본 보고에서는 현재까지 연구된 청정 및 저독성 추진제 기술 자료를 정리하였다. 로켓 모터의 배기 가스 중의 염산량을 감소시킨 저산 청정 추진제는 스캐빈저와 중화 개념이 일부 완성된 기술이다. 실제 가장 선호하는 기술은 추진제 배기 가스 중의 염소가 완전히 제거된 무염소 기술이나 아직은 기술적으로 제한적이다. 또한 마그날륨(Mg-Al 합금)인 경우, 배출 가스 중의 염산 농도를 1/5 수준으로 감소시킨 결과도 보고되어 있다. 차세대 추진제로는 저독성(Green) 추진제가 연구 중이며, Al 또는 Mg 금속 미세 입자를 화학양론적 분위기에서 고온 수증기와 연소하는 연구가 진행 중이다.

본 연구에서는 셀룰로오즈 유도체로 사용되어지는 cellulose acetate butyate (CAB), cellulose acetate propionate (CAP), nitrocellilose (GC-519)의 분자량에 의한 유변학적 특성의 영향을 분석하기 위하여 각각의 셀룰로오즈 유도체를 Gel Permeartion Chromatography (GPC)를 이용하여 각각의 분자량을 측정하였다. GPC를 이용하여 셀룰로오즈 유도체의 중량평균분자량 (Mw)과 수평균분자량 (Mn)을 측정하였다. 각각의 셀룰로오즈 유도체에 가소제인 di-n-propyl adipate (DNPA)를 첨가한 뒤 아세톤에 녹여 레오미터를 이용하여 $0^{\circ}C$에서 가소제가 포함된 셀룰로오즈 유도체의 유변학적 특성을 측정하였다.

이 논문은 발열 반응에서 상이 변화하는 물질의 연속 방정식에서 유도되는 안정된 파면의 구조를 고려했다. 특별히 액체와 기체, 고체와 액체 사이의 동적인 파면 구조를 수치적으로 연구하였다. 1차원 충격파 구조 분석에 근거한 본 연구에 의하면 연소 시 나노 사이즈의 파면이 존재한다고 추정한다. 설명을 위해, 증발과 응축에는 n-heptane이 사용되었고, 용해와 응고에는 HMX를 사용하였다. 이 개념의 확장은 로켓 추진제와 같이 액체, 고체 연료의 넓은 범위 모두를 포함한다.

열용량분석기(TGA)를 사용하여 고온에서의 탄소/페놀릭 복합재료의 열분해를 연구하였다. 온도상승 속도는 5, 10, 15, 30 그리고 $50^{\circ}C/min$ 이었으며 온도 상승속도가 증가할수록 최대 열분해 반응의 온도도 상승하였다. 열분해반응에서 얻어진 자료를 근간으로 물리-수학적인 모델을 제시하였으며 모델의 실효성을 판단하기 위하여 고체 추진기관 노즐의 연소시험을 통하여 내부 온도 분포 및 밀도 분포 자료를 해석 모델과 비교하였다. 향후 연구를 통하여 이러한 열분해 인자는 고체 추진기관의 열 및 구조 해석의 입력 자료로 활용이 될 것이다.

고체 램 제트 추진기관에서도 일반 로켓 추진기관에서와 같이 Isp 즉 추력을 증대 시키기 위하여 고체 입자들을 연료에 함유시킨다. 이러한 고체입자가 포함된 연료들은 매우 짧은 연소실 체류시간 때문에 연소 효율의 증대가 필수적이며 흡입공기 온도가 중요한 역할을 한다. 이 흡입공기 온도가 램 제트 성능에 미치는 영향을 조사하였다 성능조사는 실험적 방법에 한계가 있어 연소실험을 통한 연소효율을 이용하여 반-실험적으로 조사하였다. 연소실 흡입공기 온도에 영향을 미치는 인자는 자유 유동장 즉 대기 온도와 비행 마하 수이며 이들에 대한 효과를 조사하였다.

본 논문에서는 3차원 초음속 노즐 형상 변수에 따른 부분입사형 터빈의 유동 및 성능 특성을 알아보기 위하여 3차원 노즐 형상 변수를 노즐 모양 및 노즐 출구 단면 형상으로 설정하여 전산해석을 실시하였다. 먼저 노즐 모양에 따른 유동 및 성능 특성을 비교해 본 결과, 사각형 노즐이 원형 노즐보다 축방향 간극내에서 발생하는 전압력 손실이 적었으며, 이로 인하여 파워가 약 1.5% 증가하였다. 다음으로 사각형 노즐출구단면의 면적에 따른 유동 및 성능 특성을 비교해 본 결과, 노즐 출구 단면과 로터의 hub/tip 사이의 간극과 노즐간의 간격이 터빈 성능에 크게 영향을 줌을 확인할 수 있었다.

현재까지 적용되고 있는 추력제어 장치로는 크게 노즐의 확대부에 장착되어 화염의 방향을 조종하는 제트베인(jet vane), 제트탭(jet tab)방식과 노즐자체를 회전하는 방식인 볼/소켓형(ball & socket) 노즐, 플렉시블 씰형 (flexible seal)노즐로 구분된다. 본 연구는 노즐자체를 회전하여 추력방향을 제어하는 볼/소켓형(ball & socket) 노즐이 회전할 경우 발생되는 유입부의 비대칭성이 노즐 성능에 미치는 영향을 예측하기 위하여 수행한 3차원 수치해석결과와 공압시험 결과를 수록하였다. 유동해석 결과 유입부의 비대칭성이 유동에 미치는 영향은 노즐 목까지 점차적으로 줄어들고 하류 유동에 미치는 영향이 미비하였으며 해석된 주 추력의 크기는 시험에서 측정된 추력과 비슷한 경향을 나타내었으나 측 추력의 경우 시험 값보다 낮게 나타났다.

For the sea-level performance test of rocket motor designed to operate in the upper atmosphere, ejectors with no induced secondary flow are generally used, which serves dual purposes of evacuating the test cell and performing as a supersonic exhaust diffuser (SED). The main concern of this research is to simulate starting transients in order to visualize evolution of internal shock structures in SED with different initial cell (vacuum chamber) pressures. RANS code with low Reynolds $k-\varepsilon$ turbulence model was employed for these computations. Numerical results were compared with the pressure measurements previously performed [Proceedings of 2004 Annual Conference, KIMST], and showed good agreements with pressure-time history of measured data. In the case of low vacuum chamber pressure, abrupt impingement of the under-expanded supersonic jet from the nozzle onto the diffuser wall was observed, whereas initial impingement point was located downstream and moved slowly upstream in the case of non-vacuum chamber pressure. In spite of initially dissimilar evolution of shock structures, iso-mach contour revealed that the steady shock structures had little difference except the location of flow separation and normal shock.

본 연구는 재순환 유동이 램제트 연소실 슬롯 막냉각에 미치는 영향에 대하여 실험을 수행하였다. 경사진 확장면에 설치된 돌출부를 가진 냉각유로에 의해 발생된 재순환 유동이 다단 슬롯 중 첫 번째 슬롯에 영향을 미치도록 실험 장치를 구성하여, 슬롯 출구 하류에서 속도장, 온도장 및 단열 막 냉각 효율을 측정하였다 슬롯을 통해 분사된 냉각유체는 재순환 유동간의 높은 전단력과 난류강도로 인해 분사 직후 급격히 혼합되어, 냉각 성능이 감소함을 결과를 통해 확인하였다.

효과적인 초음속 연소를 위해 연료와 공기의 빠른 혼합이 필요하며, 혼합 향상을 위해 연료분사 방식에 대한 여러 연구들이 수행되어 왔다. 본 연구에서는 길이-깊이 비가 4.8, 후면 경사각이 $22.5^{\circ}$인 개방형 공동 모델을 사용하였으며, 마하수 1.92에서 운동량비에 따른 분사구 주변의 유동 특성 및 연소실 내 압력 분포를 슐리렌 가시화와 압력 측정을 사용하여 파악하였다. 운동량비는 연료의 침투거리와 분사지역의 유동에 큰 영향을 끼친다.

1950년대 후반 램제트의 성능을 개선하고자 시작된 스크램제트 관련 연구는 이후 상당한 기술적 진보를 이룩하였다. 현대의 스크램제트는 기동성 및 경제성의 측면에서 대기권 내 극초음속 비행체 및 유도무기 그리고 우주 발사체에 이르기까지 가까운 시일 내에 적용이 가능할 것으로 여겨지는 가장 대표적인 추진기관이다. 본 논문에서는 스크램제트에 대하여 해외 선진국 중 미국과 러시아의 개발 역사 및 최근 연구 동향에 대하여 조사, 제시하고자 한다.

1950년대 후반 램제트의 성능을 개선하고자 시작된 스크램제트 관련 연구는 이후 상당한 기술적 진보를 이룩하였다. 현대의 스크램제트는 기동성 및 경제성의 측면에서 대기권 내 극초음속 비행체 및 유도무기 그리고 우주 발사체에 이르기까지 가까운 시일 내에 적용이 가능할 것으로 여겨지는 가장 대표적인 추진기관이다. 본 논문에서는 스크램제트에 대하여 해외 선진국 중 프랑스, 독일, 일본 그리고 오스트레일리아의 개발 역사 및 최근 연구 동향에 대하여 조사, 제시하고자 한다.

2단식 경가스총으로 부터 발사된 발사체의 공기역학적 특성을 연구하기 위해 이동 경계 수치계산법을 축대칭 비정상 압축성 오일러 방정식에 적용하였다. 본 연구로 얻어진 결과는 초음속으로 발사된 발사체로 인한 충격파와 폭발파사이 간섭현상, 와류와 barrel 충격파사이의 간섭현상, 정상 부족팽창 제트을 관찰할 수 있었으며, 발사체 질량 변화에 따른 발사체의 속도, 가속도, 항력 선도를 예측하였다.

단공 분사기와 선회형 분사기의 두 가지 연료분사기에 대해 2상 유동 수치해석을 수행하였다. 단공 분사기의 경우, 캐비테이션 모델을 적용하여 압력조건에 따른 유출계수, 캐비테이션 발생 영역 크기와 정도를 계산하여 분석하였으며, 실험결과와도 비교하였다. 선회형 분사기에서는 VOF모델을 적용하여 두 가지 형상에 대해 공기코어의 크기, 분무각, 그리고 벽 압력 분포 등을 실험결과와 비교했다.

본 연구에서는 초음속 충동형 터빈의 유동특성을 알아보기 위해 소형 초음속 풍동을 설계하였으며 Single pass Schlieren system을 이용하여 유동을 가시화하였다. 실험은 2차원 초음속 노즐과 익렬을 조합하여 노즐-익렬 간극에 따라 실시하였다. 실험을 통해 유동을 가시화하고 익렬 내부의 압력을 측정하였다. 그리고 이를 통해 충격파를 포함한 복잡한 유동 형태와 노즐-익렬, 충격파-경계층 상호작용 등, 초음속 충동형 터빈의 유동측성을 관찰할 수 있었다.

The Coanda effect has been used extensively in various aerodynamic applications to improve the system performance. The primary flow in Coanda ejectors is attached to the ejector wall and is expanded inducing a secondary flow. This will probably lead to the mixing of both primary and secondary flows at a down stream section. Very few works have been reported based on the optimization on such devices. The main objective of the present study is to numerically investigate the flow field on a typical Coanda ejector and validate the results with the available experimental data. Many configurations of the Coanda ejector have been analyzed. The effect of various geometric parameters of the device on the expanding mixing layer has also been obtained. The computed data agree fairly well with the experimental data available.

This paper presents flow regime maps of two-dimensional, planar diffusers with constant-area ducts at very low Reynolds numbers. They are obtained from numerical calculations using the commercial CFD program CFD-ACE+. The Reynolds numbers considered are 63, 105, and 210. For each Reynolds number, a wide range of geometric parameters of dimensionless diffuser length, which is a ratio of diffuser length to throat width, $1 and divergence half angle $1^{\circ}<\phi<50^{\circ}$ are selected to obtain steady-state solutions. These maps can be served as a guideline to designers for very low Reynolds number diffuser flows.

본 연구에서는 초음속 공동 주위에서 발생하는 비정상 유동현상을 이해하고, 공동시스템이 설치된 장치의 성능 및 안정적인 운전을 방해할 수 있는 공동유동의 압력진동을 제어할 수 있는 방법을 제시한다. 사각형의 공동을 지나는 초음속 유동장은 3차원 비정상 압축성 Wavier-Stokes 방정식에 완전 내제적 유한체적법 및 large eddy simulation을 적용하여 수치모사하였다. 수치계산은 공동전단 근처에 설치된 삼각돌기나 블로잉 제트가 초음속 공동유동장의 유동특성에 미치는 영향을 조사하였다. 본 수치계산 결과로부터 이러한 제어방법들이 특히 공동후단 부근에서 발생하는 강한 압력진동을 억제하는데 효과가 있음을 알 수 있다.

고속 수중 어뢰의 추진을 위해 외부에서 공급 받은 물과 증기로 연소 하는 수(水)반응성 연료를 이용하고 있다. 수(水)반응성 연료의 주성분은 마그네슘과 알루미늄처럼 반응성이 큰 금속들을 이용하며, 이 금속들은 수증기와 높은 열량과 함께 로켓 추력 실에서 연소 시킨다. 위 금속들의 연소 속성에 대한 해석은 이미 완료되었다. 수반응성 추진제의 가능성 있는 변형체에 대한 개념들은 수반응성 추진제 설계의 기초적인 제안들을 기하학 및 열역학적 연소 조건을 이용하여 논의 할 것이다.

하이드라진을 추진제로 쓰는 아크젯 추력기 내의 열화학적 유동장을 전산유체를 이용해 해석하였다. Ohm가열 및 Lorentz힘을 고려하기 위하여 Maxwell 방정식과 연계된 RANS 방정식을 이용하였으며, 매우 빠른 반응 및 광학적으로 두꺼운 매질을 가정하여 이온화와 열복사를 해석에 포함하였다. 해석의 결과는 아크젯 추력기 내부 유동의 열-물리적 이해와 더불어 0.6 kW 가열에 의하여 하였을 때 추력과 비추력이 각각 20%와 70%가 향상됨을 보여주었다.

일차원 ZND 데토네이션 구조 해석 모델의 연장선상에서 경사 충격파와 경사 데토네이션 파에 대하여 Rankine-Hugoniot 관계식과 반응속도를 연계한 이차원 경사 데토네이션 파의 구조해석 모델을 제시하였다. 이에 기반을 두어 삼중점, 횡단 충격파 및 셀 구조를 포함하는 경사 데토네이션 파의 비정상 상세 구조를 조사하기 위한 이차원 유체역학 해석을 수행하였다. 전산 유체 해석 결과는 경사 데토네이션 파의 상세구조에 대한 깊이 있는 이해를 제공하며, 해석 모델은 경사 데토네이션 파를 연소 메커니즘으로 이용하는 극초음속 추진기관의 통합 설계도구로 이용될 수 있을 것이다.

본 논문은 램제트/스크램제트 엔진에 대한 이론적인 해석 결과를 보여준다. 본 연구의 주요 목적은 램제트/스크램제트 엔진의 성능변수에 대하여 해석적 연구를 통해 물리적인 이해와 기초를 제시하는 것이다. 램제트/스크램제트 성능에 있어서 비행 마하수와 흡입구, 연소특성 등의 영향에 대하여 해석적 연구를 수행하였으며, 일정한 압력 또는 일정한 단면적을 가진 연소기에 대하여 사이클 해석을 통해 비교/분석하였다. 또한 연소기 입구에서의 최적 마하수에 대하여 연구하였다.

가스터빈 엔진의 성능을 예측하기 위해서는 자신의 성능 특성을 포함한 구성품 성능도가 요구된다. 본 연구에서는 유전 알고리즘을 이용하여 압축기 성능도를 제작사에서 제공한 성능덱으로부터 역으로 식별하는 방법을 제안하였다. 알고리즘은 틸트 로터 방식 스마트 UAV를 위한 PW206C 터보축 엔진에 적용하였다. 제안된 방법을 검증하기 위하여 새롭게 만들어진 압축기 성능도를 이용한 해석 결과와 제작사에서 제공한 EEPP(Estimated Engine Performance Program) 덱을 이용한 해석 결과를 비교하였다. 또한 기존의 스케일링 방법을 이용하여 얻어진 구성품 성능도를 이용한 해석결과와도 비교하였다. 본 연구에서 새롭게 제안된 성능도 생성 방법이 기존의 스케일링 방법보다 더 효과적임을 확인하였다.

MLRS는 2004년부터 국내에서 양산화된 무기 체계로 그 부품인 복합재 발사관은 미국 GD사(社)의 설비 및 공정조건을 참고하여 국내에서 독자적으로 개발/생산되고 있다. 본 연구는 지금까지 공정 분야에 치중되었던 제품 연구의 폭을 소재 및 구조특성 분야로 넓혀 발사관의 성능 개량 또는 이후에 개발되는 무기체계에 응용 가능한 기반을 수립하는데 목적이 있다. 연구 과정은 소재 특성, 공정 조건, 구조적 특성에 대한 연구 순서로 진행하였다.

본 연구에서는 Support Vector Machine (SVM)을 이용하여 가스 터빈 엔진의 결함 진단을 시도하였다. SVM은 벡터 공간에서 임의의 비선형 경계인 Hyperplane을 찾아 두 개의 집합을 분류하는 방법으로 수학적으로 최적의 해를 찾을 수 있다고 알려져 있다. 이러한 이진 분류용 SVM을 다층으로 결합하여 가스 터빈의 결함을 정량적으로 판단해 내는 방법을 제안하였으며 기존의 Multi Layer Perceptron(MLP)보다 빠르고 신뢰성 있는 진단 결과를 보여주었음을 확인하였다.

고체로켓 모터의 노즐목 삽입재에 적용하는 탄소/탄소 복합재료의 열반응 특성을 분석하였다. 내열평가 시험은 3종류의 TPEM 모터를 사용하였고, 추진제는 2종류를 사용하였다. 삭마율은 연소실 압력이 상승함에 따라, 산화몰분율이 증가함에 따라 증가하고, 소재 밀도가 증가함에 따라 감소한다.

추진기관의 우발 점화를 방지해주는 점화안전장치의 성능 시험 결과를 기술하였다. 고전적인 형태의 기계식 안전장치와 보다 진보된 개념의 전기기계식 점화안전장치의 밀폐용기 시험 결과 및 점화기 적용 시험 결과를 제시하였고, 두 종류의 점화안전장치의 성능 비교 시험 결과 작동시간 측면에서 전기기계식 점화안전장치가 다소 유리한 것으로 판단되었다.

본 연구는 지금까지 수행되어진 폭발볼트 몸체에 대한 검사방법의 신뢰성을 향상시키고 또한 각각의 검사에서 얻어진 기계적 물성수치의 비교 분석을 가능하게 함으로써 검사할 때 발생될 수 있는 착오 및 일반적인 방법만으로는 검사할 수 없는 부분들의 검사 방법을 확보하는데 있다. 볼트 몸체 검사를 위한 충격시험에 대한 충격치 기준을 마련하였으며 경도와 충격치와의 상관관계를 확인함으로써 검사항목간의 상호 확인이 가능하게 되었고, 폭발볼트 소재물성의 신뢰성을 향상시킬 수 있는 방법이 될 수 있을 것으로 판단된다.

본 연구에서는 액체 추력기에 적용될 내열합금 소재인 Inconel 600, Inconel 625, Haynes 230에 대해 Nd:YAG 레이저 용접 및 전자빔 비드 온 플레이트 용접을 수행하였다. 레이저 용접과 전자빔 용접 시 각각의 변수가 용접비드 형상에 미치는 영향을 분석하였으며 용접 조건들이 용접성에 미치는 영향을 조사하기 위하여 조직, 미세경도 및 인장강도 등의 실험을 하였다. 또한, 레이저와 전자빔 용접 실험 결과를 분석하여 최적의 용접방법과 조건을 도출하였다.

SUS 304 발열선(직경 2.3mil)과 $Zr-KClO_4$ 기폭화약을 사용한 전기식 착화기에 대한 열특성을 시험하고 Fitted Wire Model로 분석한 결과, 약 $300^{\circ}C$ 부근에서 기폭화약과 관련된 열특성 파라미터가 급격하게 변화되었다. 이 현상은 기폭화약에 사용된 $KClO_4$의 상변화로 인한 흡열과 발열선과 기폭화약 계면의 물리적 변화로 발생된 것으로 판단되며, 결과로 열특성 시험으로 구한 파라미터가 유용한 온도 범위를 제시하였다.

액체로켓 추진기관의 극저온 추진제는 추진제 탑재 및 지상운용, 발사과정에서의 밀도변화와 탑재시 설정된 공연비와 실제 연소 시 적용된 공연비의 차이를 고려하여 탑재되어야 한다. 연소 및 종단시 탱크에 남아있는 잔류 추진제의 양을 정확히 파악하고 최소화 하는 것은 발사체 전체 성능 및 신뢰성을 향상시키기 위해 매우 중요한 사항이다. 본 논문에서는 극저온 추진제인 액체산소의 탑재량 설정과 잔류추진제를 예측하는 절차와 기법을 제시한다. 충전, 대기, 선 가압, 비행의 전 단계에 걸쳐 액체 산소의 온도 변화에 따른 밀도변화를 예측하여 필요한 탑재량을 예측하였으며, 연소 시 설정 공연비와 실제 공연비에 차이에 대한 계측 방법 및 제어기법을 제시한다. 또한 제시된 절차 및 방법을 1단급 액체추진기관의 경우에 대하여 적용하여 추진제의 탑재량 및 잔류량을 계산하고 적절한 제어방안을 제시한다.

단일액체추진제 하이드라진 소형로켓엔진의 이론성능해석을 위한 추진제 연소화합물의 화학평형조성 계산모델이 간략히 제시된다. 성능해석결과는 1 lbf급 추력기의 성능평가 시험결과와 암모니아 몰분율의 관점에서 비교, 분석되고, 노즐팽창비와 추진제 주입압력에 따른 화학평형 조성 및 평균분자량 등이 추가로 제시된다. 이론해석은 단일액체추진제 중 대형급 로켓엔진의 설계변수 도출의 일환으로 시도된다.

아음속 횡방향 유동에 대한 수직 분사시 액적영역에 대한 내부 유동의 효과에 대하여 실험을 수행하였다. 본 연구의 목적은 액적영역의 내부유동 현상에 대하여 관찰하고, 이전 연구에 대하여 액적영역의 궤적을 확인하는 것이다. 실험을 통하여 액적영역의 궤적은 모멘텀 플럭스 비(q), 인젝터 지름에 대한 하류방향 거리비(x/d)에 의하여 결정되며, 인젝터 내부유동이 액적영역의 분무특성에 큰 영향을 미침을 확인하였다.

이중 동축 스월 분사기를 가진 연료과잉 가스발생기의 연소시험에 대한 결과가 논의되었다. 특히, 모사 연장부 배관과 인젝터의 RN에 따른 연소불안정의 발생여부를 조사하였다. RN = 0.5인 분사기를 갖는 가스발생기 시제품에서는 연장부 배관을 설치함으로써 연소불안정의 발생이 억제되고 있음을 확인하였지만, 시제품 RN = 1.5인 분사기를 갖는 가스발생기의 경우에는 연장부 배관을 설치하더라도 연소불안정이 발생하였다.

액체로켓엔진의 성능 및 냉각특성 연구를 위한 칼로리미터를 적용한 소형연소기가 개발되어 시험이 수행되었으며 10개의 칼로리미터 채널에서 가스 측면 벽면을 따른 열전달계수를 예측하기 위해서 냉각 성능 해석이 수행되었다. 칼로리미터로 공급되는 유량에 대한 가스 측면의 열전달 특성과 냉각성능을 정량적으로 분석하고자 하였으며 연소시험 및 열전달 해석을 통해 열전달 경험식을 도출하였다.

본 연구에서는 러시아, 미국, 유럽, 일본의 가스발생기 사이클 엔진 시스템 설계인자를 조사하여 비교 검토하였다. 연소기의 특성속도, 연소기 분사기 차압, 터보펌프 토출압, 펌프효율, 터빈의 비출력 등의 설계인자를 비교한 결과 연소기의 특성속도는 1700-1770 m/s, 분사기차압은 4-10bar, 터보 펌프 토출압은 연소기 압력의 120-230%, 펌프효율은 60-80%, 터빈의 비출력은 $0.28-0.58MW{\cdot}s/kg$의 범위에 있다. 터빈 입구의 가스온도는 터빈의 비출력과 밀접한 관련이 있으며 터빈재질로 인한 한계를 고려하여 결정되어야 한다.

동적 감쇠자로서 백홀에 대한 동적 제어 테스트를 수행하였다. 공급라인에서 압력 섭동에 의해 발생되는 가진과 스월 인젝터의 내부 파동 분석을 위해 수력학적 진동발생기와 1차원 가시화 모델 인젝터가 제작되었다. 음향학적 대신에 동적 감쇠자로서 백홀의 영향에 초점을 두었기 때문에 액막의 분열길이와 액막 두께를 측정하여 정상 상태와 가진 상태의 결과를 비교하였다.

인화점이 높은 합성 액체연료인 RJ-4의 제조공정 개선에 관한 연구를 수행하였다. 상용원료인 MCPD(Methylcyclopentadiene dimer)를 이용한 RJ-4 연료제조에서 헤테로폴리 텅스토인산 세슘염 촉매와 2단 열 조절반응기를 사용하여 1차, 2차 수소화 및 이성화반응이 1 단계 연속공정으로 가능함을 알 수 있었다. 또한 $AlCl_3$ 대신에 헤테로폴리산 세슘염을 이성화촉매로 사용시 exe-THDMCPD(Tetrahydrodimethylcyclopentadiene)을 얻는 속도가 더 빠르며, 생성물과의 분리가 용이하고, 폐산 발생이 없으므로 환경친화적인 공정임을 확인하였다.

저궤도 위성 발사체에 적용 가능한 추력 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 전반적인 연소 시험을 마쳤다. 터보 펌프식 개방형 사이클에 적용 가능한 재생냉각형으로 제작된 본 연소기는 초기 연소 성능 및 기능 검증을 위해 내열재 방식의 연소실을 이용하여 연소 시험을 수행하였다. 설계 조건을 중심으로 넓은 작동 구간에서 본 연소기는 안정된 연소 성능을 보였다. 연소기의 물리적 손상 또한 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다. 연소기의 성능은 연소 효율이 95%, 그리고 지상 비추력이 254초로 초기 설계 대비 초과 내지는 동등 수준의 결과를 보였다.

현재 개발 중에 있는 30-tonf-class 실물형 액체로켓연소기는 이미 설계검증을 위해 수차례의 연소시험이 이루어졌으며 그 결과 높은 연소효율을 얻었다. 연소성능과 더불어 액체로켓연소기의 중요한 또 하나의 요소는 바로 연소안정성이다. 연소안정성에 대한 평가시험은 개발하고자 하는 액체로켓연소기의 연소불안정 발생 빈도를 파악하는 시험으로서 액체로켓연소기 개발시 꼭 확인해야하는 시험이라 할 수 있다. 펄스건을 이용한 스테인레스 스틸 재질의 임시 배플이 장착된 실물형 연소기의 연소안정성 평가시험은 성공적으로 수행되었으며 그 결과 우수한 연소안정성 특성을 얻었다. 시험결과는 다음 호기의 실물형 연소기 배플 설계에 활용될 예정이다.

단위 분사기의 실물형 연소기 적용 시 실물형 연소기의 배열, 구성 분사기 수량, 연소압 등의 이유로 동작환경이나 분사기 형상의 변화를 필요로 한다. Jet-A1과 액체산소를 추진제로 하는 동축 와류형 분사기의 실물형 적용성을 검토하기위해 연소압 증가, 추진제 유량 감소와 분사기 길이 증가 조건에서 연소시험을 수행하였다. 시험결과 연소압 증가와 추진제 유량 감소, 노즐길이 증가 시 특성속도효율이 개선되었으며 이에 반해 압력섭동의 강도는 미미하였고 특정한 주파수 대역을 보이지 않아 실물형 적용성이 우수하였다.

본 연구에서는 스월 인젝터의 기하학적 형상에 따른 분무특성 파악을 위해 액막두께 측정방법을 사용하였다. 액막두께 측정을 위해 특별히 제작된 인젝터를 사용하였으며, 백홀과 스월챔버 그리고 오리피스의 길이에 따른 분무특성을 확인하였다. 분무특성 파악을 위해 분사압에 따른 유량변화, 오리피스 하단의 액막두께와 분무각을 측정하였다.

초음파법를 이용하여 고체추진제 연소속도를 측정하기 위해 특별한 연소챔버와 초음파-압력측정시스템을 설계하고 제작하였다. 그리고 추진제에 대한 가압실험과 연소실험 중에 이 시스템을 이용해 초음파와 압력신호를 획득했다. 획득한 신호를 바탕으로 압력에 따른 연소속도를 측정할 수 있는 연소속도 해석프로그램을 개발하였다. 연소속도 측정프로그램은 압력에 따른 추진제의 음속의 변화를 보정한 것과 추진제와 고체커플런트의 음속변화를 보정한 것 두가지 알고리즘을 이용하였다. 그리고 각 알고리즘에 대한 연소속도 측정정밀도가 스트랜드버너법으로 측정된 연소속도와 비교하여 계산되었다.

과산화수소를 단일추진제로 사용하는 마이크로 추력기를 위한 실험적 연구를 수행하였다. 연구에서 은촉매 활성화 방법과 촉매 반응 챔버의 성능평가에 관한 실험을 하였다. 활성화를 위해 수소 환원법을 실시하였으며 $500^{\circ}C$의 환원 온도의 경우 가장 좋은 반응성을 가짐을 확인하였다. 촉매 분해 반응 연구를 위해 촉매 반응기가 제작되었다. 촉매 베드를 위해 지지체로 20 mm 길이의 유리 웨이퍼를 준비하여 은촉매를 스퍼터링 하였다. 추진제의 체류시간, 촉매 베드 온도, 촉매 코팅 면적을 변화시키며 추진제 전환율을 측정하였다.

전 세계적으로 우주로의 여행 (우주여행, Space Tourism)에 대한 많은 관심이 일어나고 있다. 특히 2004년 10월 4일 Scaled Composites사(社)의 SpaceShipOne이 2주 연속하여 지상 100km 정도의 지구 저궤도 (Sub-Orbital) 비행에 성공함으로써 이러한 관심은 폭발적으로 증가하고 있다. 이것은 우주여행이라는 것이 민간에 의한 우주 개발의 노력으로 시도된다는 측면에서 기존의 패러다임, 즉, 우주 개발은 국가 주도 하에서만 가능하다는 기존의 패러다임을 부정하는 상당히 획기적인 사건이기 때문이었다. 따라서 민간주도의 우주여행 사업에 대해 미국을 중심으로 한 민간업체의 개발 동향과 함께 지구 저궤도 우주비행체에 대한 (응용) 시장의 (창출) 가능성, 법적인 측면, 사업적 관점, 그리고 기술적 관점에서 바라보고자 한다.

본 논문은 적층된 전극 구조의 노즐을 이용한 정전기 마이크로 추진 장치의 새로운 메커니즘을 제시한 구조에 대해 크기에 따른 영향을 연구하였다. 구조의 크기에 따른 실험결과를 비교해 볼 때 500volt 이하의 요구 전압이 가능함을 보여주고 있다.

성층권 비행선은 주어진 임무를 수행하기 위하여 성층권에서 장기 체공을 해야 한다. 이 때, 태양의 복사 열전달 현상이 비행선 성능에 미치는 영향을 알아보기 위하여 열해석을 수행하였다. 이를 위하여 성층권의 열환경을 조사하고, 수치해석을 위해 비행선 모델을 Gridgen을 이용하여 격자를 형성하였다. 그리고, STAR-CD를 사용하여 해석 모델에 대한 열 특성 연구를 수행하였다. 특히, 태양의 위치를 변화시키면서 각각에 대한 비행선 선체의 온도 변화에 중점을 두었다. 이를 바탕으로 태양의 복사에너지가 성층권 비행선에 미치는 영향에 대해 시뮬레이션을 구현하였다.

가스터빈 엔진은 운용시간이 축적됨에 따라 압축기, 연소기, 터빈 등 엔진의 여러 핵심 구성요소의 성능이 저하하게 된다. 따라서, 가스터빈 엔진의 운용에 있어서 높은 신뢰성과 운용비용의 최소화는 엔진 제작자나 사용자 모두에게 있어 중요한 문제이다 본 연구에서는 상용 프로그램에 의존하지 않고, 각 성능 변수들과 측정 변수들과의 열역학적 민감도를 이용하여 엔진성능진단 코드를 개발하였으며, 터보축 엔진에 적용하여 엔진의 단일 성능 저하를 예측하였다.

최근 활발한 연구가 진행 중인 공중발사 방식은 극소형 위성을 매우 저렴한 비용으로 발사할 수 있는 효율적인 방법이다. 본 연구에서는 비교적 단순한 임무를 수행할 수 있는 나노 위성을 공중발사 방식을 이용하여 원 궤도에 올릴 수 있는 공중발사 로켓 시스템설계와 각 단별 계통 설계를 수행하였다. 이를 위하여 공중발사 로켓 시스템의 WBS와 각 계통별 작동개념도를 정립하였고, 이를 바탕으로 시스템 세부형상과 DMU를 구현하였다.

본 연구에서는 축척방법에 의한 구성품 성능선도의 부정확성을 개선하기 위해 실험을 통하여 획득한 데이터를 유전자 알고리즘(Genetic Algorithms)으로 압축기 성능전도를 생성하는 방법을 제안하였고, 유전자 알고리즘만 이용할 경우 압축기 성능선도 생성시 서지점들과 쵸크점들을 예측하는데 불분명한 단점이 있어 기존의 구성품 성능선도 생성에 널리 사용하는 스케일링 기법을 보완적으로 이용하여 보다 정확한 구성품 성능선도의 예측을 시도하였다.

본 연구는 프랑스의 Roxel사와 국과연간의 기술용역 계약을 통하여 추진기관 둔감화 기술과 관련된 연구를 수행한 것이다. 추진제는 연소속도가 7 MPa에서 각각 9.8 mm/s, 21.2 mm/s인 두 종류의 HTPB/AP계 혼합형 추진제를 사용하였고, 둔감 점화기와 하이브리드 연소관을 적용하였다. 2회의 Slow Cook-off(SCO) 시험과 1회의 Fast Cook-off(FCO) 시험을 수행하여 MIL STD 2105C에 규정된 반응 형태를 살펴보았다. SCO의 경우에는 두 종류의 추진제를 시용하였을 때 모두 type IV인 폭연 반응을 나타내었고, FCO의 경우에는 type V의 연소 반응을 나타내었다.

하이브리드 로켓은 기존의 고체, 액체 로켓에 비하여 많은 이점을 가지고 있다. 본 연구에서는 선회류 하이브리드 로켓을 설계 및 제작하여 regression rate의 증진 방안을 모색하고자 하였다. 산화제 선회강도의 변화에 따라 연소실 압력을 측정하여 추력을 계산하였으며, 연소과정의 가시화를 통해 근사적 regression rate를 측정하였다. 또한 하이브리드 로켓 시험 중 발생할 수 있는 문제점과 해결 방안도 제시하였다.

본 연구에서는 스월 유동과 나사산 그레인 방법을 적용하여 연소율 증진에 대해 실험하였다. 스월 유동을 적용하기 위해 2개의 인젝터를 설계하였고, 2개의 나사산 그레인을 제작하였다. 인젝터와 그레인을 동시에 적용하여 실험하였다. 이 실험의 목적은 인젝터와 그레인에 따른 연소특성과 최적의 조합에 대해 연구하였다.

본 연구에서는 연료 따른 End-Burning 하이브리드 추진 시스템의 연소 특성을 파악하기 위한 실험적 연구를 수행하였다. 연료로는 PMMA, PE를 사용하였으며 산화제는 기체 산소를 사용하였다. 연료의 후퇴율은 산화제 유량뿐만 아니라 연료의 열역학적 성질의 함수이다. 본 실험을 통하여 연료의 후퇴율이 산화제 유량과 물질전달계수인 B number로 표현된 경험식을 얻었다.

고농도 과산화수소는 별도의 산화제가 필요치 않은 단일추진제로써 상온에서 액상인 장점이 있어 다양한 장치의 추진제로 이용되고 있다. 본 연구에서는 고온촉매인 $La_{0.8}Sr_{0.2}CoO_3(LSC)$촉매의 저온 시동성능의 보완을 위해 은, 백금, LSC, 망간계열촉매를 후보군으로 하여 과산화수소 가스발생기의 기화기 촉매를 실험적으로 선정하였다. 또한 이 때 발견된 망간계열촉매의 접착문제를 해결하고자 알루미나 졸-겔법을 이용한 촉매 합성법과 코팅 방법을 개발하였다. 그리고 코팅된 $K_2MnO_4/Al_2O_3$촉매와 LSC와의 드롭-테스트를 통해 상온에서의 반응성과 응답특성을 비교하였고, 가스발생기를 이용한 반응실험을 통해 설계유량에 적합한 기화기의 길이를 측정하였다.

액체 로켓엔진 연소기에 적용되는 분사기 형상에 따른 연소특성 변화를 알아보기 위해 연소시험을 수행하였다. 사용된 분사기는 동축와류형으로서 챔버 와류실의 유무와 노즐 길이에 의한 특성변화에 초점을 맞추었다. 챔버 와류실의 유무에 따라 닫힘형과 열림형으로 구분이 된다. 노즐 길이에 따른 변화는 산화제와 연료가 분사되는 노즐을 증가시킨 분사기를 통해 이루어졌다. 연소기는 분사기가 한 개만 장착된 단일분사기 헤드, 내열재 형식의 연소실, 냉각 유로를 가진 동 재질의 노즐로 구성되어 있으며 연소실과 노즐의 외부는 스테인레스 스틸로 이루어졌다.

본 논문은 액체로켓엔진용의 약 1.5MW급 터빈을 구동할 수 있고, 액체산소와 케로신을 추진제로 하는 연료과잉 영역에서 작동하는 실물형 가스발생기의 고압연소특성에 대한 것이다. 실물형 가스발생기 개발과정의 개략적인 과정, 연소시험 결과 분석에 따른 혼합비와 온도관계식, 연소가스의 물성치인 분자량 및 비열비 등에 대한 내용을 기술하였다. 혼합비에 따른 온도관계식을 고압에서 새롭게 얻을 수 있었으며 연소가스의 분자량 및 비열비를 수정하고 유량관계식을 통해 이들의 타당성을 확인하였다.

연소압 50bar 이상의 연소조건에서 반복 사용이 가능하도록 제작된 물냉각형 칼로리미터에서 막냉각량 및 작동점의 변화 시 열유속의 특성을 알아보았다. 분사기 헤드와 칼로리미터 사이에 12개의 오리피스를 갖는 막냉각 링이 삽입된다. 칼로리미터는 연소실부와 노즐부로 구성되어 있으며, 총 19개의 냉각 채널로 구성되어 있다. 설계점 연소시험 시 막냉각량이 주 연료의 10.5% 유량일 때, 막냉각량이 없는 경우보다 노즐목에서의 최대 열유속은 약 30% 감소되었고, 막냉각량이 없는 경우, 탈설계점(OD3)이 설계점에 비해 노즐목에서의 최대 열유속이 약 31% 증가 하였다.

본 연구는 30톤급 엔진 개발에 필요한 실물형 가스 발생기를 개발하는 과정에서 분사기 LOx post에 발생한 손상에 대해 기술하였고 손상에 대한 원인 분석에 대해 논의하였다. 4분사기, 실물형 가스발생기 및 1차 재설계된 분사기에 대한 연소시험 결과를 기술하였고 이에 대한 원인으로 연소 불안정, 종단시 purge, LOx 분무의 낮은 모멘텀, 작은 recess number, 적은 LOx 분사기 유량, 큰 분무 각도 등이 주원인임을 알 수 있었다. 이 분석 결과에 따라 recess number를 증가, 분사기 LOx 및 연료 분무각 증가, LOx post 외벽과 연료막 사이 간격 축소, LOx post 벽 두께 증가의 방향으로 분사기에 대한 재설계가 이루어졌다.

축추력의 효과적인 제어는 터보펌프 개발의 핵심 기술 중 하나이다. 현재 개발 중인 액체로켓엔진용 연료펌프의 안정성을 입증하기 위해 축추력 측정 장치를 개발하고 수류 시험을 실시하였다. 시험 결과, 연료펌프는 설계 유량에서 펌프 베어링의 축방향 하중 요구 조건을 만족하였다. 또한 이차 유로의 오리피스를 통해 연료펌프에 대한 축추력 제어가 가능한 것을 확인하였다.

발사체 자세제어용 추력기로 하이드라진 단일 추진제 방식이 널리 적용되며, 발사체 자세제어용 추력기 시스템은 신뢰성을 높이는 것이 중요한 요구조건의 하나다. 이를 위해 추력기 시스템에서 연료저장 탱크로부터 공급되는 하이드라진을 추력기들로 공급 또는 차단하는 밸브로 래칭 밸브를 적용한다. 래칭 밸브를 적용함으로서 밸브의 특성상 전원이 공급되지 않을 경우에도 공급(열림) 또는 차단(닫힘)의 상태를 계속하여 유지할 수 있으므로 여러 경우에 있어 신뢰성 있게 사용할 수 있다. 즉 래칭 밸브는 개폐명령에 대하여 솔레노이드 밸브와 같이 동작함과 아울러, 전원이 꺼진 상태에서도 마지막 작동 상태를 유지할 수 있는 기능이 추가된 형태이며, 이러한 래칭 메커니즘을 구현하기 위해서는 적절한 메커니즘이 구현되어야 한다. 본 논문에서는 45N급 하이드라진 래칭 밸브의 개발을 목표로 지상시험용 래칭 밸브의 설계 및 시험내용을 기술하였다. 밸브를 구성하기 위한 기본 구성품과 래칭 기능을 위한 메커니즘 등을 제시하였으며, 특히 밸브의 래칭 기능을 구현하기 위한 메커니즘으로 판스프링을 이용한 기계식 방식이 아닌 영구자석을 활용한 자기잠금 방식에 대해 상세하게 기술하였다. 또한 기밀시험, 작동시험, 사이클 시험 등을 통해 개발된 래칭 밸브의 설계요구 조건 부합여부를 확인하였으며, 본 하이드라진 추력기 시스템 래칭 밸브 시제품 개발을 통해 추력기의 국산화 개발 안정성 향상할 수 있었다.

단일 포트 하이브리드 로켓의 다양한 연료에 따른 후퇴율 변화를 수행하였다. 연료는 PE, PMMA를 사용하였고, 산화제는 기체 산소를 사용하였다. 후퇴율은 산화제 유량뿐만 아니라, 연료의 열역학적 특성과도 관계가 있다. 본 연구에서는 물질 전달계수(B number)와 산화제 유량과의 관계를 고려한 실험식을 구하였다.

본 논문은 국내 최초의 액체산소와 케로신을 사용한 액체로켓엔진용 터보펌프의 개발에 관하여 기술하였다. 개발 중인 터보펌프는 가스 발생기 형식의 30톤급 액체로켓엔진에 사용 가능하다. 본 터보펌프는 일축에 조립된 산화제펌프, 연료펌프, 충동형 터빈, Inter-propellant seal(IPS)로 구성되어 있다. IPS는 액체산소와 케로신이 상호작용을 하지 않도록 차단해주는 장치이다. 현재 모사매질(물 및 공기)을 사용하여 각 단품 및 시스템 성능시험을 마쳤으며 hot firing 시험이 대기 중에 있다.

Important characteristics of impinging sprays intersected by a strongly convective gaseous cross flows were experimentally investigated. The breakup processes due to different Weber and Reynolds numbers of liquid and gas streams were visually examined with quantitative measurements of breakup lengths, penetration heights, and droplet sizes. Snapshot images and spay data evidenced that, at lower jet Reynolds number the breakup processes portrays the atomization profiles similar to typical column breakup of single orifice jet. At higher jet Reynolds numbers, disintegration of jet stream is significantly expedited by strong momentum transported from strongly convective gaseous stream. The breakup length and penetration height decreased as the convective flow increase. From the bottom the wall up, the SMD measured the centerline increase. The maximum SMD appeared the top of the SMD distribution

Important characteristics of swirl sprays intersected by a strongly convective gaseous cross flows were experimentally investigated. The breakup processes due to different Weber and Reynolds numbers of liquid and gas streams were visually examined with quantitative measurements of breakup lengths, penetration heights, and droplet sizes. Snapshot images and spray data evidenced that, at lower jet Reynolds number the breakup processes portrays the atomization profiles similar to typical column breakup of single orifice jet. At higher jet Reynolds numbers, disintegration of jet stream is significantly expedited by strong momentum transported from strongly convective gaseous stream. The breakup length and penetration height decreased as the convective flow increase. From the bottom the wall up, the SMD measured the centerline first increases and then decreases before again increasing.

고성능 액체 로켓엔진에서 일반적으로 사용되는 기체-액체형 분사기가 장착된 연소실의 음향장을 수치적으로 해석하였다. 해당 분사기는 반파장 공명기의 역할을 할 수 있다. 다수의 공명기가 장착된 경우 연소실과 분사기간의 음향학적인 연계성으로 특이한 음향학적 특성이 관측되었다. 분사기 길이가 반파장 공명기 길이에 도달함에 따라 분사기와 연계된 새로운 음향 모드가 나타났으며, 그 음향 모드의 감쇠인자는 상당히 작았다. 따라서, 분사기의 음향감쇠 효과를 최적화 하려면 본래의 반파장 길이보다 약간 작은 길이를 갖도록 해야함을 알았다.

고분자경화제를 사용한 라이너와 HTPB 추진제의 접착력 및 접착공정을 개선연구를 수행하였다. HTPB와 TDI를 반응시켜 제조된 고분자경화제를 라이너에 사용하면, 접착계면에서 경화제의 이동현상이 줄어든다. 따라서 연소관 준비공정에서 내열재 연마 및 물질이동방지제 도포공정의 생략이 가능하며 HTPB 추진제와 라이너의 접착력이 증가되었다. 또한 가속노화 시험결과 접착력의 저하현상이 관찰되지 않았다.

Tetrahydrofuran(THF)과 Ethylene oxide(EO) 또는 EO를 단량체로 하는 양이온 개환중합을 이용한 새로운 두 가지의 합성기술로서 random 또는 tri-blcok HTPE(Hydroxyl-terminated polyether)를 합성할 수 있었다. 이들 반응은 $BF_3O(C_2H_5)_2$를 촉매로 하고 1,4-butanediol 또는 PTHF를 개시제로 하였다. 공중합체의 구조는 단량체의 함량비 또는 초기 PTHF와 EO의 첨가량에 의해 조절되며, 분자량의 조절은 촉매가 아닌 [단량체]/[디올]의 비로서 조절할 수 있었다. 실험결과 위 두 가지 random과 tri-block HTPE를 IPDI/N-100혼합 디이소시아네이트 경화제와 혼합하여 제조된 폴리우레탄에 적용하였으며, 추진제 바인더 제조를 위한 prepolymer로서 사용할 수 있었다.

가로 등방성 복합재료에서 반사되거나 굴절된 파동의 속도와 입자방향, 그리고 진폭을 운동방정식과 구성방정식 그리고 파동수와 진동수로 표현된 변위식을 사용하여 구하였다. Snell 법칙을 사용하여 Eigenvalue 문제를 풀어 파동속도를 구하였으며 그 결과는 T300 Carbon fiber/5208 Epoxy 재료 성질을 이용하여 검증하였다. 이러한 분석은 수분 침수 C-scan을 이용하여 가로등방성 복합재료의 결점을 찾아내는데 응용될 수 있다.

통신해양기상위성(COMS)는 국내 최초로 개발되는 3축 안정화 복합위성으로 2008년에 지구정지궤도(GEO, Geostationary Earth Orbit)에 발사될 예정이다. 통신해양기상위성 추진시스템은 위성체의 지구정지궤도 진입, 자세 및 궤도 제어/조정을 위하여 요구되는 추력과 토오크를 제공한다. 본 논문은 통신해양기상위성 추진시스템의 시스템 설계 및 주요 부품의 성능에 관하여 기술하고자 한다.

착화기 및 Can 형태의 점화기를 대기압 이하의 압력에서 사용할 때 나타나는 연소현상과 이에 따른 문제점에 대해서 연구를 수행하였다. 착화기 및 점화기가 일정 수준 이상의 진공도에서 작동할 때 최초 연소화염이 정상적으로 연소하지 못할 수 있으며, 경우에 따라서 점화에 완전히 실패할 가능성도 있는 것으로 나타났다. 이러한 현상은 점화된 상태로 분출된 점화제가 자유체적(free volume)내의 낮은 압력에 노출되면서 화약의 연소성이 급격히 떨어져서 나타난 것으로 점화기 내에서 연소상태로 분출된 가스가 자유체적 내에서 초기에 가능한 높은 압력을 형성하도록 하여 개선할 수 있음이 확인되었다.

본 연구는 연료-공기 혼합정도가 불안정 화염 구조와 NOx 배출 특성에 미치는 영향을 조사하기 위해 대기압, 모형 가스 터빈 연소기에서 실험을 수행하였다. 선회각은 $45^{\circ}$이며, 연료-공기 혼합정도는 당량비 0.53에서 0.79 범위에서 0, 50, 100%로 변화시켰다. 화염구조를 파악하기 위해, 당량비 0.79에서 ICCD를 사용하여 위상 동기화된 OH 자발광 이미지를 취득하였다. NOx 배출은 각 상기 실험조건에서 NOx 분석기를 이용하여 취득하였다. 위상에 대한 $OH^*$ 이미지를 취득함으로써 연료-공기 혼합정도가 화염의 구조에 미치는 영향을 확인할 수 있었다. 또한 국소 열방출의 특성을 통해, 연료-공기 혼합정도에 따른 연소불안정이 발생하거나 소멸되는 영역에 대한 정보를 얻을 수 있었으며, 혼합정도에 따른 NOx 농도를 측정함으로써 희박 연소 영역에서는 $\sigma$가 커질수록 NOx 발생이 적음을 확인할 수 있었다. 이런 결과들은 연소불안정 현상의 메카니즘을 이해하는데 중요한 기초자료로 사용될 것으로 기대된다.

혼합 acoustic-convective 모드 연소불안정과 스피커를 이용한 능동제어의 가능성에 대한 연구를 수행 하였다. 유입속도, 연소실 길이, 당량비를 변화시켜 가면서 동압과 화염구조를 동시 측정하였다. 유입속도와 연소실 길이는 덤프 연소기에서의 와류 생존시간에 영향을 주기 때문에, 연소길 길이가 길어질수록 그리고 유입속도가 작아질수록 연소불안정의 주파수는 작아지고, 동압에서 얻어진 최대 전력스펙트럼밀도 또한 전반적으로 작아지는 경향을 보였다. 당량비에 따라 불안정의 강도와 주파수 특성도 변했는데, 당량비의 증가에 따라 불안정 주파수와 연소불안정 강도는 증가하는 경향을 나타내었다. 폐루프 방식의 제어를 통하여 스피커를 이용한 능동제어는 이러한 혼합 acoustic-convective 모드 연소불안정으로 발생하는 와류의 발전을 감소시킬 수 있음을 확인하였다.

축대칭 동축형 램제트 연소기에 대한 반응 유동장 해석을 수행하였다. 2차원 축대칭 Wavier-Stokes 방정식과 낮은 레이놀즈 수 $k-\varepsilon$ 난류 모델을 이용하였고, 유한반응률 화학반응 모델을 적용하였다. 난류 연소 모델인 EDM (Eddy-Dissipation Model)과 층류 반응 모델을 적용한 경우를 서로 비교하였다. 급확대 연소기와 wedge형 보염기를 장착한 동축형 램제트 연소기에 대한 반응 유동장 수치해석을 통해 두 가지 결과를 화염안정 측면에서 서로 비교하였다.

터보샤프트 엔진을 장착한 스마트무인기의 연료시스템을 설계하였다. 개념설계 단계의 설계방법을 기초로 하여 비행체의 상세설계가 진행되면서 기체구조설계로부터 도출된 탱크 배치와 구성설계를 하였다. 또한 연료시스템의 상세설계에 필요한 비행체 및 엔진의 데이터를 도출하여 연료시스템의 주요 구성요소인 연료공급계통, 연료탱크 벤트계통, 그리고 급유계통의 상세 설계를 수행하였다.

본 논문에서는 항공우주 부품 기술 개발 사업 중 연료이송용 제트펌프 개발의 일환으로 제트펌프의 기본 설계 및 성능 해석을 수행하였다. 제트펌프는 항공기 연료탱크 내에 위치하여 격막 간 또는 라인 간 연료 이송을 위하여 설치되는 연료계통 이송 기능을 위해서 소요되는 핵심 부품이다. 제트 펌프의 기본 설계를 위해 SIMULINK를 이용하여 계산식들을 모델링하였고 이를 바탕으로 제트펌프의 기본설계를 수행하였다.

전산화 단층촬영법을 이용하여 탄소/탄소 목삽입재의 밀도 분포를 평가 하였다. 전산화 단층촬영 법의 Beam hardening, 전기적 잡음 및 산란 X-ray의 영상을 토정하고 신호 대 잡음비를 높여 최적화할 때 측정된 제작된 탄소/탄소 복합재료의 밀도는 98.74%의 신뢰도 수준에서 ${\pm}0.01g/cm^3$ 분포를 갖는 것으로 평가 되었다. 전산화 단층촬영 결과의 검증은 탄소/탄소 목삽입재를 절단하며 수침법에 의한 밀도 측정과 주사전자현미경 관찰을 통하여 수행되었으며 단층촬영결과는 수침법에 의한 밀도 분포와 주사전자현미경의 결과와 일치하였다.

Ducted 로켓은 가스발생기에서의 1차 불완전 연소반응 및 연소관 내에서의 흡입구로부터 공급되는 공기와의 2차 완전 연소반응을 통해 추력을 발생한다. 로켓의 사정거리는 추진제의 무게, 특히 연료의 무게에 의해 결정되므로 일반적인 고체 추진기관보다 연료효율이 높고 종말속도가 빠르므로 대공, 대함 등의 다양한 추진기관에 적용이 가능할 것으로 기대된다.

BBU(Base Bleed Unit)는 155mm 탄에 부착되어 비행 중에 형성되는 탄저부 항력(Base drag)을 감소시켜 사거리를 연장시키는 무기 체계로 국내에서는 2000년 이후 양산화 되었다. 본 연구는 항력감소제용 저연소속도 추진제의 원료 조성 변화를 통한 공정 Lead time 단축으로 생산성을 향상시키는데 목적이 있으며 개발 과정은 추진제 및 연소방지제의 조성시험을 통한 기본적인 특성 확인을 거친 후 Spin Test 와 실제 발사시험을 통해서 최종 성능을 확인하는 순서로 진행하였다.

고체 추진 로켓에 있어서의 추력제어는 액체 추진 로켓의 그것보다 한정되어 있다. 추진제의 혼합비는 물론 연소시간과 면적 등 연소에 관계된 모든 부분들이 이미 정해져 있기 때문에 당연한 결과이다. 이러한 고체 추진 로켓의 추력을 방향 제어하기는 고체 추진 로켓의 용도나 목적 대비 효율 측면에서 실용적이지 못한 부분이다. 하지만 고체 추진 로켓의 추력의 극대화하여 탑재물의 중량 한계를 늘리고 보다 많은 목적을 위한 탑재물의 증가는 당연히 이루어야 할 과제이다. 고체 추진 로켓에서의 추력을 노즐 형상의 설계를 통해 강구해 보았다.

본 보고서는 하이브리드 로켓 추진시스템의 실제 비행 가능성에 대한 기초 연구 내용이다. Lab scale 엔진의 실험을 바탕으로 개발된 추력 $50\sim100kgf$ 급 하이브리드 로켓 추진 시스템은 추력 시험과 소형로켓의 실제 비행을 통해 그 성능을 확인할 수 있었다. 본 연구를 통해, 하이브리드 로켓 추진 시스템이 실제 발사체 시스템으로서 유용하게 적용될 수 있음을 확인해 볼 수 있었다.

인하 로케트 연구회에서는 기존의 복합추진제 모터의 노즐 재료를 기존의 세라믹에서 Teflon으로 대체하여 추력 성능을 개선하였다. Teflon으로 제작된 노즐은 지상시험과 추력 측정을 통해 결과를 확인하였다. Teflon을 이용한 노즐은 기존의 세라믹 노즐과 비교해서 신뢰성을 높이면서 총충격량을 18.3%만큼 증가시킬 수 있었다. 새로운 제작 공정은 노즐 생산 시간도 줄였다.