• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1195-1201
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• 2010

본 연구에서는 액체 로켓 엔진의 고온 연소 가스를 이용하여 축소형 고고도 환경 모사용 초음속 디퓨저 성능 실험을 수행하였다. 실험 장치는 연소실, 진공 챔버, 디퓨저로 구성되어 있다. 고고도 환경 모사 시험은 연소실 압력이 약 26, 29, 32barg 세 조건으로 수행하였고, 세가지 조건에서 모두 디퓨저는 성공적으로 시동되었으며 진공 챔버 압력이 약 140torr로 형성하였다. 이전의 상온 고압 가스를 이용한 디퓨저의 시동 특성과 비교하였을 때 시동 압력과 압력 분포 등의 시동 특성의 경향성은 유사하였으나, 고온 환경으로 인하여 진공 챔버에 형성되는 압력은 2배 정도 높은 것을 확인하였다. 본 연구 결과는 향후 실물형 고고도 환경 모사 시험 설비를 구축하는데 기초 자료로 활용될 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제29회 추계학술대회논문집
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• pp.45-48
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• 2007

마이크로 인공위성에 적용 가능한 마이크로 추력기를 개발하기 위해서는 고고도 환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 논문에서는 $10^{-5}$ torr의 진공도를 유지할 수 있는 진공설비를 구축하였고, 이 장비는 100${/sim}$120 km의 고도를 모사할 것으로 기대된다. 장치 선정 및 실제 장치 구축 후 진공도 성능 실험을 수행하였고 저진공 펌프를 작동시켜 마이크로 노즐의 성능 실험을 수행, 결과를 비교 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.647-650
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• 2017

초음속 비행체 개발의 필요성이 증가됨에 따라 저고도에서부터 고고도까지 다양한 고공환경을 비행하는 비행체의 공력특성 데이터 확보가 요구되고 있다. 기존의 건국대학교 불어내기식 초음속 풍동(MAF)의 유동가열장치를 개선하여 고고도/실기체 환경 모사가 가능하도록 장비를 구축하였다. 본 장비를 활용하여 유도무기체계 및 초음속 비행체 선두부에 발생하는 유동과 그에 따른 온도 분포 및 속도 분포에 관하여 연구할 예정에 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제12권1호
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• pp.37-43
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• 2008

우주발사체의 상단 추진기관은 고고도 환경에서 작동하므로 지상에서 그 성능을 최종적으로 검증하기 위해서는 고공환경을 모사할 수 있는 지상연소 시험설비가 필요하다. 원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 배기가스의 모멘텀 만으로 비교적 간단하게 추진기관 주변에 고고도 환경의 낮은 주변 압력을 조성할 수 있다. 본 논문에서는 KSLV-I의 상단에 사용되는 킥모터의 고고도 시험을 위해 항공우주연구원이 구축한 고공환경모사 시험설비의 구성 및 규격에 대해 소개하고 있다. 5회의 연소시험을 통해 구축된 시험설비의 성능을 검증하였다.

• 한국항공운항학회:학술대회논문집
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• 한국항공운항학회 2015년도 추계학술대회
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• pp.55-58
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• 2015

고고도 장기체공 무인기는 일반적인 무인기와 달리 고고도에서의 환경과 장시간의 체공에 따른 위험도가 높을 수밖에 없다. 따라서 신뢰도를 높이기 위한 다양한 방안을 강구해야 한다. 가장 중요한 요소 중 하나가 비행제어시스템이며, 본 논문에서는 비행제어시스템의 이중화에 따른 설계결과와 비행시험결과를 기술하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.705-708
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• 2011

이젝터 시스템은 주유동 제트에 발생되는 전단 응력과 압력차에 의해 흡입 챔버 압력에 영향을 미치거나 이차 흡입 유동을 유도한다. 이젝터는 터빈 기반 복합사이클 추진기관 및 로켓엔진의 고고도 모사 설비, 압력회복장치, 담수화 시스템, 이젝터 램젯시스템과 같이 많은 분야에 적용되어 널리 사용된다. 본 연구에서는 다양한 고고도 환경 모사를 위한 멀티 이젝터의 형상 및 운전 조건을 결정하는 설계 절차를 수립하고자 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1148-1152
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• 2017

고고도용 로켓은 지상에서의 대기압에 비하여 매우 낮은 압력조건에서 작동한다. 따라서 고고도용 로켓 실험을 지상에서 구현하기 위해서는 충분히 낮은 압력환경을 조성해 주어야 한다. 이를 위한 고고도 모사용 실험설비 중 하나인 Center Body diffuser를 작동함에 있어서 Center Body의 위치가 진공도와 시동압력에 미치는 영향을 연구하기 위하여 ANSYS FLUENT를 통하여 수치해석을 진행하였다. 본 연구의 결과는 향후 고고도 모사용 Center Body Diffuser를 운용하는데 있어서 실질적인 Data Base로써 가치가 있다고 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.403-404
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• 2008

국가 우주개발 중장기 계획에 따라 수행중인 한국형우주발사체(KSLV-1) 개발사업 중 2단에 사용할 Kick Motor(이하 KM)는 작동고도가 약 300km이므로 진공의 환경과 유사하다. 고고도에서 작동하는 로켓은 성능을 최대한 향상시키기 위해서 노즐의 팽창비를 상대적으로 크게 설계하며, 동일한 로켓으로 지상에서 연소시험 할 경우 노즐에서 박리가 발생하여 정확한 추력을 예측할 수가 없다. 본 논문에서는 고고도에서 KM 추력성능을 입증하기 위하여 수행한 시험설비의 설계/구축과정과 그 결과를 다루고 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.827-829
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• 2011

인공위성이나 우주발사체를 개발하기 위해서는 지상에서 우주환경 성능 시험이 필요하며 이를 위해서 고고도 환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 연구에서는 터보 분자 펌프를 이용하여 목표 진공도 $1.0{\times}10-6$ torr를 유지함으로써 200 km의 고도를 모사하기 위한 진공설비를 구축하고 터보 분자 펌프 장치를 구축하여 예비 진공도 성능 실험을 수행하고 보고하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.49-52
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• 2007

마이크로 인공위성에 적용 가능한 마이크로 추력기를 개발하기 위해서는 우주환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 논문에서는 $10^{-5}$ torr의 진공도를 유지할 수 있는 진공설비를 구축하였고, 이 장비는 $100{\sim}120km$의 고도를 모사할 것으로 기대된다. 실제 장비운용에 앞서 사용할 펌프의 성능을 예측하고 저진공 펌프를 작동시켜 이론에 의한 예상 진공도와 실험을 통한 진공도를 비교 분석하였다.