Active process of industrialization of near-earth space assumes design and development of high effective propulsion systems with a small thrust. The specific place among propulsion systems with a small thrust is taken the propulsion systems with use of electrical propulsion thrusters (EPT).

75톤 추력급 터보펌프 터빈의 토크 특성을 성능시험 데이터를 바탕으로 분석하였다. 터빈의 비토크는 해석적으로 고정된 압력비에서 보정 선속도의 일차함수로 표현되며 이를 시험적으로 확인하였다. 일정 압력비 이상의 영역에서는 보정선속도-비토크 변화가 일정하게 나타나는 현상도 아울러 발견하였다. 분석된 토크 특성과 파이로 시동기의 시험 측정 데이터를 이용하여 터보펌프의 시동특성을 예측한 결과 터보펌프 설계회전수의 약 50%의 수준에 이르는 시간은 0.7초 이내인 것으로 나타났다. 파이로 시동기에서 터빈입구까지의 열손실은 최대회전수를 약 90 rpm 줄어들게 하는 것으로 예측되었다.

한국형발사체 상단엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진용 터보펌프의 임계속도 해석이 이루어 졌다. 7톤급 터보펌프는 기 개발된 실험용 30톤급 터보펌프 및 현재 개발 중인 한국형발사체 1, 2단 엔진용 75톤급 터보펌프의 기본 개념을 채용하여 1축 터보펌프로 설계가 진행 중이다. 2개의 볼 베어링으로 지지되는 산화제펌프 회전체와 역시 2개의 볼 베어링으로 지지되는 연료펌프-터빈 회전체는 스플라인 축으로 연결되어 설계 속도에서 작동한다. 본 연구에서는 회전체동역학 해석을 수행하여 터보펌프가 sub-critical 회전체로서 충분한 임계속도 분리 여유를 확보하는 지를 검토하였다.

연소시험을 통한 성공/실패 사례가 있는 FASTRAC 연소기에 대해, 효용성이 검증된 3차원 선형 음향해석을 수행하여 음향공의 물성치 변화에 따른 감쇠 특성을 파악하였다. 음향공의 동조주파수와 감쇠능력을 정량화하기 위해 acoustic impedance 개념을 도입하였다. 기하학적 형상이 주어진 상태에서, 음향공 내부의 음속 변화에 따라 최적의 동조가 가능한 음속을 파악하였다. 최적의 동조가 이루어지기 위한 음향공 내부의 음속 예측 방법을 제시하였다. 이를 통하여 여러 기하학적 형상을 가지는 음향공에 대하여 적용하여 감쇠능력을 정량화함으로써 연소안정성의 확보 여부에 대한 검토가 가능할 것이며, 안정성이 확보되지 못한 경우에 대해서는 그 이유를 명확하게 규명할 수 있을 것이다.

본 연구에서는 격벽형 펄스분리장치의 성능을 검증하기 위하여 실물형 Flight-type의 이중펄스 로켓모타 추진기관을 설계, 제작하여 지상연소시험을 수행하였다. 지상연소시험 시 계측한 추진기관의 압력, 추력, 진동 결과를 바탕으로 펄스분리장치의 파열특성인 파열시간과 파열압력 분석을 실시하였고 연소시험 후 3차원 측정기를 이용한 삭마량 측정을 실시하였다. 그 결과, 펄스분리장치가 파열조건 및 열적 안전성을 만족하는 것을 확인할 수 있었다.

본 연구에서는 연소실 내의 압력섭동에 의해 발생되는 연소 불안정 상황을 모사하기 위한 시험 도구로서 섭동장치를 제작하였고, 이에 대한 성능 실험을 수행하였다. 공급되는 산화제의 유동의 흐름을 조절하여 교란을 발생시켜 인위적인 섭동을 유발할 수 있는 디스크 형태의 섭동 발생 장치를 제작하고 특성을 파악하였다. 디스크의 회전에 따라 주파수를 조정하여 모델 연소실내의 공진 주파수와의 동조가 가능하였다. 압력센서를 이용하여 섭동의 크기를 파악할 수 있었다. 따라서 설계된 섭동 장치는 연소 불안정 연구에 활용될 수 있을 것으로 판단된다.

케로신을 연료로 하는 동축 스월 분사기에 대해 정상 상태 및 비정상 상태의 연소 해석을 수행하였다. 난류연소 모델로 화학평형 상태로 가정하는 Non-premixed equilibrium 모델을 이용하였고, 고압의 조건에서 실제유체의 거동을 다룰 수 있도록 상태방정식으로 SRK(Soave-Redlich-Kwong) 상태방정식을 적용하였다. 해석을 통해 온도분포, OH 질량분율 등 정상 상태의 계산 결과와 시간 평균된 비정상 상태의 계산 결과를 비교하였고, 이들 간의 화염 구조가 서로 상이함을 확인할 수 있었다.

액체로켓 추력실의 성능 예측 및 초음속 노즐부 형상 설계에 활용 중인 in-house 해석 도구를 이용하여 재생냉각 연소기에 대한 성능/냉각 통합해석을 수행하였으며, 막냉각 유량 및 외곽 분사기열의 혼합비 변화에 따른 연소 성능과 냉각 성능 간 trade-off 경향을 고찰하였다. 향후 막냉각 및 주요 설계인자의 최적화 도구로 활용될 수 있도록 개발 연소기에 대한 시험 결과와의 비교 등을 통하여 수치해석 도구를 검증/개선해나갈 계획이다.

한국형 달착륙선의 상승 하강을 위한 추력기는 지상추력 220 N 급으로 유량 130 g/s, 연소실 압력 200 psi 로 설계하여 시험용 반응기를 제작하였다. 인젝터 타잎에 따른 반응속도 및 촉매대 길이에 따른 압력강하 성능을 살펴보았다. LM guide(Linear Motion Guide)를 사용하여 수평방향 추력을 측정하였으며, 초당 126.6 g 의 연료가 흐를 때 214.1 N 의 추력이 측정되었다. 이 때의 촉매대 압력강하는 49.3 psi, 비추력은 172.4 sec로 나타났다.

본 연구에서는 액체로켓엔진 단계식 연소 사이클의 기본 설계 사양을 도출하기 위한 시스템 해석을 수행하였다. 액체산소를 산화제로 하고 액체수소와 RP-1을 각각 연료로 사용하는 엔진에 대해 사이클 해석을 적용하였다. 엔진의 성능지표인 비추력을 기준으로 하여 실제 개발되어있는 엔진과 1% 이내의 차이를 보였다. 사이클 해석을 위해 개발된 프로그램은 압력과 유량 균형, 터보펌프-터빈의 에너지 균형 조건을 만족하며 주어진 추력에 대한 연료 소모와 비추력 및 각 부품의 기본적인 사양을 도출할 수 있다. 추가적인 제한조건들의 조사가 이루어지면 통합 최적화 프로그램으로 발전시킬 수 있을 것으로 판단된다.

액체로켓은 연소기, 가스발생기, 터보펌프, 터빈 등으로 구성된 시스템이며, 각 요소들을 연결해주는 공급계 부품들로 구성되어 있다. 각 부품들이 액체로켓 성능에 복합적인 영향을 미치기 때문에 개념설계 전 시스템의 전체적인 예비해석이 반드시 필요하다. 액체로켓 엔진 시스템의 각 구성품 모듈을 고려한 통합 해석 프로그램의 개발은 이루어지지 않았다. 본 논문에서는 액체로켓 공급계 부품의 모델구성 및 검증을 거친 후 가스발생기 사이클 구성하였으며, 대표적인 가스발생기 사이클인 F-1 엔진의 결과와 비교하였다.

본 연구에서는 추력 1000 kgf 급 하이브리드 로켓 (KHyRoc-I)의 지상 연소 실험을 수행하였다. 지상 연소 실험 결과 약 700 kgf의 추력을 획득하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도 12.5 km로 계산 되었다. 그리고 KHyRoc-I의 큰 L/D비(28)로 인한 구조 안전성의 문제점을 보완하기 위해, 직경 250 mm의 알루미늄 seamless tube를 사용하여 L/D비가 작은(18.3) KHyRoc-II를 재설계하였다. 내탄도 해석을 통하여 추력 900 kgf 하이브리드 로켓 엔진을 설계하였으며, 비행 궤적 계산 결과 최대 고도는 약 7.4 km로 계산되었다.

파이로 작동기구(PAD)는 고에너지 재료를 원격으로 폭발시켜 기구를 작동시키는 부품으로서 지금까지 이에 대한 설계는 주로 경험에 의해 이뤄졌다. 본 연구에서는 PAD의 작동 메커니즘을 해석적으로 모델링하는 효과적 방법을 개발하고 이를 설계에 활용하고자 한다. 해석모델은 서로 다른 해석특성을 가지는 세가지 순차적 스텝으로 구성되며 이들을 연계하여 통합 해석을 수행한다. 첫째 스텝은 작동기에서의 폭발 및 이로 인한 생성된 압력거동 해석, 둘째는 이러한 압력에 의해 피스톤을 작은 구멍 속으로 밀어넣는 압착거동 해석, 셋째는 피스톤 끝단에 있는 커터에 의해 박막을 관통하는 해석이며, 이로 인해 최종적으로 박막이 절개되면서 소기의 임무를 완성하게 된다. 본 발표에서는 이에 대한 개략적 소개와 일부 진행된 선행연구 결과를 소개한다.

산화제 과잉 예연소기의 연소시험을 통해 예연소기 각 부위에서 압력을 측정하였다. 측정결과는 FFT를 통해 주파수 해석이 이루어 졌으나 정압 센서의 한계로 인하여 250 Hz 이상의 주파수에는 자세한 연구가 이루어지지 못하였다. 정압 데이터 분석결과 30 Hz의 하모닉스가 연소압과 산소입구에서 관측되었다. 따라서 연소압의 변화는 O/F 변화로 인한 것으로 파악된다. 반면에 동압센서 신호를 살펴보면 정압센서에서 확연히 나타났던 주파수보다 훨씬 더 명확한 주파수가 보다 높은 Hz에서 관측되는 것을 알 수 있었다.

본 연구는 End-Burning 하이브리드 로켓 연소에서 연료직경과 인젝터 형상 변화, 인젝터 각도 변화를 통한 스월강도 변화에 따른 연소특성의 변화을 알아보기 위해 수행하였다. 연료직경이 커지면 연료의 연소량이 증가하고, 인젝터 직경이 커질수록 후퇴율이 낮아졌다. 그리고 본 연구의 End-Burning 연소기는 고체연료의 연소율에 미치는 영향이 산화제 유동의 Impinging 효과 보다는 Swirl 효과가 더 큼을 확인했다. 스월상수를 적용한 후퇴율식을 도출하여, 스월상수가 서로 다른 경우들에 대한 후퇴율 관계식을 하나의 식으로 표현할 수 있었다.

산화제 과잉 삼중분사기에 대한 설계와 제작이 이루어졌으며, 이를 사용한 단일분사기 예연소기가 제작되어 연소시험을 수행하였다. 1100Hz의 1L 모드 고주파 불안정과 100 Hz 저주파 불안정이 관찰되었으며, 연소실 직경 수정과 터뷸런트 링 적용에 의해 고주파 불안정은 억제되었다. 현재는 저주파 압력섭동 억제에 주안을 두고 연구가 진행중에 있다.

본 연구에서는 하이브리드 로켓에서 발생되는 대표적인 불안정성 모드에 대한 연구를 수행하였다. 연소 불안정을 유도하기 위하여 연료 전방 및 후방에 다이아프램(diaphragm)을 설치하여 연소 실험을 수행 하였다. 길이방향 음향 모드(Longitudinal Acoustic Mode)와 헬름홀츠 모드(Helmholtz Mode)의 이론 모델을 사용한 주파수 계산 결과와 FFT 분석을 이용해 얻은 실험 주파수 비교를 통해 해당 모드를 찾을 수 있었고, 이론 주파수와 실험 주파수가 유사함을 확인하였다.

본 연구에서는 '하이브리드 로켓 불안정성 I'에 이어 하이브리드 로켓에서 발생할 수 있는 연소불안 정성에 대해 연구하였다. 하이브리드 로켓 연소기 내부에 와류가 발생할 수 있도록 연소기를 설계하여 연소시험을 수행하였고, 연소실 압력 공진 주파수의 다이아프램 유 무에 따른 특성, 연료 길이에 따른 특성, 연료 포트 직경에 따른 특성, 다이아프램 직경에 따른 특성, 노즐목 직경에 따른 특성, 산화제 유량 변화에 따른 특성에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구의 주요 연소실 압력 공진 주파수는 Vortex shedding으로 판단되며, Hybrid low frequency와 Helmholtz mode가 또다른 공진주파수 인 것으로 판단된다.

격벽형 펄스분리장치를 갖는 이중펄스 로켓모타의 경우 2단 모타 추진제 연소시 1단 모타 연소실 내부에 높은 강도의 가스흐름이 발생하므로 1단 모타 연소관 내열재 설계가 중요한 변수들 중의 하나이다. 본 논문에서는 이러한 높은 강도의 가스흐름으로부터 연소실 내부를 보호하기 위하여 fabric을 삽입한 EPDM계 고무의 제작 공정을 확립하였으며 높은 강도의 가스흐름을 유발하도록 설계된 모사모타에 적용하여 삭마 특성을 분석하였다.

로켓 추진기관 시스템의 성능을 입증하기 위한 시험설비는 로켓시스템의 개발을 위한 필수 인프라이다. PSTC는 발사체의 각 단별 추진기관 시스템의 수류시험 및 연소시험을 수행하고, 발사 프로세스에 대한 지상검증을 수행한다. PSTC 개발을 위해 국내외 기술을 조사하여, 관련분야의 사례를 적극 활용한다. 추진기관 시험설비는 유공압 시설 및 제어계측, Test Stand, 화염유도로 등을 구성한다.

친환경 추진제를 사용하는 추력기의 성능 향상을 위해서 미소량의 연료를 첨가하는 블렌딩 기법을 적용하였다. 친환경 추진제로는 90 wt.% 과산화수소를 사용하였으며, 혼합하는 연료는 에탄올을 사용하였다. 혼합비는 98 wt.% 과산화수소의 이론 성능을 상회하는 성능을 갖는 50으로 정하였다. 실험 결과 에탄올 블렌딩한 과산화수소의 반응기 온도가 과산화수소의 단열 분해 온도보다 높았다. 따라서 에탄올 블렌딩을 통해서 성능 증대를 꾀할 수 있었다. 또한 다양한 촉매 및 지지체의 비교를 통해 에탄올 블렌딩한 과산화수소 분해 및 연소에 적합한 촉매 조합을 파악하였다. 실험 결과 백금 촉매가 적합하다고 판단되며 이산화망간 촉매는 재사용 시 불안정성이 증가하였다. 고온 안정성이 높은 ${\alpha}-Al_2O_3$를 지지체로 사용할 경우 촉매의 분해 성능이 낮아 매우 불안정한 성능을 보였다.

기존의 2상유체 동축형 전단분사기에서 나타나는 분무 중심부에서의 혼합비 불균일 및 낮은 미립화 성능을 보완하기 위하여 다공성재를 적용한 새로운 형태의 동축형 다공성재 분사기를 착안하였다. 본 연구에서는 동일 질량유량조건에서 기체분사면적을 변화시켜 표면분사기체의 반경방향 운동량의 크기를 조절하였으며, 이에 따른 물-공기 모사추진제 수류시험에서의 분무특성에 대한 고찰을 수행하였다.

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소 사이클 액체엔진용 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 점화시험을 수행하였다. 산화제 과잉 예연소기는 혼합비 60, 20 MPa의 연소압에서 작동하도록 설계되었다. 가압식 연소시험설비에서 안정적 점화를 위해 점화초기 추진제 유량을 변화시켜 점화특성을 비교하였다. 시험결과 점화초기 추진제 공급유량이 많을수록 점화지연시간이 짧아졌으며 점화강도도 높아졌다. 연소실 재생냉각채널 내의 산화제 온도 측정을 통해 점화 시 연소가스가 재생냉각채널로 유입됨을 확인할 수 있었다. 점화 시 발생한 연소가스가 재생냉각채널로 유입되어 재생냉각채널 내산화제 온도를 상승시켜 산화제 공급이 줄어들게 되어 점화지연을 야기한다. 추진제 공급유량이 많을 경우 재생냉각채널 내 산화제가 빠르게 냉각되어 연소실로 원활히 공급되면서 점화지연시간이 짧아진다.

사각노즐을 갖는 측추력기의 유동 특성 분석과 성능 예측을 위해 3차원 수치해석을 수행하였다. RANS 기법을 이용하였으며 측추력기의 유량 조절 셔터가 회전하는 각도가 세 가지 경우에 대해 계산을 수행하였다. 셔터의 형상적인 특성으로 인한 내부의 재순환영역을 관찰하였고, 사각 노즐에서의 유동의 비대칭성을 확인하였다. 또한 셔터의 개폐 정도에 따라 노즐 내 유동의 비대칭성이 심화되어 추력이 편향되는 것을 관찰하였다. 셔터가 회전함에 따라 추력이 편향되는 정도와 추력 성능을 예측하고 이론적으로 계산한 추력 값과 비교하였다.

액체로켓 엔진의 시동과 종료 시, 터빈에 가해지는 열충격을 완화시키기 위해 초음속 충동형 터빈로터의 일체형 슈라우드를 여러 조각으로 분할하는 방법을 고안하였다. 구조해석 수행결과 슈라우드 분할은 동익의 허브와 팁에 나타나는 소성변형량을 크게 줄일 수 있는 것으로 나타났다. 그러나 슈라우드 분할은 의도하지 않은 누설손실로 인해 성능손실이 불가피하며 이에 대한 정량적인 성능감소를 측정하기 위해 다양한 슈라우드 분할 형상에 대해 시험을 수행하였다. 연구대상 터빈의 경우 슈라우드 분할 수를 최대로 할 경우 설계점 효율은 2.65% 비율로 감소하는 것으로 나타났다.

작동 시퀀스에 따른 핀틀 노즐의 성능 특성을 비교하였다. 비정상상태 이동격자 수치해석 기법을 이용하여 시간에 따른 핀틀의 위치 변화를 고려하였으며, 다양한 핀틀 형상과 작동 시퀀스에 따른 성능 응답지연 및 민감도 분석을 수행하였다. 연소실 내부의 압력 상승률과 압력진동이 성능에 미치는 영향을 관찰하기 위하여, 노즐 목에 핀틀이 머무르는 시간이 다른 세 가지의 작동 시퀀스를 고려하였다. 핀틀이 노즐 목에 머무르지 않는 경우(case 1), 0.5초 머무를 경우(case 2) 그리고 노즐 목 위치에 계속 정지해 있을 경우(case 3)에 대해 비교하였고, 이를 통해 작동 시퀀스 및 핀틀 형상에 따른 동특성 연구를 수행하여 추력 특성 변화를 도출하였다.

본 연구에서는 과산화수소와 케로신을 추진제로 사용하는 동축 스월형 다중 인젝터 로켓 엔진의 혼합비에 따른 연소 특성을 확인하기 위하여 설계 혼합비인 7.6을 기준으로 6.0~9.0까지 변화시켜가며 연소 실험을 수행하였다. 연소성능은 특성배기속도와 압력 섭동 값을 계산하여 평가하였다. 설계점 연소 실험을 포함하여 총 6번의 연소 실험을 수행하였고, 실험 결과 90%이상의 연소 효율을 보였으며, 압력 섭동 값은 1% 이내로 매우 안정적인 것으로 확인되었다.

후류처리 장치는 기본적으로 화염유도로의 역할을 하며 추가적인 기능에 따라 소음/배기가스 처리 장치, 고공 모사 장치 등으로 분류될 수 있다. 본 연구에서는 화염 및 충격파로 부터의 발사체 보호, 제트펌프, 유해배기 가스 저감 등 후류처리 장치에 적용되는 원리를 제시하였다. 물 분사에 의한 소음감소는 마하파를 약화시키며 물의 증발 및 응축을 통해 제트의 에너지를 줄이는 원리를 이용함을 보였다. 또한 후류처리 장치에 적용되는 원리의 고찰을 통하여 수직형 후류처리 장치의 개념을 제시하였다.

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 3단 엔진 연소시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관 시스템 시험설비의 배치 및 구축 현황에 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. 현재 연소기 및 터보펌프 시험설비의 경우 장기 납품 품목의 발주 완료 등 구축 중에 있으며, 엔진 및 추진기관 시스템 시험설비의 경우 상세설계를 준비 중에 있다.

본 연구팀에서 개발 중인 중형급 하이드라진 추력기에 장착되는 비충돌형 인젝터의 거시적 분무거동을 관찰하였다. 전자현미경을 이용하여 인젝터 오리피스의 인수검사를 수행하였으며, 슐리렌 기법과 고속카메라로 획득한 순간 분무이미지를 통하여 압력변이에 따른 인젝터의 초기 동작특성 및 분무성능을 확인하였다. 또, 분무침투거리에 따른 속도와 무차원 매개변수를 이용하여 인젝터의 성능을 검증하였다. 인젝터 오리피스의 가공오차에 의한 분무분열 특성 차이가 확인되었으며, 특정 압력수준에서 이상분무거동이 관찰되었다.

본 논문은 연료전지 UAV의 친환경 추진 시스템을 위한 통합형 수소 공급 시스템 연구에 대해 기술하고 있다. 고체 상태 $NaBH_4$를 직접 분해하기 위해 희석된 염산을 사용하였다. 안정적인 수소 공급을 위해 자체 수소 가압형 반응기와 압력 레귤레이터를 적용하였다. 컨셉 실증과 성능 검증을 위해 고체 상태 $NaBH_4$를 직접 분해하는 통합형 수소 공급 시스템의 시제품을 설계하였다.

본 논문에서는 연료전지의 성능향상 및 신뢰성 확보를 위한 연료전지 최적화 및 탑재화 연구를 수행하였다. 고분자 전해질막 연료전지의 성능 향상을 위한 실험은 연료전지에 부하를 걸어 발생되는 전류와 전압을 측정하여, 상용 연료전지 데이터와 비교 분석하였다. 이를 바탕으로 무인항공기 연료전지 탑재상태에서의 최적화를 위한 제어기를 제작하고, 제어 알고리즘 구성을 통해 연료전지를 탑재한 무인항공기의 최적의 성능유지를 위한 연구를 수행하였다.

미크론 크기의 알루미늄 분말과 물 혼합물의 기초 연소 특성 연구를 진행하였다. 대기압 환경에서 연소속도에 영향을 미치는 당량비와 혼합물 밀도를 변화시켜 알루미늄-물 혼합물의 연소 특성 연구를 진행하였다. 이를 바탕으로 고압 환경하에서의 알루미늄 분말과 물 혼합물에 대한 연소 특성을 연구하기 위한 장치를 설계하였다. 고압 환경에서 2~50기압 범위에서는 압력에 따른 연소속도의 영향은 나노 분말의 연소 특성과 동일하였으나, 50~70기압 범위에서는 급격한 연소속도 증가 현상이 관찰되었다. 당량비에 따른 실험에서는 산화제 과잉(eq=1.5) 조건에서는 50기압 이상에서는 연소가 진행되지 않았다.

본 연구에서는 비연소성 다이아프램의 설치 위치에 따른 하이브리드 연소기의 후퇴율 및 연소효율 특성에 관한 연소실험을 수행하였다. 고체 연료의 전방으로부터 25%, 50%에 설치하였을 때 설치 위치에 따른 후퇴율 및 연소 효율은 큰 차이가 없었으며 다이아프램 설치로 인한 효과는 국부적인 영향을 주었을 것으로 판단된다.

비행고도가 우주비행체 자세제어용 하이드라진 추력기 노즐의 추력성능 특성에 미치는 영향을 규명하기 위해 노즐유동 해석을 수행한다. k-${\omega}$ SST 난류모델을 사용한 Reynolds-averaged Navier-Stokes 방정식으로 노즐유동을 비행고도 변이별로 해석하되, 비행고도는 연속체역학이 유효한 범위내로 제한한다. 작동 고도가 10 km 이하일 때는 노즐내부에 충격파 및 유동박리 등의 비가역적 현상이 발생하여 추력성능이 감소하였으나, 30 km 이상의 고도환경에서는 공칭추력 수준으로 회복되었다.

본 논문에서는 부분 흡입형 초음속 터빈의 로터 블레이드에 ${\pm}15^{\circ}$의 스윕 각도를 적용하여 그에 의한 효과와 공력 특성을 살펴보기 위해 정상상태 유동해석과 비정상상태 유동해석을 동시에 수행하고 그 결과를 비교해 보았다. 3차원 Navier-Stokes 유동해석에는 상용 코드인 FLUENT 6.3 Parallel을 사용하였다. 모든 계산 케이스들에서 정상상태 유동해석에 비해 비정상상태의 경우가 손실이 더욱 크게 나오는 결과를 나타내었다. 후방스윕(BSW)모델은 기준모델(NSW)에 비해 팁 간극으로 빠져나가는 누설 손실량을 줄이는데 큰 효과가 있었고 비정상상태 유동 해석에서는 로터 출구면 정효율의 증가현상이 더욱 뚜렷하게 나타났다.

본 연구팀에서 개발 중인 70 N급 액체로켓엔진의 설계성능 검증에 앞서 요소부품인 비충돌형 인젝터에 대한 인수시험 및 수류시험을 수행하였다. 인젝터 오리피스 인수시험 결과 미시적 관점에서의 가공오차가 확인되었으며, 그로 인해 각각의 오리피스에서 발현되는 분무거동에 차이를 보였다. 순간 분무이미지를 통해 액주(혹은 액적) 표면에 나타나는 파동과 유동의 주기적 흘림현상을 관찰하였다.

본 연구에서는 터보펌프 인듀서 주변의 극저온 유동장에 대한 수치해석을 주로 다룬다. 이를 위해 수치해석에 사용된 수치기법에 대한 내용을 우선 다룬다. 수치기법에 대한 검증 문제로 2차원/축대칭 극저온 유동문제를 해석하였고 이 과정에서 다양한 공동모델에 대한 비교 연구를 수행하였다. 마지막으로 3차원 터보펌프 인듀서에 대한 수치해석을 수행하고, 실험 결과와 타 연구결과와 비교함과 동시에 극저온 유체에서 나타나는 공동현상의 특징을 살펴보았다.

충남대학교 액체로켓실험실에서는 차세대 우주발사체 추진시스템의 국내 독자적 개발 능력 구축을 목표로 차세대 추진 시스템의 소요 임무를 분석하고, 과산화수소 및 메탄의 새로운 친환경 추진제를 이용한 이원 추진 시스템의 적용 특성을 분석한 후 각각의 추진제 조합에 따른 축소형 로켓엔진의 개발 기술을 단계적으로 획득하고 있다. 이를 통하여 향후 국내에서 소요임무별로 새롭게 요구되는 차세대 실물형 로켓엔진(연소기) 개발에 직접 활용될 수 있는 설계/제작/시험 기술을 확보하고자 한다.

일반적으로 고체 추진기관은 큰 비추력과 재시동 능력을 갖고 있는 액체 추진기관에 비하여 경비 면에서 효과적이고 큰 추력 능력을 갖고 있다. 이러한 이유로 고체 추진기관은 주로 부스터나 1 단 추진기관으로 많이 사용되고 있다. BBL 접근 방법이 저 비용과 제한된 개발기간 그리고 낮은 위험성을 고려하여 연구되어 오고 있다. 탄소 섬유 에폭시 레진의 모터 케이스 사용이 확대되고 있고 특히 비활성 질량 감소로 고 강도 탄소섬유가 관심을 끌게 될 것이다.

파열판이 양 끝에 부착된 액체 로켓 엔진의 자연 발화 점화기와 이에 활용 가능한 파열판에 관하여 문헌 조사를 수행하였다. 특허로 등록된 미국의 MC-1 엔진 및 러시아의 RD-170 엔진의 자연발화 점화기 설계와 NASA에서 사용된 파열판의 기본적인 성능이 분석되었다. 그리고 파열판의 종류, 특성, 성능과 이와 관련된 설계 인자와 ASME 표준이 조사되었다. 성능으로 파열압과 관련된 파열 공차, 역압, 흐름 교란, 파열 후의 조각 발생 여부, 재질, 작동 유체, 운영비 등이 있다. 또한 파열판 구조 해석과 관련된 문헌조사도 수행하였다.

본 연구에서 중형 상용민간항공기 추진진기관인 분리형 노즐을 갖는 2 스풀 터보팬 엔진인 BR715-56의[1] 정상 성능모델을 구성 및 탈설계점 성능해석이 상용코드인 MATLAB/SIMULINK를[2] 이용하여 엔진성능특성과 엔진진단을 위해 수행되었다. 먼저 팬, 고압압축기, 고압터빈, 저압터빈 구성품 성능 맵들이 축척방법을 이용하여 유사성능 맵들을 축척하여 생성되었고 다음 탈설계점 성능모사 프로그램이 구성품들 간 유량과 일 조화에 의해 구성되었다. 모델은 용이한 정상 및 동적 모사와 사용자 편의의 장점을 갖는 SIMULINK 프로그램을 이용하여 개발되었다. 제안한 모델에 의한 탈설계점 해석 결과들은 다양한 작동 조건들에서 GASTURB에 의한 해석 결과들과 잘 일치함이 확인 되었다.

대기가 희박한 고고도 환령이나 급격한 선회를 위해 2차분사에 의한 추력벡터제어를 사용한다. 8개의 2차분사구를 갖는 고체로켓모터를 대상으로, 2차분사의 유량을 조절하는 밸브의 개도가 추력, 측추력 및 롤 모멘트에 미치는 영향을 해석적으로 연구하였다. 정상 상태의 3차원 Reynolds Averaged Navier-Stokes 식의 해를 구하였으며, 난류를 위해 Spalart-Almaras 모델을 사용하였다. 수치해석의 타당성을 평가하기 위해 실험 결과와 해석결과를 비교하였다. 밸브의 개도가 증가함에 따라 추력은 감소하나 측추력은 증가한다. 반면, 롤 모멘트의 경우, 밸브와 2차분사 파이프의 상호작용에 의해 개도에 비례하지 않는다.

확대부 내열재의 스틸과 FRP 사이에 존재하는 미접착 결함과 미충전 결함을 검출하기 위해 초음파 공진법을 적용하였다. 초음파 공진법은 초음파 신호가 증폭되기 때문에 펄스에코법으로 검출하기 어려운 미접착 결함 및 에폭시 미충전 결함을 쉽게 검출할 수 있다. 공진 주파수는 삼중 매질의 음압 반사계수를 이용하여 예측하였고, 시험편의 초음파 신호에 대해 고속푸리에변환을 실시하여 측정하였다. 예측한 공진 주파수는 측정한 공진 주파수와 일치하므로 초음파 공진을 입증하였다.

Report is devoted to place and role of numerical simulation in design of rocket propulsion systems. In introduction advanced solutions in liquid propellant rocket engines design are presented. Further essence of design process described briefly. The central place of method of solution of direct problem in design process was shown. Numerical simulation for solving direct problem of fluid dynamic was used as the alternative to theoretical and experimental approaches. Main features of numerical models of processes in propulsion systems were observed. Some results of simulation and (or) design of different types of chemical propulsion system were presented also. The combined rocket engine, rocket engine with injection of after-turbine gas into supersonic part of the nozzle, solid propellant engine and hybrid propulsion engine are under consideration.

This paper is concerned with turbulent flow computations using Large Eddy Simulation (LES) and the flow interaction of vortex shedding in a cylindrical duct flow driven by mass blowing through the wall. The purpose is to analyze non-linear combustion characteristics in the presence of vortex shedding generated in a hybrid rocket motor. Experimental studies have shown sudden changes in pressure (referred as a DC-shift), which depend on the strength of vortex strength of incoming flow. The combustion instability because of a sudden change in pressure fluctuations is mainly related with the interaction between vortex shedding. Therefore LES computation on a duct with injected normal blowing was performed to simulate the turbulent flow interactions with the behaviors of vortices and vortex structures along the injected wall.

산화제 유동 변화를 위한 디스크를 예혼합실에 장착하여 디스크의 직경과 길이를 변경하며 PMMA/GOx를 이용한 하이브리드 로켓 모터의 지상연소 시험을 수행하였다. 디스크에 의해 산화제 유동의 와류유출(vortex shedding)이 발생하여, 연소율과 압력 진동 등의 연소 특성이 변화하였다. 따라서 하이브리드 로켓에서 발생하는 유동간섭과 연소 특성 사이의 상관관계를 파악하고, 연료 표면에 인접한 곳에서 발생하는 작은 크기의 와류와 예혼합실 안에서 발생하는 와류흘림과의 상호작용에 대해서 알아보기 위해 실험적 연구를 진행하였다.

7톤급 연소기 헤드부에 대한 구조설계를 수행하였다. 액체로켓엔진 연소기 헤드부는 추진제로 사용되는 산화제와 연료에 의하여 고압의 하중뿐만 아니라 추력 하중을 받기 때문에 구조적인 안정성은 매우 중요한 요소이다. 7톤급 연소기 헤드부 구조설계를 위하여 먼저 구조설계 요구조건을 설정하고, 이를 바탕으로 기본형상을 설계하였다. 구조설계에 사용된 재료는 국내에서 개발된 고강도 스테인리스강을 적용하였다. 설계된 기본형상에서 구조적으로 가장 효과적인 형상을 도출하기 위하여 총 12종류의 해석모델에 대하여 구조해석을 수행하고, 그 결과들로부터 구조적으로 가장 안정한 형상을 선정하였다.

본 연구에서는 한국의 차세대 중형항공기에 사용될 터보프롭 항공기용 고효율 복합재 프로펠러 블레이드의 설계를 수행하였다. 와류 이론과 블레이드 깃 요소 이론을 활용하여 기본 공력설계 및 성능 해석을 수행하였고 공력설계 결과는 상업용 전산유체해석 프로그램인 ANSYS를 이용한 해석을 통해 확인하였다. 프로펠러 구조 설계 시 카본/에폭시 복합재료가 적용되었으며, 경량화와 구조 안정성 개선을 위하여 스킨-스파-폼 샌드위치 구조 형식를 채택하였다. 제안된 프로펠러 블레이드는 공력 및 구조 해석과 시제품 프로펠러 블레이드의 구조 시험을 통하여 높은 효율과 안전한 구조임이 검토되었다.

본 연구에서는 3점 굽힘시험 및 DMA 시험을 통해 온도환경이 에폭시 수지의 굽힘탄성계수에 미치는 영향을 조사하였다. 굽힘 시험의 온도 조건은 $30^{\circ}C$, $100^{\circ}C$, $140^{\circ}C$의 세 가지 조건을 적용하였으며 시편은 종횡비 16, 32, 40배의 세 가지 종류가 고려되었다. 연구결과에 따르면 DMA를 통한 저장탄성계수와 굽힘시험을 통해 얻은 강성은 주어진 온도조건에서 서로 유사한 경향을 보였다. 또한 종횡비가 증가함에 따라 굽힘탄성계수도 증가 하였으며, 고온환경에서는 32배 이상의 종횡비가 적합하다고 판단된다.

DACS 시스템은 핀틀 구조물로 노즐목 면적을 변화시켜 가변 추력을 발생시키는 가변형 핀틀 추력기가 사용되는데, 지금까지 개발된 DACS의 경우 핀틀을 움직이기 위한 구동기가 추력기마다 장착이 되어 있다. 그러나 이러한 구조는 10개 구동기 동시 제어의 어려움과 복잡한 시스템 구조를 가지게 되는 단점이 있다. 본 논문에서는 구동기 수의 최소화 방안을 제시하기 위한 기초 연구로서 국외특허를 중점 분석하였으며 이에 대한 구동기 최소화의 가능성과 극복해야 할 문제점들에 대해 제시하였다.

비행체의 경우 운용 중에 센서 등의 고장이 발생하더라도 이를 극복하고 지속적으로 운용이 가능하게 설계하여야 한다. 이러한 비행체에는 중요 센서의 고장에 대비하여 대체 가능한 센서를 여분으로 장착하여 측정값에 대한 신뢰성을 확보하고 있다. 본 논문에서는 시뮬레이션을 통하여 적용 대상 터보제트엔진의 센서 측정값을 MIMO NARX 모델을 사용하여 센서 결함이 발생하더라도 상태추정을 통하여 대치 가능함을 보였고, HILS 장비에 적용할 수 있는 엔진 모델로 사용가능함을 보였다.

형상비 변화가 있는 덕트의 난류유동 및 난류열전달에 대한 LES해석이 수행되었다. 다양한 난류통계량이 계산되어졌고 각각 형상에 대한 열전달계수의 특징이 조사되었다. 특히 벽면근처에서 주유동방향의 와류의 영향을 조사하기 위하여 conditional sampling기법이 도입되었다. 와류의 회전방향에 따른 열전달계수의 pdf가 계산되어졌다.

펄스 데토네이션 엔진과 같이 원형 관내를 전파하는 데토네이션 파의 삼차원 파면 구조 및 동적 특성을 파악하기 위한 수치 해석을 수행하였다. 비가역 Arrhenius 반응 모델을 이용하여 일련의 pre-exponential 값에 대한 해석을 수행하여 2-셀,3-셀, 4-셀 및 6-셀 데토네이션 모드의 삼차원 파면구조에 대한 생성 매커니즘들을 살펴보았다. 2차원 결과와 비교하여 반경 방향에서 slapping 횡단 파의 효과를 확인하였으며, 모든 다중-셀 모드에서 벽면에서의 데토네이션 파면 구조와 그을음 막 기록들은 반경 방향으로 slapping 파가 움직이는 동안 시계 및 반 시계 방향으로 움직이는 횡단파에 의하여 형성되며, 굽어진 벽면에서 반사되는 횡단파는 다차원 confinement 효과에 의하여 강도가 변화한다.

기술 수준에 의해 그 우위가 결정되는 현대 전장에서 항공기 플룸과 복사저부가열은 항공기의 생존성에 관련된 중요한 요인이다. 항공기의 생존성을 향상시키기 위해서는 저부가열, 그리고 항공기 플룸으로부터 방사되는 IR 신호가 감소되어야 한다. 본 연구에서는 IR 신호와 복사저부가열 특성을 고도 5km에서 마하수 0.9와 1.6의 조건으로 설정하여 플룸 내 유동 및 열복사 특성을 고찰하였다. 이를 통해 플룸에서의 IR 신호는 $H_2O$와 $CO_2$의 영향으로 인한 높은 방사특성을 확인하였다. 그리고 마하수가 높고 거리가 가까울수록 저부면에서의 복사열유속은 증가하였다.

플라즈마 유동제어를 위한 DBD 엑츄에이터 해석 및 성능 평가를 수행하였다. DBD 엑츄에이터의 방전조건에 따른 유속 특성을 밝히고 최적의 방전조건을 찾기 위해 실험 장치를 제작하였다. 동일한 유전체에서 방전조건에 따른 플라즈마 엑츄에이터 표면에서의 유속을 측정하였다. 방전전압에 비례하여 유속이 증가하였다. 유동의 특성을 좀 더 자세히 파악하기 위해 CFD해석을 통하여 실험결과와 해석결과를 비교하였다.

연소기 내의 연소반응 촉진 및 연소불안정성 해결의 단초를 제공하기 위해, 정상초음파가 개재된 프로판/공기 예혼합화염의 구조거동을 고찰하는 연구를 수행하였다. 화염대의 구조 변이를 가시화하기 위해 슐리렌 기법을 이용하였으며, 당량비에 따른 화염선단의 형상 및 화염 전파속도의 변화를 확인할 수 있었다. 정상초음파는 화염선단을 찌그러뜨렸고, 난류 화염으로의 천이를 가속시켰다.

에너지 소비 증가에 따른 이산화탄소 배출로 인한 지구 온난화가 심각하다. 이산화탄소와 산화질소를 배출하지 않으며, 수소로부터 에너지를 생성하는 메커니즘의 개념에 대한 연구를 수행하였다. 수소를 포함하고 있는 수소화물의 한 종류인 소듐 보로하이드라이드($NaBH_4$)와 과산화수소를 반응시켜 수소와 산소 간의 연소 반응을 통한 열에너지 생성 메커니즘에 대한 개념을 도출하였다. 수소화물을 물에 용해시켜 액체 상태로 과산화수소와 반응시킬 경우, 연료에 해당하는 수소화물 수용액과 과산화수소의 질량대비가 0.89일 때 최대 단열 반응 온도가 1795 K까지 상승할 수 있음을 예측하였다.

본 연구는 에틸렌-공기 혼합물로 채워져 있는 변형 가능한 구리 관에서의 초음속 화염 전파를 수치적으로 살펴보았다. 탄화수소의 화염 전파를 해석하기 위하여 지배방정식으로 Navier-Stokes 방정식과 Arrhenius 형태의 1단계 화학 반응식을 활용하였으며 변형 가능한 관을 해석하기 위하여 Inviscid Euler 방정식을 활용하였다. 또한, 두 물질 간 경계면 추적을 위하여 Level-set 기법을, 경계값 결정을 위하여 ghost fluid 기법을 사용하였다. 이러한 수치적 기법을 바탕으로 관의 변화에 따른 초음속 화염 내 팽창파의 전파 및 그에 따른 간섭 현상을 밀도 및 속도 변화를 통해 확인하였으며 초음속 화염 전파에도 안전성이 확보되는 최소 관 두께를 예측할 수 있는 수치적 기반을 마련하였다.

Recent years have witnessed the use of micro shock tube in various engineering applications like micro combustion, micro propulsion, particle delivery systems etc. The flow characteristics occurring in the micro shock tube shows a considerable deviation from that of well established conventional macro shock tube due to very low Reynolds number and high Knudsen number effects. Also the diaphragm rupture process, which is considered to be instantaneous process in many of the conventional shock tubes, will be crucial for micro shock tubes in determining the near diaphragm flow field and shock formation. In the present study, an axi-symmetric CFD method has been applied to simulate the micro shock tube, with Maxwell's slip velocity and temperature jump boundary conditions. The effects of finite diaphragm rupture process on the flow field and the shock formation was investigated, in detail. The results show that the shock strength attenuates rapidly as it propagates through micro shock tubes.

본 연구에서는 정상초음파와 교반하는 메탄/공기 예혼합화염의 동역학적 거동을 규명하기 위한 실험결과를 제시한다. 슐리렌 기법을 이용하여 전파하는 화염을 가시화하였고, 이미지 후처리를 통해 정상초음파 유무에 따른 화염선단의 형상 및 전파속도를 관찰하였다. 전파속도는 연소한계를 제외한 당량비에서 정상초음파장이 가진되는 경우에 더욱 증가하였으며, 화염선단의 찌그러지는 위치는 초음파 특성이 변하지 않는 한 일정하였다.

Dual bell nozzle is one of the most promising choices among the altitude adaptation nozzles. This facilitates having a forced, steady and symmetrical separation at lower altitudes and a controlled flow separation at the wall inflection point which prevents the generation of dangerous side loads. In order to ensure the attached flow in the second bell, a clear understanding of the flow transition is required. Hence the motivation of our study is to arrive at an optimum profile for the second bell, which allows a sudden and controlled transition. In this work, we designed the first bell using the conventional MoC and the second bell using an inverse MoC, imposing a pressure gradient constraint. A CFD analysis is also carried out. It is found that the separation point is near the inflection point within one fourth of the extension length or it is near the exit.

고에너지 물질의 연소 현상을 해석하기 위하여 반드시 필요한 반응속도식과 이를 구성하고 있는 미정상수를 결정하는 이론적 방법을 제안하였다. 개선된 I&G 모델은 기존의 반응속도식이 갖던 문제점들을 효과적으로 극복하면서 동시에 중요한 물리적 의미를 내포하는 형태로 제안되었다. 이는 공극붕괴(void collapse)로 인한 hotspot의 생성을 의미하는 점화 모델과 폭굉(detonation)으로의 천이를 의미하는 화염 발달 모델의 합으로 구성되어 있다. 또한 함께 소개된 이론적 모델은 고에너지 물질의 수치해석 기법인 Hydrocode를 사용하기 전에 미정상수 b, G, x, I를 결정함으로써 특정 고에너지 물질의 연소 특성을 규명하는데 사용된다. 이론적 방법은 기존의 고에너지 물질의 연소 시험을 모사한 수치해석적 방식보다 효율적이고 정확도가 높은 결과를 제공하므로 진일보 된 방법이라고 할 수 있다.

고 에너지 물질 초음속 화염의 전파에 대한 gap의 효과를 이해하기 위하여 characteristic acoustic impedance theory와 수치해석이 적용되었다. 여러 개의 gap이 위치하고 있는 화약의 한 끝에 초음속 화염이 발생되도록 하여, 여러 gap에 전파되나가는 연속적인 화염에 대한 이해를 시도 하였다. 현재의 높은 차원의 다물질 해석은 SNU-Hydropack code에 포함되어 있는 복잡한 경계면 추적 알고리즘의 타당성에 대한 의미 있는 결과를 제시했다.

최근 다양한 공학 응용 분야에 Micro Shock Tube의 중요성이 커지고 있다. Pharma Ballistic 기술은 기존의 약물주입방법과 달리 약물입자를 가속하여 피부로 침투시키기 위해 Micro Shock Tube를 적용하는 기술 중 하나이다. 그러나 이러한 장치의 효율적인 설계를 위해서는 Micro Shock Tube 내부유동과 충격특성에 대한 상세한 지식을 필요로 한다. 경계층과 같은 많은 요소들 때문에 Micro Shock Tube 내부의 낮은 Reynolds Number와 높은 Knudsen Number가 형성되며, 이 때의 충격파 전파는 기존의 Macro Shock Tube와 상이하게 나타난다. 본 연구에서는 Micro Shock Tube에서의 충격파 전파와 유동특성을 조사하기 위해 직경 3mm의 Micro Shock Tube를 이용하여 실험을 수행하였으며, 압력은 저압관의 세 지점에서 측정되었다. 충격파 속도와 같은 다른 변수들의 실험값으로부터 충격파 강도를 찾고 충격파 선도를 나타내었다.

This paper addresses an analytical study on the gas-solid two phase flows in a nozzle. The primary purpose is to get recognition into the gas-solid suspension flows and to investigate the particle motion and its influence on the gas flow field. The present study is the primal step to comprehend the gas-solid suspension flow in the convergent-divergent nozzle. This paper try to made a development of an analytical model to study the back pressure ratio, particles loading and the particle diameter effect on gas-solid suspension flow. Mathematical model of gas-solid two phase flow was developed based on the single phase flow models to solve the quasi-one-dimensional mass, momentum equations to calculate the steady pressure field. The influence of particles loading and particle diameter is analyzed. The results obtained show that the suspension flow of smaller diameter particles has almost same trend as that of single phase flow using ideal gas as working fluid. And the presence of particles will weaken the strength of the shock wave; the bigger particle will have larger slip velocity with gas flow. The thrust coefficient is found to be higher for larger particles/gas loading or back pressure ratio, but it also depends on the ambient pressure.

로켓 엔진의 연소실 내 음향학적 거동과 음향 감쇠 효과를 정량화하기 위한 방법을 연구하였다. DMD(Dynamic mode Decomposition) 방법을 이용한 결과와 기존의 정량화 방법인 damping factor를 이용해 구한 음향 감쇠 효과의 경향성을 배플 분사기가 장착된 연소실내의 음향 감쇠 정도를 비교 분석하여 나타내었다. 비교 결과, 기존의 정량화 방법과 DMD 방법을 이용해 구한 음향 감쇠 정도의 경향성이 일치하는 것을 확인하였다.

연소불안정 현상을 제거하거나 효과적으로 제어하기 위해서는 화염구조에 대한 이해가 매우 중요하다. 이에 본 연구에서는 OH 자발광 및 He-Ne 레이저 광흡수 계측기법을 이용하여 연소불안정과 화염구조사이의 상관관계에 대한 실험적 연구를 다양한 실험조건에서 수행하였다. 실험에서는 673K로 가열되어진 swirl 형태로 공급되는 건조한 공기와 LNG(CH4) 연료를 사용하였으며 전체 당량비는 1.2 조건에서 속도를 25 ~ 70 m/s까지 바꾸어가며 실험을 수행하였다. 이를 통하여 연소불안정 현상이 낮은 속도조건과 높은 속도조건에서 발생하는 것을 확인할 수 있었고, 낮은 속도조건의 불안정에서는 화염의 와동구조가 연소불안정현상에 영향을 끼친다는 것을 알 수 있었다.

벤트 혼합기는 혼합기 후류에 존재하는 재순환 영역으로 공기를 유입시켜 연료-공기 혼합을 증대시키는 혼합기이다. Stereoscopic PIV기법을 통해 얻은 3차원 속도, 와류, 난류운동에너지를 토대로 계단형 혼합기를 기본 모델로 하여 벤트 혼합기의 성능을 분석하였다. 벤트 혼합기는 두터운 전단층으로 인해 높은 침투거리를 보였으며, 난류운동에너지는 주로 주유동과 제트유동의 경계면을 따라 분포하였다. 이 난류 영역은 혼합영역 내에서 활발히 물질전달을 일으키며, 혼합 증대를 가져온다.

본 연구는 이중연소 램제트 엔진의 연소기에 대한 초음속 연소 실험에 대한 것이다. 이중연소 램제트 엔진의 기본 성능해석을 통해 도출된 이중 연소기 형상을 설계/제작하여 연소 실험을 수행하였다.

마하 5 스크램젯 엔진에 대하여 흡입구 시동 특성 시험을 수행하였다. 시험 모델과 시험 설비의 상호 작용이나 과다한 내부 압축비에 의한 흡입구 불시동 현상을 관찰하였다. 모델의 위치를 조정함으로써 모델-설비의 상호 작용을 없애고 카울의 형상을 변경하여 내부 압축비를 조정함으로써 흡입구 시동을 달성하였다.

네 가지 핀틀 형상에 대한 정상상태 노즐 유동실험과 유동해석연구를 진행하였다. 실험과 해석결과 핀틀 형상에 따른 추력기 성능변화가 가장 컸으며, 이는 서로 다른 핀틀 형상이 추력기 안에서 움직임에 따라 연소실 압력과 노즐목 면적을 변화시키기 때문이다.

본 논문에서는 미지의 두 열물성 값인 열전도율과 열확산율을 구하기 위하여 Levenberg-Marquardt 방법에 의한 역해석 기법을 도입하였다. 일차원 열전도 문제에 대하여 연산식을 유도하였으며, 시편에 대하여 두 지점의 온도 및 입력유동의 열유속 측정값을 적용하였다. 예측된 열전도율 및 열확산율은 알려진 그라파이트 시편에 대한 열물성 값과 비교하였으며 그 결과 본 논문에서 제시된 역해석 예측 기법 실험의 유효성이 파악되었다.

본 연구의 목적은 최적화 해석 기법을 이용하여 복합재 압력용기의 스커트 치수를 도출하는 것이다. 복합재 압력용기의 스커트 최적화 해석은 부분문제 근사법(sub-problem approximation method) 알고리즘을 사용하였으며, APDL(ANSYS Parametric Design Language)을 이용하여 해석의 모든 과정을 일괄처리(batch processing)하였다. 설계변수로는 압력용기 스커트 부위의 두께와 길이를 선정하였으며, 내압에 의해 발생하는 변위와 무게를 각각 목적함수로 하여 최적화 해석을 통해 최적의 스커트 치수를 도출하였다. 그 결과 복합재 압력용기의 스커트 무게를 최대 4.38% 절감할 수 있었다.

본 연구에서는 수지 인장시편과 스트랜드 인장시편을 적용하여 탄소섬유/에폭시 복합재의 고온에서의 특성을 조사하였다. 연구결과에 따르면 수지시편의 인장강성은 수지의 유리전이 온도에 근접해감에 따라 서서히 감소하지만 스트랜드 인장시편의 인장강성은 상온에서의 인장강성을 유지한다. 수지시편과 스트랜드 시편의 인장강도는 온도가 유리전이 온도에 근접할수록 급격한 감소를 나타내었다.

본 연구에서는 핀 하중 시험을 통해 열습환경이 탄소섬유/에폭시 복합재료에 미치는 영향을 조사하고 음향방출법을 적용하여 핀 체결부의 파손거동을 분석하였다. 열습환경이 적용된 핀 체결부 시편은 base (침수전), RT (상온침수), HT ($75^{\circ}C$침수)의 세 가지의 조건으로 구분하였다. 결과에 의하면 RT의 경우 base에 비해 베어링강도의 저하정도가 적지만 수분과 온도가 동시에 적용된 열습환경에 노출된 HT의 경우 베어링강도의 저하정도가 크게 나타났다. 또한 음향방출법을 적용하여 누적히트수를 분석한 결과에 따르면 열습을 고려한 경우가 base에 비해 모재균열에 의한 이벤트가 감소하는 경향이 나타났다.

본 논문에서는 GTL-FPSO 공정용 합성가스제조를 위한 개질 촉매에 대하여 연구하였다. Ni foam과 $Al_2O_3$ pellet 지지체로 이루어진 두 촉매를 온도에 따라 비교 실험하였다. 실험결과 두 조건 모두 반응기 온도가 상승할수록 메탄 전환율도 상승하였다. 또한 Ni foam지지체 촉매가 $Al_2O_3$ pellet촉매보다 더 높은 메탄 전환율을 보였다.

액체추진제 공급시스템의 액체포집장치는 추진기관으로 기포가 유입되는 것을 방지하는데 사용한다. 액체포집장치는 차단막의 미세 구멍의 모세관 효과를 이용하여 추진기관에 순수 액체만을 공급한다. 기포점은 액체포집장치의 설계에서 가장 중요한 설계변수이다. 본 논문에서는 문헌조사를 통해 액체포집장치의 성능에 영향을 미치는 변수들을 식별하고 기포점 측정 시험 장치를 구성하였다.

공기흡입형 추진기관은 운용의 단순함, 저비용, 저장의 용이성 등의 장점으로 각광받고 있는 추진 기관이다. 본 논문에서는 Boron을 이용한 공기흡입형 추진기관의 가스발생기에 사용될 추진제 연구를 수행하였다. 이를 위하여, Amorphous Boron Powder를 적용한 추진제에 다양한 첨가제를 사용하여 연소특성을 파악하였고, Boron bead를 제조하여 추진제에 적용하여 Amorphous Boron Power를 적용한 추진제와의 차이점을 비교 분석 하였다.

금속 연료로 사용되는 마이크로/나노 알루미늄 입자를 산화피막에 의한 점화 지연을 최소화 하는 점화 방법을 제시 하였다. 알루미늄 입자를 생성시킴과 동시에 가열하여 입자가 생성된 직후 산소와 접촉시 격렬한 산화 반응을 유도하여 점화를 시키는 방법이다. 1064 nm 파장의 Nd:YAG 펄스 레이저를 이용한 레이저 삭마(laser ablation)를 알루미늄 시편에 발생시켜 입자를 생성하였으며, 산란 기법(scattering method)을 이용하여 입자를 가시화하여 생성을 확인하였다. 10.6 ${\mu}m$ 파장의 $CO_2$ 연속 레이저를 사용하여 알루미늄 시편을 가열하고 생성된 입자의 점화 열원으로 사용하여 알루미늄 입자가 점화되고 연소되어 이동하는 궤적을 확인하였다.

액체로켓 엔진의 제어 로직이나 제어 알고리즘을 설계하고 유량제어밸브의 작동 스킴을 결정하는데 있어서 엔진의 동특성을 파악하는 것은 무엇보다 중요한 일이다. 하지만 엔진의 동특성을 시험을 통해서 사전에 얻는 것은 상당히 어려운 일이기 때문에 해석적인 모델을 이용하는 경우가 많다. 이에 본 연구에서는 기존에 개발된 엔진의 정상상태 부근에서의 동특성 해석 모델을 이용하여 이러한 동특성 모델을 계산하였다. 해석 모델을 이용하여 외란을 가하여 얻어진 응답특성을 Levy 방법을 이용하여 엔진의 동특성 모델을 하나의 전달함수로 근사할 수 있음을 보였다.

로켓엔진에서 추력제어밸브는 가스발생기로 유입되는 추진제 유량을 변경하여 엔진 추력을 증가 또는 감소시키는 역할을 수행한다. 본 논문에서는 추력 증감의 기능뿐만 아니라 유량제어밸브 입출구 압력 변화에 상관없이 항상 일정한 유량을 유지할 수 있는 유량제어밸브를 다루었다. 직동식 유량제어밸브 시제품을 제작하여 정상상태 성능에 대한 해석 및 실험 결과를 비교하였다. 아울러 제작된 시제품의 단점과 한계를 분석하고 설계 개선안을 제시하였다.

30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험에서 예냉 절차에 대해 분석을 수행하였다. 예냉은 극저온 추진제를 사용하는 액체로켓엔진에서는 시험 전 반드시 수행하여야 하는 절차이다. 예냉을 통해 시험기, 특히 극저온 펌프의 온도를 극저온으로 낮춰 펌프의 공동화 현상, 베어링 부의 파손, 기포에 의한 연소 불안정성의 가능성을 사전에 제거한다. 30톤급 터보펌프-가스발생기 연계시험을 통해 수집한 자료를 분석함으로서 한국형발사체 엔진 개발 시험 시 유용한 자료로 사용하고자 연구를 수행하였으며, 각 주요 부위의 온도, 예냉 수행 시간 등을 파악하였다.

7톤급 로켓엔진 가스발생기에 대한 개념설계와 제작방법에 대해서 기술하였다. 엔진 시스템 설계의 결과로서 연소실 압력, 혼합비, 전체유량이 각각 6 MPa, 0.321, 1kg/s로 결정되었다. 이 변수들을 기본으로 가스발생기의 개념설계가 수행되었고 외형 치수는 대략 ${\Phi}100{\times}250mm$ 정도이다. 가스발생기 대부분의 부품들은 브레이징이나 TIG 용접을 통해 서로 결합되며 가능한 모든 단계에서 강도/기밀시험을 수행하여 용접 부를 점검한다.

한국형발사체(KSLV-II) 3단용 7톤급 액체로켓엔진 연소기 개념설계에 대한 내용을 기술하였다. 3단용 엔진은 TP 방식 엔진이며, 연소기의 진공추력은 6.9 tonf, 진공 비추력 336.9 sec, 연소압력 70 bar, 노즐 팽창비 94.5, 총 추진제 유량 20.5 kg/s, 혼합비 2.45 이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되고, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다.

본 연구는 7톤급 연소기용 분사기 검증을 위한 축소형 연소기의 설계 및 제작에 관한 것이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되며, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다. 7톤급 연소기에 적용할 분사기로 차압 및 리세스 수를 달리한 분사기를 설계하였다. 설계된 분사기를 실물형 연소기에 적용하기 전 축소형 연소기에 먼저 적용하여 분사기 작동성 및 성능검증을 하고자 한다. 축소형 연소기는 분사기 19개로 구성되며, 연소압력 70 bar, 총 추진제 유량은 4.3 kg/s, 혼합비는 2.45이다.

한국형발사체 3단에 사용될 7톤급 액체로켓엔진 연소기의 연소시험을 위해 기존 지상연소시험장 고주파 계측 시스템을 개량하였다. 본 논문에서는 개량된 고주파 계측 시스템의 설계 및 주요 기능을 설명하였다.

액체로켓엔진 연소기의 연소시험을 수행하기 위한 가압식 시험설비의 배치 계획과 시험동내 위치하는 주요 실별 용도를 제시하였다. 본 논문에서 제시된 기반시설의 배치도는 자연 지형을 최대한 활용하고, 비행 모델의 초기 자세를 모사할 수 있도록 수직형 시험설비를 계획함에 따라 결정되었다.

본 논문은 우주발사체에 사용되는 추진기관의 성능평가를 수행하기 위한 지상연소시험설비의 이중화 또는 삼중화 제어시스템의 구축 방안을 다루고 있다. 이중화된 제어시스템의 경우 수동제어 콘솔을 설치하여 삼중화 제어시스템을 모사할 수 있었고, 운용자들의 무분별한 조작을 통제하기 위한 제어실 내 제어 콘솔의 배치 안을 제시하였다.

축소형 가스발생기를 제작하여 연소시험을 성공적으로 수행하였으며 분사기의 형상 변화에 따른 유량계수의 영향을 파악하였다. 연소시험 결과 산화제 분사기의 유량계수는 이전 결과보다 향상되었지만 저압 및 설계압 시험조건에서 저주파 섭동이 발생하였다.

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 로켓엔진의 고공환경모사를 위한 실험 장치의 예비 설계를 수행하였다. 고공환경모사를 위한 장치는 진공챔버, 초음속디퓨저, 열교환기, 이젝터, 증기 발생기로 구성된다. 로켓엔진을 장착한 진공챔버는 이차목 초음속 디퓨저에 의해 고공환경의 압력이 모사되고 이를 유지한다. 로켓엔진의 메인 연소가스는 열교환기에서 물로 냉각되며 이로 인한 혼합물은 이젝터로 인해 대기 중으로 배출된다. 이젝터는 75% 에탄올과 액체산소, 물로 작동하는 증기 발생기에 의해 작동되며 초기 진공도를 유지하는 역할을 한다.

본 논문은 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 한국형발사체 1단 엔진의 성능평가를 위한 엔진 지상연소시험설비 개발 현황을 기술하였다. 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 설계 요구조건에 기반한 설계 규격 및 설비 구성을 제시하였다. 엔진 지상 연소시험설비 기본설계 결과는 향후 한국형발사체 75톤급 엔진 지상 연소시험설비의 상세설계 및 구축을 위한 기본 자료로 활용될 예정이다.

한국항공우주연구원은 한국형발사체 3단용 7톤급 터보펌프 방식 엔진의 개발 및 인증을 위한 3단 엔진 연소시험설비 구축을 계획하고 있으며 그 첫 단계로 개념설계를 수행하였다. 나로우주센터에 구축될 예정인 3단 엔진 연소시험설비는 추진제와 고압가스를 엔진에 공급하여 지상 조건 및 고공 조건 연소 시험을 수행할 수 있도록 구성된다. 고공환경 모사는 액체로켓엔진의 후류제트로 작동되는 초음속 디퓨저로 구현된다.

한국형발사체 추진기관시스템 시험설비의 기본설계안을 기술하였다. 한국형발사체는 3단형이며 모두 액체추진기관을 사용할 예정이다. 시험설비는 각 단의 추진기관시스템 개발 및 성능 검증을 위한 설비이며, 1, 2, 3단의 추진기관시스템 개발 및 시험일정에 따라 운용될 예정이다. 본 기본설계안의 결과는 향후 설비 설치 위치 및 주요 시스템 운용방안 확정 후 상세설계/구축에 활용할 예정이다.

한국형발사체 3단 엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진의 연소기의 연소시험을 위해 한국항공우주연구원에 있는 지상연소시험장을 유지 및 운용의 편리성, 유연성, 안전성을 고려하여 개량하였다. 본 논문에서는 개량된 시험 시험설비 주요 변경과 기능에 관하여 서술하였다.

한국형발사체개발을 위하여 소형연소시험장을 개량하였다. 개량된 시험설비는 7톤급 연소기 개발에 활용될 예정이며, 이를 통해 획득한 자료와 시험평가 절차와 시험기법을 토대로 고성능 로켓엔진 개발에 활용될 것이다. 본 논문에서는 7톤급 축소형 연소기 시험을 위해 개량된 시험설비에 대해 기술하였다.

발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 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 산화제공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 산화제 공급특성을 해석하였다.

한국형 발사체의 플룸 형상과 플룸 복사열 해석을 위해 NASA LRB 플룸 복사 모델을 구현하였으며 열해석 소프트웨어인 Thermal Desktop에서 형상화하여 실제 복사 열전달을 계산하여 NASA 예측결과와 비교하였다. 계산 결과 NASA 예측과 비슷한 수준의 정확도를 나타냈으며 한국형 발사체에 적용 가능한 수준의 플룸 모델 형상을 제안하였다.

Lapple 방식의 사이클론 내부유동 특성과 작동온도와의 연관성이 수치해석적으로 관찰되었다. 수치계산의 결과는 과거 실험적/수치해석적 연구결과와 좋은 일치를 보였다. 사이클론 작동온도의 상승으로 벽면전단응력과 접선방향속도가 감소되어 압력손실이 저감되는 것이 관찰되었으며, 아울러 다양한 작동온도 조건에서 수치해석의 결과와 이론적 예측모델들의 압력손실 결과가 비교 분석되었다.

화포에서 탄저 압력이 포미 압력 보다 높은 역압력 구배가 발생하면 화포에 잠재적인 충격이 증가하는 것으로 알려져 있다. 화포의 안전성을 확보하기 위해 발사 과정에서 이 역압력 구배를 최소화시키는 설계가 필요하다. 이에 수치 해석을 통해 점화제 연소율이 역압력 구배에 미치는 영향을 조사하였다. 점화제 연소율 상수가 증가할수록 역압력 구배는 증가하였고, 특정 연소율 계수에서 급격한 압력변동이 발생하였다.

플라즈마 유동제어를 통한 공기저항저감을 위해 DBD(Dielectric Barrier Discharge) 플라즈마 구동기를 설계하였고, 2D 시험모델의 풍동시험을 통해 항력저감을 측정하였다. 풍속이 없는 경우에는 유동박리 및 표면마찰저항이 존재하지 않으므로 플라즈마 유동제어를 통한 항력저감도 없었다. 2m/s의 풍속에서 유동박리제어를 통해 항력이 9.7%까지 감소됨을 확인하였으며, 풍속이 증가할수록 항력저감은 감소하였다.

화포 추진제는 표면을 코팅함으로서 온도 둔감 특성을 얻을 수 있다. 이들 추진제의 연소 속도는 추진제 온도에는 크게 의존 하지 않고, 강내 최대 평균 압력을 이용함으로서 탄 속도 증가에 크게 기여할 수 있다. 본 연구에서는 표면 코팅 추진제의 온도둔감 특성을 Closed Bomb Test(CBT) 및 40미리 고중량탄을 적용한 Simulator Gun 시험을 통하여 확인하였으며, 온도둔감 특성을 가지는 코팅 추진제 제조에 대한 가능성을 확인하였다.

고충전 탄성중합체 균열선단에서의 파괴기구를 분석하였으며, 스트립 항복 모델 및 내재결함 모델이 적용되었다. 두 가지 모델의 수정으로부터 고충전 탄성중합체에 대한 파손평가선도의 작성방법이 연구되었다. 고체로켓연료로 사용되는 고충전 탄성중합체의 인장시험 및 파괴인성시험을 수행하였으며, 시험결과로부터 파손평가선도를 작성하였다. 내재결함 모델로부터 작성한 파손평가선도는 스트립 항복 모델로부터 작성한 파손평가선도와의 비교를 위해 정규화되었다. 두 가지 모델로부터 작성한 파손평가선도를 비교한 결과, 내재결함모델을 이용한 파손평가선도가 스트립항복모델을 이용한 파손평가선도보다 더 보수적으로 파손을 평가하는 것으로 나타났다.

창이 있고 밀폐되어있는 시험챔버를 사용하여 고속압력하중부가에 의한 고체추진제의 균열진전시험을 수행하였다. 고체추진제 예균열 시험편은 시험챔버내에 설치되고, 고속압력하중을 부가하기 위해 어큐뮬레이터 내에 고압으로 축적된 질소가스를 가압밸브를 통해 시험챔버 내에 가압하였으며, 시험챔버내의 압력이 설정압력에 도달하게 되면 가압밸브는 닫히고 배기밸브를 통해 시험챔버는 감압이된다. 시험결과로부터 시간에 따른 시험챔버압력을 나타내는 압력-시간 선도를 얻었으며, 선도로부터 가압비(${\Delta}P/{\Delta}t$)를 계산하였다. 3가지 가압비 64.34, 73.86, 85.44 MPa/s 에 대한 시험을 수행하였으며, 가압비에 따른 균열진전길이가 측정되었다. 또한 고속 디지털카메라촬영을 통해 균열진전과정을 분석하였다.

고에너지 금속 분말은 높은 용융점을 가진 산화피막의 점화방해 효과로 인해 점화가 용이하지 않다. 따라서 점화를 위해서는 단시간에 높은 온도의 열적 공간을 형성할 수 있는 점화원이 필요하며 스팀 플라즈마 점화원은 탄화수소 계열의 점화원, 수소-산소 점화원, 레이져 점화원과 다르게 짧은 시간에 안정적으로 5,000 K 이상의 열적 공간을 형성할 수 있다. 또한 스팀을 작동가스로 사용하므로 친환경적이며 경제적이다. 따라서 본 연구는 스팀 플라즈마 점화기를 연소 시스템에 적용하기 위한 기초 연구로서 방출 분광법을 사용하여 플라즈마의 온도 분포 및 화학종을 분석하였으며, 연소시스템에 적용하여 금속 분말의 점화를 가시적으로 확인하였다.

한국항공우주연구원에서는 현재 1.5톤급 위성 발사체인 한국형 발사체 KSLV-II를 개발중이며 시스템의 설계 리뷰를 앞두고 있다. 또한, 발사체의 개발과정에 있어서 임무 보증 업무의 일환으로 신뢰성과 안전, 품질등을 관리하고 있으며 발사체의 안전 확보를 위해서 기존에 공표된 안전 보장 계획 및 시스템 안전 프로그램 계획에 따라 관련 업무를 수행하고 있다. 본 연구에서는 상기의 계획에 의거하여 수행된 사전 안전 분석의 내용과 방법에 대하여 설명하고 실제 추진기관 시스템에 대하여 도출된 위험요소들을 소개하고자 한다. 도출된 위험 요소들은 향후 개발이 진행되면서 위험 수준을 완화하는 방향으로 관리될 계획이다.

Empirical Mode Decomposition(EMD)을 통한 Hilbert Huang Transform(HHT)은 시간-주파수 영역분석 방법 중 하나로 기존의 다른 분석 방법에 비해 비선형, 비정상 신호를 해석 가능하다는 등 여러가지 이점이 있다. 그러나 인접한 주파수를 분별하기 힘들고 잡음에 취약하다는 결점이 있다고 알려져 있다. 본 논문에서는 HHT와 정상신호 분석에 효과적인 Short-Time Fourier Transform(STFT)을 비교하여 각 방법의 장 단점을 분석하고 Rijke 튜브 실험에서 얻은 열음향학적 불안정 데이터에 적용하여 잡음에 취약한 점을 보완한 Improved HHT와 비교한다. 그 결과, EMD를 이용한 Original HHT보다 EEMD를 이용한 Improved HHT가 잡음의 영향을 적게 받아 보다 정확한 신호분석이 가능하다는 것을 알 수 있었다.

기존의 펄스에코법은 스틸 연소관 내부에서 고무면으로 초음파를 입사시키므로 검사 도중에 고무면이 오염될 수 있으며, 이로 인해 치명적인 미접착 결함을 유발시킬 수 있다. 상기 방법을 보완할 수 있는 시험기법을 개발하기 위해 스틸/고무 접착 시험편을 제작하여 스틸면으로 초음파를 입사시켰다. 스틸/고무 접착 시험편으로부터 측정한 고무 공진 주파수는 이론적으로 예측한 공진 주파수와 일치하였다. 본 논문은 고무 공진 주파수를 이용하여 고무 두께를 측정할 수 있는 초음파 공진법에 대해 기술하였다.

고고도 모사를 위한 축소형 디퓨저의 성능특성을 파악하기 위해 수치적 연구를 수행하였다. 입구길이를 노즐 출구직경과 비교해 0%, 50%, 100%로 변화시켰고, 디퓨저 목의 길이는 디퓨저 목의 직경과 비교해 3, 5, 7, 8, 12로 다양화하여 수치해석하고 실제 모사실험 값과 비교하였다. 그 결과 디퓨저의 입구길이가 짧아질수록 plume의 형상은 수축되었다. 또한, 디퓨저의 이차목 길이가 디퓨저 지름의 최소 7~8배보다 작으면 내부에 마하디스크가 형성되어 압력의 급격한 상승을 일으킨다.

추력 측정은 액체로켓엔진 개발시험 시, 특히 연소기 개발시험 시에 성능 판단을 위한 매우 중요한 항목이다. 측정하기 어려운 경우에는 연소압을 통해 간접적으로 유추하는 방법을 쓰기도 하나 스탠드의 능력이 된다면 직접 측정하는 것이 필요하며 보다 더 정확하게 측정하기 위한 여러 가지 방안을 고려하게 된다. 본 논문에서는 국내 최초로 시도하는 액체로켓엔진 연소기의 수직형 연소시험설비에서 도입한 추력 측정 시스템에 대한 기본설계안을 소개한다.

왕복엔진은 효율, 가격 측면의 우수한 장점으로 소형 프로펠러 항공기에서 많이 사용되고 있다. 국내에서는 KC-100, LSA, PAV, UAV등의 개발에 왕복엔진이 주요하게 사용되고 있다. 본 연구에서는 소형항공기 개념설계에 사용할 수 있는 자연 흡기, 터보차저 엔진에 대한 성능 모델을 구축하였다. 왕복엔진 항공기 순항고도에서의 비행조건을 설계점으로 적용하여 프로펠러 성능해석을 통해 최적설계를 하였으며 적합한 프로펠러 성능모델을 구축하였다. 엔진 성능 모델과 프로펠러 성능 모델의 결합을 통하여 소형왕복엔진 항공기 성능해석을 위한 통합 추진 성능 모델을 구축하였다.

군산 복합화력 발전소에서 운용중인 가스터빈 엔진의 정비 의사 결정을 지원하기 위한 솔루션을 개발하였다. 솔루션은 온라인 상태감시, 기간별 성능 경향분석, 최적 압축기 세정주기 분석, 고온부품 관리 모듈로 구성되어 있다. 운용자가 엔진의 상태 분석 결과를 쉽게 모니터하고 그에 따른 정비의사를 결정할 수 있도록 GUI 플랫폼을 적용하였다. 온라인 상태감시 모듈에서는 기준 성능 대비 실시간 계측데이터의 차이를 분석하여 엔진의 성능저하율을 가시적으로 제시한다. 최적 압축기 세정주기 분석 모듈에서는 경제성 평가 알고리즘을 통해 정비 소요 비용과 성능 저하에 따른 비용 손실의 분석을 통해 순이익이 최대가 되는 세정주기를 제시한다. 엔진의 상태 및 주요 정보를 종합적으로 분석하여 제공함으로써 최적 정비 및 운용이 가능하도록 의사 결정을 지원한다.

항공기 성능해석을 하기 위해서는 엔진 상세 데이터가 필수적으로 요구된다. 하지만 이러한 엔진 상세 데이터는 항공회사의 경험으로 축적된 자산이기 때문에 엔진 성능 정보를 구하기 어렵다. 본 연구에서는 일반적으로 공개된 자료와 문헌정보를 이용하여 혼합흐름 터보팬 엔진 성능 모델을 구축하고 결과를 비교하였다.

화염유도로는 추진기관 시스템 시험설비 요소 중 추진기관시스템, 시험설비, 인적자원의 보호측면에서 매우 중요한 설계대상 중에 하나이다. 본 연구에서는 75톤과 300톤의 추진기관 시스템의 성능을 평가할 시험설비의 화염유도로 설계 방안에 대해 제안하였다. 설비가 구축될 장소의 경사로를 이용하여 화염유도로의 높이를 30m정도로 설계하였다. 개방형과 밀폐형 형상에 따라서 화염유도로의 적합성을 고려하였다. 또한 냉각을 위한 덕트를 core와 side분사 형태에 따라 모델링하였다.

액체로켓 연소기에 사용되는 열차폐코팅(TBC)의 내구성 시험 기술동향을 조사하였다. 표면 접합력 측정을 위한 기계적 시험, 레이저나 가열로, 버너나 플라즈마 등을 이용한 열피로 시험, 분사기를 이용한 소형 연소시험, 열적 기계적 피로시험 등의 많은 내구성 시험들이 있었다. 연소기에 사용하기 위해 이러한 시편 수준의 시험을 통해 내구성이 확보된 TBC를 결정할 수 있으며, 실제 연소시험을 통해 내구성을 검증할 수 있다.

액체로켓엔진의 핵심부품인 터보펌프의 경량화를 위하여 케이싱에 알루미늄 합금 소재를 도입하였고 생산성 향상 및 생산 단가의 절감을 위하여 주조 공법을 도입하였다. 부품의 신뢰도가 생명인 액체로켓엔진에 주조를 사용하기 위하여 올바른 주조 규격 수립 및 주조 공법의 최적화, 그리고 주조된 제품의 다방면에 걸친 철저한 검증을 실시하는 것이 필수적이다. 이번 연구에서는 알루미늄 합금인 A356.0-T6 합금을 이용하여 연료펌프 입구케이싱을 주조하였으며 주조 품질의 기본적인 구조 검증을 위하여 파열시험을 수행하였다. 주조된 형상에 맞추어 구조해석을 실시하여 파열 시점을 예측하였으며 파열시험 시 제품에 부착된 스트레인게이지를 이용하여 해석을 통한 변형률 예측과 비교하였다.