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

최근 재래식 화기의 성능 개량 요구가 증가함에 따라, 강내 한계압력을 만족하면서 포구속도를 향상시키는 설계가 요구된다. 그러나 기존 방법론은 설계 조건을 가정하고 강내탄도 해석을 통해 성능을 확인하고 요구조건을 만족할 때까지 수정 설계를 수행한다. 이와 같은 기존의 설계 방법은 설계자에 따라 완성도 편차가 발생하는 한계를 지닌다. 이에 본 연구에서는 강내탄도 해석 프로그램을 개발하고 유전 알고리즘 기반 최적 설계를 수행하여 성능이 개선된 설계안을 도출하였으며, 최적화 절차 및 결과 분석을 통해 최적 설계의 특징을 확인하였다.

본 연구에서는 마이크로 터보제트 엔진의 저·중고도 운용 조건을 고려하여 디젤 단독 연료, 케로신 단독 연료, 케로신/디젤 혼합 연료를 적용한 엔진 성능 및 열역학적 특성을 실험적으로 분석하였다. 실험 결과 디젤 단독 연료는 전 부하 영역에서 가장 높은 추력을 보였으나, 추력 당 연료 소비율 측면에서는 케로신 단독 연료와 혼합 연료가 더 우수한 연비 효율을 가지는 것으로 나타났다. 모든 연료에서 75% 부하 조건이 최소 TSFC로 나타나 최적 운전 구간으로 확인되었으며, 열역학적 분석을 통해 실제 열효율은 부하 증가에 따라 상승하여 최대 부하에서 가장 높은 값을 갖는 것을 확인하였다. 연소 효율은 체류시간 감소의 영향으로 부하 증가 시 감소하는 경향이 나타났다.

본 논문은 소형 위성 시장의 급성장과 이에 따른 글로벌 우주수송 분야의 구조적 변화를 분석한다. 2025~2034년 약 43,193기의 위성 발사가 전망되며, Mega-constellations이 전체의 66%를 차지하고 LEO 궤도에 집중될 것으로 예상된다. 우주수송 시장은 1,750억 달러 규모로 성장이 전망되며, SpaceX의 재사용 기술 독주 속에 경쟁사들은 대형화와 자동화로 대응하고 있다. 초저궤도(VLEO)·초고해상도(EHR) 관측 수요의 확대와 OTV 기반 우주물류의 부상은 우주수송의 범위를 궤도 간 수송까지 확장하고 있다. 주요국들은 국방 수요와 전략적 자율성 확보를 위해 민관 협력(PPP)을 강화하고 있으며, 본 논문은 이러한 흐름이 한국 우주수송 분야에 주는 시사점을 제시한다.

현 해석연구에서는 알루미늄 및 모넬 400 조합의 반응성 나노박막다층을 대상으로 하여 이종금속 반응파 전파 특성 전산해석을 수행하였다. 박막층 균질화 모델링을 채용하여 단일 복합층 두께 및 접촉면 기혼합층 영향성을 분석하였다. 기혼합층이 없는 경우, 정상전파 현상이 발생하는 Al/Ni 조합과는 달리 Al/Monel 조합에서는 주기성을 지닌 불안정 반응파 전파가 나타났다. 또한 기혼합층 효과가 상대적으로 크게 나타나면서 반응파 전파 및 온도분포의 국부적 증가의 주기성이 심화됨을 보였다.

터보팬 엔진의 터빈 블레이드는 극심한 열적 조건에 따른 온도 구배와 구조적 하중을 받는 부품으로 반복 하중에 따른 누적 피로 소성변형(LCF)와 장시간 노출에 따른 크리프 변형을 겪을 수 있다. 따라서 Ni 초내열합금 블레이드 소재는 기존 다결정(EQ), 일방향 응고(DS)를 거쳐 단결정(SX) 주조재가 적용되는 추세이다. 언급된 DS 및 SX 주조품은 이방성 소재로 비선형 변형을 모사할 수 있는 적합한 구성방정식이 요구된다. 본 연구에서는 터빈 블레이드에서의 변형 거동을 모사하기 위한 후방응력 계수 획득 과정을 비롯해 탄소성-크리프 통합 변형율 독립 구성방정식이 도출되었다. 아울러 반복 하중에 따른 소성변형 누적을 모사하기 위한 이중 후방응력 모델이 제안되었다.

본 연구에서는 3톤급 액체메탄/액체산소 로켓 엔진 파워팩의 시동 및 작동 특성을 분석하기 위해 저차원 수치해석과 개회로 시험을 수행하였다. 수치해석 모델은 1차원 네트워크 기반의 동적 모델로 구축하였으며, 시험의 밸브 개도 시퀀스를 적용하여 과도 응답을 모사하였다. 모델의 실험적 검증을 위해 가스발생기 연소 시험과 상사 매질을 활용한 터보펌프 작동 시험을 수행하였다. 터보펌프 회전수는 정상상태 기준 1% 이내의 오차로 실험값을 정밀하게 예측하였으며, 주요 압력 및 유량 변수 또한 10% 이내의 오차 범위에서 타당성을 확인하였다. 본 연구를 통해 검증된 수치해석 방법론은 향후 실매질 기반 엔진 시스템 설계 및 통합 성능 해석을 위한 기초 자료로 활용될 것으로 기대된다.

덕티드 로켓은 부스터와 공기흡입식 엔진의 통합 구조를 통해 초기 고가속도 달성과 고마하수 영역에서의 높은 비추력 확보가 가능하다. 기존의 궤적 최적화 연구들은 부스터 운용 구간의 누락 또는 추력 모델의 물리적 충실도 부족으로 인해 실제 비행 특성을 반영하는 데 한계가 있었다. 본 연구에서는 이러한 제약 사항을 해결하기 위해 부스터 구간을 포함한 덕티드 로켓 추진 체계의 성능 해석 모델을 수립하고, 이를 활용한 상승 궤적 최적화를 수행하였다. 부스터 구간의 비추력 기반 모델링을 통해 전체 비행 궤적 분석의 정밀도를 높였으며, 특히 2차 연소 구간의 불시동 현상을 정밀하게 모사할 수 있는 물리 모델을 구축하였다. 최적화 과정에서는 3자유도 동역학 모델과 순차 컨벡스 기법을 적용하여 수렴성과 계산 효율성을 확보하였다. 최소 연료 소모 및 최소 비행시간이라는 서로 다른 목적 함수를 통해 최적 궤적을 도출하였으며, 이를 바탕으로 덕티드 로켓의 운용 전략에 관한 분석 결과를 제시하였다.

SpaceX는 Starship 재사용을 위해 V1에서 V2로 구조 안정성을 증대 보강하였고 추진제 이송 배관 형상을 변경했다. 이때 V2를 적용한 Starship 기체는 초기 시험비행에서 추진계통에서 강한 진동으로 인한 하드웨어 손상과 연료 누출이 보고되었고, 이후 시험비행에서는 전주기 임무를 달성한다. 본 연구는 Starship V1과 V2의 배관 형상 차이가 추진계통의 동적 거동에 예측 불가능한 현상을 일으킨 원인을 진동공학적으로 분석한다. 문제가 발생한 시점의 하중 조건과 유체의 압력 조건을 포함한 단방향 유체-구조 상호작용 모델을 구성하고 주파수응답해석을 통해 동특성을 정성적으로 비교 제시한다.