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

본 연구에서는 전자빔 물리기상 증착(EB-PVD: Electon-Beam Physical Vapor Deposition) 기술과 관련하여, 국내 하드웨어 및 공정기술을 개발함으로써 주상구조를 가지는 YSZ(Yttria-stabilized zirconia) 코팅을 제작하는데 성공하였다. EB-PVD 코팅의 주상구조는 기판의 표면조도와 공정 중 기판의 회전 및 기울임 운동에 민감하게 변화하는 것을 확인하였으며 본 연구에서는 코인형 시험편에 대해 기판의 거칠기(Ra 0.1~4 ㎛), 회전속도(0~360°/s)와 각도(0, 30°) 변수에 따른 미세조직을 획득하였다. 그 결과, 주상구조가 균일하고 직진성이 가장 우수하게 나타난 공정은 기판 표면의 거칠기가 Ra 0.1 ㎛ 미만이고 회전속도가 300°/s인 경우로 도출되었다. 또한 본 연구에서 획득한 공정데이터를 기반으로 터빈 블레이드 모사품에 EB-PVD 코팅 시제품을 제작하는데 성공하였고 에어포일에 증착된 코팅의 평균 두께는 약 158 ㎛로 편차 10 ㎛ 이내 균일한 코팅을 획득하였다.

본 논문에서 연소촉매제를 적용한 열가소성 고체 추진제의 연소특성은 모터의 지상연소시험을 수행하여 분석하였다. Cylinder 형상의 그레인은 연소속도 증가를 위한 연소촉매제로서 Iron oxide (Fe₂O₃ and FeOOH)와 Copper oxide (CuO) 등을 적용하여 PVC 기반의 열가소성 추진제로 제작되었다. 연소촉매제들의 특성들은 XRD, BET, FE-SEM 그리고 EDS 분석 등을 통해 관찰되었으며 지상연소시험은 각 연소촉매제에 따른 연소속도 영향을 조사하기 위하여 수행되었다.

카본 페놀릭과 실리카 페놀릭을 결합한 이중구조 열 보호 시스템 재료에 대한 실험연구를 수행하였다. 0.4 MW급 아크가열 풍동을 이용하여 재료의 삭마 및 내부온도 특성을 연구하였다. 실험조건은 열유속 7.51 MW/m² 과 재진입 과정을 모사하기 위하여 시간에 따라 열유속을 변화시키면서 6.25 MW/m² 에서 9.40 MW/m² 로 부여하였다. 실험결과에서 정체점 표면의 최고 온도는 카본 페놀릭의 두께에 관계없이 유사하였지만, 시편의 내부 온도는 카본 페놀릭 시편의 두께가 얇을수록 더 높아짐을 확인하였다. 또한 두 가지 열유속 조건에서 삭마율은 0.047 mm/s 에서 0.07 mm/s 까지로 측정되었다.

터빈 기반 복합 사이클 엔진은 광범위한 운용 범위로 인해 가변형 흡입구가 필수적으로 요구된다. 가변형 흡입구는 엔진이 원하는 추력을 발생시키기 위해 흡입되는 공기의 유량을 조절한다. 흡입구를 통한 공기 유량이 적절하게 조절되지 않으면 엔진이 원하는 추력을 발생시키지 못하거나 시동이 불가할 수 있기 때문에, 복합 추진 비행체 설계 시 요구되는 공기 유량을 정확히 파악하는 것이 중요하다. 본 연구에서는 터빈 기반 복합 추진 시스템의 설계에 필요한 요구 유량 조건의 도출 방법을 제시하였다. 선행 연구의 비행체 제원을 통해 터빈 기반 복합 추진 시스템의 요구 추력과 요구 유량을 도출하였으며, 선행 연구 결과와의 비교를 통해 검증을 수행하였다.

가스터빈 림 씰은 회전하는 로터에 의해 간극이 존재한다. 간극 내부로 고온의 주 유동이 유입되는 것을 막기 위해 이차 냉각 유로 시스템(Secondary Air System)이 사용되고 있으며, 최소한의 냉각 유량을 추기하여 씰링 효율을 높이기 위해 다양한 연구들이 수행되었다. 본 연구에서는 수치해석을 통해 에어포일 형상이 적용된 교차유동을 설계하였을 경우 교차유동 유량 변화에 따른 영향에 대해 연구하였다. 회전 레이놀즈 수는 1.05×10⁶ 이며, 교차유동의 유량 C_w,c는 4,046 ~ 12,138이다. 교차유동 유량 증가에 따라 압력 및 씰링 효율이 증가가 나타났으며, 교차유동이 없는 형상 대비 1단 씰 영역에서 49.5% 향상과 between seal 영역에서 3.2% 저하가 나타났다.

전기추진시스템은 인공위성의 궤도 유지 및 천이, 자세제어, 편대비행, 우주탐사선의 심우주 탐사 등 다양한 임무에 필수적인 부품이다. 홀방식 전기추력기는 입력전력 대비 추력(50 - 60 mN/kW)과 비추력(약 1600 s)이 높은 장점이 있어 다양한 우주임무에 활발하게 이용되고 있다. 본 논문에서는 최근 수행된 1 kW급 홀추력기 실험모델(KHT-1000LM) 개발과 개발된 추력기의 성능평가 결과를 보고한다. 개발된 홀추력기는 방전시험을 통해 제논유량 2.9 – 4.5 mg/s과 양극전력 930 – 1510 W에서, 55 – 86 mN의 추력과 1500 – 1940 s의 비추력을 발생시키며 안정적으로 운전됨을 보여주었다.

유도무기 및 우주발사체 운용에 필수적인 전기식 착화기/기폭관과 이를 작동시키기 위한 점화안전장치/전원공급장치를 대체 가능한 레이저 착화 시스템에 대한 개발 과정과 해외 운용 상황을 정리하였다. 레이저 시스템은 광원과 출력단 간의 연결이 전기선 대신 광섬유로 이루어져 EMI/EMC/RF 교란으로 우발점화될 가능성이 매우 낮아 안전성이 높고, 시스템 무게/운용비용 절감 등이 강점이 있다. 이러한 장점으로 인해 미국과 유럽에서 연구를 70년간 수행하였고, 실사용 환경시험을 통해 우주발사체 및 유도무기 사용 적합성을 입증하였다. 정리된 결과를 토대로 국내 레이저 착화 시스템 개발에 참고될 수 있을 것으로 기대한다.

반경방향 리시버홀을 포함하는 프리스월 시스템의 스월각에 따른 특성을 전산유체역학 해석을 통해 확인했다. 프리스월러의 목면적과 경계조건은 일정한 상태에서 스월각만 변화시키며 그 영향을 파악했으며, 설계인자인 스월비, 유량계수, 전온도 강하 효율을 비교했다. 스월각 20°-80° 범위에서 스월각이 증가함에 따라 노즐 출구에서의 스월비는 감소했고, 리시버홀 출구에서의 스월비는 증가와 감소 경향 모두 보였으며, 프리스월 시스템 출구에서도 동일한 경향이었으나 그 값은 모두 0.5 이하였다. 노즐에서의 유량계수와 전체 유량계수는 스월각이 증가함에 따라 증가했으며, 낮은 스월각일 때 리시버홀에서의 손실로 인해 두 유량계수의 차이가 있었다. 전온도 강하효율은 스월각이 증가함에 따라 감소했다. 본 연구를 통해 블레이드 냉각을 위한 냉각공기의 목표 전압력, 전온도에 따라 적합한 설계 스월비 범위를 제시했다.

터빈입구온도(TIT, Turbine Inlet Temperature) 1,800 K급 가스터빈 엔진 개발과 관련하여 고압터빈부의 터빈 슈라우드와 블레이드 사이의 간극 제어를 위해 적용되는 마모성 세라믹코팅의 내마찰 특성을 확인하기 위한 시험 장치를 설계 및 제작하였다. 120 kW급 구동모터를 통해 로터디스크를 회전시켜 최대 450 m/s에 해당하는 블레이드 팁 속도를 모사하였으며, 연소식 가스버너를 적용하여 시험 시편의 표면 온도가 약 1,100℃에 노출되도록 하였다. 세라믹코팅 시편은 시편홀더부에 장착되어 시편 위치 구동시스템에 의해 침입속도(Incursion rate)와 깊이(Incursion depth)를 시험조건에 맞게 제어할 수 있도록 하였으며, DAS 시스템은 제어 패널과 통신하여 구동 모터, 시편위치 등을 제어하고 온도/진동/속도/힘/간극을 측정 및 저장할 수 있도록 개발하였다.

충격파 터널에서 스크램제트 모델의 추력을 측정하기 위한 삼분력 응력파 힘 평형 기법이 적용된 시스템을 설계하였다. 외부 교란으로부터 시스템을 차단하기 위해 공력 실드와 방진 마운트를 사용하였고, 모델과 방진 마운트 사이에 스트레인 게이지를 포함하는 응력 막대를 설치하였다. 시스템을 교정한 이후, 마하수 6 유동 조건의 충격파 터널 시험에 적용하여 시스템의 추력 측정 가능성을 확인하였다. 추력 환경을 모사하기 위해 연소기에서 자유류 방향에 대해 6도로 질소를 분사하였다. 그 결과, 질소를 분사한 경우가 분사하지 않은 경우에 비해 양력과 모멘트는 각각 1.9 N, 1.3 N·m 증가했고, 항력은 19.2 N 감소하였다. 이를 통해 질소 분사 각도와 추력은 각각 5.7도와 19.3 N으로 계산되었다.