• 한국항공우주학회지
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• 제48권10호
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• pp.801-807
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• 2020

밸브 입구 압력 변화에 따른 액체로켓엔진용 연소기 산화제 개폐밸브의 개방 특성에 대해 시험을 통한 연구를 수행하였다. 연소기 산화제 개폐밸브의 포핏 방식 밸브 특성에 의해 밸브 입구 압력이 상승함에 따라 밸브 개방에 필요한 구동압력은 선형적으로 증가하며, 밸브 행정 시간은 감소하게 된다. 하지만 밸브 입구 압력 상승으로 밸브 개방 구동압력 도달까지의 시간이 길어져 전체적인 밸브 개방 시간이 증가하는 것으로 나타났다. 결국 밸브 입구 압력이 증가할수록 밸브 행정 시간의 감소량은 미미해지며 밸브 개방에 필요한 구동압력에 도달하는데 필요한 시간이 밸브 개방 시간을 좌우한다는 것을 확인하였다. 따라서 밸브 구동부에 대한 설계를 통해 밸브 개방 시점의 밸브 입구 압력과 연소기로의 순간적인 산화제 공급량을 조정할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권7호
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• pp.90-97
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• 2002

희박 상태 비행체 외부 및 추진장치 내부 유동이나 MEMS 장치의 기체유동은 높은 열적 비평형성으로 인해 벽면 슬립모델을 필요로 한다. 조절계수와 벽면속도 구배를 바탕으로 하는 Maxwell 조건이 주로 사용되어 왔지만, 조절계수를 자체적으로 정의할 수 없고, 일차 미분 형태로 인해 실제 적용시 수치적 관점에서 효율적이지 못한 어려움이 있었다. 본 연구에서는 이 문제를 해결하고자 Langmuir의 벽면-기체입자 흡착이론을 이용한다. 벽면온도, 벽면-기체입자간 물리적 힘의 함수인 조절계수를 유도하고, 입자형태의 차이를 감안할 수 있는 물리적 슬립모델을 개발하여 기존 Maxwell 모델과 비교하였다. 또한 내부, 외부, 열유체 유동에 관한 슬립모델의 해석적 해를 실험값과 비교하여 그 유용성을 확인하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권3호
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• pp.418-424
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• 2015

The chemical response of energetic materials is analyzed in terms of 1) the thermal decomposition under the thermal stimulus and 2) the reactive flow upon the mechanical impact, both of which give rise to an exothermic thermal runaway or an explosion. The present study aims at building a set of chemical kinetics that can precisely model both thermal and impact initiation of a heavily aluminized cyclotrimethylene-trinitramine (RDX) which contains 35% of aluminum. For a thermal decomposition model, the differential scanning calorimetry (DSC) measurement is used together with the Friedman isoconversional method for defining the frequency factor and activation energy in the form of Arrhenius rate law that are extracted from the evolution of product mass fraction. As for modelling the impact response, a series of unconfined rate stick data are used to construct the size effect curve which represents the relationship between detonation velocity and inverse radius of the sample. For validation of the modeled results, a cook-off test and a pressure chamber test are used to compare the predicted chemical response of the aluminized RDX that is either thermally or mechanically loaded.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권8호
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• pp.695-702
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• 2012

본 연구에서는 개념설계 단계에서의 해석 결과의 정확도를 높이기 위한 다정밀도 해석과 모든 분야의 요구도를 만족하기 위한 다분야통합 설계 최적화 기법을 적용하였다. 무인항공기의 해석을 위하여 경험식 기반의 저정밀도 해석도구들이 초기 사이징, 공력, 추진, 임무, 중량, 성능, 안정성 도구들로 모듈화되어 개발 및 검증되었다. 개발된 해석도구를 이용하여 설계통합 프로그램을 구성하고, 설계의 정확도를 증가시키기 위하여 다정밀도 해석에 와류 격자법을 이용하였다. 다분야통합 설계 최적화를 위하여 MDF 기법이 적용되었다. 또한 최적화 도구로는 구배기반 최적화 기법을 적용하였다. 제시한 방법의 타당성을 밝히기 위하여, 저정밀도 해석만을 적용한 방법과 다정밀도 해석을 적용한 두 가지 방법의 최적화 결과를 비교하여 본 연구에서 제안된 다정밀도 해석이 개념설계 단계에서 적용 가능함을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권3호
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• pp.87-92
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• 2006

고농도 과산화수소는 별도의 산화제가 필요치 않은 단일추진제로써 상온에서 액상인 장점이 있어 다양한 장치의 추진제로 이용되고 있다. 본 연구에서는 상온에서의 시동 성능 보완을 위해 이원 촉매층을 이용한 실험적인 연구를 수행하였다. 상온에서의 뛰어난 성능을 바탕으로 $K_2MnO_4$를 도입부의 촉매로 선정하였으며 이를 위해 알루미나 졸-겔법을 이용한 새로운 코팅법을 개발하였다. 가스발생기를 이용한 반응실험을 통해 설계유량에 적합한 기화기의 길이를 결정하였고 이를 이용한 이원 촉매 가스발생기의 성능평가를 수행하였다. 성능평가 결과, $10^{\circ}C$ 이하의 온도에서 냉시동(cold-start)에 성공하였으며 높은 분해효율을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.745-751
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• 2014

멀티 노즐로 구성된 추진기관의 경우, 각 노즐별 노즐마개 파열압력의 편차가 초기 분력을 유발하고 유도탄의 비행안정성에 영향을 미친다. 따라서 노즐마개 설계 시 먼저 형태별로 파열거동을 분석하여 원하는 파열압력에서 균일하게 파열되는지를 확인해야 한다. 본 연구에서는 평판형, "+" 노치형 노즐마개에 대한 파열거동을 실험적, 해석적인 방법으로 분석하였다. 실험 시 저장온도, 노치의 유무, 노치방향에 따른 노즐마개 파열압력 및 편차를 분석하였다. 그리고 유한요소해석을 통해 노즐마개의 파열거동을 순차적으로 분석하고, 그 결과를 실험값과 비교하여 정확성을 검증하고자 하였다. 해석 시 상용프로그램인 Abaqus/Explicit를 사용하였고, 파손모델은 Johnson-cook 전단파손모델을 적용하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권1호
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• pp.114-123
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• 2002

케로신/액체산소 추진기관을 갖는 초음속 로켓의 플룸 유동장을 9 화학종 14 반응 모델과 연계된 레이놀즈 평균 Navier-Stokes 방정식을 이용하여 해석하였다. 유한속도 화학반응이 플룸 유동장에 미치는 영향을 고찰하기 위하여 그 결과를 화학적 동결유동 해석 결과와 비교하였다. 계산은 상용 CFD 소프트웨어인 FLUENT 5를 이용하여 수행하였다. 반응 유동 해석 결과는 노즐 내부에서의 화학반응에 따른 연소가스의 온도 증가로 인해 전체적으로 동결유동에 비해 더 높은 온도장을 나타내었다. 플룸에서의 모든 화학반응은 전단류와 배럴 충격파 반사지점 후방의 고온 영역에 국한되어 일어났으며 본 해석의 경우 플룸내에서의 유한속도 화학반응이 유동에 미치는 영향은 미약한 것으로 나타났다. 그러나 본 연구에서 이루어진 유한속도 화학반응을 고려한 플룸 해석을 통하여 플룸에서의 주된 화학 반응 및 이들의 반응 메커니즘을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권3호
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• pp.258-263
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• 2012

본 논문은 천리안 위성의 추진계를 간략하게 소개하고 천리안 위성의 발사 및 초기 위성운용 수행 임무 중 위성 추진계의 일련의 과정에서 측정된 원격측정치를 제시한다. 일부 원격측정치는 기 개발된 프로그램의 계산결과와 비교하였다. 추진계의 압력변화는 주로 두단계로 구성된다. 첫 번째 단계는 위성 추진계의 초기화, 즉 안전을 위해서 추진제 탱크 후 단부터 추력기 상단까지 충전된 헬륨 가스를 진공인 우주공간으로 빼는 배출단계를 시작으로, 이 빈 배관망에 산화제와 연료를 각각 채우는 충전단계를 거치고 마지막으로 추진제 탱크의 압력을 일정한 압력까지 올리는 가압단계이다. 두 번째 단계는 목표궤도에 이를 때까지 수행하는 액체원지점엔진의 연소 단계이며, 이 단계에서는 추진제 탱크의 압력을 일정하게 유지 하기 위해서 가압제인 헬륨을 사용한다. 이 프로그램은 향후에 개발되는 정지 궤도복합위성의 기초 설계자료 생성에 사용할 수 있을 것이다.

• 한국터널지하공간학회 논문집
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• 제15권5호
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• pp.483-496
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• 2013

본 논문에서는 연약지반에 건설되는 Shield TBM 터널의 시공기술을 제시하였다. 이 연구를 수행하기 위하여 Shield TBM 장비를 축소 제작하여 축소모형 시험을 수행하였으며, 쉴드터널 굴착을 모사하기 위하여 다양한 장비들이 적용되었다. 또한 축소모형시험 중 Shield TBM 장비로 인해 발생되는 지반의 거동을 계측하였으며, 지반의 안정성은 시뮬레이션 결과를 토대로 평가하였다. 이를 바탕으로 쉴드터널의 안전한 시공을 위한 기초자료로 활용하고자 한다. 결론적으로 Shield-TBM 구간에 대한 실내축소모형시험을 통하여 설계의 신뢰성을 확보하고, 시공 시 안전을 위한 개선사항 등과 특히, Shield TBM 추진시 쉴드터널이 통과하는 공항 활주로의 안정성을 확보하기 위한 시공방안을 제시하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권6호
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• pp.523-535
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• 2012

태양광 추진 항공기는 감시, 지구 모니터링, 통신 등에 대기 오염 없이 그리고 가까운 장래에 인공위성과의 가격 경쟁력까지 갖추게 될 수 있어 미래의 고고도 장기체공 임무수행을 위해 더욱더 그 중요성이 증대되고 있다. 그러나 전통적인 항공기 사이징 방법들은 태양광 추진 항공기에 바로 적용될 수 없다. 본 연구에서는 다양한 동력 시스템 구성품들이 태양광 추진 장기 체공 항공기의 사이징에 어떤 영향을 미치는지를 파악하기 위하여 에너지 균형 및 구속조건 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 동력 생성과 연료전지의 재생 에너지 저장을 위한 광전지 모듈을 동력 시스템 구성품으로 고려하였다. 또한 본 연구 결과를 검증하기 위해 고고도 무인기에 이 새로운 사이징 기법을 적용하여 결과를 제시하였다.