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

개발중인 순항 유도탄의 지상종합시험은 비행시험 직전의 최종 종합적 기능 검증 절차이다. 이 시험에서는 유도탄의 발사와 비행 과정을 지상에서 검증한다. 본 논문은 이와 같은 순항 유도탄의 지상종합시험을 실내에서 수행할 수 있는 시험장을 구축하기 위한 유동 해석과 시험부 설계 결과를 제시하였다. 기존 건물의 가용 공간을 활용하여, 시험부 흡기용 및 배기용 소음기의 위치와 형상, 유도탄의 시험위치 등을 유동 해석을 통해 결정하였다. 최종 시험부 내부유동의 전압력손실률은 3.21% 수준으로 확보하였다.

본 연구에서는 항공 엔진 적용을 목표로 개발되고 있는 열차폐코팅에 대하여 열충격 저항성능을 평가하고자 시험장치를 개발하였다. 항공 엔진의 연소조건을 모사하기 위해 압축공기와 항공유를 연소하여 고온의 제트 유동을 형성하였고, 제트 유동을 통해 열차폐코팅의 전면을 가열하는 동시에 후면에 냉각공기를 분사하여 시험편에 열구배를 부가할 수 있도록 시험 시스템을 구축하였다. 개발장치는 약 유량 32 g/s, 온도 1200℃, 유속 300 m/s의 제트 유동을 형성할 수 있었으며, 오차 10℃ 이내 높은 운용신뢰도를 보였다. 개발 연소기 및 터빈용 코팅에 대한 열충격 시험 결과 각각 500 회 시험 후 건전성이 확인됨에 따라 시험장치 또한 장기간 내구수명 평가가 가능함이 검증되었다.

이미지 처리 기법과 커버 팩터 계산식을 기반으로 이미지 크기 및 제작 변수가 3축 브레이드 패턴의 커버 팩터에 미치는 영향을 분석하였다. 커버 팩터를 얻기 위해 3축 브레이드 프리폼으로부터 이차원 스캔 이미지를 획득한 후, 이미지 분석 기법을 통해서 커버 팩터를 구하였다. 이미지 크기가 증가함에 따라 커버 팩터의 표준편차는 감소하였다. 이미지 길이가 브레이드 구조의 단위 길이의 5배를 초과할 경우 표준편차는 1% 미만으로 감소하였으며, 계산식과의 오차 역시 1% 이하로 낮아졌다. 제작 변수의 영향으로는, 심축 직경이 작아지거나 브레이드 각도가 증가할수록 커버 팩터는 증가하는 경향을 나타냈다. 또한, 브레이드 패턴이 변형 패턴에서 기본 패턴으로 변경될 때 커버 팩터는 증가하였다.

본 연구에서는 로켓기반 복합사이클(RBCC) 엔진을 재진입 비행체에 적용하여 장거리 귀환 임무를 수행할 때의 성능을 궤적 최적화 기법을 통해 분석하였다. OpenGoddard를 이용하여 X-37B 형상을 참조한 비행체에 RBCC 엔진과 일반 액체로켓 엔진을 장착했을 때의 최대 비행 거리 궤적을 도출하고 비교했다. 해석 결과, RBCC 엔진의 성능은 최대 추력 조건에 따라 큰 차이를 보였다. 저추력(1 kN) 조건에서는 로켓 대비 비행 거리가 1.13% 증가했으나, 고추력(29.4 kN) 조건에서는 42.91% 비행 거리 증대 효과를 확인했다. 이는 충분한 추력이 뒷받침될 때 비행체가 고효율 램제트 모드를 활용한 후 다시 저항이 적은 고고도로 상승하는 최적 기동이 가능했기 때문이다. 따라서 재진입 비행체의 장거리 임무에 RBCC 엔진을 효과적으로 적용하기 위해서는 충분한 추력 확보가 핵심적인 설계 조건임을 알 수 있다.

세계적으로 위성 군집, 궤도상 서비싱, 심우주 탐사 등 다양한 우주 임무가 증가하고 있으며, 우주 임무의 성공적 수행과 운용 효율성을 위해 높은 수준의 자율성을 갖춘 우주 비행체의 필요성이 커지고 있다. 자율운항 우주선은 외부 개입 없이 화물 수송, 연료 보급, 수명 연장, 우주쓰레기 제거 등 다양한 임무를 수행할 수 있으며, 장기적 심우주 탐사에서도 핵심 기술로 활용될 수 있다. 이러한 임무 수행을 위해서는 임무 특성에 적합한 추진시스템 적용이 필수적이다. 본 논문에서는 자율운항 우주선에 적용 가능한 추진시스템을 조사하고, 2000년대 이후 운용된 사례를 중심으로 임무와 추진시스템 활용 현황을 분석하였다.

FOD(Foreign Object Damage)는 외부에서 들어오는 물질로 엔진 블레이드에 다양한 형태로 치명적인 문제를 일으킨다. 본 연구에서는 축류 팬 블레이드의 앞전에 발생한 함몰(Dent) 손상이 공력 성능에 미치는 영향을 NASA Stage 67을 기반으로 기준 모델과 결함 위치에 따른 3가지 손상 모델(허브, 미드, 팁 위치)을 구성하여 전산 해석을 수행하였다. 분석 결과 손상 케이스에서 쵸킹 유량은 최대 1.2% 감소, 전압력비는 최대 4.2% 감소, 효율은 최대 5.4%포인트 감소하였다. 또한 손상 위치가 허브에서 팁으로 이동할수록 성능 저하가 뚜렷해졌다. 본 연구는 Dent 손상이 팬 공력 성능에 미치는 영향을 분석하여 실제 운용 환경에서의 손상 한계 및 정비 기준에 기여할 수 있다.

고체연료 램제트 엔진의 국부 후퇴율을 고려한 일차원 비정상 내탄도 해석 기법을 연구하였다. 본 연구에서는 그레인 국부 후퇴율, 유로 확공, 유동 특성 변화 등 축방향(유동 방향) 변화를 반영한 일차원 비정상 내탄도 해석 모델을 개발하였다. 흡입구 공기 조건과 시간에 따른 그레인 형상 변화를 고려하여 축방향 열유동 특성을 계산하였으며, 실험 데이터와 수치해석 데이터의 연소실 전·후단 압력을 비교하여 타당성을 검증하였다. 이를 통해 램제트 연소실 국부 영역에서의 압력, 온도, 연료-공기비, 후퇴율, 유동 속도 변화를 정량적으로 분석하였다.

최근 국내에서도 극초음속 비행체 연구가 활발히 진행되고 있으며, 다양한 극초음속 비행체 개발 사례가 보고되고 있다. 극초음속 비행체는 고마하수 유동에 직접적으로 노출되어 심각한 열적 부하를 받기 때문에, 부위별 운용환경에 적합한 고성능 내열재료의 적용이 필수적이다. 본 논문에서는 대표적인 내열재료인 세라믹 매트릭스 복합재료(CMC), 섬유강화 고분자 복합재료(FRPC), 니켈 합금, 티타늄 합금, 텅스텐 합금, 구리 합금의 특성과 적용사례를 조사하였다. 특히 노즈팁, 흡입구, 날개, 동체 및 연소실 등 주요 부위에 대해 선진국들의 적용사례를 분석하였다. 이 연구를 통해 국내 극초음속 비행체 개발에 필요한 내열재료 선정 및 적용 방안에 기여할 수 있을 것으로 기대된다.