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

초음속 마이크로 가스터빈엔진의 흡입구 설계를 위한 해석적 연구를 수행하였다. 초음속 흡입구의 종류로는 형상이 간단하고 낮은 초음속 구간에도 적용이 가능한 Pitot 흡입구를 선정하였다. 흡입구 형상 설계의 여러 파라미터들은 마이크로 가스터빈엔진의 크기 및 흡입 유량, 내부 유동 박리 발생 여부 등에 종속되어 있어 이를 고려한 설계가 이루어졌다. 입구 목의 크기에 따른 비교 해석으로 가능한 크기를 선정하였고, 입구 Lip의 두께에 따른 해석 및 받음각에 따른 해석을 수행하였다. 해석 결과, 얇은 입구 Lip 사용 시 충격파를 입구에 가까이 붙일 수 있으며, 큰 입구 면적에 대해서 넓은 범위의 받음각 운용이 가능함을 확인하였다.

보론은 단위 체적당 에너지 밀도가 매우 높은 금속 물질로서, 추진제에 첨가하여 추진 성능을 매우 효과적으로 향상시킬 수 있다. 그러나, 보론 입자는 입자를 둘러싼 투과성 산화막으로 인한 점화 지연과 산화막이 제거된 이후에도 보론의 높은 기화 온도로 인해 높은 점화열이 필요하다. 높은 점화열의 필요로 인하여 점화 및 연소 제어의 어려움으로 주어진 연소실 환경에서 보론 입자가 완전히 연소되지 못하고 외부로 방출될 수 있다. 본 연구에서는 보론 입자의 연소 미케니즘 해석 모델링을 구현하여 실험결과 및 선행연구 모델들과 비교하여 본 해석 모델의 타당성을 제시하였다. 또한 보론 입자의 연소 반응율의 특성을 파악하기 위해 보론입자의 연소단계에서 반응식의 거동을 분석하였다.

RBCC 엔진은 내부 임베디드 로켓 배치에 따라 3가지 타입(Axisymmetric, Wall-attached rocket, Strutjet)으로 분류할 수 있다. 본 연구에서는 각각의 엔진타입에 대해 로켓 챔버 압력, 연소기 길이를 변화시켜 5가지 시험조건을 구성하고, 전산해석을 통해 각 엔진타입이 갖는 성능 특성을 비교하고 분석하였다. 전산해석 결과, Strutjet 타입의 연소 효율이 가장 높게 나타났으며, 다른 타입의 경우에는 충분한 길이를 확보하지 못한 경우, 연소 효율이 낮게 나타났다. 높은 연소 효율을 위해 일정 길이 이상의 연소기 길이 확보가 필요하지만, 그 이상을 넘어서면 연소 효율에 큰 차이가 없는 것을 확인하였다.

본 연구에서는 전자-기계식 점화안전장치를 고고도 환경에서 동작시켜, 고체추진기관 점화에 요구되는 기폭압력과 점화지연시간 성능을 검증하였다. 열진공주기시험후 기폭동작에서 최대압력 1901 psi와 점화지연시간 1.30 msec로 각각 10 msec, 500 psi의 요구성능을 만족하였다. 고고도에서 CBT 봄의 조립부 결함으로 인한 연소가스 누설시 압력 진동 현상이 발생하였으며, 조립부 오링과 나사산의 무결성을 통해 기폭압력감소와 연소가스로 인한 오염을 방지할 수 있음을 검증하였다. 고진공에서 점화안전장치를 CBT 봄을 사용하여 기폭시켰을때 지연시간, 최대압력도달시간도 진공도에 영향을 받지 않았다. 단, CBT 봄 내부의 최대압력은 고고도에서 상압 대비 최대 11.7% 감소를 보이나 점화기를 작동시키기 위한 요구 성능을 충족하였다.

고체 로켓 모터의 추력 편향 시스템의 한 종류인 플렉서블 씰 설계를 위한 자동화 프로그램을 개발하였다. 문헌 조사 바탕으로 프로그램에 사용될 형상 설계 변수를 선정하고, 이를 통해 자동으로 플렉서블 씰 모델을 생성하여 유한요소 해석기(ABAQUS)와 연동한 해석을 수행하고 그 결과를 도시할 수 있도록 하였다. 사용자 편의성을 위해 Qt 라이브러리를 이용하여 프로그램의 GUI 환경을 구성하였다. 본 연구에서 개발된 설계 자동화 프로그램의 결과와 기존의 설계 해석 절차의 결과를 비교하여 개발된 프로그램을 검증하였다. 또한 개발된 프로그램으로 주어진 벡터링 각도에 대한 필요 작동 토크를 계산하고 이를 NASA 보고서에서 제안한 식을 통해 산출된 토크와 비교하여 그 유효성을 검토하였다.

액체로켓엔진의 냉각 방식에는 삭마냉각 방식, 침투냉각, 복사냉각, 재생냉각 방식, 막냉각 방식과 TBC와 같은 열 차폐 방식이 있으며, 하나 이상의 방식을 적용하여 설계 및 제작을 하게 된다. 막냉각은 연소효율과 직접적인 영향이 있으므로 설계유량 확인을 위한 수류시험은 필수적이다. 설계유량 확인을 위한 다수의 수류시험을 수행할 경우 제작 기간뿐만 아니라 시험 비용이 증가하게 된다. 따라서 본 논문에서는 최소한의 수류시험을 수행하여 설계유량을 예측할 수 있도록 시험 절차를 최적화하고 막냉각모델을 제안하였다. 또한 연소시험 결과에 유량예측모델을 적용한 결과 유량 차이가 1% 이내인 것을 확인하였다.

폭발볼트는 반폭점을 갖는 파이로 장치로 이론적 설계와 시뮬레이션만으로 개발하기 어렵고 점검이 불가능한 원샷(One Shot) 아이템이다. 많은 시험을 통한 설계 검증이 필요하며 시험 결과를 활용하여 신뢰도를 계산할 수 있다. 주장약 충전량을 감소시켜 분리 성능 시험을 수행하였으며, 이를 통해 주장약의 반폭점과 로지스틱 회귀 모델을 활용하여 약량별 분리 신뢰도를 확인하였다. 연결화약의 약량별 시험에서는 주장약의 폭굉이 나타나는 최소 약량 지점과 연결화약의 약량에 따른 분리 신뢰도를 도출하였다. 각 각의 분리 신뢰도와 착화기의 작동 신뢰도를 결합하여 폭발볼트의 최종 분리 신뢰도를 도출하였으며 파이로 장치의 규격서에서 제시되는 작동성 및 설계 마진을 확인하였다.

본 논문은 450 N급 Ethanol/H2O2 액체 로켓 엔진 “Polaris-1”의 설계 및 개발 과정을 다루며, 액체 로켓 설계에 필요한 기초적인 접근 방법을 제시하고자 한다. 연소실 형상은 CEA 분석과 벽면적 최소화 기법을 통해 설계하였으며, 노즐은 3차 다항식 형상의 벨 노즐로 선정하였다. 또한, 이중 스월 인젝터 및 막냉각 기법을 적용하여 엔진 성능을 최적화하였다. 점화 방식으로는 토치 점화 방식을 채택하였으며, 3자유도 비행 시뮬레이션을 통해 최대 고도 225 m를 예측하였다. 추후 6자유도 시뮬레이션 및 연소 시험을 통해 엔진 성능을 검증하고 재설계를 진행할 예정이다.