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

본 연구에서는 홀센서를 적용한 장전확인센서를 사용하여 Fail-Safe 기능이 강화된 전자기계식 점화안전장치를 제안한다. 토크모터가 완전히 회전한 상태에서 센서가 작동되도록 하여 장전상태 감지 정밀도를 높였으며, 저온 운용 범위를 기존 광센서의 –25℃에서 –45℃로 확대하였다. 108개의 제작된 장치로 장전확인센서 작동과 장전시간, 복귀시간을 확인하여 설계의 신뢰성을 검증하였다. 32개 장치에 대해 온도별 CBT시험을 통해 –45℃~+75℃에서 정상 작동하는 것을 확인하였다. 미국 국방규격에 따른 저온, 고온, 고고도 시험을 4개 장치를 사용하여 수행하였으며 시험 전/후 장전시간과 복귀시간의 변화가 10% 이내임을 확인하였다. 4개 장치에 대해 고온(+65℃)과 저온(–40℃)에서 CBT 시험을 통해 정상 작동을 확인하였으며, 제안하는 점화안전장치가 군사 무기체계에 적용가능함을 나타낸다.

본 연구에서는 초음파 기법을 통해 램제트 연소기 고체연료의 국부 후퇴 거동을 정량적으로 측정하고 평가하였다. 연소기 축 방향의 다양한 위치에서 후퇴율을 계측하기 위해 복수의 탐촉자를 사용하였다. 연소식 공기 가열 장치와 직접 연결 방식이 적용된 2차원 슬랩-램제트 연소시험을 수행하였다. 유입 공기의 질량유량과 온도가 고체연료 후퇴율에 미치는 영향을 분석하였다. 시험 결과, 평균 후퇴율은 흡입 공기 유량 및 온도가 증가함에 따라 상승하는 경향을 보였다. 고체연료에 산화제를 첨가하면 평균 후퇴율이 증가할 뿐만 아니라 위치별 국부 후퇴율 분포에서도 뚜렷한 차이가 확인되었다. 향후 연구에서는 3차원 환형 고체연료의 후퇴율을 정량적으로 계측할 예정이다.

탄소섬유 강화 복합재(CFRP)는 우수한 비강도, 비강성, 내열성을 바탕으로 항공우주, 자동차, 방위 산업 등에서 핵심 구조재로 활용되고 있으며, 특히 극한 환경에 노출되는 추진 시스템에서는 에폭시 매트릭스의 경화 거동에 대한 이해가 신뢰성 확보에 있어 중요하다. 본 연구에서는 Differential Scanning Calorimetry (DSC)를 이용하여 CFRP에 적용된 에폭시 수지의 경화 거동을 등온 및 비등온 조건에서 정량적으로 분석하였다. 등온 조건에서는 저온 영역에서의 신뢰도를 높이기 위해 최종 경화도 기반 정규화 기법을 적용한 Kamal-Sourour 모델을 사용하였으며, 명확한 아레니우스 계수 도출과 높은 모델 적합도를 확인할 수 있었다. 비등온 조건에서는 동적 지수항을 도입한 Sestak-Berggren 모델을 적용하여 복잡한 반응 메커니즘을 설명하고자 하였으며, 높은 결정계수와 아레니우스 계수의 정확도를 보였으나, 도출된 매개변수의 물리적 해석에는 한계가 있었다. 이러한 결과는 Kamal-Sourour 모델이 열적으로 안정된 경화 환경에서의 정밀한 공정 제어에 적합함을 시사하며, Sestak-Berggren 모델은 수치적 유연성은 우수하지만 물리적 타당성에 대한 추가 검증이 필요함을 보여준다.

본 연구에서는 다단 연소실 구조를 기반으로 한 이중모드 램제트 엔진 하류 연소실의 형상 변수에 따른 연소 특성을 수치 해석적으로 분석하였다. 해석은 RANS 기반 Density-based solver와 SST k-ω 난류모델, Finite rate/Eddy dissipation 연소 모델을 적용하여 수행하였다. Baseline 연소기의 경우 연료, 공기 혼합 성능이 낮게 나타났다. TVC(Trapped Vortex Combustor) 형상에서는 격벽 및 인젝터 위치 변화에 따라 유동 및 혼합 특성이 개선되었으며, 당량비 변화에 따른 연소 특성도 확인되었다. 최종적으로 상하 대칭확장형 연소기를 제안하였으며, 본 형상에서 가장 우수한 연소 효율과 출구 온도를 확보하였다.

홀 추력기 플라즈마에는 진동이 존재하며, 특히 저주파 진동은 추력, 비추력, 효율 등의 성능 파라미터에 부정적인 영향을 미친다. 또한 고주파 진동은 전기 추력 체계와 우주선 간의 전자파 적합성을 악화시킨다. 이에 따라 본 연구에서는 ST-25 홀 추력기에서 방전 전류 진동에 영향을 미치는 요인들을 규명한다. 실험을 통해 전자석 전류값을 조절하여 방전 전류 진동을 50% 이상 감소시킬 수 있음을 확인했다. 방전 전원 공급장치와 추력기 방전 회로 사이에 LRC 필터를 추가하는 방식 또한 진동의 진폭을 8.8~17% 수준으로 감소시켰으며, 해당 방법들은 제논 및 크립톤 연료 운용 환경에서 모두 유효함을 확인했다. 본 연구 결과를 통해 홀 추력기 저주파 방전 전류 진동을 최소화하여 성능 파라미터의 극대화에 기여할 수 있다.

본 연구에서는 초음속 풍동 시험장치를 활용하여 천음속 항공기에 적용 가능한 축소형 추력편향 노즐에 대한 성능특성을 분석하였다. 추력편향 노즐 성능특성 연구는 노즐의 편향 각도에 따른 제트유동 쉴리렌 가시화 및 추력 계측 실험을 통하여 이루어졌으며 시험 노즐은 가상 항공기 엔진의 길이를 약 0.264배 축소하여 사용하였다. 노즐 출구 형상은 가로세로비 5를 가진 직사각형이며 추력편향은 이차 플랩을 통해 구현하였고, 편향 각도는 0°, 5°, 10°, 15°로 총 4가지를 사용하였다. 제트유동 가시화 및 추력 계측 실험 결과 본 연구에서 설계된 축소형 추력편향 배기노즐이 NPR 2.0 운용조건에서 효과적으로 추력편향이 이루어짐을 확인할 수 있었다.

본 연구에서는 L-PBF 공정으로 제작된 소형 메탄로켓엔진용 분사기의 성능을 수류시험 및 연소시험을 통해 평가한다. 시험 결과, 전단형 분사기에서는 분사기 내벽의 거친 표면 조도로 인해 유동이 벽면에서 불규칙하게 박리되며 불안정한 분무 패턴이 형성되었고, 이로 인해 분무 및 연소성능이 저하되었다. 반면, 스월형 분사기에서는 유입 유동에 부여된 각운동량에 의해 박리 현상이 억제되어 보다 안정적이고 균일한 분무가 형성되었으며, 그 결과 연소성능이 향상되었다. 특히, 사다리꼴 유입구 형상이 적용된 분사기는 마름모꼴 유입구 형상이 적용된 분사기보다 특성속도와 연소효율이 더욱 우수하였다.

최근 무인항공기의 비행 제어 컴퓨터는 다양한 오픈 소스 프로젝트를 통해 급격히 발전하고 있다. 이에 본 연구에서는 무인항공기의 비행 제어 컴퓨터와 발사체 에비오닉스의 유사성에 착안하여, 비행 제어 컴퓨터 중 하나인 Pixhawk 시스템을 발사체에 적용하였다. 본 연구에서는 Pixhawk 시스템의 소프트웨어와 하드웨어적 특성을 이해하고, 시험발사를 통해, 시스템의 안정성을 고도 측정, 수평 위치 측정, 관성 측정의 세 가지로 나누어 검증하였다. 이를 통해 발사체 에비오닉스로써 Pixhawk 시스템의 적합성을 검증하고 추후 연구 방향을 제시한다.

항공엔진은 고온, 고압, 고속 회전이라는 극한 운용조건에서 작동하며, 이에 따라 수명제한부품의 파손은 치명적인 사고로 이어질 수 있다. 본 논문에서는 재료 결함 및 제조공정 상의 이상으로 인한 수명제한부품의 파손 사고 사례를 분석하여, 민간 및 군용 감항기준에서 요구하는 제조공정 확정 관리의 핵심 요소들을 도출하였으며, 설계 의도 충족을 위한 제조공정 확정과 그 유지관리 필요성을 기술적, 제도적으로 논증하였다. 또한, 제조공정 확정 관리를 효과적으로 수행하기 위한 방안으로 핵심 공정변수 관리 및 표준화, 확정 공정 기반의 설계 의도 입증, 엔지니어링 승인 시스템 기반의 공급망 관리 전략을 제언하였다.