항공기 가스터빈 엔진은 폭넓은 운용 영역에서 다양한 임무 수행을 하도록 요구되어짐에 따라 항공기 전체의 성능과 직관되는 엔진의 성능에 대한 정밀한 동적 모사와 제어는 매우 중요하다. 본 연구에서는 대표적인 동적 모사 프로그램인 DYNGEN을 이용하여 비선형 동적 모사를 하였고, 이를 바탕으로 엔진의 제어를 위해 비선형 엔진에 대한 Piecewise 선형화를 통해 선형 동적 모사를 수행하였으며, 엔진의 최적 제어 기법으로 LQR 방법을 이용하여 성능 제어를 수행하였다.

데토네이션 현상은 화학반응면이 음속 이상으로 진행하는 경우로 연소와는 다른 분야로 취급된다. 국내에서는 발파나 무기에 응용되고 있지만 이 분야의 선진국에서는 산업의 여러 분야에 적용되며 이 분야에 많은 기초연구가 행해져 왔다. 본 연구는 이러한 데토네이션 현상을 콘크리이트나 금속의 절단이나 노화된 구조물의 해체에 응용하는 것에 관한 내용으로 고체폭약에 비해 위험하여 취급이 어려운 액체 폭약을 보다 안전하고 현상변화가 자유로운 액체의 잇점을 살려 절단에 있어 최대의 효율을 내는 형상을 단지 케이스의 가공만으로 가능하므로 경제적이다.

체계적 관점에서 추진기관에 요구되는 설계 제한조건의 합리적 조정에 의한 최적화 달성을 위하여 주 체계(Main System)와의 신속한 자료을 제시/교환가 요구된다. 이를 위하여 비록 많은 가정사항들이 내재해 있더라도 성능과 형상, 그리고 무게에 대한 자료을 제시할 수 있는 추진기관 설계 자동화 도구를 개발한다. 본 연구에서는 일차적으로 추진제 조성과 특성의 상관관계를 추진기관 체계와 그레인 내탄도/구조성능의 설계 관점에서 관계식화하여 제시하였다.

비선형 해석의 중요성이 증가하고 있는 혼합형 고체 추진제의 비선형거동중 재료비선형에 대한 거시적/미시적 현상을 설명하고, 그 주요한 원인으로서 Mullin 효과와 결합제/충전미립자 사이의 접착분리(Dewetting)를 주로 고찰하였다. 이를 응용한 지금까지의 비선형 구성방정식의 개발동향을 검토하여 비교하였으며 최근에 제시되고 있는 손상변수를 분석하였다. 여러 변형률 크기에 대한 응력이완 모듈러스 실험을 통하여 변형률 크기가 손상변수로서 적합하지 않음을 보였으며, 변형률 크기에 따라 모듈러스의 저하가 크기 때문에 비선형 점탄성 해석이 중요한 문제임을 제시하였다.

Strand Burner 내에 설치되는 추진제에 10$\mu\textrm{m}$굵기의 Thermocouple을 설치하여 각 압력하에서의 연소속도 및 연소시의 Thermal Structure의 정보를 얻는 방법과 러시아의I.C.P에서 공동실험을 통하여 얻은 60%의 니트로글리세린과 40%의 니트로셀룰로오스를 혼합한 더블베이스 추진제 및 AP와 에폭시수지를 혼합한 간이 Composite형 추진제의 Thermal Structure를 조사한다.

To compare the performance of aluminized solid propellants, the theoretical calculation was performed for the propellants using HTPB and PEG binder and four kinds of oxidizers such as AP, HMX, ADN, and HNIW. PEG/HMX/Al and PEG/HNIW/Al showed the maximum performance at 17% of aluminum level and there was no difference in maximum performance when HMX was partially replaced with AP in PEG/HMX/AP/Al propellant. The order of performance magnitude of various propellants which the specific impulse loss calculation was considered by semi-empirical equation was like the following; PEG/HNIW/AI>[$\frac{PEG/HMX/AI}{PEG/HMX/AP/AI}$>HTPB/AP/AI>PEG/ADN/AI

HTPB/AP/Al이 주성분인 2종의 혼합형 추진제를 대상으로 4종의 금속선(Ag, Cu, Al, Ni-Cr)윰 각각 삽입하여 금속선의 직경(0.1~0.8mm)과 연소 압력에 따른 금속선에 인접한 고체 추진제의 연소 속도 증가비($r_w$/$r_sb$)와 압력 지수(n)의 변화를 고찰하였다. 금속선을 추진제에 삽입함으로써 추진제의 $r_w$/$r_sb$ 는 크게 중가하였고, 1000 psia의 압력에서의 최대 6.59배 증가하였다. 그러나 녹는 점이 비교적 낮은 Al 선이나 Ag선은 금속선 직경이 작아짐에 따라 한계 직경에서 $r_w$가 급격히 감소하는 최대값이 존재하였다. 자연 발화 온도와 금속선으로 전달되는 열원인 연소 기체 불꽃 온도로 구성된 무차원군을 Buckingham pi 정리에 의해 구해진 $r_w$/$r_sb$ 에 대한 기존의 무차원 실험식에 추가로 적용하여 계산해 본 결과, 자연 발화 온도는 고려하지 않고 금속선의 녹는 점과 연소 기체의 불꽃 온도를 무시한 Hsing 의 실험식에 의해 계산된 결과보다 표준 편차가 45%이상 줄어듬을 알 수 있었다.

ABSTRACT : The aging characteristics of NEPE propellant is studied by HPLC analysis, cube crack test, swelling, and mechanical property test. The depletion of mixed stabilizer NMAI2-NDPA is analysed by Berthelot's law. The stabilizer NMA was completely comsumed after 16 weeks at $70{\circ}$ and after 6 weeks at $80{\circ}$ and the cracks developed in the sample. The aging trend of the propellant was shown hardening phenomena in the range of 20-$60{\circ}$ due to evaporation of energetic plasticizers.

We have developed a polysilicon semiconductor bridge (SCB) igniter which produces a plasma discharge that ignites explosive materials pressed against the bridge. Our experiments have demonstrated that the SCB produces a hot plasma that ignites explosives, when driven with a short, low energy peak. The SCB, a heavily-doped film, typically 100 $\mu\textrm{m}$long by 300 $\mu\textrm{m}$ wide 5 $\mu\textrm{m}$ thick, is 30 times smaller in volume than a conventional bridge. We described the SCB operation and processing, and the requirement of obtaining a plasma discharge in order to ignite the explosive material.

항공 우주 재료 중에서 알루미늄 합금 재료가 차지하는 비중은 매우 크다. 사용 조건에 적합한 특성을 갖도록 하기 위한 연구 노력 중의 한 가지가 단조품 조직의 미세화이다. 일반적으로 조직을 미세화 하는 방법으로는 I.T.M.T 공법을 적용하고 있으나, 러시아에서는 미세 균일한 조직의 알루미늄 열간 단조품을 제조하기 위하여 billet의 주조 공정에서 초음파 처리(U.S.T)를 적용하고 열간 단조 공정에서는 조직 상태도를 활용하여 성형 단계별 소성 가공량의 조절과 작업 온도를 관리함으로서 미세 균일 조직의 대형 알루미늄 단조품을 생산하고 있다.

A combined extrusion process studied here consists of forward and backward extrusion, and it is formed in single operation. The metal flow involved in the operation has appeared to be difficult to analyze accurately because of mixed directions of the flow. In this study, conventional two operations of a forward and a backward extrusions is transformed into one operation of mixed extrusion. A process designed by an industry expert is simulated by the rigid-plastic finite element method to investigate the metal flow and defects. In addition to the FEM simulation, experimental analysis has been carried out to confirm the design in industry, which includes material characterization, preliminary expriment, and whole experimental forming operation. The experimental results show that warm forming of extrusion is more desirable than cold working and hot forming in view of grain growth. Also two conditions of lubrication between workpiece and die has been investigated.

The shape variation of billet was investigated by numerical method and spray forming work with variation of average substrate withdrawal velocity$\bar{V}$, withdrawal velocity change interval $\Delta$t and velocity deviation from average velocity $V_{dev}$. The shape and diameter with large$\bar{V}$, $\Delta$t, $V_{dev}$ vary seriously. When $\bar{V}$, $\Delta$t, $V_{dev}$ are smaller, the shape of billet is more simillar to that of the billet with constant withdrawal velocity. The average diameter of billet is determined by only $\bar{V}$, independent of $\Delta$t, $V_{dev}$. With $\bar{V}$, : 0.2 mm/sec $\Delta$t: 200 sec and $V_{dev}$. : 0.2mm/sec billet of constant diameter 230mm$\times$ height 1000mm were manufactured.

일반적으로 밀폐 형단조공정에서 약 10,000톤의 성형력이 필요한 직경이 540mm인 플랜지 형태의 알루미늄 7175 합금 단조품을 2,500톤 프레스에서 단조하기 위한 공정연구를 하였다. 장비의 성형력 부족을 극복하기 위하여 업셋단조와 기계가공 및 전방압출을 조합한 복합성형공정을 제안하였으며, 복합공정은 실제재료를 이용한 $\frac{1}{4}$ 축소 모델 실험과 유한 요소 해석으로 그 타당성이 판단되었고, 선정된 프레스에서 실물 크기의 플랜지 단조 가능성을 확인하였다.

고고도로 비행하는 위성발사체의 로켓모터는 압력이나 열적인 조건등이 지상과는 다른 저압환경에서 작동되기 때문에 그 성능이나 기능에 큰 영향을 받는다. 따라서 정확한 로켓의 추력과 자체의 신뢰성향상을 도모하기 위해서 로켓모터의 작동시험을 지상에서 저압환경을 모의하여 수행할 필요가 있다. 본 논문에서는 이러한 저압환경을 위한 시험장치의 종류 및 성능특성과 설계방법을 논하였다.

액츄에이터에 사용되는 터어보 펌프의 터어빈을 구동시키기 위한 가스발생기용 고체연료 추진기관의 뒷마개부에 대하여 열/구조 해석을 수행하였다. 가스발생기는 장시간 연소모타로써 뒷마개에는 단열이 되어 있지 않은 배출튜브가 나사로 체결되어 고온, 고압의 연소가스에 의해 뒷마개 구조물에 작용하는 열 하중이 상당히 클 것으로 판단되므로, 최적설계를 위하여 뒷마개부의 열 및 구조해석을 수행하여 열하중의 영향을 예측하고 경량화를 위한 설계자료를 얻고자 하였다. 본 논문에서는 해석결과만을 언급하였으며 차후에 수행될 지상시험시에 해석치와 실험치를 비교한 후 좀 더 정확히 모델링을 하여 열/구조 해석 결과를 뒷마개부의 최적설계에 활용하고자 한다. 해석 결과 열하중이 연소관과의 조립부에는 거의 영향을 주지 않았으나, 열과 압력하중이 동시에 작용할 경우에 뒷마개 배출튜브의 조립부 근접한 곳에서 항복응력을 넘는 응력이 발생하여 정확한 구조 해석을 위해서는 탄소성해석을 수행하여야 할 것으로 판단된다.