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

본 연구는 고고도 모사용 시험 설비(HATF)에 사용되는 Center Body Diffuser(CBD)의 유동 특성과 성능을 수치해석을 통해 분석했다. CBD의 중요 설계 인자인 Center Body(CB)의 수축부 각도( θ c )와 노즐과의 거리( L d ) 변화가 내부 유동, 온도 분포 및 고고도 모사 성능에 미치는 영향을 평가했다. θ c 가 증가할수록 압력 회복 성능은 향상됐으며, CB 벽면에서의 온도 상승 또한 증가하였다. L d 의 변화 또한, 내부 유동 및 온도와 고고도 모사 성능에 영향을 주는 것을 확인했다.

로켓 기반 복합 사이클(RBCC) 엔진의 안정적인 모드 천이를 위해서는 천이 시 발생하는 열 질식 및 흡입구 불시동에 대한 정밀 제어가 필수적이다. 본 연구에서는 가변 형상 기구 없이 임베디드 로켓의 챔버 압력만을 조절하는 전략을 제안하고, 3차원 전산 해석을 통해 모드 천이 특성을 규명하였다. 비행 마하수 3에서 6 사이의 영역을 대상으로 순차적 해석을 수행한 결과, 비행 속도가 증가함에 따라 임베디드 로켓의 챔버 압력을 적절히 하향 조정하여 열 방출량을 제어하는 것이 ESJ 모드를 안정적으로 유도함을 확인하였다. 최종적으로 비행 마하수 4.25 조건에서 로켓 작동 압력에 따라 열 질식 발생 여부가 결정되는 모드 천이의 경계 지점을 식별하였다.

본 연구에서는 핵전기추진 시스템의 원자로 노심 및 전력 변환 계통과 인공위성 및 탐사 로버의 전자 소자 열관리에 적용되는 루프 히트파이프의 증발기 형상이 평판형 루프 히트파이프의 열 성능에 미치는 영향을 실험적 및 이론적으로 분석하였다. 고효율·고집적화로 인해 발열량이 지속적으로 증가하는 우주 추진 시스템의 고열유속 환경에 대응하기 위해, 증발기 형상에 따른 열전달 특성 분석이 요구된다. 이에 본 연구에서는 보상실의 위치가 서로 다른 두 가지 형상의 모사 증발기를 제작하여, 동일한 열부하 조건에서 온도 분포를 비교 분석하였다. 또한 실험 결과를 루프 히트파이프 열 성능 예측 모델에 적용한 결과, 보상실이 열원의 반대면에 배치된 증발기가 약 24% 높은 최대 열전달 성능을 나타내었다.

본 연구에서는 마이크로 가스터빈 엔진 기반 소형 무인기의 적외선 피격성 저감을 위해 저방사율 물질의 적용 면적 및 부위에 따른 IR 스텔스 성능 변화를 분석하였다. 고온 노출 부위를 중심으로 4가지 시나리오를 설정하여 복사 특성을 비교하고, 적외선 유도 미사일에 대한 피격거리(lethal range)를 산출하였다. 물질 적용 면적 대비 피격거리 감소 효율을 나타내는 LEI(Lethal Efficiency Index) 분석 결과, 고온부에 저방사율 물질을 국소적으로 적용한 Case 2가 전면 적용한 Case 4에 비해 MWIR(3~5 ㎛) 대역에서 95%, LWIR(8~12 ㎛) 대역에서 35% 더 높은 수치를 나타냈다. 고온부 중심의 저방사율 물질 국소 적용이 소형 무인기의 IR 기반 요격 상황에서 더욱 효율적인 저피탐 전략임을 확인하였다.

본 연구에서는 LNG 추진제 로켓 엔진 노즐 내부의 반응 유동을 해석하였다. 계산 효율을 위해 LNG 대체 모델을 구성하였으며, 이동평형 라이브러리 기반의 in-house RANS 코드를 활용하였다. 해석 결과, 노즐 벽면에서는 점성 효과에 의한 고온 환경으로 평형 조성이 해리종이 증가하는 방향으로 이동하였으며, 중심부에서는 유동 팽창에 따라 안정 화학종이 증가하는 재결합 방향의 평형조성 변화가 나타났다. 이동평형 해석은 동결 유동 해석보다 진공 추력을 약 6.2~6.5%, 진공 비추력을 약 6.6~7.4% 높게 예측하였으며, 이는 출구 물성 변화와 미세한 입구 질량유량 차이가 반영된 결과이다. 선행연구에서 개발된 테이블화 기법은 기존 화학평형 해석 대비 계산 비용을 크게 절감하면서도 유사한 정확도를 유지하였다. 따라서 본 연구는 설계 초기 단계에서 노즐 유동을 신속하게 예측하는 데 유용할 것으로 기대된다.

무인항공기 추진계통은 비행체에 추력을 제공하고, 비행체 내부 액세서리에 축동력을 제공한다. 비행체 개발과정에서 항공기 차원의 감항인증뿐만 아니라 엔진사 관점에서 엔진 장착관련 설계사항을 검토하여 비행안전에 공식의견을 제시하거나 별도의 Flight Clearance를 발행하기도 한다. 본 논문은 엔진사 관점에서 Flight Clearance를 발행하기 위해 수행된 지상 통합 시험평가에 대해 정리하였다. 항공기 차원에서 확인할 엔진제어기와 타 전자장비와의 전자기적 간섭을 제외하고, 비행체에서 수행된 주요 시험 결과는 자체 해석결과 및 엔진 리그시험과도 유사하였고, 엔진사에서 요구하는 주요 항목이 모두 만족함을 확인하였다. 이를 통해 향후 엔진사의 Flight Clearance 발행, 지상활주 및 비행시험에 큰 문제가 없을 것으로 판단되며, 지상 정지 상태에서 수행된 본 시험 결과는 향후 활주 및 비행시험을 통해 최신화될 예정이다.

본 연구에서는 국내 개발 중인 항공용 왕복엔진의 지상 정지추력 평가를 위한 시험장치를 설계·구축하고, 시험을 통해 측정 신뢰성을 검증하였다. 국내에서는 항공용 왕복엔진의 지상 정지추력 평가를 위한 전용 시험장치에 관한 공개 연구 사례가 제한적이다. 구축된 시험장치는 푸셔형 추진계통의 실제 장착 상태를 모사하도록 설계되었으며, 프로펠러 전방 가림면적(blockage area)에 따른 장착손실을 고려하여 이론 정지추력을 산정하였다. 계산 추력은 반복적인 지상시험을 통해 측정된 추력과 비교하여 검증하였다. 계산 추력과 실측 추력을 비교한 결과 계산된 장착손실과 실제 측정 결과가 전반적으로 잘 일치함을 확인하였다. 본 시험장치는 항공용 왕복엔진의 지상 성능평가 및 향후 형식인증 시험을 위한 기반 시험설비로 활용될 것으로 기대된다.