마이크로중력 비행 실험을 위한 연소실험장비의 구조해석

마이크로중력 비행 실험을 위한 연소실험장비의 구조해석

이 종 원^*, 홍 터 기^**, 남 원 식^**, 이 주 희^*, 김 연 규^*, 박 설 현^**,†

*한국항공우주연구원, 미래융합연구부

**,†조선대학교, 기계시스템∙미래자동차공학부

The Structural Analysis of Combustion System for Parabolic Flight under Microgravity

Jong-Won Lee

, Ter-Ki Hong

, Won-Sik Nam

, Joo-Hee Lee

, Youn-Kyu Kim

, Seul-Hyun Park

*Future & Converging Technology Research Division, Korea Aerospace Research Institute, Daejeon, Korea

**,†

School of Mechanical System and Automotive Engineering, Chosun University, Gwangju, Korea (Received : Oct. 23, 2019, Revised : Nov. 11, 2019, Accepted : Dec. 20, 2019)

Abstract : This study had developed a combustion experiment system for a cool flame research in microgravity environment. For the development of the system, various combustion experiment devices used on the ISS were reviewed, and the shape, size, thickness, and material of the combustion chamber were designed by the standard requirements based on the Korea Standard (KS) and Japan Industrial Standard (JIS). The system was loaded on a reduced-gravity aircraft (so-called, parabolic flight campaign) at Zero-G Corporation in the United States for the cool flame experiment. For the experiment in the aircraft which simulated microgravity environment, structural analysis of a combustion chamber under the condition of pressurized and depressurized cases using a finite elements method was carried out. Furthermore, the factor of safety for the combustion system in the aircraft where hyper-gravity (9G) occurred was calculated. It was confirmed that the system was structurally safe for parabolic flight experiment under microgravity.

Keyword : Parabolic flight, Structural analysis, Combustion chamber, Microgravity

1. 서 론

1)

역사적으로 인류가 우주로 활동 영역을 확장하는데 있어 발생한 대부분의 사고는 화재이다. 이로 인해 2008년, 국제우주정거장이 건립된 이후로, 연소 과학 분야에 관한 연구를 지속함으로써 마이크로중력 환경 에서 연료의 기화와 산화제 수송, 연료 증발, 전도/대 류/복사 열 손실, 화학 반응속도 등의 연소현상에 대 한 이해를 통해 화재를 감지하고 억제하기 위한 노력

†Corresponding Author 성 명 : 박 설 현

소 속 : 조선대학교 기계시스템 ․ 미래자동차공학부 주 소 : 광주 동구 필문대로 309 조선대학교 전 화 : 062-230-7174

E-mail : isaac@chosun.ac.kr

을 기울이고 있다[1].

지상의 중력 환경(1G)에서는 우주의 마이크로중력 환경을 모사하는 자유낙하탑, 포물선 비행(parabolic flight) 등을 활용하여 연소 실험이 이루어지고 있으 며 특히, 포물선 비행이라 불리는 마이크로중력 비행 기는 자유 낙하하는 물체 내부에서는 낙하하는 가속도 가 중력을 상쇄하여[2] 순간적으로 마이크로중력 상태 를 구현할 수 있어 가장 오랜 시간(약 20초) 동안 우 주의 중력 환경을 모사할 수 있는 방법 중 하나이다.

최근 한국항공우주연구원에서는 미국과의 공동연구 실무그룹 활동(working group)을 통해 국제우주정거 장에서 수행된 연소실험 데이터를 NASA의 연구진과 공유하고 있다. 또한, 마이크로중력 환경에서의 냉염 (cool flame) 현상에 관한 연구를 위해 연소실험장비 를 개발하고 포물선 비행을 이용한 액적연소실험을 2018년 11월에 수행한 바 있다.

본 논문은 포물선 비행을 위해 개발한 연소실험장비

Power supplies

28 VDC/25A 28 VDC/160A 100VAC, 60 Hz,

1.5kVA

100 VAC, 60Hz, 3kVA 100 VAC, 60Hz,

4kVA Experiment

space

1,500H × 4,800L × 1,500W mm

1,900H, 6,500L, 2,200W mm Rack size 900H × 700L ×

450W

1,100H × 650L

× 550W mm Mass of

equipment

100kg/rack 150kg/rack 3 racks max 6 racks max 의 설계와 구조해석에 관한 내용으로써, 연소실험용 챔버 및 가시화창의 두께 설계 방안과 가압 및 감압에 따른 압력 변화에 의한 응력 분포를 해석하였을 뿐만 아니라 실험시, 마이크로중력 비행기 내에서 발생하는 고중력에 의해 장비에 가해지는 하중을 분석하였다.

또한, 비행기 내에 장비를 체결하는데 있어 한 개의 볼트(bolt)가 파손되는 상황을 모사하여 실험장치의 안전성을 평가하였다.

2. 마이크로중력 비행기

우주환경을 대표하는 것은 중력이 0에 가까운 마이 크로중력(통상 1.0×10–6g 혹은 그 이하)이다[3].

마이크로 중력환경에서의 대표적인 실험 공간인 국제 우주정거장에서는 세포 생물학, 식물과학, 기초물리, 연소, 재료, 유체거동 등 여러 분야에 대한 다양한 실 험을 수행하고 있다[4]. 이러한 마이크로중력 환경에 서의 연구는 새로운 현상이나 지구의 물리 현상을 근 본적인 이해하는데 있어 크게 기여한다. 이를 위해 마 이크로중력 환경을 지구에서 구현하기 위한 다양한 방 법이 있다. 마이크로중력을 모사하는 방법으로는 자유 낙하탑, 포물선 비행, 3D clinostat 등 크게 세 가지 가 있다[4]. 자유낙하탑은 마이크로중력을 모사하는 시간을 약 1.2초간 모사한다. 포물선비행이라 불리는 마이크로중력 비행기는 지구중심방향으로는 등가속도 자유낙하 운동을, 그리고 횡방향으로는 등속도 운동을 함으로써 포물선 궤적을 그리며 비행한다. 자유낙하를 하는 시간 동안 항공기 내부에 일시적인 마이크로중력 상태를 유발하며 다시 상승하는 시간 동안은 고중력 상태(1.8~2 G)가 발생한다[5]. 이렇게 자유낙하와

상승을 반복하며 마이크로 중력 상태를 약 20초 동안 구현하여 반복적인 마이크로중력 모사가 가능하다.

2.1 DAS

일본의 DAS사는 포물선 비행을 이용하여 마이크로 중력 환경을 모사하는 곳 중 하나이다. DAS는 실험장 비의 크기와 규모에 따라 두 종류의 MU-300와 G-II 비행기를 보유하고 있다. MU-300은 G-II에 비해 크 기가 작은 비행기로써 소규모 실험에 적합하다.

DAS의 마이크로중력 비행기에 대한 실험장비의 사 양은 Table 1. 과 같이 비행기 내 위치한 실험 랙 (rack) 의 크기/무게 등의 조건에 맞게 제작되어야 한 다. DAS의 포물선 비행기에는 중력센서가 있어 마이 크로실험이 진행되는 동안 중력 변화를 실시간으로 측 정하고 이를 실험자들에게 제공하는 것으로 알려져 있 다[5].

2.2 Zero-G

미국에 위치한 zero-g는 Table 2. 에서 보는 바와 같이, 실험장치의 크기 및 무게에 대한 제한이 크지 않으며 다양한 종류의 전원이 공급되는 장점이 있다.

zero-g의 마이크로중력 비행기 내에는 실험 장비를 고 정하기 위한 탭(tap)이 있으며 이는 가로와 세로 방향 으로 각각 20인치(inch) 간격으로 배치되어 있다. 이 탭 구멍에 연결하는 볼트는 zero-g에서 제공되며 실험 자는 장비를 비행기 내 탑재 및 고정하기 위한 결합 메커니즘에 대한 설계가 필요하다. 대표적인 장비 고 정 방법으로는 판(plate)을 사용하는데 이 때, 판의 크기는 탭의 크기보다 약 4인치이상 더 크게 제작되어 야 탑재가 용이하고 판의 두께는 1/2인치 이상이어야 한다. 또한, 실험장비에 전원을 공급하기 위해 사용되 는 전원 플러그(plug)는 파워(power)에 따라 달라진 된다. 예를 들어, 비행기 내에 230 VAC 의 단상 전원

230 VAC/30A Experiment

space

Test equipment is usually loaded through the cargo door, which is 90

inches high and 134 inches wide

Rack size

Research equipment will be mounted to the aircraft using attach-points that are arranged in a 20” x 20” (+/-

1/16”) grid on the aircraft floor Mass of

equipment N/A

Figure 1. Composition of combustion system 을 공급받기 위해서는 NEMA-L14-20P 타입의 전원 플러그를 사용하여야 한다[6]. 본 논문에서는 미국 zero-g사의 비행기를 이용한 실험 계획을 수립하고 이 에 관한 구조해석 연구를 수행하였다.

3. 연소실험챔버의 설계 3.1 연소실험챔버의 개요

본 논문의 연소실험챔버는 포물선 비행을 이용하여 마이크로중력 환경에서 발생하는 연소 현상인 냉염[7]

에 관한 연구를 위해 개발하였다. 냉염은 일반적으로 알려져 있는 적색 혹은 청색의 가시적인 불꽃이 아닌 마이크로중력 환경에서는 눈에 보이지 않는 화염으로 써 매우 낮은 온도에서의 연소를 일컫는다. 이러한 냉 염에 관한 연소실험에 있어 가장 핵심이 되는 요소가 바로 챔버 내의 환경 조건이다. 일반적으로 연소실험 은 챔버 내부의 대기, 산소농도, 압력 등의 조건에 따 라 연료의 연소특성을 파악한다. 마이크로중력 환경에 서의 연소실험은 지구의 중력으로 인해 발생하는 부력 현상이 없어 화염의 점화, 형상, 전파 및 소멸특성 등 의 다양한 연소 메커니즘(mechanism)에 대해 구체 적으로 이해할 수 있다[8].

대표적인 마이크로중력 환경하의 연소실험은 국제우 주정거장의 FLEX (Flame Extinguishment Experiment) 와 CFI (Cool Flame Investigation) 가 있다. 이 실험은 국제우주정거장의 통합 연소실험 랙(Combustion Integrated Rack, CIR)에서 주로 수행되며, CIR 은 환경 제어시스템(Environmental Control System, ECS)과 연소 챔버(Combustion Chamber), 연료/산화제 제어장치(Fuel/Oxidizer Management Assembly, FOMA) 등으로 구성되어 있다. 이 중, 연소챔버는 약 100 L 의 부피로써, 압력 을 0~9 bar 까지 감압과 가압이 가능하며 8개의 가시 화창이 있어 내부의 연소현상을 관찰하고 각종 광학 장비를 이용하여 실험데이터를 분석한다[9].

본 논문의 연소실험챔버는 국제우주정거장의 CIR 모듈을 분석하고 이를 기반으로 설계하였다. 연소실험 챔버에는 6개의 가시화창이 있으며 약 0 bar 에서 최 대 3 bar 까지 감압과 가압이 가능하도록 설계하였다.

Figure 1. 은 연소실험장비의 구성을 나타내며 외부에

Figure 2. A 3D model of the combustion apparatus

진공펌프, 가스혼합장치가 있으며 챔버에는 산소센서, 압력센서 등의 각종 센서들이 연결되어 있다. 진공 펌 프는 챔버의 내부를 진공 상태로 만들고, 진공게이지 에 의해 모니터링(monitoring)한다. 다만, 포물선 비 행 시에는 고도가 높아 외부의 기압이 낮기 때문에 비 행기 내의 환기(venting) 포트와 연소실험챔버를 연 결하여 압력을 낮출 수 있다. 가스혼합장치는 불활성 가스(Ar, He, CO², N²)와 산소(O²)를 일정한 비율 로 혼합하여 MFC (mass flow controller) 를 통해 공급이 가능하도록 설계하였다. 이 때, 챔버에 장착된 산소 센서는 혼합된 가스에서 산소의 농도(%)를 모니 터링한다. 연소실험장비의 3D 형상은 Figure 2. 와 같다.

3.2 챔버의 이론적 설계

연소실험용 챔버는 지상의 일반적인 압력용기 제작 규격에 의해 설계하였다. 대표적인 규격으로는 한국의 KS규격[10]과 미국의 ASME 규격[11]이 있으며 챔 버의 형상에 따라 설계 지표가 달라진다. 본 논문에서 는 원통형 챔버 설계 기준을 참고하였다. 한국과 미국 의 규격에서 챔버 원통부의 최소 두께에 관한 계산식 이 동일하게 표현되어 있으며 이는 다음과 같다.

_  

  _

 ₍₁₎

_  

 _

 ₍₂₎

식 (1)은 원주방향 응력에 대한 챔버의 두께를 말 하고 식 (2)는 길이방향 응력에 대한 챔버의 두께를 말한다. 식에서 확인할 수 있듯이, 일반적으로 길이방 향의 응력이 원주방향 응력에 1/2 이다. 위 식에서  

는 원통의 최소두께(mm), _{는 압력(MPa),} _는 챔버 내부의 반지름(mm), 는 재료의 최대허용응력 (allowable stress, kgf/cm²), 은 이음효율(joint

3.3 가시화창의 설계

연소실험챔버는 내부의 연소 실험을 관찰하여 데이 터를 획득하기 위한 가시화창이 필요하다. 챔버 외부 에 배치된 각종 광학장비들은 가시화창을 통해 연소 율, 화염온도, 화염크기, 그을음의 체적분율(soot volume fraction) 등의 연소실험결과를 획득한다. 연 소실험챔버의 가시화창은 일반적으로 유리계열의 재질 을 사용하므로 이에 대한 직경과 두께에 대한 설계 기 법이 필요하다. 이에 대한 설계 규격으로는 “KS B 6726 압력용기의 관찰창”이 있다[12].

_ 



_ (3)

여기서, 는 가시화창의 최소 두께(mm), _는 가시화창에 작용하는 압력, 는 가시화창에서 압력을 받는 부분의 면적(cm²)이며  은 가시화창의 허용굽 힘응력(N/mm²)이다.

이외에 가시화창 제작 전문 업체인 LJSTAR 사의 핸드북에도 다음과 같은 공식이 있다[13].

_



_

(4)

여기서, 는 압력을 받는 가시화창의 면적 (unsupported diameter, inches)이며 압력과 응력 의 단위는 psi 이다. 가시화창의 재질은 강화유리 (tempered glass), 붕규산 유리(borosilicate glass), 석영 유리(quartz) 등이 있으며 이에 대한 허용 응력 값은 Table 3. 에 나타나 있다. 연소실험에 활용되는 가시화창은 BK7(borosilicate crown glass) 이라고 불리는 붕규산 크라운 재질로 적용하여 설계하였다. 이는 챔버 외부의 카메라를 통해 연소실 험 데이터를 획득하는 과정에서 가시화창으로 인한 이 미지 왜곡을 최소화한다.

위의 식 (3), (4)에 의해 계산된 연소실험용 BK7 광학창의 최소 두께는 각각 9.8 mm, 13.76 mm로써, (= 1000 psi, _{=88.25 cm}²) 식 (3)에 의해 계산 된 값이 식 (4)에 의해 계산된 값에 비해 더 큰 것을 확인할 수 있다. 본 논문에서는 안전성을 고려하여 최 종적으로 가시화창의 두께를 14 mm 로 결정하였다.

4.1 해석모델

해석모델은 챔버의 감압(-1 atm) 및 가압(3 atm) 에 따른 응력 분포 해석을 위한 모델 (a)와 마이크로 중력 비행 실험환경을 모사한 모델 (b)가 있다. 특히, 해석 모델 (b)의 경우, 마이크로중력 환경을 모사하는 포물선 비행 과정에서 지구 중력(1G)에 최고 2 배의 힘이 만들어지게 되는데, 이 때의 환경을 고려하여 탑 재된 연소실험장비의 안전성 검증을 수행하였다. 본 논문에서는 2G보다 큰 9G의 환경에서 모사하였으며, 해석에는 상용 소프트웨어인 ANSYS 19 를 이용하였 다.

MaterialDensity (kg/m²)

Young’s Modulus (GPa)

Tensile yield strength

(MPa)

Coefficient of Thermal

Expansion (1/℃)

Poisson’s Ratio AL-6061

-T6 2.70 69.20 276 2.32×10⁻⁵ 0.33 BK7 2.4 ~

2.8 82 49.03 71×10⁻⁷ 0.208 Stainless

Steel (Ansys)

7750 193 207 - 0.31

Structual Steel (Ansys)

7850 200 250 - 0.3

Silicon 2330 165 70 7×10⁻⁶ 0.22 Table 4. The allowable stress of materials [13]

Figure 3. Mesh of analytical model

(a) chamber (b) combustion apparatus Figure 4. Mesh of analytical model

본 해석에서 적용된 연소실험챔버의 재질에 관한 정 보는 Table 4. 과 Figure 3. 과 같으며, 해석모델에 대한 격자는 Tetra 격자(mesh)를 적용하여 Figure 4. 와 같이 생성하였다. 모델 a의 노드(node)는 312,482 개, 요소는 165,461 개이며 모델 b 의 노드 는 1,009,771개, 요소는 633,477개이다.

4.2 챔버의 안전성 평가 4.2.1 경계조건

모델 (a) 를 이용하여 챔버 내부의 표면에 감압 조 건인 –1 atm (-0.101325 MPa) 과 가압 조건인 3 atm (0.30397 MPa) 으로 각각 압력을 설정하여 응 력과 변위량에 대한 구조해석을 수행하였다. 경계조 건(boundary condition)은 Figure 2. 에서와 같이 챔버 거치대의 고정부에 설정하였다.

4.2.2 해석결과 및 분석

(a) depressurized case at –1atm

(b) pressurized case at 3atm

Figure 5. results of analysis for combustion chamber Figure 5. 에서 확인할 수 있듯이, 연소실험용 챔버를 –1 atm 으로 감압하였을 때에 최대 변위는 0.1537mm 이며, 최대 응력은 66.773 MPa 이다.

3 atm 으로 가압하였을 때에 최대 변위는 0.4611 mm 이며, 최대 응력은 200.32 MPa 로써, 재질의 허용응력인 520 MPa 보다 작고 최대 변위는 0.5 mm 이하로써 이론적으로 계산한 챔버의 두께와 재질이 타 당하게 설계되었음을 확인하였다.

4.3 마이크로중력 비행 환경 평가

포물선 비행은 보통 고도 20,000 feet 이상의 높이 에서 이루어지며 약 1분 동안 20초의 간격으로 2G,

X- Deformation X- Stress X+ Deformation X+ Stress

Y- Deformation Y- Stress Y+ Deformation Y+ Stress

Z- Deformation Z- Stress Z+ Deformation Z+ Stress Figure 6. structural analysis of combustion apparatus in the parabolic flight environment

µG, 1.5G 등으로 중력이 변화하게 된다. 이러한 중력 변화에 따라 탑재된 연소실험장비의 안전성을 검증하 는 것은 매우 중요하다. 이에 따라 마이크로중력 비행 환경에서의 안전성 평가를 위해 해석모델 (b)를 이용 하여 최대 9 G 환경을 모사하여 장비의 안전율(safe factor)에 관한 구조해석을 수행하였다.

4.3.1 경계조건

본 해석에서는 연소실험장비의 무게 중심에 X,Y,Z 축의 방향으로 각각 9 G 의 외력을 적용하였다. 경계 조건은 실험장비의 거치대(stand)를 비행기 내 바닥 면에 4개의 볼트(blot)에 의해 체결하는 조건으로 시 뮬레이션을 수행하였다. 또한, 비행과정에서 발생할 수 있는 최악의 상황(worst case)을 모사하기 위해 1 개의 볼트가 체결이 불량하였을 때, 3개의 볼트 체결 조건에서도 시뮬레이션을 수행하여 응력의 분포와 안 전율을 예측하였다.

4.3.2 해석결과 및 분석

Figure 6.과 Table 5.은 마이크로중력 환경에서 9 G 의 외력이 연소실험장비에 작용할 때의 해석결과 를 보여주고 있다. 총 6 개의 방향에 대한 해석 결과 에서 보는 바와 같이, 각 축에 대한 변위는 매우 작은

Figure 7. A result of one bolt missing scenario

4.4 고찰

앞서 설명한 바와 같이, 연소과학임무 수행을 위해 개발된 국제우주정거장의 연소챔버는 일반적으로 지상 에서 활용하는 LNG용 가스용기와 달리 챔버 내부를 관찰할 수 있는 6개의 가시화창이 있어 이로 인한 구 조 해석 결과의 차이가 발생한다. LNG용 가스용기의 구조해석에서는 가압조건에서 챔버의 너클부에 최대 응력이 발생하지만[14,15] 연소실험챔버는 너클부와 각종 데이터 측정 및 가시화창용 플랜지부(flange)에 응력이 집중되는 것을 확인할 수 있다.

또한, 본 논문의 가시화창은 일반적으로 활용되는 강화유리가 아닌 빛의 왜곡을 최소화하는 BK7 재질의 유리를 적용하여 설계하였다. 이를 위해 두 가지의 두 께 계산식을 이용하였으며 구조 해석을 통해 가시화창 의 응력을 예측함으로써 계산된 결과가 타당한 것을 확인하였다.

포물선 비행기 내의 탑재된 실험장비의 안정성 평가 는 운영회사 및 국가에 따라 장비의 탑재 및 고정 방 법에 차이가 있으므로 이에 관한 해석조건 및 기법 또 한 다르다[16,17]. 본 논문은 미국의 Zero-G사의 탑 재 요구사항을 고려하여 수행한 구조해석 방법이다.

해석에 적용한 경계조건인 9G는 포물선 비행기 내에 서 실제로 작용하는 약 1.2~2G보다 매우 큰 중력으 로써 안전율을 약 3.5~7.5배 이상 고려하였다.

이러한 연구 결과는 향후 포물선 비행기를 이용한 실험을 준비하는 연구자들에 기여할 수 있을 뿐만 아 니라, 가시화창이 적용되는 압력용기 형태의 다양한 실험장비와 산업용 장비 등에 활용될 수 있을 것으로 기대된다.

6. 결 론

본 연구에서는 마이크로중력 환경에서의 연소실험을 위해 개발된 연소실험챔버의 설계 및 가시화창을 설계 규격에 의해 두께와 재질을 결정하고, 이에 대한 3D 설계를 통해 최대 압력 및 감압 상태에서의 구조해석 을 수행하였다. 또한, 마이크로중력 비행 환경을 고려 하여 볼트 체결 메커니즘을 적용한 뒤, 고중력의 9 G 의 하중을 모사함으로써 실험장치의 안전성을 검증하 여 다음과 같은 결론을 얻었다.

(1) 이론적으로 설계된 연소실험챔버의 두께와 재 질을 적용하여 구조해석을 수행한 결과, 최대 가압 및 Factor Min

감압 조건에서 재질의 허용응력인 520 MPa보다 작음 으로써 안전함을 확인하였다.

(2) 포물선 비행을 이용한 연소 실험을 위해 고중 력(9G)의 실험 환경을 고려하여 구조해석을 수행한 결과, 연소실험장비의 최소 안전계수는 2이상임을 확 인하였다.

(3) 실험장비와 비행기 간의 탑재 및 고정과정에서 1개 볼트의 체결이 불량하였을 때에 3개의 볼트에 작 용하는 응력해석을 수행한 결과, 체결된 볼트의 허용 응력인 11121N보다 작은 것을 확인함으로써 본 장치 가 포물선 비행기 내에 탑재되어도 안전하다는 것을 확인하였다.

사용 기호

_{ } minimum thickness of chamber,

cm 2

 operating pressure,

 inner radius,

g mol /

 allowable stress,

gK cal /

 joint efficiency,

gK cal /

 corrosion allowance,

gK cal /

_ Glass thickness,

s cm ² /

_ operating pressure at sight glass,

s cm ² /

 area of window with operating pressure,

 unsupported diameter of window

그리스 문자

 allowable stress of material

참고문헌

1. Lee, J. W., Lee, J. H., Kim, Y. K., “Trend on combustion experiment for utilizing microgravity environment”, Current industrial and technological trends in aerospace 15(1), 142-150 (2017).

2. White O., “The brain adjusts grip forces differently according to gravity and inertia: a parabolic flight experiment”, Front Integr Neurosci 9(7), 1-7 (2015).

3. Kim, Y. H., Lee, J. H., Ryoo, C. K., Kim, H. J., Kim, K. S., “Use of Parabolic Flight for the Research of Aerospace Biomedicine”, Research in Vestibular Science 14(2), 42-45 (2015).

4. Korea Aerospace Research Institute, “Development of

Core Technologies Applicable under Extreme Space Environments”, R&D Reports, 101-103, (2019).

5. Japan space forum and japan aerospace exploration agency, “Drop Shaft and Aircraft Experiment Guide Book – For short duration microgravity experiments”, 78-81 (2005).

6. Zero Gravity Corporation, “Zero Gravity Research Program Package”, 6-20 (2018).

7. Vedha Nayagam, Daniel. D.L. Paul. V.F. et al., “Can cool flame support quasi-steady alkane droplet burning?” Combustion and Flame, 159(12), 3583-3588 (2012).

8. Park, S.H., "Investigation of Sooting Behavior and Soot Nanostructures of Ethanol Droplet Flames in Microgravity", Ph.D. thesis, Drexel University (2006) 9. http://www.nasa.gov, Combustion Integrated Rack.

10. Korean Industrial Standards, “KS B 6750, Pressure ves sels - general requirement for design and construction”.

11. ASME CODE SEC. VIII Division.1 “Thickness calculati on for shell under internal pressure(UG-27)”.

12. Korean Industrial Standards, “KS B 6726, Sight glasses for pressure vessels”.

13. Application Handbook of LJSTAR Incorporated “Chemic al and Pharmaceutical Sight Glass”.

14. Choi, S. G., “Structural and Fatigue Analysis of High P ressure Vessel using FEM”, Kunsan National University (2017).

15. Lee, H. S., “Design and Optimization for PV (Pressure Vessel) through Static and Dynamic Simulation”, Inha u niversity (2017).

16. Lackas, K., “Design and assembly of parabolic flight pa yload to evaluate miniature in vivo surgical robots in m icrogravity”, The Graduate college at the university of n ebraska (2014).

17. Dai, H., Zhang, C., Meng, F., Meng, S. and Gao, F.,

“Mechanical analysis and verification of the large-scale rack structure about the zero-gravity test of manipulator of the space station”, IET Review Copy Only (2018).