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

제트엔진 배기 플룸 주위로 고체입자를 분사할 경우 플룸에서 방출되는 적외선 신호 저감특성을 알기위한 실험연구를 수행하였다. 고온의 열선 코일과 가스 토치를 사용하여 항공기 엔진 고온 배기부와 플룸을 모사하였다. 고체입자를 압축 공기와 혼합하여 고온의 열선 코일과 가스 토치에서 발생되는 플룸 주위로 각각 분사하였다. 분사된 고체입자는 Carbon Black, SiO₂, TiO₂를 사용하였으며, 적외선 카메라를 이용하여 열선 코일과 가스 토치의 입자 분사 전과 후의 적외선 신호를 측정하였다. 열선 코일에 입자를 분사할 경우 적외선 신호의 크기는 최대 77% 정도 감소되었다. 가스 토치 플룸 주위로 고체입자를 분사할 경우 고체입자는 고온의 연소가스에 의해 가열되어 적외선 신호의 크기는 오히려 증가하는 경향이 나타났다.

로켓의 빠른 속도로 인하여 공력가열로부터 탑재체의 보호를 위한 로켓 페어링의 적절한 열보호 설계가 필요하다. 이를 위해 페어링에 가해지는 열 유속을 정확히 예측해야 한다. 고도에 따라 공기 밀도가 달라져 낮은 고도는 CFD, 높은 고도는 DSMC 해석으로 열 유속을 예측한다. CFD와 DSMC 해석의 전환이 생기는 고도에서 누리호와 엡실론 로켓의 페어링 공력가열 해석을 수행하였다. 누리호와 엡실론 로켓의 CFD와 DSMC 해석에서 예측된 충격파는 전반적으로 유사하였다. 페어링에 가해지는 열 유속은 정체점 근처를 제외하고 유사하였다.

초음파 기법은 고체추진제의 후퇴율을 측정하는데 효율적이지만, 연소관, 내열재, 라이너, 추진제가 결합된 다층 구조에서 심한 감쇠로 인해 반사신호의 식별이 어렵다. 본 연구에서는 고체추진제의 초음파 측정을 위한 측정장치를 설계하였고, 비활성 추진제 및 내열 고무 샘플에 대한 두께 측정 실험을 수행하였다. 반사신호 식별을 위해서 힐버트 변환 기법을 활용하여 측정한 초음파 신호의 진폭, 위상특성을 분석하였고 신호 포락선(Signal envelope)과 MRL(Mean Resultant Length)을 도출하였다. 초음파 측정장치는 초음파 펄서/리시버, 오실로스코프, 피코스코프와 0.5 MHz 주파수의 탐촉자로 구성되며, 두 가지 종류의 샘플에 대해서 초음파 신호를 측정하였다. 힐버트 변환을 적용한 결과, 신호 포락선의 진폭이 반사신호의 감쇠로 인해 크게 감소하여, 잡음과 구별하기 어려움을 확인했다. 반면, MRL을 사용하면 높은 감쇠율의 반사신호를 증폭시켜 식별할 수 있었다. 그러나, 감쇠율이 높은 샘플에 대해 힐버트 신호처리 기법을 적용하면 왕복 진행시간의 최대 오차율이 소폭 증가하는 것을 확인했다. 이에 따라, 추가 연구를 통해 초음파 측정의 정확도를 향상시킬 예정이며, 이러한 개선된 기법을 고체연료 램제트 연소 실험에 적용하여 연료의 두께 및 후퇴율을 정밀하게 측정할 계획이다.

화성 탐사를 위해서 1970년대부터 미국을 중심으로 원자력 열추진 엔진의 개발이 시도되었으며, 현재 NASA에서 개발이 진행되고 있다. 본 연구에서는 화성 탐사용 우주선의 추진기관으로 사용 가능한 추력 10 kN 및 비추력 950 초의 원자력 열추진 엔진의 개념설계 및 시스템 해석을 수행하였다. 원자로는 열용량 54 MW의 저농축 UN 핵연료를 TRISO 형태로 제작하여 사용한다. 엔진은 팽창기 사이클로 구성하며 수소를 추진제로 사용한다. 수소를 공급하기 위하여 301 kW급의 수소 펌프 및 터빈으로 구성된 일체형 터보 펌프를 사용한다. 노즐의 형상은 목 면적 13.8 cm², 수축비 250 및 확장비 550의 포물선형 벨 노즐로 설계한다. 수소를 사용한 노즐의 재생 냉각 설계 및 해석을 수행하여 시스템 해석의 신뢰도를 높였다. 시스템 해석 결과, 원자력 열추진 엔진의 요구 성능을 만족시키기 위하여 엔진 추력실의 전온도 2850 K 및 전압력 4.41 MPa가 적정하게 형성됨을 확인하였다.

본 연구는 2가지 설계 인자의 변화에 따른 원샷 시스템의 설계 신뢰도 민감도 분석을 다룬다. 본 연구는 종래의 로지스틱분포 기반의 회귀분석 방법을 고도화하고 새로운 신뢰도 평가 방법을 제안한다. 고도화한 방법과 제안한 방법을 폭발볼트의 기폭 시험결과에 적용하여 신뢰도 추정의 정확성를 비교하였다. 고도화된 방법과 비교시, 제안한 방법이 오차제곱합을 30% 줄였으므로 신뢰도 추정의 정확성을 개선하였다. 제안한 방법을 이용하여 99% 신뢰수준에서 폭발볼트 작동 신뢰성을 예측하였다. 제안한 방법은 원샷 시스템의 신뢰성을 위한 설계 인자 최적화에 널리 활용될 수 있다.

본 논문은 500 kg 급 소형위성을 고도 500 km의 태양동기궤도에 투입하는 것을 목표로 하는 지상발사 소형발사체 체계에 대한 개념설계 결과를 소개한다. 발사장은 나로우주센터의 제1발사장 또는 향후 정부 지원으로 구축될 우주산업 클러스터의 민간발사장을 활용하는 것으로 설정하였고, 발사체 1단 엔진에는 한국형발사체(KSLV-II) 2단에 사용된 75톤 엔진을 사용하고, 2단 엔진에는 과기부의 소형발사체 개발역량지원사업을 통해 개발하는 고성능 3톤급 메탄 엔진을 사용하는 것으로 설정하였다. 설계 과정에는 체계공학(System engineering) 기법을 적용하여, 운용개념 분석에서부터 요구사항 분석, 발사체 Staging 설계 및 형상설계(Sizing 및 Layout 설계), 그리고 임무분석까지의 연구를 수행하였다.

2002년~2006년에 제작되고 약 20년 자연 노화된 전기-기계식 점화안전장치를 이용하여 노화 특성 평가를 통해 수명연장과 이에 따른 성능분석을 수행하였다. 미군사규격을 기반으로 환경시험, 밀폐용기 시험 및 전자파 간섭시험을 수행하였으며, 시제 분해 후 내부 부품 노화 및 부식도 분석을 수행하였다. 밀폐용기 시험을 통한 연소성능시험 결과에서 대상 시제의 90%가 성능 적합 판정을 받았으며, 전자파 간섭을 통한 우발점화 평가에서도 적합성을 확인하였다. 또한 부품 분해 후 수행된 분석에서는 수분 침투 흔적이 없었으며, 모든 점화안전장치가 정상적으로 작동하였다. 그러나 가속노화 시험항목은 30일 고온저장 시험 중 일부 시제의 부품 결함이 발견되었다. 따라서 본 전기-기계식 점화안전장치는 약 20년의 자연 노화에도 어떠한 결함이 발견되지 않았으나 수명연장을 위한 추가적인 가속노화 환경시험에서 미미한 결함이 발생하여 자연 노화 수명은 약 20년 정도로 예측한다. 추가적인 가속노화시험에서 발생한 미미한 결함은 점화 성능에 영향이 없었으므로 3년의 수명연장이 가능한 것으로 판단한다.

본 연구에서 한국형 유인 우주발사체 개발을 위해 소유즈와 Falcon 9의 개발 과정에 대해 연구하였으며, 가스발생기 사이클 엔진만이 유인 발사체에 사용가능한 것을 알 수 있었다. 유인 우주발사체로 전환하기 위해 필요한 최소 발사 성공률은 95% 수준인 것으로 분석되었으며, 이를 위해 누리호에 약 40회의 발사가 필요할 것으로 나타났다. 누리호 기본형으로는 1~2인승의 유인 우주발사체를 구성할 수 있을 것으로 보이며, 개량시 소유즈 급으로 업그레이드 가능하다.

액체 추진제를 사용하는 엔진의 공급 시스템을 설계하는 과정에서 시스템을 모델링하고 해석하는 과정(M&S)은 필수적이다. M&S를 통해 개발 시간과 비용을 절감할 수 있으므로 이는 설계에 있어 중요한 요소 중 하나이다. 따라서 사용하는 M&S 방법에 따라 설계 과정과 기간에 차이가 있을 수 있기 때문에 이에 대한 성능을 사전에 평가하는 것은 중요하다. 본 연구에서는 M&S 방법에 따른 해석을 수행하고 성능과 효율성을 평가하였다. 특성곡선법과 상용프로그램을 활용하여 M&S를 수행하고 해석 결과를 검증하기 위해 수류 시험을 수행하였다. 검증 결과, 모든 실험 조건에서 두 결과가 실험과 유사하였으며 최종적으로는 두 결과를 비교함으로써 M&S 방법에 대한 성능을 확인하였다.

2차대전 중 개막된 유도탄 시대는 추진기관의 발전을 기반으로 전개되어 왔다. 최초의 유도탄 V1은 Pulse-Jet 엔진을 사용하여 순항비행에 필요한 추진력을 공급받았고, 최초의 탄도탄 V-2는 액체로켓을 사용하여 탄도 비행에 필요한 에너지를 초기 추진력으로 공급 받았다. 이후에 개발된 유도탄들은 초기 추진력과 순항 추진력을 동시에 공급 받기도 하고, 순차적으로 공급받기도 하였다. 그리고 최근에는 유도탄 본체가 발사관이나 캡슐과 연계되어 부가 추력을 형성하기도 한다. 장입탄에서, 추진기관의 역할은 점차 변화해 왔으며, 지금은 복합적인 추진력 제공까지 그 역할이 변화되었다. 이러한 추진기관의 역할 변화는 AUR의 저장공간 축소에도 중요한 영향을 주었다.