Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers ISSN:1226-6027(Print) 2288-4548(Online) 한국추진공학회지

로켓 엔진용 펌프 설계는 엔진의 효율 및 성능에 큰 영향을 미치기 때문에, 고성능의 펌프 설계가 필수적이다. 본 연구에서는 추력 500 N 급 엔진의 산화제 펌프를 대상으로, 전산 해석을 통한 3D 형상 설계에 따른 펌프 성능 및 효율을 확인하고자 하였다. 허브의 형상과 블레이드 입사각, 볼류트 폭을 변경하여 여러 개의 펌프 형상을 설계하고, 형상에 따른 성능 변화와 유동 특성에 대해 분석하였다. FL_S 펌프가 볼류트 폭과 상관없이 좋은 성능을 보이고, IN_S_V1 펌프가 우수한 효율을 보인다.

고에너지 가소제와 분자 화약을 주원료로 사용하는 NEPE계 추진제는 충격파에 매우 민감하여 추진기관의 보관, 수송, 운용 중 고속의 파편에 의해 쉽게 폭발할 수 있다. 따라서 본 연구에서는 둔감 화약인 GUDN을 도입하여 충격파에 둔감하면서 AGARD 연기등급 AB를 만족시키는 NEPE계 무연 추진제를 개발하고자 하였다. 폴리머로 GAP 또는 PCL을 사용하였으며 CEA 계산을 통해 이론 비추력 230s 이상을 갖는 최적의 조성물을 설계하였다. 이차연기등급 B를 만족시키기 위한 AP의 함량은 두 추진제 모두 20% 내외로 분포하고 있으며, 이때 추진제의 연소속도는 1,000 psia에서 10 mm/s 이상, LSGT 시험 결과 1.3급수의 둔감 특성을 보인다.

물로켓은 추진제의 연소를 제외하면 액체 로켓 엔진의 원리와 기본적으로 동일한 원리로 작동한다. 열-유체역학을 바탕으로 액체로켓의 추진 및 비행역학 등의 항공우주 분야 체계 공학교육에 활용할 수 있는 이상적인 대상이다. 그러나 물로켓의 추진 원리와 성능에 대한 이론적 자료는 부족한 상황이다. 본 연구에서는 단열 팽창과 베르누이 법칙을 이용하여 물로켓의 추진과 추진 및 비행 성능 관계를 이론적으로 정리하였으며, 기초 이론을 바탕으로 물로켓의 추진 및 비행 성능 해석을 수행하여 충전 압력과 추진제 질량에 따라 비행 고도를 극대화 할 수 있는 설계 조건을 추적하였다.

최근 고체연료 램제트 엔진(solid fuel ramjet, SFRJ)은 높은 비추력, 단순한 구조, 그리고 연소 안정성 등 여러 장점으로 인해 다시 주목받고 있다. 본 연구에서는 상용 전산유체역학 소프트웨어를 사용하여 고체연료의 열분해 및 연소 거동에 대한 반응 유동 해석을 수행하였다. 다양한 반응 모델과 연료 표면에서의 열분해 경계 조건을 평가하고, 시뮬레이션 결과를 선행 연구의 실험 결과와 비교 분석하였다. 또한, 실험 데이터와 가장 일치하는 반응 모델 및 경계 조건을 적용하여 흡입구 공기 질량 유량과 온도의 변화가 미치는 영향을 확인하였다. 이를 위해 eddy dissipation model(EDM)과 non-premixed combustion model(NPCM) 두 가지 반응 모델을 사용하였다. 고체연료의 열분해 과정은 연료가 완전히 분해되어 기체상으로 연소기에 주입된다는 가정하에 시뮬레이션을 수행하였으며, 이를 질량유량입구와 벽+소스 경계 조건을 사용하여 모델링하였다. 해석 결과, NPCM과 벽+소스 경계 조건을 적용한 경우 EDM보다 실험 데이터와 더 높은 일치도를 보였다. 특히, NPCM과 벽+소스 조건을 적용했을 때 외부 영역 경계의 y축 방향 확장 거리는 실험결과와 비교하여 평균 상대 오차율이 약 1.9%, 온도 예측에서는 약 9.8%로 분석되었다. 매개변수 해석 결과, 공기의 질량 유속과 온도가 증가할수록, 예혼합 영역에서 CO의 질량 분율이 증가하는 경향을 보였으며, 연소가 진행됨에 따라 예혼합 영역 하류에서 CO₂의 질량 분율 또한 증가하는 것으로 확인되었다. 이러한 연구 결과는 향후 고체연료 램제트의 설계 및 성능 최적화, 특히 연료 효율성과 연소 안정성 향상에 유용한 정보를 제공할 수 있다.

본 논문에서는 적층제조 기술을 활용하여 소형발사체 상단엔진용 3톤급 메탄 엔진 연소기 및 달착륙선 지상시험용 1톤급 이중재생냉각 메탄엔진 연소기를 제작한 사례와 적용 기술을 소개한다. 또한, 다양한 규모 발사체에 활용할 수 있는 35톤급 메탄엔진 연소기 사례도 소개한다. 제작된 1톤급 및 3톤급 연소기에 대해서는 추력조절 및 재점화 등의 기능시험을 포함한 연소시험 결과를 제시하였다. 설계부터 연소시험까지의 과정을 통해 적층제조 기술을 활용한 로켓엔진 연소기 개발 가능성을 확인할 수 있었다.

능동재생냉각시스템에서 냉매로 사용되는 탄화수소 항공유는 고온에서 열분해 과정을 거치며 수소와 다양한 저분자량 탄화수소들로 분해되고, 이 과정에서 열을 흡수하여 극초음속비행체와 스크램제트엔진의 고온가열 문제 및 초음속 연소의 어려움을 해결할 수 있다. 이러한 능동재생냉각시스템의 성능을 파악하기 위해서는 연료가 화학반응을 일으키며 흡수하는 열량을 정확하게 측정하는 것이 필수적이다. 따라서 본 연구에서는 미세채널 유동반응 실험장치를 설계 및 제작하고, 다양한 온도 및 유량 조건에서 탄화수소 항공유의 주성분인 n-decane의 흡열량을 측정하였다. 그 결과 연료 온도 500℃ 이상에서 흡열분해가 일어나며 그에 따라 흡열량도 급격히 증가하였는데, 이러한 흡열량은 연료의 전환율과 밀접하게 연관됨을 확인하였다.

일반적인 전파 흡수 재료는 낮은 내열성으로 인해 비행체 배기구 영역 및 주변부 등의 고온 환경에 적용하기 어렵다. 생존성 향상을 위해서는 고온 영역에 전파 흡수 성능 적용이 필수적이다. 이 연구에서는 아크 플라즈마를 이용하여 실제 급속 고온 환경을 모사한 전자기 성능 평가 장치를 개발하였다. 개발된 장치는 약 1100℃ 까지 가열 가능하며, 분당 승온 속도는 약 500℃/min 이다. 개발된 장치를 이용하여 전파 흡수 재료의 전자기 성능 평가 결과, 온도에 따른 전파 흡수 성능의 변화를 측정할 수 있었다. 또한 4회 반복 가열 평가를 통해 히스테리시스 평가가 가능한 장치임을 확인하였다.