nglaura/koreascience-summarization huggingface dataset:
추진제, 라이너 그리고 내열재간의 접착력을 향상시키기 위한 연구를 수행하였다. 내열재에 아무런 처리하지 않은(Bare) 상태보다는 피막처리제를 적용한 것이 접착력 향상에 유리하였다. 라이너 도포 두께가 증가할수록 내열재와 추진제간의 접착력이 향상되는 것을 확인하였으며, 라이너 경화는 24시간 경화 시간이 필요하며, 그 이상의 과경화는 접착력에 불리한 영향을 끼친다. 또한 결합제를 적용할 때가 적용하지 않을 때보다 접착력에 유리하다는 것을 알 수 있었으며, 결합제 함량이 증가할수 록 접착력도 상승하였다. 결합제 종류에 따른 접착력 변화는 HX-868이 HX-752보다 접착력이 소폭 향상되었다.

A study was conducted to improve the adhesion of propellant, liner,and insulation. Insulation was shown to be more advantageous in improving the adhesion when a barrier coat was applied compared to a bare insulation layer. It was confirmed that the adhesion strength between the insulation and the propellant improves as the thickness of the liner coating increases. The liner was cured for 24 h. If the liner is cured for a long time, it will adversely affect adhesion. Adhesion is also improved when a bonding agent is applied. As the bonding agent content increases, the adhesion improves. There is a change in the adhesive strength depending on the type of bonding agent used. HX-868 shows slightly more improved adhesion than HX-752.

(게재일: 2019.08.01)
비행운은 차가운 대기환경에서 항공기가 운항할 때 엔진 배기의 수증기가 응축하여 발생하는 구름을 뜻한다. 비행운은 환경적, 군사적으로 악영향을 끼치는 요소로 지목되고 있으며, 이에 따라 비행운을 저감시키기 위한 다양한 연구가 선진국에서 진행되었다. 본 연구에서는 비행시험 없이 지상에서 진행할 수 있는 Lab-scale 비행운 발생 장치를 설계하고, 이를 활용하여 기존 연구에서 제시된 비행운 저감 기법을 실험적으로 검증하는 데 그 목적이 있다. 연구를 통해 과열증기와 저온풍동을 사용하는 비행운 발생 장치를 제작하였으며, 이를 통해 기존 문헌에 제시된 에탄올 및 유화제가 비행운 저감에 효과가 없음을 실험적으로 확인하였다.

Contrail is a kind of cloud that is formed during the flight by vapor condensation of engine exhaust in a cold atmospheric condition. Owing to the negative effects of contrails on the environment and in military applications, several studies for contrail mitigation had been performed in developed countries. The goal of this research is to design a lab-scale contrail generator, and to validate the contrail mitigation technology suggested by previous studies. The contrail generator was made using superheated vapor and a low temperature wind tunnel. Using this generator, the ineffectiveness of ethanol and surfactant suggested in the previous paper on contrail mitigation was found experimentally.

(게재일: 2019.08.01)
최근 위성발사체 시장에서 발사가격은 상당한 수준으로 낮아지고 있다. 이것은 약 10년전부터 발사 시장에 SpaceX 등의 민간기업이 진입하면서 소수 기업의 독점체제가 민간을 포함한 경쟁체제로 변하였고, 민간기업의 기술 및 경영 효율화가 적극적으로 도입되고 있기 때문이다. 또한 SpaceX는 2016년에 위성발사체 1단의 회수에 성공함으로써 재사용발사체의 서막을 열었고, 향후 재사용발사체를 활용하여 위성발사 가격을 획기적으로 낮추겠다고 공언하고 있다. 본 연구에서는 어떤 한 위성을 LEO 궤도에 올리기 위하여 필요한 총 발사비용을 계산하고, 3가지 경우의 임무중량에 대하여 각각의 발사비용을 비교하여 재사용발사체의 비용 효용성에 미치는 임무중량의 영향에 대하여 알아본다. 발사비용은 개발비용, 제작비용, 재사용비용, 운용비용, 고정비용 및 보험비용으로 구분하여 계산하며, 각 계산에 사용된 비용추정관계식은 TRNSCOST 등의 비용계산모델을 활용하여 사용하였다.

Recently, in the space market, there has been a rapid reduction of the launch price. The major reason is that a few commercial companies, especially SpaceX, began to enter into the space market about ten years ago, which has changed the space market from monopolization to competition, and accelerated the adoption of commercial efficiency in the technology and management. Also, the successful landing and recovery of a first stage in 2016 by SpaceX proved to be a prelude to opening a new era of reusable launch vehicles, and SpaceX declared the groundbreaking launch price through using the reusable launch vehicle. This study calculates the total launch cost required to put a certain satellite into the LEO, compares the launch cost in three cases with different payload weights, and reviews the impacts of the payload on the cost effectiveness of a reusable vehicle. The total launch cost is divided into 6 subsections cost, namely development cost, production cost, refurbishment cost, operation cost, fixed-cost of factory and launch site, and insurance cost. The cost estimation relationships used in the calculation are taken from the commonly proven cost models such as TRANSCOST.

(게재일: 2019.08.01)
본 연구에서는 터빈 냉각에 널리 사용되는 핀-휜 배열에 대한 연구를 진행하였다. 본 연구에서 원형 튜브 전방에 익형 와류발생기가 위치하며, 익형 단면 형상은 NACA-9410을 사용하였다. 본 논문에서는 와류 발생기가 있는 핀-휜 배열 유동의 전열 성능과 유동 특성을 수직인 방향으로 변화시키며 기존의 핀-휜 유동과 비교하였다. 레이놀즈수 영역은 6000, 10000 그리고 15000 세 가지를 계산하였다. 전산 해석은 상용 프로그램인 ANSYS v18.0 CFX, 난류 모델은 SST를 사용하였다. 결과적으로 전열 성능은 최대 5.8% 증가하였고 압력 손실은 1% 미만으로 증가하였다.

In this study, pin-fin arrays, which are widely used for cooling turbine blades, were studied. The vortex generator in pin-fin arrays is located in front of the circular tube. The cross-section of the vortex generator is NACA-9410. The purpose of this study is to analyze heat transfer performance and flow characteristics of pin-fin arrays. The position of vortex generator is changed with the vertical flow direction on the bottom wall. Pin-fin arrays were calculated with 6000, 10000 and 15000 Reynolds number. The commercial program ANSYS v18.0 CFX and the turbulence model SST were used. As a result, the heat transfer performance increased up to 5.8% and pressure loss increased less than 1%.

(게재일: 2019.08.01)
다단연소사이클 엔진은 가스발생기 기반의 개방형 엔진에 비해 성능이 좋기 때문에 현재 한국형발사체사업(KSLV-II)의 후속사업의 일환으로 선행연구가 진행 중이다. 기술검증시제 명칭의 TDM0A, TDM0B를 통해 다단연소사이클 엔진의 시동 조건과 연소 특성을 이해하고, 산화제 과잉 예연소기와 연소기 개발을 위한 연소 성능 시험이 수행되었다. 시험 데이터를 토대로 엔진 형상 모델 TDM1A를 제작하여 연소 시험을 수행했으며, 주연소기 연소압 91 bar, 터보펌프 회전수 28,000 rpm의 안정적인 결과로 개발요구조건을 만족하였다. 본 논문에서는 TDM0A부터 TDM1A까지의 개발과정과 특징에 대해 논하고자 한다.

Staged combustion cycle engines exhibit higher combustion performance compared with open cycle engines with a gas generator. An advanced research of the staged combustion cycle engine is going on for the next program following the KSLV-II program. Various experiments have been carried out for the technology demonstration model, TDM0A and TDM0B. The experiments on the combustion performance are aimed to understand the engine start condition and combustion characteristics. They also aim to develop the oxidizer-rich pre-burner and the combustor of the staged combustion cycle engine. The engine-shaped model, TDM1A is fabricated based on the experimental data. The combustion experiment of the TDM1A shows that the combustion pressure of the combustor is approximately 91 bar and the turbine rotation is approximately 28,00 rpm. The result is stable and satisfies the development requirements. The present paper reports on the development process and characteristics of engine models from TDM0A to TDM1A.

(게재일: 2019.08.01)
본 논문에서는 MATLAB/Simulink를 기반의 우주왕복선 주엔진(Space Shuttle Main Engine, SSME)의 툴박스 개발을 다루었다. 로켓엔진의 수학적 모델링에는 많은 시간과 신뢰성 확보가 필요하다. 로켓엔진 시뮬레이션 툴박스를 개발하면 이를 해결할 수 있으며 업그레이드와 새로운 엔진 개발의 용이성을 기대할 수 있다. SSME의 수학적 모델링은 7개의 지배방정식을 통해 유도한 32개의 미분방정식을 사용하여 구성하였으며 이를 구성요소 별로 모듈을 구별하여 SSME 시뮬레이션 툴박스를 개발하였다. 성능검증을 위하여 기존 시뮬레이션 결과와 비교하여 검증하였다.

This paper introduces the development of a toolbox for the Space Shuttle Main Engine(SSME) based on MATLAB/Simulink. A mathematical model of rocket engine creation and validation can be a complex process, the development of a rocket engine toolbox simplifies this process, thereby facilitating engine performance optimization as well as new design development. The mathematical modeling of the SSME dealt with in this paper is formed by 32 first-order differential equations derived from seven governing equations. We develop the toolbox for the SSME classifying each module according to the engine components. Further, we confirm the validity of the toolbox by comparing the results of the simulation obtained using the toolbox with those obtained using the original simulation of the engine.

(게재일: 2019.08.01)
연소가스에 의한 내압 조건에서 필라멘트 와인딩 공법으로 제작되는 복합재 연소관은 돔에서 구조적으로 취약해진다. 본 논문에서는 압력분포비(PDR) 변화에 따른 복합재 돔의 파열압력을 비교하기 위해 유한 요소 해석을 수행하였다. 돔 내/외면 응력, 금속 보스 체적을 산출함으로써, 정량적으로 복합재 연소관의 성능을 비교하였다. 그 결과, PDR 2.5-3.0에서 파손 모드의 임계점이 존재함을 확인하였다. PDR 2.5-3.5 설계는 연소관 파열압력의 변동 없이 금속 보스 무게 감량이 가능하며, 돔 형상 및 오프닝 크기에 대해 설계 기준값이 변경되므로 해석 및 시험을 통한 규명이 필요하다.

Composite motor cases fabricated by the filament winding method are structurally weak in the dome when they are required to withstand the internal pressure of the combustion gas. In this study, a finite element analysis is conducted to compare the burst pressure of a composite dome according to the variation of the pressure distribution ratio(PDR). The performance of the composite motor case was compared quantitatively by calculating the stress on the inner and outer dome surfaces and metal boss volume. As a result, the critical point of the failure mode was observed at a PDR between 2.5 and 3.0. A design at a PDR of 2.5­-3.5 can reduce the weight of metal boss without fluctuation in the burst pressure of the combustion motor case. Moreover as the design reference value changes according to the dome shape and opening size, further analysis and testing are necessary.

(게재일: 2019.08.01)
액체 추진제 공급 시스템에 대한 Modeling and Simulation(M&S)는 엔진의 각 구성품을 수학적으로 모델링하여 특정 조건에서의 성능을 예측하는 기법이다. 본 논문에서는 국내외에서 수행된 관련 연구를 분석하여 액체 로켓엔진에 적용되는 공급 시스템에 대한 M&S의 기본 구성을 파악하였다. 구성요소의 보편적인 수학적 모델링을 정리하고 각 연구 결과에 대한 특징을 분석하였다. 또한 해석 및 검증 결과를 바탕으로 선진 해외 연구 기관의 M&S 수준을 확인하였고, M&S 기법의 정확도와 관련한 요인을 기술하였다.

Modeling and Simulation(M&S) for a liquid propellant supply system is a technique to predict the performance of components and systems under certain conditions based on mathematical modeling for each component of the engine. In this paper, the basic structure of M&S for the supply system applied to liquid rocket engines was obtained by analyzing the related research conducted. The basic mathematical modeling of components was organized and the characteristics of each study result were analyzed. Based on the analysis and validation results, M&S method of advanced foreign research institutes was also identified, and factors related to its accuracy were described.

(게재일: 2019.12.01)
전기추진은 전기에너지를 이용하여 연료를 빠른 속도로 분사시켜 높은 비추력을 갖는 추진방식으로, 위성의 연료무게를 크게 감소시켜 발사비용 감소와 탑재체 무게를 증가 시킬 수 있어 세계적으로 매우 활발하게 연구되고 있다. 최근에는, 초소형위성부터 대형위성, 저궤도위성부터, 우주탐사선까지 다양한 목적으로 전기추력기가 활용되고 있으며, 완전전기추진을 이용하여 위성임무를 수행하고자 하는 위성들도 개발되어 점차 그 수가 증가하고 있다. 본 논문에서는, 세계적으로 연구가 가장 활발하게 진행되고 있는 미국, 유럽, 일본에서의 전기추력기 연구개발 현황과 동향에 대해서 살펴보고자 한다.

Electric propulsion is a type of space propulsion with a high specific impulse by accelerating propellant using electrical energy and brings about reduction of the fuel mass and launch costs of satellites so that it is being extensively studied in the world. Electric thrusters are widely used for various purposes from micro satellites to large satellites and from low Earth orbit satellites to spacecraft for exploration. Recently, satellites using full-electric propulsion have been developed, and the number of satellites with electric propulsion is also gradually increasing. In this paper, the current status and trends of research on electric propulsion in the United States, Europe, and Japan will be reported.

(게재일: 2019.12.01)
본 논문에서는 P&WC 사 PT6A-67A 엔진의 연료 필터 오염에 대한 원인 탐구를 수행했다. 관련하여 PT6A-67A 엔진 연료 필터 오염 개요와 엔진 공급라인 구성에 대해서 명시했다. 다음으로, 분석방법을 공급 연료 성분 분석과 고형 침전물 분석(EDX, TGA, 광학현미경)으로 분류하여 비교분석했다. 결과들을 종합하면, 검출된 주요 성분은 연료 탱크 실런트의 황 성분이었다. 이 결과들의 후속조치로서 P&WC와 국방과학연구소는 엔진 운용에 있어서 엔진 연료 필터 주기 점검 및 연료 탱크 세척을 수행할 예정이다.

This paper contains the process of investigating the cause of fuel filter contamination of P&WC's PT6A-67A engine. An outline of the fuel filter contamination and configuration of the fuel supply line are specified. The analytical methods were classified into fuel component analysis and solid sediment analysis(EDX, TGA, optical microscope). In summary, the sulfur was detected from fuel tank sealant as a major contamination component. As a follow-up, P&WC and the Agency for Defense Development will conduct engine fuel filter cycle checks and fuel tank cleaning for engine operation.

(게재일: 2019.12.01)
액체로켓엔진용 동축 와류형 분사기에서의 화염 구조와 연소 동특성간의 관계를 파악하기 위해 기체메탄과 기체산소를 사용하여 연소실험을 수행하였다. 리세스 길이/오리피스 직경과 같은 분사기 형상과 당량비/산화제 질량유량과 같은 유동조건을 변화시키며, CH* 라디칼과 압력섭동을 동시에 측정하였다. 분사기 형상은 추진제 유속과 혼합에 영향을 주기 때문에 이에 따른 화염 구조의 변화를 알 수 있었다. 주파수 분석 결과 유동조건과 분사기 형상에 따라 연소 동특성이 변화하였으며, 특정 리세스 길이/유동조건에서 연소불안정이 발생함을 확인하였다.

To investigate the relation between flame structure and combustion dynamic characteristics in bi-swirl coaxial injectors for a liquid rocket engine, combustion experiments were performed using gaseous methane and gaseous oxygen. CH* radicals and pressure fluctuations were simultaneously measured by changing the injector geometries such as recess length/orifice diameter and the flow conditions such as equivalence ratio/oxidizer mass flow rate. As the injector geometries affected the velocities and mixing of the propellants, the change in flame structures was observed. From a result of the frequency analysis, it was confirmed that combustion dynamic characteristics varied according to the injector geometry/flow condition and combustion instabilities could occur under specific recess length/flow conditions.

(게재일: 2019.12.01)
SpaceX는 현재 Falcon 9 v1.2 Block 5의 성공적인 발사 및 회수로 세계 발사 시장을 주도하고 있다. SpaceX는 케로신 가스 발생기 엔진인 Merlin 엔진을 개발하였고, Falcon 1에서 Falcon Heavy까지 엔진을 지속적으로 업그레이드하여 탑재 중량을 증가시켰다. SpaceX는 초기에 많은 실패를 겪었지만 NASA의 도움으로 많은 위기를 극복하고 발사체를 개발할 수 있었다. 또한 재사용 발사체를 성공적으로 개발하여 운용비용을 크게 절감했다. 한국의 후속 발사체도 이러한 SpaceX의 개발 전략을 참고하여 개발할 필요가 있다.

SpaceX is currently leading the global launch market with the successful launch and recovery of Falcon 9 v1.2 Block 5. SpaceX developed Merlin engine, a kerosene gas generator engine, and continuously upgraded the engine from Falcon 1 to Falcon Heavy to increase payload weight. SpaceX suffered a lot of failures early on, but with the help of NASA, it was possible to overcome many crises and develop vehicles. In addition, it successfully developed reusable vehicles, which drastically reduced operating costs. Subsequent launch vehicles in Korea also need to be developed with reference to SpaceX's development strategy.

(게재일: 2019.12.01)
고체 로켓용 삭마성 내열 시스템의 수치 해석은 1960년대부터 다양한 In-house 코드로 수행되어 왔으나 Fluent, Marc, ABAQUS 등 상용코드에 서브루틴, UDF 등을 추가하여 해석 범위를 확장함으로써 상용코드의 활용 범위가 넓어지고 있다. 또한 예전에는 내열 시스템의 유동, 열반응과 구조해석을 각각 수행하였으나 근래에는 이들을 서로 연동하여 해석하는 연구들이 진행되고 있다. 본 논문에서는 내열재의 열반응 특성, 열반응 해석용 In-house 코드 그리고 상용코드로 내열 시스템의 유동, 열반응과 구조 해석을 수행한 연구동향을 고찰하였다.

The numerical analysis of ablative thermal protection systems (TPS) for solid rockets has been carried out with various in-house codes since the 1960s. However, the application scope of commercial codes has been expanded by adding subroutines and user-defined functions (UDF) to codes such as Fluent, Marc, and ABAQUS. In the past, the flow, thermal response and structural analysis of TPS have been performed using separate approaches. Recently, research has been conducted to interrelate them. In this paper, the thermal response characteristics of thermal protection materials, the in-house codes for thermal response analysis, and the research trends of flow-thermal-structure analysis of TPS using commercial codes were reviewed.

(게재일: 2019.12.01)
노즐 내 파동은 노즐목을 빠져나가는 유동의 공력음향학적인 효과로 인해 연소불안정을 감쇠시키는 주요 요소 중 하나로 알려져 있다. 이와 같은 효과는 노즐 어드미턴스라는 지표를 통해 정량적으로 평가가 가능하다. 본 연구에서는 현재까지 로켓 연소불안정 억제에 가장 효과적인 노즐감쇠(nozzle damping)와 연계된 노즐 어드미턴스를 구하는 여러 기법을 소개한다. 이중, 가장 널리 알려진 1차원 선형 오일러 방정식을 도입하여 노즐의 주 설계 변수에 따른 노즐 어드미턴스의 경향을 분석하였다. 분석 결과, 노즐 수축부 길이가 짧아질수록 축방향 노즐 어드미턴스의 값이 낮게 나타나는 주파수 영역대가 확장되므로 짧은 노즐일수록 주파수 의존성을 줄인다는 기존 이론을 검증하였다. 또한, 짧은 노즐 이론을 통한 어드미턴스 예측은 1차 접선방향 압력 섭동에는 적합하지 않음을 알 수 있었다.

The wave motion inside the nozzle is known as one of the major damping elements of the rocket's combustion instability by it's aeroacoustic effects that result from the flow passage through the nozzle throat. These effects can be quantitatively evaluated by the nozzle admittance. In this study, one-dimensional linearized Euler equation was adopted to calculate the nozzle admittance, and trend analysis was performed depending on the nozzle's main design variables. As a result, when nozzle converging part shortens, it is verified that the frequency dependency of the nozzle admittance is decreased due to the widened frequency range with lowered longitudinal nozzle admittance. Also, admittance estimation using the short nozzle theory is not appropriate when the first tangential mode of the pressure perturbation arises.

(게재일: 2019.12.01)
우주 항공용 노즐에 사용되는 셀룰로오스계 탄소 직물은 낮은 열전도도, 높은 내삭마 특성을 가지고 있다. 그러나 내염화 및 흑연화 공정에서 70~90% 중량이 감소하여 최종 탄소 직물 제조 시 수율이 낮은 단점이 있다. 본 연구에서는 리오셀 직물에 인계난연제로 인산(Phosphoric acid), 가교제로 시트르산(Citric acid)을 사용하여 전처리한 후 FT-IR, XRD, TGA 분석을 통하여 화학적 구조 및 열적 특성 변화를 확인하였다. 또한 리오셀 직물의 내염화 및 흑연화 후 중량을 측정하여 시트르산이리오셀 직물 수율 변화에 미치는 영향에 대하여 확인하였으며, 16 wt% 첨가 시 흑연화 수율이 8.1% 까지 증가하는 것을 확인하였다.

Cellulose-based carbon fabrics are used in aerospace nozzles have low thermal conductivity and high ablation resistance. However, there is a disadvantage in that the weight is reduced by 70~90% in the pyrolysis process and graphitization process and the residual rate is low when the final carbon fabric is produced. In this study, phosphoric acid as a phosphorus flame retardant and Citric acid as a cross-linking agent were treated on the lyocell fabrics. After that the functional groups were identified and thermal properties were confirmed by FT-IR, XRD and TGA. The yields of the final carbon fabrics were also compared through the pyrolysis and graphitization process. The graphitized yield increased to 8.1% with increasing citric acid to 16 wt% added.

(게재일: 2019.12.01)
본 연구에서는 소형 무인기에 사용되는 초소형 가스터빈 엔진의 연소기를 3D 프린팅으로 제작하고, 시험 설비와 리그를 제작하여 연소기 단품 성능시험을 수행하였다. 연소기 성능시험은 두 가지 부하조건에서 당량비를 조절하여 각 부하조건 별 4가지 시험조건에서 수행하였다. 성능시험 결과 연소기의 압력손실과 출구온도분포는 우수하였지만, 연소가스에서 다량의 UHC와 CO가 검출되어 연소효율은 일반적인 가스터빈 연소기에 비해 아주 낮음을 확인하였다. 성능시험을 통해 획득한 정량적 성능데이터는 향후 3D 프린팅 기술로 성능이 개선된 연소기의 설계와 제작에 활용 할 예정이다.

In this study, a set of performance tests on 3D-printed combustor components were carried out to investigate the performance of 3D-printed component and its feasibility for micro gas turbine engines. The test were conducted for four different equivalence ratios under two different engine operating conditions. The measurement results show that the tested combustor had a low total pressure loss coefficient and a uniform exit temperature distribution. However, the combustion efficiency values are less than 93.5% owing to the large amount of UHC and CO, which is considerably lower than a typical gas turbine engine combustor. The performance data obtained from the tests will be used for combustor performance improvements using 3D-printing technology.

(게재일: 2019.12.01)
레이돔은 레이더를 외부 환경으로부터 보호하는 역할을 하며, 스텔스 기술의 일환으로 주파수 선택 표면이 레이돔에 적용되고 있다. 본 연구에서는 Jerusalem-cross(JSC) 형상이 적용된 주파수 선택 표면 레이돔에 대해 비행 시나리오 상 공력가열로 인해 미사일의 FSS 레이돔의 전파 투과 특성의 변화를 다루었다. 이 내용을 바탕으로 공력가열에 따른 전파 투과 특성을 레이돔의 위치에 따라, 시간에 따라 수치 해석적으로 분석하였다. 수치 해석적 연구로 상용 프로그램 ANSYS Fluent 15.0과 COMSOL Multiphysics 5.2를 사용하였다. 비행 시나리오 상 전파 투과 특성의 변화로 초기 대역폭에 대한 평균 투과율 수치가 최대 -14.3 dB까지 변화하는 것을 확인할 수 있었다.

A Radome protects the radar from the external environment, and as a part of the stealth technology, a frequency-selective surface (FSS) was applied to the radome. Our study investigates the changes in the electrical transmission characteristics of the missile's FSS radome due to aerodynamic heating in various flight scenarios. Accordingly, we designed a FSS radome with a Jerusalem-cross(JSC) geometry and referred the missile flight scenario in the precedent research. Subsequently, electrical transmission characteristics affected by aerodynamic heating were numerically analyzed over time according to the position of radome. As a result, we found that the average transmission value maximally varies -14.3 dB compared to the initial bandwidth owing to changes in electrical transmission characteristics in flight scenarios.

(게재일: 2019.12.01)
고체 추진기관의 HTPB 추진제는 저장소에서 저장소 환경에 따라 물리적, 화학적 노화가 진행된다. 추진기관 수명은 HTPB 추진제의 노화도에 의해 결정되며, 생산 초기에 점탄성 특성 및 노화 시험을 통해 예측된다. 본 논문에서는 생산 초기 물성 및 가속노화 시험을 통해 획득한 노화 물성과 장기 저장되어 자연 노화된 물성을 비교 분석하였다. 획득된 초기 및 노화물성 결과를 적용하여 중공형 그레인의 온도 하중에 의한 변형율을 분석하였다.

Hydroxy-terminated polybutadiene (HTPB) propellants of solid rocket motors age differently under different storage temperatures. The shelf life of a solid rocket motor depends on the aging ratio of the HTPB propellant; it can be estimated through the viscoelastic properties by an aging test. This study analyzed the initial and natural aging properties during long-term storage. The initial properties were obtained from characterization and accelerated test results. The test results were obtained by analyzing the strain on cylindrical grains when a thermal load was applied.

(게재일: 2019.02.01)
Intermittent CSR 측정법을 이용하여 NBR 오링의 노화 거동과 수명 예측에 관하여 연구하였다. Intermittent CSR jig는 오링의 실제 사용 환경을 고려하여 설계 제작하였다. 오링의 노화 거동은 에서의 가속 노화 연구를 통하여 관찰하였다. 오링은 이하에서 비선형 노화 거동을 나타내었다. 오링의 수명은 고장 조건 20%에 대하여 Arrhenius plot으로부터 32.5년, WLF plot으로 부터 22.6년으로 나타났다.

Intermittent CSR testing was used to investigate the degradation of a NBR O-ring, and also the prediction of its life-time. An intermittent CSR jig was designed taking into consideration the O-ring's environment under use. Degradation of O-rings by thermal aging was observed between and . O-rings showed non-linear degradation behavior under . At 20% of failure condition, predicted life-times were 32.5 years by Arrhenius plot and 22.6 years by WLF plot.

(게재일: 2019.02.01)
가스터빈엔진 고도시험설비 운용특성탐색 및 설비튜닝 연구와 유량/추력 측정방안 검증을 위한 엔진 시뮬레이션덕트 설계 연구를 수행하였다. 설비 운용특성 검증은 배압/추력 제어가 필요하므로 Spikecone type의 가변노즐을 적용하였으며, 유량검증용 ISO 쵸킹노즐의 추가장착이 가능토록 설계하였다. 시뮬레이션덕트 주유로 면적은 1D Sizing으로 결정하고, 노즐면적변화에 따른 시뮬레이션덕트 내부 유동특성은 1D/CFD 해석으로 조사하였으며, 해석결과로부터 설비운용특성 탐색 및 유량/추력 검증시험을 위한 공기공급부 시험조건을 도출하였다. Spike 노즐 구동부는 시험 전운용 구간에서 공력하중조건을 견디도록 모터, 리니어 볼스크류 등의 부품모델을 선정하였으며, 시험 시 10 mm/s의 이송속도가 가능하도록 설계하였다.

A design study of gas turbine engine simulation duct was conducted to investigate the operating characteristics and control gain tunning of the Altitude Engine Test Facility(AETF). The simulation duct design involved testing variable spike nozzle and ISO standard choking nozzle to verify the measurements such as mass flow rate and thrust. The simulation duct air flow area was designed to satisfy Ma 0.4 at the aerodynamic interface plane(AIP) at engine design condition. The test conditions for verifying the AETF controls and measurement devices were deduced from 1D analysis and CFD calculation results. The spike-cone driving part was designed to withstand the applied aero-load, and satisfy the axial traversing speed of 10 mm/s at whole operation envelops.

(게재일: 2019.02.01)
열전지의 전해질은 용융염이 주성분이라서 용융염 전지라고도 불린다. 용융염 전해질은 평소에는 전기가 흐르지 않는 고체이지만, 화약 열원에 의해 녹으면 탁월한 이온 전도체가 된다. 따라서 열전지는 일종의 화약 전지이다. 화약의 열에너지로 용융염 전해질을 녹여야만 비로소 작동하게 되기 때문이다. 열전지에 사용되는 파이로테크닉 부품은 착화기, 점화스트립, 열원이 있다. 이들 파이로테크닉 부품은 극심한 환경조건에서도 안정적으로 전원을 공급해야 하는 유도 포탄용 열전지의 신뢰도는 물론 성능에도 큰 영향을 미친다. 노치형 착화기는 열원 착화 확률이 높았고, 필름형 착화기는 안전성을 향상시키는 것으로 나타났다. 열지에 금속 산화물 첨가를 통해 연소속도를 향상시킬 수 있었고, 분사형 착화기와 병행 사용하여 착화 신뢰성을 크게 높일 수 있었다. 2단계 환원 공정을 통해 산호 모양의 고순도 Fe 입자를 안전하게 얻을 수 있었다.

Thermal batteries are also called molten-salt batteries as the electrolyte is mainly composed of molten salt. The molten-salt electrolyte is a solid that does not conduct electricity at room temperature, but when it is melted by a pyrotechnic heat source, it becomes an excellent ionic conductor. Thermal batteries are a kind of pyrotechnic battery because they operate only when the solid electrolyte is melted by the heat energy provided by pyrotechnic materials. Pyrotechnic components used in a thermal battery include heat sources, fuse strips, and an igniter. The reliability of these pyrotechnic components critically affects the reliability and performance of the battery that must supply electricity stably to guided munitions even under extreme environmental conditions. Different igniter types offer different advantages: notch-type igniters offer improved ignition probability, whereas film-type igniters offer improved safety. The addition of metal oxides to the heat paper could improve the burn rate, and the ignition reliability could be greatly improved by using it with a flame igniter at the same time. Using a two-step reduction process, high-purity Fe particles in coral form can be safely obtained.

(게재일: 2019.02.01)