우주발사체의 2단용 엔진으로 10톤급 케로신 재생 냉각 방식의 액체로켓엔진에 대한 보조 냉각 기구로서, 막냉각을 고려한 냉각특성에 대한 해석적 연구를 수행하였다. 연소기내에서 연소가스의 유동이 축방향으로 층류화되어 있다는 개념하에, 엔진 단면을 서로 독립적인 중심부와 외곽부로 나누며, 외곽부에는 여분의 연료를 분무시킴으로써 연소가스 온도를 낮추어 냉각채널로 전달되는 열유속량과 벽면 온도를 감소시킬 수 있었으며, 엔진의 열적 안정성을 향상시킬 수 있었다.
재생냉각형 액체로켓 연소기 챔버 냉각 채널부의 상온상태의 구조해석과 검증시험을 수행하였다. 재생냉각 연소기 냉각 채널부에 사용하는 구리 합금의 상온 인장시험을 수행하여 재료의 탄소성 물성 값을 확보하였으며 냉각 채널의 탄-소성해석은 이 물성 값을 이용하여 수행하였다. 해석결과의 검증을 위해서 평판형태의 냉각채널 시편을 제작하여 강도시험을 수행하였다. 탄-소성 구조해석 결과와 시편의 수압시험 결과 사이에 약간의 차이는 있지만 비교적 잘 일치하였으며 채널의 단면 두께가 작기 때문에 제작상의 가공오차가 채널의 구조적인 안정성에 큰 영향을 미치는 것을 확인하였다.
우주발사체의 2단용 엔진으로 10톤급 케로신 액체로켓엔진에 대한 냉각 기구로서, 재생냉각과 막냉각을 고려한 냉각특성에 대한 해석전 연구를 수행하였다. 연소기 내에서 연소 가스의 유동이 축방향으로 층류화되어 있다는 개념하에, 엔진 단면을 서로 독립적인 중심부와 외곽부로 나누며, 외곽부에는 여분의 연료를 분무시킴으로써 연소가스 온도를 낮추어 냉각채널로 전달되는 열유속량과 벽면 온도를 감소시킬 수 있었으며, 엔진의 열적 안정성을 향상시킬 수 있었다.
졸-겔 스핀코팅(sol-gel spin-coating)법을 이용하여 실리콘 기판에 ZnO 박막을 증착하였다. 증착된 졸 용액을 전열처리(pre-heat treatment) 후, 다른 속도로 상온까지 냉각시켰다. ZnO 박막의 특성 분석을 위하여 atomic force microscopy (AFM), X-ray diffraction (XRD), Raman, photoluminescence (PL)을 이용하였다. 전열처리 후 5$^{\circ}C$/min의 속도로 천천히 냉각시킨 ZnO 박막은 산맥구조(mountain chain structure)로 표면이 매우 거친 반면, 빠르게 냉각시킨 ZnO 박막은 매우 매끄러운 표면을 나타내었다. 빠르게 냉각시킨 ZnO 박막의 c-축 배향성(c-axis preferred orientation)이 느리게 냉각시킨 ZnO 박막의 배향성보다 더 우세하게 나타났고, 결정성도 우수하였다. 뿐만 아니라, 빠르게 냉각시킨 ZnO 박막의 광학적 특성이 느리게 냉각시킨 ZnO 박막의 특성보다 우수하게 나타났다. 후열처리(post-heat treatment)에 의해 ZnO 박막의 구조적 및 광학적 특성이 더욱 향상되었다.
막냉각이 적용된 액체로켓엔진의 비추력 최적조건을 분석하였다. 본 연구에서 구한 엔진의 비추력 성능을 문헌에 소개된 가스발생기 사이클 엔진의 개념설계와 비교하여 적절한 정확성을 가지는 것을 확인하였다. 비추력을 극대화할 수 있는 조건으로 최적의 막냉각 유량과 재생냉각 용량의 조합이 제시되었다. 추력이 증가될 경우, 막냉각 유량이 감소하고 연료펌프 차압은 증가한다. 터빈 입구온도 증가에 따라 최적 조건의 막냉각 유량과 연료펌프 차압이 증가한다. 코킹 온도 증가 역시 터빈 입구온도와 정성적으로 동일한 영향을 가진다.
탄화수소계 연료를 사용하는 재생냉각 로켓엔진 연소기에서는 벽면온도가 올라감에 따라 냉각채널 벽면에 화합물이 침전되는 코킹현상이 발생하는 것으로 알려져 있다. 이 현상은 냉각 유체에 의한 냉각 성능을 감소시키고 결과적으로 과열에 의한 연소기 손상을 야기할 수 있다. 본 논문에서는 재생냉각채널을 모사하는 전기가열장치 실험결과를 소개하고 실험결과를 바탕으로 구리합금과 탄화수소계 연료(Jet A-1)와의 적합성에 대해서 검토하였다.
본 논문은 비상노심냉각계통을 필요로 하지 않는 압력관형 피동 수냉각로 개념을 제시한다. 여기서는 사고시 핵연료에서 생성되는 열을 감속재로 효과적으로 전달시키기 위해 금속 핵연료 매트릭스를 사용하는 핵연료 채널을 채택한다. 정상 운전시에는 보통의 냉각재가 핵연료를 냉각시키지만, 냉각재상실사고를 포함하여 정상적인 냉각계통의 작동이 이루어지지 않을 경우에는 피동 감속재냉각계통에 의해 핵연료가 냉각된다. 유한요소 코드를 이용한 해석 결과, 정상 상태 및 사고시 핵연료 온도를 허용 한도 이내로 유지할 수 있는 것으로 나타났다.
열전 냉각기는 냉온 정밀온도제어가 가능하고, 소형화 및 경량화가 가능할 뿐만 아니라 기계적인 진동이 없어 신뢰성을 높일 수 있다는 장점 때문에 다양한 분야에 적용이 시도되고 있다. 하지만 열적 모델링 및 해석이 요구되기 때문에 적용분야에 최적한 열전 냉각기를 설계하는 것은 쉽지 않다. 따라서 본 연구에서는 SINDA/FLUINT 해석법을 이용하여 열전 냉각기 모델링과 크기 결정 문제 그리고 열적해석 등을 연구함으로서 열전 냉각기의 적용을 위한 기반기술을 확립하고자 한다.
열잔류자화획득은 통계학적 현상으로 해당 개별 광물의 열역학적 반응시간에 좌우되는데, 냉각이 짧은 시간에 완료되는 경우 반응시간이 상대적으로 줄어들게 된다. 따라서 긴 시간에 걸쳐 냉각이 발생하는 경우에 비해 상대적으로 약한 자화를 획득하게 된다는 이론이 제시되었다. 금번 연구에서는 자철석이나 티탄철석을 함유하는 해양지각 암석의 경우, 냉각률이 커지며 자화가 감소하는 경향을 보여준다. 실제 자연산의 해양지각 암석을 사용한 경우, 입자가 미세한 특수한 경우 자화 강도의 10% 정도가 냉각률에 좌우되는 것으로 판단된다. 그러나 평균적인 입도에서는 냉각률이 자화에 미치는 영향이 3%이내이다. 일부 입자 크기가 미세한 해양지각 시료의 경우 냉각률의 자화 기여도가 10%에 이르므로 자화 해석에 주의를 요한다.
천체관측은 무한대 거리에서 오는 광자의 양을 측정하는 분야로 미량의 광자를 측정하기 위하여 측정기의 냉각은 아주 중요한 문제가 되었다. 과거에는 측정기 냉각에 드라이아이스가 사용되어 왔으며, 1980년대에는 액체질소를 이용한 냉각이 주를 이뤘다. 액체질소를 이용한 냉각 방식은 액체질소를 생성하거나 구입하여야 하는 불편함이 있었으며, 주입시 낮은 온도로 인하여 항상 안전사고에 대비하여야 했다. 1990년대 이후 다양한 상업용 CCD의 개발로 인하여 상대적으로 저렴한 CCD를 판매하였으며, 상업용 CCD는 이전 -110℃의 냉각이 아닌 -30℃의 냉각 성능을 보였다. 상업용 CCD는 CCD 칩 내부의 진공 구현이 미비하였으며, 초기 판매시 아르곤 가스 또는 실리카겔 등으로 CCD 칩 내부의 습도를 낮춰왔으나, 구입 후 1~2년이 지나면 점차 가스 누설로 인하여 CCD 칩 내부에 얼음이 생기는 문제가 발생하기 시작하였다. 이번 연구는 CCD 칩 내부 공간에 진공튜브를 삽입하여 실시간 진공상태를 측정하는 한편, 10Torr 이상 진공 도달시 자동으로 내부 공기를 흡입하여 CCD 칩 내부를 항시 10Torr 이하로 유지하도록 개발하였으며, 10Torr 이하의 진공 유지시 습도 99%의 환경에서 최대 냉각인 -35℃를 유지하여도 전혀 얼음이 생기지 않음을 확인하였다. 이번연구로 개발된 자동 진공조절시스템이 각 천문대에서 사용중인 상업용 CCD에 적용된다면, 날씨환경에 관계없이 항상 최대냉각 상태로 천체관측을 진행할 수 있으리라 기대된다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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