추진기관 적용에 따른 복합재연소관의 일반적 사항들을 논하였다. 추진기관의 효율에 주요인자인 경량화에 있어서 복합재 연소관의 무게가 철금속 연소관에 비해 약 50%의 감소효과가 있으며 단가의 측면에서도 부가가치가 있는 것으로 평가된다. 그러나 추진기관 체계적(추진제 공정 및 구조안정성) 관점에서 추진제 내면변형율(Inner Bore Strain)의 증가, 제작공차, 공정의 재현성, EPDM의 접착기밀성 및 외부습도 유입 문제 등의 앞으로 해결되어야 할 사항들이 제시되었다.

본 논문은 국과연에서 수행하고 있는 표준 공정/시험 평가용 복합재 압력용기(STEB)의 파괴압력 향상 프로그램중의 일부로서 설계/해석및 제작에 관한 내용을 정리하였고, 또한 성능 계수(Performance factor)를 이용하여 설계/공정 수준을 선진 외국과 비교해 보았다. 본 연구를 통해 여러 필라멘트 와인딩 공정 변수로인한 이론적인 설계/해석과 실제 제작된 제품간의 차이를 확인할 수 있었으며, 보강 설계를 통해 파괴 압력은 선진외국과 유사한 수준에 이르렀으나 성능 계수면에서는 약 76%정도에 머무르고 있음을 확인하였다.

Fafbric 4종, 수지2종과 상용화된 프리프레그 2종에 대한 내열특성에 관하여 비교 연구 하였다. Fabric의 특성은 알려진 바와 같이 PAN계 카본 fabric의 경우 내삭마성은 우수하나 단열성능이 떨어지고, Rayon계의 경우는 그 반대이다. 공정성면에서는 rayon spun yarn으로 제직한 경우가 가장 우수한 것으로 나타났다. Spun PAM으로 제직한 경우는 직조후 탄화공정을 채택함으로써. 노즐재료로서 PAN계 탄소섬유의 사용을 가능하게 하였지만 즉 공정성은 좋으나 단열성 및 내삭마성 모두가 떨어졌다. F940수지의 경우는 SC1008과 페놀수지의 화학적특성은 다소 차이가 있으나 물리적특성이나 열적특성은 거의 유사한 것으로 나타났다. 프리프레그의 제조는 각수지와 Fabric의 조건에 맞게 R/C, V/C를 조정하여 코팅하였다. 토오치 테스트등 결과들을 종합해보면 전체적인 노즐재료로서의 성능은 아직은 Rayon계 카본이 우수한것으로 판단할수 있으나, 보다 정확한 평가를 위해서는 실제 노즐 테스트가 필요하다.

항공기용 제트엔진의 개발은 수많은 개발시험에 의한 엔진의 신뢰성 보강을 필요로 하며, 이는 엔진의 설계사양결정 및 총개발비용에 크게 영향을 준다. 따라서 여기서는 항공기용 제트엔진의 개발을 위한 시험평가체재를 수립하고 그 시험방법 및 소요장비, 시험평가기준 등에 대해 기술함으로써, 차후 제트엔진의 개발사업을 착수할 경우 그 시험평가체계에 기준을 제시하고자 한다.

램제트 추진기관의 개념/특징과 현재까지 발전되어 온 여러가지 램제트 추진기관의 기술현황에 대해 기술하였으며 성능, 제작비 등 여러면에서 타 체계와 비교하였다. 또한 실제적 적용분야가 대부분 무기체계 임에 따라 현재까지의 적용현황과 함께 향후 어떻게 적용되고 발전되고자 하는지를 분석하였다. 이로부터 지난 40～50년간 무기체계 임무 및 특성에 따라 액체 램제트, 고체 램제트 및 닥티드 로켓형의 3가지로 발전되어 왔으며, 차세대 유도무기의 성능향상/생존도 향상 측면에서, 즉 고속/장 사거리 능력확보를 위해 램제트 추진기관이 세계적 관심 집중 대상이 되고 있음을 알 수 있었다.

The Propulsion System Integration can be defined as the optimization technology of combining the propulsion system components with the airframe to achieve the overall aircraft misson performance goals. The disposition of propulsion system components on engine compartment enveloped by front fuselage and fire bulkhead is very restricted because of the interference with nose L/G and engine mountig strut. The design of components depends on the traditional technical data base. The engine satisfying a customer's ROC was selected among worldwide existing engines by the comparision studies of performance analysis with enigine installed effect, future growth potential, ILS, and application to aircrafts, etc. The ground test of the propulsion system integration was performed in the test cell and on the aircraft to assure the function of the components. The flight test was performed to confirm complying the performance requirements.

HTPB/AP/Al이 기본 조성인 ADP 302 혼합형 추진제를 대상으로 4종의 금속선(Ag, Cu, Al, Ni-Cr)을 삽입하여 금속선 직경(0.1mm~0.8mm)별로 압력에 따른 금속선과 인접한 추진제의 연소 속도($r_w)를 측정하여 금속선 삽입 추진제의 연소 속도 증가비($r_w$/$r_sb$)와 압력 지수( n )의 변화를 고찰한 결과 금속선 종류에 따른 연소 속도 증가비($r_w$/$r_sb$)는 Ag> Cu>Al>Ni-Cr선을 삽입한 추진제의 순으로 나타났고 금속선의 열확 산 계수의 크기순과 일치하였다. Buckingham $\pi$ 이론을 적용한 무차원 해석으로부터 실험식을 구하여, 이 실험식에 의해 계산된 ($r_w)와 실험으로부터 얻어진 ($r_w)를 서로 비교하여 본 결과 잘 부합됨을 알 수 있었다. 또한 금속선 수에 따른 추진제 그레인의 연소 면적을 해석적으로 계산하여,($r_w$/$r_sb$)가 2, 3, 4, 5 배로 증가함에 따른 시간에 따른 연소 면적 증가비의 변화를 금속선 수에 따라서 비교하여 본 결과 정상 상태에서의 그레인의 연소 면적의 증가비($A_b$/$A_0$)는 금속선에 인접한 추진제의 연소 속도 증가비($r_w$/$r_sb$)와 일치했으며, 정상 상태의 연소 면적 증가비는 삽입된 금속선의 수와는 무관하며 정상 상태에 도달하는 시간에만 영향을 주는 것으로 나타났다.

우리 나라에서 고체추진기관에 대하여 관심을 갖고 연구를 시작한 것은 1970년대 중반 국방과학연구소를 중심으로 이루어 졌으며, 그후 추진기관의 설계와 제조분야에서 괄목할만한 기술축적을 이루어 왔다. 고체추진제 그레인의 성형기술도 이에 발맞추어 상당한 기술발전이 있었다. 앞으로 우리 나라도 우주산업 진출이 가시화 되고 있으며 이에 따른 우주발사체 추진제 성형기술도 선진국 수준의 기술 개발이 요구되는 실정이다. 본 논문에서는 추진기관 제조 기술중 중요한 기술인 고체 추진제 그레인 성형용 코아 설계를 중심으로한 그 동안의 개발내용과 향후 발전 방향에 대하여 기술하였다.

대형 복합재 연소관 금속 보스용 고강도 알루미늄 합금 7175-T74를 개발하기 위하여, 고순도 7175 합금을 이용하여 링롤 단조법으로 대형링을 제조하였으며, 열처리와 가공 조건을 정밀제어한 특수공정을 적용하여 기존의 재료와 재질 특성을 비교 분석하였다. 분석결과 특수공정의 7175S-T74는 기존의 7175-T74 및 7075-T73에 비해 2차상 입자의 분률이 작고, 동일한 SCC특성(38% IACS) 수준에서 강도와 파괴인성이 동시에 증가한 이상적인 강도-인성-SCC 조합특성을 가졌다. 이는 특수공정에서의 고온열처리에 의한 2차상 입자의 재고용과 그에 따른 석출량 증가 때문이며, 결국 7175 합금, 링롤단조 그리고 T74 특수공정을 조합 적용하면 구조적 신뢰성과 경제성 면에서 유리한 보스용 대형링을 개발할 수 있다.

An incremental Total Lagrangian Formulation is implemented for the finite element analysis of laminated composite pressure vessel with consideration of the material and geometric nonlinearities. For large displacements/large rotations due to geometric nonlinearities, the incremental equations are derived using a quadratic approximation for the increment of the reference vectors in terms of the nodal rotation increments. This approach leads to a complete tangent stiffness matrix. For material nonlinearity, the analysis is performed by using the piecewise linear method, taking account of the nonlinear shear stress-strain relation. The results of numerical tests include the large deflection behavior of the selected composite shell problem. When compared with the previous analysis, tile results are in good agreement with them. As a practical example, filament wound pressure vessel is analyzed with consideration of the geometrically and materially nonlinearity. The numerical results agree fairly well with the existing experimental results.

Ignition of a reactive solid with rough surface by constant heat flux is studied. The geometry of surface is represented by a protrusion in shape of cone of infinite length. Ignition time and ignition criterion versus apex angle are determined, with the use of heterogeneous model of ignition. To study the effect of geometry on ignition the results are compared with the known results for the one-dimensional ignition of the semi-infinite body. It is shown, that: a) ignition time depends strongly upon the apex angle and is proportional to the angle to the second power; b) ignition criterion and ignition temperature do not depend strongly on angle. The ignition delay and the energy required for the successful ignition are substantially reduced compared to the one-dimensional case.

Semiconductor diode lasers that can generate one watt or more of optical energy for tens of milliseconds (quasi continuous wave) are now readily available. Several researchers have demonstrated that this power level, when properly coupled, can reliably initiate pyrotechnic mixtures. This means that the initiator containing the pyrotechnic can be protected against inadvertent initiation from electromagnetic radiation or electrostatic discharge by a conducting Faraday cage surrounding the explosive. Only a small dielectric window penetrates the housing of the initiator, thereby eliminating the conductors necessitated by a bridgewire electroexplosive device. The diode laser itself, however, functions at a low voltage (typically 3 volts) and hence is susceptible to inadvertent function from power supply short circuits, electrostatic discharge or induced RF energy. The rocket motor arm-fire device de-scribed in this paper uses a diode laser, but protects it from unintentional function with a Radio Frequency Attenuating Coupler (RFAC).The RFAC, invented by ML Aviation, a UK company, transfers power into a Faraday cage via magnetic flux, thereby protecting the diode, its drive circuit and the pyrotechnic from all electromagnetic and electrostatic hazards. The first production application of a diode laser and RFAC device was by the Korean Agency for Defense Development.