있다. 이에 본 연구에서는 각 주입구에서의 점화제 유량을 다르게 하여 추진제의 연소에 차이를 주었다. 해석 결과 점화제 주입유량을 탄저 쪽 방향으로 증가시킬 경우 점화제 주입유량이 일정할 경우에 비해 강내 차압이 감소함을 확인하였다.

Lumped parameter model에 오리피스의 이론식을 결합하여 강내탄도의 점화기 해석 모델을 개발하였다. 이 개발된 점화기 해석 모델을 이용하여 점화기 형상인 길이, 직경, 주입구 분포에 따른 강내탄도의 특성을 분석하였다. 포미와 초기탄저의 압력차의 결과로서 점화기 길이는 저주파 진동에 영향을 미치는 것으로 나타났고, 점화제 주입구 직경과 주입구 분포는 고주파 진동에 영향을 주는것으로 나타났다.

발사체의 추력을 증진시키기 위해서 사용되는 고체 부스터나 궤도 투입을 위한 킥 모터 플룸의 주요 성분인 알루미나 입자의 복사물성을 도출하기 위해서 입자의 복사특성을 분석하였다. 특히 입자의 흡수나 산란현상이 파장의 함수이므로, 이를 전 파장에 대한 총방사율로 표현할 수 있도록 수식을 정리하였고, 입자의 크기 및 Complex Index of Refraction을 Mie 이론에 도입하여 최종적으로 총 방사율을 도출하였다. 결과적으로 방사율은 온도에 따라 증가하는 것을 확인할 수 있었다.

본 연구에서는 고고도 모사용 2차목 초음속 디퓨져의 특성을 알아보았고 작동 원리를 고찰하였다. STED의 경우 원통형 디퓨져보다 효율적으로 진공환경을 모사할 수 있는 것으로 알려져 있으므로 STED를 해석하였다. STED의 경우 디퓨져의 직경이 노즐 출구보다 크므로 노즐 배기는 디퓨져의 입구에 맞게 팽창되므로 그에 따라 배압이 감소함을 알 수 있었고 최초의 충격파가 보다 강도가 낮은 경사충격파로 바뀌면서 그에 따라 압력이 회복되어 디퓨져가 작동됨을 알 수 있었다.

2차목 초음속 디퓨져 입구 직경에 따른 진공실 압력 변화를 고찰하였다. 디퓨져 입구는 세 종류로 변화시켰으며 각각의 경우에 대해 전산유체역학을 통해 계산을 수행하였다. 디퓨져 입구 크기에 따른 진공실의 압력 변화를 빠르게 상대비교하기 위해 비점성으로 가정한 Euler 방정식을 지배방정식으로 채택하였다. 결과로부터 디퓨져의 입구크기가 증가하면 진공실의 압력은 감소하는 것을 관찰할 수 있었다.

본 논문에서는 연소기 엔진 연소시험 설비용으로 사용되는 비연소식 전기히터의 특정부위에서 코일이 파단되는 현상이 연속적으로 발생함에 따라 원인 규명을 목적으로 히터에 대한 복합 열유동해석을 수행하었다. 수행 결과, 히터의 파단이 발생하는 코일 입구 직선구간에서 코일의 온도가 국부적으로 크게 상승함에 따라 열 및 구조적으로 취약하다는 것이 판명되었으며, 이의 원인은 이 영역 부근에서 공기 유속이 매우 낮았기 때문이었다. 코일을 하류로 25mm 이동하였고 이를 통해서 코일 입구 직선부분에서의 공기의 유속이 증가됨으로 코일온도를 감소시킬 수 있었고, 코일의 열 및 구조적 안정성을 확보할 수 있었다.

본 논문에서는 항공우주연구원에서 개발중인 1단 저압 축류압축기 성능시험리그의 개발에 대한 내용을 소개하고자 한다. 성능시험리그는 유동 입구부, 동익단, 정익단, 축, 리그 하우징, 베어링 하우징 및 유동 출구부로 구성되어 있다. 로터와 회전축을 단순화하여 회전동역학 해석 결과를 바탕으로 회전축을 설계하고 입 출구 유로의 유동해석을 통해서 시험리그 형상설계를 최적화하였다.

에틸렌 연료의 이중모드 스크램제트 연소기에서 연소와 충격파 열 발생의 과도 과정을 고해상도 기법을 이용하여 수치적으로 연구하였다. 연료 분사 이후 질량 공급에 의한 아음속 유동 감속을 위하여 연소기 확장부에 조절용 공기를 공급한다. 공기와 연료가 충분히 혼합된 수 ms 이후 점화가 이루어지며, 압력 상승은 격리부에 흡입구 노즐까지 전진하는 충격파 열을 형성한다. 이후 후방 공기공급을 중단하면 배출 과정이 진행되면서 후방 공기 공급 이전 상태로 서서히 복원된다. 본 연구의 결과는 이중모드 스크램제트 연소기에서 작동 영역과 특징의 이해를 돕는 상세 과정을 보여주었다.

본 논문은 파생형엔진의 설계를 위해 시동시간 예측모델을 개발하는 경우를 다루었다. 파생형엔진 설계를 위해 압축기/터빈의 특성맵을 새로 제안한 Modified Pump Scaling Law(MPS)방법을 사용하여 시동모델링에 필요한 아이들 이하 회전수(sub idle rpm) 영역으로 확장시켰고, 기준엔진의 손실특성에서 압력/온도와 엔진별 특성차이를 고려한 파생형엔진의 손실모델을 도출하였다. 이러한 특성을 반영한 파생형엔진의 시동시간 예측모델은 시험결과와 비교하여 비교적 양호한 결과를 나타내었다.

본 연구는 공기흡입식 추진기관을 위한 슬롯형 냉각라이너의 설계변수가 냉각성능에 미치는 영향을 살펴보기 위한 것이다. 슬롯형 냉각라이너의 설계변수 세가지를 선정하여 냉각성능에 미치는 영향을 분석하였다. 본 논문에서는 슬롯형 냉각라이너의 각 설계변수에 대한 열전달 계산으로부터 얻어진 내벽온도 계산결과를 비교하였다.

초음속 공기 흡입식 추진시스템(램제트/스크램제트)에 적용되는 공기 흡입구의 성능설계 기법 연구를 수행하여 두 종류의 공기 흡입구에 대한 예비 형상 설계 및 성능해석 모델을 수립하였다. 제시된 모델을 사용하여 축대칭 원추형 공기 흡입구와 2차원 사각형 공기 흡입구의 압축 각도와 충격파 개수에 따른 성능 영향을 평가하였다.

통합형 로켓 부스터 램제트(IRR) 엔진에서의 점화 및 램제트 단계에서의 유동 및 연소의 동적특성에 대한 연구를 수행하였다. 연구대상모델은 흡입구 전방 자유흐름 영역에서부터 노즐 출구까지 엔진 전체 유로가 포함되도록 하였으며, 로켓 부스터에 대한 연구를 통해 얻어진 유동장 계산 결과를 본 연구의 초기조건으로 사용함으로써 엔진의 작동 과정 전체에 대한 정보를 얻을 수 있도록 하였다. 본 연구에서는 점화과정에서 화염전파에 가장 영향을 미치는 요소와 유동의 진동을 유발하고 지속시키는 메커니즘에 대해 연구를 수행하였다.