nglaura/koreascience-summarization huggingface dataset:
금속 소재부품의 제조 형태가 복잡해지고 소비자의 요구가 다양함에 따라 금속 3D 프린팅 연구가 활발히 진행되고 있다. 본 연구에서는 우주 발사체의 엔진 연소 노즐 부품에 적용 가능한 스테인레스 316L계 금속을 3D 프린팅 방식으로 제조하고 이에 대한 기계적, 화학적 특성 상관 연구를 진행하였다. 금속 3D 프린팅 기술은 레이저원을 이용하여 분말을 급속 용융과 응고를 반복됨에 따라 기존의 주조 응고와는 다른 미세 조직 형태를 나타내고, 이에 따라 기계적 물성이 변화함을 관찰하였다. 특히 개재물의 존재에 따라 기계적 특성이 변화하고 공정 조건의 변화에 따라 기공의 형태 및 위치등이 변화하는 것을 확인하였다.

Laser Based 3D Printing is an recently advance manufacturing technology for making complex shape comopnent such as automobile and aerospace. So in this article, stainless steel 316L was manufactured by Selective Laser Melting (SLM) and Laser Melting Deposition (LMD) method. SLM is an additive manufacturing process that allow for the manufacture of small and complex component by laser melting and solidification of powder in bed using a high intensity laser beam. The results showed that the laser scanning speed and laser power affects the defect, microstructure and the hardness of the components.

(게재일: 2017.05.31)
정지궤도용 우주발사체에는 고성능 상단엔진이 필수적이며 높은 비추력을 가지는 다단연소사이클 엔진이 적합하다. 터보펌프, 예연소기, 연소기, 공급계 시스템으로 구성된 9톤급 다단연소사이클 엔진 시스템의 기술검증시제를 제작하여 나로우주센터 3단 엔진 연소시험설비에서 3초 지상연소시험을 수행하였다. 엔진 시스템의 시동, 점화, 연소 및 종료가 정상적으로 수행되었으며 주요 성능 변수를 평가하였다.

High performance upper stage engine is necessary for space launch vehicles of geostationary orbit, and staged combustion cycle engine is suitable due to high specific impulse. Technology demonstration model for 9 tonf class staged combustion cycle engine, which is consisted of turbopump, preburner, combustion chamber and supply system, was assembled, and hot-firing test was conducted for three seconds in Upper-stage Engine Test Facility of Naro Space Center. Ignition, combustion and shut down of engine system was performed normally, and its performance parameters were evaluated.

(게재일: 2017.05.31)
열적 특성은 에너지 물질 분야에서 중요한 특성 중 하나로, 에너지 물질 분해 시 분해열을 방출하기 때문에 DSC(시차 주사 열량계, Differential Scanning Calorimetry)를 자주 사용하고 있다. 승온속도를 달리한 DSC 측정의 경우, 용융과 같은 열역학적 변화로 인해 물질의 열적 측정에 방해를 준다. 또한 kg 단위로 예측하기 때문에 mg 단위 때와는 다른 공간상의 열 변화의 변수가 생긴다. 이번 연구에서는 이 문제점을 해결하는 방안으로, 등온 조건으로 한 DSC(Differential Scanning Calorimetry) 기초 데이터로 ATKS thermokinetic 프로그램을 이용하여 열적 노화 특성을 예측한다. 그리고 g 단위로 측정하는 ARC(Accelerating Rate Calorimetry)의 데이터를 이용하여 열적 노화 특성을 예측하고 결과를 비교 할 것이다.

Thermal property is one of the important characteristic in the field of energetic materials. As the energy material is released during decomposition, DSC(Differential Scanning Calorimetry) is frequently used for the thermal analysis. In case of the dynamic DSC measurements, thermal dynamic change like melting is prevented from the thermal property measurements. And due to the predicting kg scale, the conditions of the heat exchange with the environment significantly is changed. In this study, As the method to resolve the problem, we predict the thermal aging property using the AKTS thermokinetic program from DSC measurements which performed isothermal method. Predicting the thermal aging properties from ARC(Accelerating Rate Calorimetry) measurement, we compare two results.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 가스다이내믹 공진 점화시스템 (Gas-dynamic Ignition System)의 온도상승 지배인자를 파악하고, 공진관으로의 질량유입 패턴의 영향에 대해 연구하였다. OpenFOAM 프로그램을 이용하여 세 가지 Case에 대한 전산해석을 수행하였으며, RhoCentralFoam을 적용하였다. 해석결과로, 작동유체의 가열이 공기열역학적 현상에 의한 것임을 밝히고, 공진관으로의 원활한 질량유입이 온도 상승에 중요한 지배인자임을 확인하였다.

In the present study, dominant factors for temperature increase and effects of mass entering the resonance tube of the gas-dynamic igniter are investigated. Using RhoCentralFoam solver in OpenFOAM program, numerical simulation is performed for three different cases. In the results, the heating of the working fluid is found to be a result from aero-thermodynamic phenomena. Appropriate mass entering to the resonance tube is found to be an important dominant factor as well.

(게재일: 2017.05.31)
본 논문은 모드 I 하중하에서 곡률이 있는 복합재 적층판의 점진적 층간파손 예측에 대해 서술하였다. 곡률을 갖는 복합재 적층판의 층간파손 예측은 ABAQUS V6.13의 응집영역모델을 사용하여 수행하였다. 응집영역모델의 입력값인 층간파괴인성치는 모드 I, 모드 II, 그리고 혼합모드에 대한 층간파괴인성 시험을 통해 도출하였다. 곡률을 갖는 복합재 적층판의 점진적 층간파손 거동은, 시험과 수치해석결과가 잘 일치하는 것을 확인하였다.

In this paper, prediction of progressive interlaminar fracture in curved composite laminates under mode I loading was described. The prediction of progressive interlaminar fracture in curved composite laminates was conducted using cohesive zone model(CZM) in ABAQUS V6.13. Interlaminar fracture toughness used as input parameters in CZM was obtained through mode I, mode II and mixed mode I/II tests. The behaviors of progressive interlaminar fracture for curved composite laminates showed a good agreement between experimental and numerical results.

(게재일: 2017.05.31)
이 논문은 유도무기의 비행 중에, 공력가열을 받는 환경조건으로부터 유도무기를 보호하는 열방호용 코르크계 외부 인슈레이션 재료의 곰팡이 영향 연구에 관한 것이다. 필라멘트 와인딩 공법으로 제작된 복합재 연소관의 외부에 적층하는 코르크계 재료를 고려하였으며, 주어진 시스템에서의 효율적인 시스템 개발을 위해서 요구되는 요구조건 분석의 중요성을 고려하였다. 코르크계 복합재료를 유도무기용 복합재연소관의 외부 인슈레이션 재료로 사용하는데 요구되는 기본 요구조건에 대한 요구조건 분석에 의한 연구항목의 실험적 연구를 수행하였다. 해당 코르크계 재료의 곰팡이 영향 연구를 위해 곰팡이가 배양된 시편의 전단시편(QLS) 기계적물성 시험을 수행, 곰팡이 배양 전후의 결과와 비교하였으며, 곰팡이 발생 방지연구를 위해 곰팡이 방지페인트 유무에 따른 항곰팡이 효과발현을 공인기관 인증시험을 통해 확인하였다.

This paper deals with the influence of fungi for the thermal protective cork-based exterior insulator which protect a missile system from aerodynamic loads and heating during flight of missile. We consider the adhesion of cork-based composite on the composite motor case which fabricated by filament winding process. We also consider the importance of the requirement analysis for effective, successful system development under given system conditions. In order to develop the basic requirement analysis for the thermal protective cork-based exterior insulator, an experimental requirement analysis was accomplished, and some experimental comparing results, the study for preventing fungi are presented.

(게재일: 2017.05.31)
추진제의 주 바인더로 사용하고 있는 폴리부타디엔 계열인 HTPB(Hydroxyl Terminated Polybutadiene)는 합성 뱃취에 따라 바인더 및 추진제의 경화 속도에 영향을 미치는 현상을 보였다. 이에 각기 다른 뱃취에서 합성된 HTPB의 바인더 특성 분석을 통해 추진제에 적용하여 경화반응 속도 및 기계적 특성을 확인하였다. 최종적으로 이러한 추진제의 경화 반응속도가 추진제 물성에 영향을 미치며, 우수한 물성의 추진제를 제조하기 위해서는 적절한 수준의 바인더의 경화 반응이 필요한 것으로 분석되었다.

The polybutadiene-based HTPB used as the propellant main binder influences the curing reaction rate of the binder and propellant depending on the synthetic batch. The properties of HTPB synthesized in different batches were analyzed and applied to propellants to evaluate the curing reaction rate and mechanical properties. Finally this reaction can also affect mechanical properties of propellant. And the results suggest that proper degree of curing reaction is necessary to obtain better mechanical properties of propellant.

(게재일: 2017.05.31)
황색 산화철과 적색 산화철을 적용한 추진제의 초기점도는 특이한 차이점이 없다. 또한 황색 산화철을 첨가한 물질의 열분해 속도가 적색 산화철을 첨가한 것 보다 빠르게 진행되며, 특히 고온 고압에서의 압력지수가 18% 낮은 것을 확인하였다. 황색 산화철을 적용한 추진제의 산화제 비율 변화에 따른 점도를 비교하면 큰 입자/작은 입자 비율 71%일 때 초기점도가 가장 낮았다.

There is no unusual difference in the initial viscosity of the propellant applied with yellow iron oxide and red iron oxide. In addition, the thermal decomposition rate of the material added with yellow iron oxide is faster than that of the addition of red iron oxide. Especially, it was confirmed that the pressure exponent was 18% lower at high temperature and high pressure. The initial viscosity was lowest at 71% of large particle/small particle ratio

(게재일: 2017.05.31)
직격 요격체를 탑재한 대공 방어체계에서 요격 확률을 높이기 위해서는 이를 구성하는 탐지 및 추적 시스템으로부터 유도탄까지 매우 복잡하고 다양한 부 체계를 포함하는 시스템 수준의 최적화를 통해 접근해야 한다. 전체 시스템 최적화 문제의 복잡성을 완화하기 위하여, 부체계간의 상호 관계를 적절히 단순화함으로써 시스템의 최적 성능을 달성하기 위한 설계 방안을 제시하였고, 이를 통하여 시스템의 요구로부터 DACS 형상설계로 연계되는 변수를 확인하였다. 이 요구 변수로부터 DACS의 형상설계를 위한 개념적 접근 방법에 대해 소개 하였고, 보다 높은 성능으로 만족시키기 위한 설계 방법에 대해 제안하였다.

The high intercept probability depends on optimization of the system, which consists of target detection, tracking system, missile system and so on. To reduce the complexity of global optimization of the system performance, simplification of the relative dependances of each sub-system is done and design parameters for DACS configuration are identified. The conceptual design process is addressed based on the requirement of the design parameters and new methodology is suggested for higher performance.

(게재일: 2017.05.31)
대탄도탄 방어 무기체계의 핵심인 직격요격비행체 위치자세제어시스템(DACS, Divert Attitude Control System) 의 연구 동향 및 주요 기술에 대해 서술하였다. DACS의 기본 구성을 정의하고 사용 연료별 DACS의 종류 및 운영개념, 특징을 정리하였다. 고체(SM3 Block IB/IIA) 및 액체(THAAD) 연료를 적용한 대표적인 무기체의 운용 개념 및 주요 특징을 살펴보았다. 향후 방어무기체계의 전략적 차원에서 다양한 형태의 DACS의 연구가 필요할 것으로 판단된다.

The research trends and major technologies of the divert attitude control system(DACS), which is the core of the anti-missile system, are described. The operating concept and characteristics according to the fuel used are summarized. The characteristics of typical weapon system applying solid(SM3 Block IB/IIA) and liquid(THAAD) fuels were discussed. In the future, it will be necessary to study various types of DACS in the strategic concept of the defense weapon system.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 상용 전산 유체 해석 코드와 상용 유한 요소 해석 코드를 연계하여 연속가변 추력제어 시스템의 열전달 해석을 수행하였다. 유동해석을 수행하여 온도 및 대류 열전달 계수를 도출하였고, 이 결과 값을 Mapping 방식을 이용하여 열전달 해석의 경계 조건으로 부가하였다. 열전달 해석을 수행하여 왕복 운동하는 추력조절기의 기밀을 위하여 장착되는 O-ring에 전달되는 온도를 예측하였다.

In this study, heat transfer analysis of variable thrust control system have been conducted by using commercial CFD code and FEM code. We Carried out computational fluid dynamics analysis to obtain the temperature and convective heat transfer coefficient of hot gas of variable thrust control system. Data are used as boundary condition for heat transfer analysis using mapping method. Temperature of O-ring for sealing was predicted

(게재일: 2017.05.31)
충격파 시험장치를 이용하여 추력을 측정하는 방법을 소개하였다. 충격파 시험장치를 이용하여 엔진의 추력을 측정하기 위해서는 일반적인 엔진시험 시설에서 추력을 측정하기 위해 사용하는 밸런스가 힘의 평형상태에 도달하지 못하기 때문에 응력파 힘 밸런스(Stress Wave Force Balance) 방법을 이용하여 측정한다. 본 논문에서는 모델 힘 밸런스(force balance)에 대해 충격하중을 주고 유한요소법(FEM)으로 변형률을 계산하였다. 충격하중과 변형률의 관계를 역합성곱(de-convolution)하여 천이함수를 도출하였다.

This paper introduces the method how to measure the thrust in impulse facility. In a Facility having such a short duration time of steady flow, there's no time to reach a steady state of the forces acting on model so that the test model vibrates until the end of the flow. The forces exerted on an engine exist with vibration so that the usual force balance can not be used. SWFB(Stress Wave Force Balance) technique is utilized in a shock tunnel to get the thrust. As an example, a model force balance has been calculated its strain against impulse force by using FEM(Finite Element Method). A transfer function between the impulse force and strain has been obtained by the way of de-convolution.

(게재일: 2017.05.31)
초임계 조건에서의 연소반응에서는 액체산소가 초임계 상태로 천이되며 스도보일링과 급격한 물성치변화를 발생시킨다. 이때 초임계 상태에서 작동하는 분사기의 연소반응은 급격한 밀도차로 인한 난류확산에 의해 지배되며, 따라서 스도보일링과 함께 발생하는 확산유동에 대한 연구가 필요하다. 많은 연구자들에 의해 초임계 연소해석에서 발생하는 이 현상들에 대한 연구가 진행되었지만 다양한 변수들에 의한 사례연구가 부족한 상태이다. 본 연구에서는 초임계 압력조건에서 산화제-연료비(O/F)와 연소기 직경, 리세스비를 통해 재순환유동 및 액체산소코어 길이에 변화를 주어 이로 인한 유동구조 및 화염구조의 변화를 수치적으로 연구하였다.

the liquid oxygen transitions to a supercritical state, causing rapid changes in properties and pseudo boiling in supercritical combustion. the combustion reaction operating in a supercritical state depends on the turbulence diffusion caused by difference of density, therefore, a study of the diffusion flow and pseudo boiling is required. Many researchers have studied these phenomena in the supercritical combustion, but A case study by various variables is inadequate. In this study, the flow field and flame structure were investigated numerically by changing the recirculation flow and liquid oxygen core length through oxygen-fuel ratio(O/F), combustor diameter and recess ratio at supercritical pressure condition.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 하이브리드 추진기관 설계에 중요한 변수인 스케일에 따른 연소특성을 분석하였다. Blow-down 시스템을 사용하는 /PE 추진제 조합에 대하여 분석을 수행하였으며 현존하는 스케일 관계식을 이용한 스케일 변화에 따른 평균 후퇴율의 변화는 크지 않음을 확인하였다. 특성배기속도 효율은 스케일이 커짐에 따라 증가함을 확인하였다. 그러나 특성배기속도 효율은 후방연소실의 형상 등 복잡한 변수가 포함되어 있어 단순한 스케일의 변화에 따른 영향이라고 단정할 수 없다고 판단된다. 이에 특성속도효율 및 국부적인 후퇴율 예측에 관한 하이브리드 로켓 스케일 관계식에 관해서는 확정적인 결론을 도출하기 어려울 것으로 판단된다.

This paper describes the scale effect of hybrid rocket motor which has blow-down oxidizer supply system. ResuIts show that the scale effect on regression rate is negligible using presently accessible scaling relation for /PE propellant combination amid the absence of exactly proven scaling relation. It was also found that the characteristic velocity efficiency increases as motor scale increases. However, the characteristic velocity efficiency includes complicated parameters such as post-chamber configuration or geometry which can affect the entire flow field. It is therefore hard to conclude that the increase of efficiency is solely due to the enlargement of motor scale nor draw any conclusion on the scale effect which require a profound understanding of hybrid rocket scaling rules.

(게재일: 2017.05.31)
본 연구에서는 우주발사체의 터빈배기구 열교환기의 입구조건을 모사하는 고온고압 증기 발생장치의 개발을 위해 설계/제작한 엔진 헤드와 구축한 설비를 검증하는 내용을 담고 있다. 단일 분사기를 설계/제작하여 수류시험을 진행했으며, 이를 통해 각 단일 분사기당 설계유량이 공급되는 차압을 확인하고, 분무형태를 patternator를 통해 확인했다. 이를 바탕으로 선정한 분사기로 엔진 헤드를 제작했으며 수류시험과 실추진제 분무시험이 진행됐다. 연소시험을 통해 유량, 압력, 연소효율 등에 대해 분석했으며 이를 통해 고온고압 증기 발생장치 개발을 위한 엔진 헤드 검증을 마쳤다.

In this study, cold flow and combustion tests are conducted and analyzed to validate designed rocket engine head generating high temperature/pressure steam. At first, uni-injector was designed and manufactured, and cold flow test was conducted. Through this, differential pressure that can supply designed flow rate was confirmed. Also, Each injector's spray pattern were confirmed by patternator. Based on cold flow test results, we selected injectors among the candidates and arranged them on engine head, and cold flow and propellant spray tests were conducted. Finally, combustion test was carried out to analyze the flow rate, pressure, combustion efficiency. As a result, validation of rocket engine head for the development of the high temperature and high pressure steam generator has been completed.

(게재일: 2017.05.31)
제어밸브의 유량계수에 영향을 미치는 인자들을 파악하고 그 영향을 분석하였다. 제어밸브의 유량계수는 레이놀즈 수, 연결 배관의 형상과 표면 조도 등에 영향을 받는다. 따라서 유량계수를 상수로 취급할 수 없다. 그러므로 로켓엔진과 같이 정확한 유량계수를 요구하는 시스템에서 사용할 목적으로 제어밸브의 유량계수를 측정할 때는 실제 사용 환경과 유사한 레이놀즈 수 영역에서, 동일한 조도 및 형상을 가지는 입출구 배관을 사용하여 측정해야 한다.

The factors affecting the flow coefficient of a control valve were identified and analyzed. The flow coefficient of a control valve are affected by not only Reynolds Number but also the figure and the roughness of the inlet/outlet pipes. Therefore, the flow coefficient is not a constant value. For the purpose of use in the system such as LRE, requiring the exact flow-coefficient of a control valve, the flow-coefficient should be measured under similar Reynolds Number using the inlet and outlet pipes which have the same figure and roughness with a real system.

(게재일: 2017.05.31)
터보프롭 엔진의 배기덕트에 구조적 안정성을 검토하기 위해 유동해석을 수행하였다. 항공기의 비행조건에 따라 작용하는 추력과 전단력을 산출하기 위해 배기덕트내의 관내유동과 배기덕트 플랜지 방향의 유동을 Fluent 소프트웨어로 해석을 수행하여 추력, 전단력, 벤딩모멘트 값을 얻을 수 있었다. 해석결과, 허용 하중값을 초과하지 않음을 확인하였다.

The computational fluid analysis was carried out to investigate structural stability of exhaust duct for turboprop engine. In order to calculate the thrust and shear force acting on the flight condition of the aircraft, the flow in the exhaust duct and the flow in the direction of the exhaust duct flange were analyzed by Fluent software to obtain thrust, shear force and bending moment. As a result of the analysis, it was confirmed that the allowable loads set idle engine manual were not exceeded.

(게재일: 2017.05.31)
원심압축기 임펠러의 블레이드는 고속회전과 정상유동 압력에 의한 정적하중이 가해진다. 동시에 임펠러와 디퓨저 베인 간 상호작용에 의해 발생하는 비정상 유동의 공력가진력이 공진조건에서 주기적으로 임펠러를 가진함에 따라 임펠러 블레이드의 고주기피로 파손이 발생할 수 있다. 이에 대한 정밀한 구조응답 예측을 위해 ANSYS를 이용한 비정상 유동 해석과 모드해석을 각기 수행하여 공력가진력과 주요 공진조건을 도출하였다. 이 후 공력-구조를 연계하는 단일방향의 강제진동 해석을 수행하고, 결과들을 토대로 고주기피로에 대한 안전도를 평가하였다.

Impeller blades in the centrifugal compressor are subjected to static loads due to the high-speed rotation and steady aerodynamic forces. At the same time, aerodynamic excitations by the interaction between the impeller and the diffuser vanes(DV) periodically excite the impeller blades in resonant conditions, which may lead to high cycle fatigue (HCF) and eventually result in failure of the blades. In order to predict the structural response accurately, the aerodynamic excitation and the major resonant conditions were predicted by performing the unsteady flow analysis and modal analysis using ANSYS. Next, a unidirectional forced vibration analysis was performed by using fluid-structure interaction (FSI) method, and the safety of HCF was evaluated based on the results.

(게재일: 2017.05.31)
고체 추진제의 성능을 계산하기 위해서는 그레인 burn-back 해석 과정이 필요하다. 기존의 그레인 burn-back 해석은 level set method를 사용하였으나 표면 이동 해석에서 문제가 발생 하였다. 이에 본 연구에서는 face offsetting method를 적용하여 표면 이동 해석을 수행 하였다. 해석 결과, face offsetting method가 그레인 burn-back 해석에 유용한 방법임을 확인 하였다.

The grain burn-back analysis has been required for the calculation of the solid propellant performance. The conventional grain burn-back analysis uses the level set method, but problems in the moving surface analysis may occur. In this study, the face offsetting method has been used for analyzing the moving surface. As results, the face offsetting method has been proven to be useful method for the grain burn-back analysis.

(게재일: 2017.05.31)
우주 발사체의 운반능력을 향상시키기 위하여 고성능 다단연소사이클 엔진의 개발은 필수적이다. 그 중 연소기 헤드는 기체산화제의 유입을 위해 콘 형상으로 되어 있으며, 매니폴드는 매우 복잡한 구조를 가지고 있다. 이러한 헤드는 주조 방식이나 기계가공으로 제작되어 왔다. 기계가공의 한계나 주조재질의 특성과 재료의 한계성을 탈피하여 복잡하고 가공이 어려운 연소기 헤드의 제작 공정을 3D 금속 프린팅 공정을 이용하여 개선하는 기술을 확보하고자 한다. 현재 3D 금속 프린팅을 이용하여 주연소기에 사용할 수 있는 소재의 물성을 파악하고 프린팅 제작조건의 변화를 주는 공정개발을 통하여 더욱 낳은 물성을 확보하고, 이를 바탕으로 연소기 헤드를 제작하고, 접합공정을 개발하여 연소시험을 통해 그 성능을 입증하고 제작공정을 확립하고자 한다.

The development of a staged combustion cycle engine with higher perfomance is essential to provide higher transport capability of space launch vehicles. The combustor head of engine has a cone-shaped head and its manifold of combustor has a very complicated structure. The head and manifold have been manufactured by casting or machining methode. Metal 3D printing technologies are recently known as one of promising methods to improve manufacturing process for them because they are possible to over come limitations of the two methods. In this paper, a selective laser sintering method is used to make test materials and their physical properties are studying by changing its operation parameters to establish the better processing conditions. It is found that the 3D printing method is acceptable to manufacturing the head or manifold of combustor for staged combustion cycle engine.

(게재일: 2017.05.31)
액체 로켓 엔진을 작동하기 위해서는 추진제 점화를 위한 점화기가 필수적이다. 이 점화기의 중요한 현상은 열 음향 공진이다. 본 논문에서는 주로 열 음향 공진 현상에 대한 노즐과 공진관 사이의 거리에 따른 실험 결과를 다루었다. 이 연구의 최종적인 목적은 이 현상을 이용하여 다중 점화가 가능한 점화기 개발에 있다.

An ignitor for the initiation of burning propellants becomes one of the most critical components for the operation of liquid rocket engines. The important phenomenon of the igniter is thermoacoustic resonance. This paper mainly includes experimental results on thermoacoustic resonance phenomenon from distance between nozzle and resonance tube. The ultimate goal is to develop an ignitor capable of multiple ignitions based on research results about the usage of the thermoacoustic resonance phenomenon.

(게재일: 2017.05.31)
공기 흡입 엔진을 개발하기 위해서는 지상 시험을 통한 추력 측정이 반드시 필요한데, 공기 흡입 엔진은 추력 측정 장치에서 측정된 값 이외에도 엔진 흡입구로 들어오는 공기 유동에 의한 힘을 고려하여 총추력을 계산해야 한다. 또한 다분력 추력 측정 장치를 활용하여 요와 피치 방향의 측추력도 정확하게 측정하고 분석할 수 있어야 한다. 래버린스 씰 격리, 1축 총추력 계산, 다분력 추력 측정 장치 개발, 측추력 분석 등의 일련 과정을 통해 공기 흡입 엔진의 총추력을 정밀하게 추정하여 엔진 성능을 보다 정확하게 평가할 수 있게 하였다.

It is definitely important to measure thrust during ground test when developing air-breathing engine, and in case of air-breathing engine, gross thrust should be calculated considering not only the measured thrust but also the force induced by the air flow of engine intake. Also, side thrust like yaw and pitch should be measured and analyzed using multi-component thrust measurement system. Engine performance was accurately evaluated by calculating the gross thrust of air breathing engine precisely which is analyzed from below serial procedure: labyrinth seal isolation, 1-axis gross thrust calculation, develop multi-component thrust measurement system, and side thrust analysis.

(게재일: 2017.05.31)
중소형 급의 무인 항공기에 많이 활용되고 있는 왕복동 엔진의 고도시험을 위한 시험 장치를 설계 및 제작하였으며, 예비 성능시험과 계산을 통하여 활용가능 여부를 판단해 보았다. 시험 장치는 현재 한국항공우주연구원에서 운용 중인 터보샤프트 엔진 고도시험설비에서 활용이 가능하도록 구성하였으며, 왕복동 엔진의 고도시험을 수행하기 위한 각종 제한조건을 가정하고 이를 만족할 수 있도록 개발하였다. 특히 대유량의 공기와 연료가 필요한 터보샤프트 엔진에 비하여 작은 유량이 필요한 왕복동 엔진의 성능시험을 위하여 고도 및 비행 마하수 조건의 제어가 가능하도록 장치를 구성하였으며, 엔진에 공급되는 연료의 온도를 보다 손쉽게 조절할 수 있는 장치들을 개발하였다.

Test stand for altitude engine test of reciprocating engine was designed, manufactured and validated by preliminary test and simple calculation. These test stand designed to interface with Altitude turbo-shaft engine test facility of Korea Aerospace Research Institute. Many limiting condition for altitude test of reciprocating engine are assumed and test stand was developed to satisfy those limits. Test stand design specially focused on a altitude, Mach number and fuel temperature control for reciprocating engine altitude test with smaller air and fuel flow than turbo-shaft engine.

(게재일: 2017.05.31)
레이저 유도 플라즈마 분광분석법 (Laser-induced breakdown spectroscopy : LIBS) 은 기존의 레이저 기반의 연소 진단 기법들의 약한 신호세기, 복잡한 장비 구성, 낮은 정확도 등의 단점을 보완하는 기법이다. 본 연구에서는 LIBS를 활용하여 스크램 제트 엔진의 연소 가스 온도를 측정하기 위한 기초 연구가 수행되었다. 스크램 제트 엔진에서 사용되는 Jet A-1 연료로 스프레이 화염을 만들고 교정된 열전대로 화염 상부에서의 가스 온도를 측정하였다. 그리고 열전대의 온도 측정위치와 동일한 지점에서의 LIBS 신호를 획득하였다. LIBS 스펙트럼을 분석하여 LIBS 신호와 열전대로 측정된 기준 온도와의 보정곡선을 얻었다. 그래서 본 연구를 통해 LIBS를 활용하여 연소 가스의 온도를 in-situ 하게 측정할 수 있음을 확인하였다.

Laser-induced breakdown spesctroscopy (LIBS) is a technique that complements the disadvantages of conventional laser-based combustion diagnosis techniques such as weak signal strength, complex equipment configuration, and low accuracy. In this study, basic research was carried out to measure the combustion gas temperature of scramjet engines using LIBS. Spray flames were generated from Jet A-1 fuel used in scramjet engines and gas temperatures were measured at the top of the flames with a calibrated thermocouple. The LIBS signals were acquired at the same points as the temperature measurement positions of the thermocouple. The LIBS spectra were analyzed to obtained a calibration curve between the LIBS signal and the reference temperature measured at the thermocouple. Therefore, it was confirmed that the combustion gas temperature can be measured in-situ using LIBS.

(게재일: 2017.05.31)
KYP 모델은 화약의 폭굉 반응속도를 기술하는 압력기반모델이다. 본 연구에서는 PETN 기반 복합 화약(PBXN-301)의 KYP 모델 및 JWL EOS의 파라미터를 결정하였다. 크기효과를 얻기 위하여 반응 막대 시험을 수행하였고 2차원 하이드로다이나믹 해석 결과와 비교하였다. 해석 결과, 정성적으로 얻어진 LLNL의 구성방정식보다 KYP 모델링을 통해 도출된 파라미터가 PBXN-301 화약의 역반지름에 따른 폭굉파속을 잘 예측하는 것으로 나타났다.

KYP model is a pressure-based chemical kinetics that describes shock to detonation transition of energetic materials. In this research, the parameters of KYP model and JWL EOS for PETN-based explosive, namely PBXN-301, were determined. A series of unconfined rate stick tests and two dimensional hydrodynamic simulation were conducted to obtain the size effect behaviour of the explosive. As a result, it was confirmed that the parameters obtained from KYP modeling have more accuracy to predict the detonation velocities according to the inverse radius of PBXN-301 than the qualitatively obtained LLNL constitutive equations.

(게재일: 2017.05.31)