• 한국항공우주학회지
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• 제50권3호
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• pp.203-214
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• 2022

세계적으로 500 kg 급 이하의 소형위성에 대한 수요가 늘어남에 따라 전용 소형발사체에 대한 개발과 운용이 크게 증가하고 있다. 소형위성을 원하는 시간에 목표로 하는 궤도에 투입하는 발사체의 신속한 대응성이 주목받고 있으며, 신속한 위성군 구축 측면에서 공중발사 방식에 대한 관심이 증대되고 있다. 본 연구에서는 국내 소형위성군의 수요가 증가함에 따라 우리나라 및 주변 지리적 환경을 고려하여 공중발사체의 활용가능성에 대한 분석을 수행하였다. 대응성 측면에서 공중발사체와 지상 소형 및 대형발사체에 대해 임무 대응시간을 비교, 분석하고, 발사체의 궤도투입 성능 측면에서 공중발사체와 지상 소형발사체를 정량적으로 비교, 분석하였다. 분석결과, 공중발사체는 신속한 위성군 구축 관점에서 우리나라의 경우 실질적인 대응성은 제한되나 상대적으로 빠른 턴어라운드 시간과 낮은 경사각의 궤도 투입 시 효과적인 대안이 될 수 있다. 또한, 궤도투입 성능은 지상 소형발사체의 성능에 근접할 뿐만 아니라 요구 추진제 질량 측면에서 높은 효율성을 나타내어 국내 소형위성군의 궤도투입에 효과적인 발사수단으로 평가된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.184-188
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• 2004

최근 활발한 연구가 진칭 중인 공중발사 방식은 극소형 위성을 저렴한 비용으로 발사할 수 있고 발사장 선정이 자유로운 효율적인 방법으로 본 논문에서는 비교적 단순한 임무를 수행할 수 있는 극소형 위성(Nanosat)을 지구 저궤도에 올릴 수 있도록 공중발사체 개념설계를 바탕으로 기본설계를 수행하였으며, 설계 형상을 CATIA를 이용하여 공중발사체 DMU(Digital Mock-Up) 형상으로 구현하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권3호
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• pp.72-78
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• 2003

초소형 공중발사용 발사체를 위한 HTPB/LOX 조합의 하이브리드 모터의 적용 가능성검토와, 기초설계를 실시하였다. 설계검증을 위하여 Pegasus XL의 자료를 사용하여 설계결과를 비교하였고, 하이브리드 모터의 평균 비추력이 330sec일 때 고체추진 발사체를 대체할수 있음을 확인하였다. 초소형 공중발사체를 위한 임무를 설정하고 기초설계를 실시하였다. 설계변수인 포트개수, 초기 산화제 플럭스, 연소실 압력의 변화에 대하여 임무제한조건을 충족시킬수 있는 비추력(Isp)의 영역을 알아내었으며, 이 영역에서 최적화를 실시 할 경우 발사체 총중량을 최소화하는 하이브리드 모터를 설계할 수 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.77-77
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• 2002

초소형 공중발사체 설계 시 하이브리드 모터의 적용가능성에 대한 연구를 실시하였다. HTPB/LOX를 추진제로 하여 마차바퀴형 연료 그레인, 산화제 탱크 가압방식을 사용하였고, 성능특성을 계산하기 위하여 하이브리드 연료의 연소율이 일정하다고 가정 하였다. 본 연구에 사용된 임무는 중량 3.5kg의 나노위성을 근지점 고도 200km, 원지점 고도 1,500km의 타원궤도로 진입시키는 것을 목적으로 하는 로켓의 1단 부분에 관한 것으로 1단의 발사속도는 M=1.3, 발사고도는 12km, 연소종료 고도는 40km이다. 1단에 대한 페이로드 중량은 127.5kg이고, 속도증가분($\Delta$V)은 3,330m/s이다. 모선은 F-4E를 사용하였고 모선의 특성상 발사체의 총 중량이 1,000kg이하로 제한되고 길이와 직경이 5m${\times}$5m로 제한되나 1단에 대한 길이의 제한조건은 현재까지 명확히 정립되지 않은 상태이다. 설계과정에서의 변수는 연료 그레인 포트 개수, 초기 산화제 플럭스, 연소실 압력을 사용했고, 설계 제한조건은 추진제 중량, 평균 비추력, 평균 추력, 연소시간, 1단 길이, 직경, 연소시간이고, 이들의 범위는 모선의 특성과 초소형 공중발사체의 임무특성에 맞게 설정하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제25권4호
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• pp.267-272
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• 2021

한미 미사일 지침 종료를 계기로 공중, 해상기반의 다양한 플랫폼에 의한 우주발사체 개발 가능성이 열렸다. 특히, 공중기반 우주발사체는 지상기반 우주발사체 대비 다양한 궤도 운용, 적시적인 위성발사 등 한반도의 지리적 위치를 고려할 때 필수적인 우주전력투사 능력이다. 또한, 지상기반 발사체 대비 비용절감 효과가 크고, 항공기의 고도, 속도의 이점으로 발사할 수 있어 에너지 이득의 장점이 있다. 따라서 본 논문에서는 한반도의 전략적 환경하에서 공중기반 우주발사체의 필요성을 명확히 제시하고, 다양한 공중발사체에 대한 기술동향 분석을 통해서 현재의 우리나라 상황에서 가장 효율적으로 공중기반 우주발사체 능력을 확보할 수 있는 3가지 방안을 제시한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.12-12
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• 2000

우리 나라는 일본상공의 비행을 피하기 위하여 제주도와 남해안 근해로 발사장 선정이 국한되는 지정학적인 위치로 볼 때 발사장 선택에 제한이 없는 공중발사에 대한 가능성 연구가 필요한 시점에 있다. 본 연구는 우리 나라와 같은 분단 된 특수상황 그리고 지정학적 위치에서의 발사장을 고려한 우주 발사체 개발의 필요성에 따라 F-4에 장착 가능한 3단형 공중발사 로켓을 설계하고 1/3의 축소 모형을 제작하였다. 2kg의 payload를 갖는 발사체의 1단은 LRM ( Lox/kerosene )을 사용하였고 2, 3단은 SRM ( HTPB/AP/Al )을 사용하였으며 발사고도는 11-l2km 상공에서 F-4에 의해서 발사되고 31km지점에서 1단 분리가 이루어지며 62km지점에서 2단 분리와 nose fairing을 분리하게 된다. 전장은 6.85m 이며 전체 무게는 560.6kg 이고 전체 발사체 시스템의 CAD 도면은 아래 그림 1과 같이 주어져 있다. 그림 2에서는 F-4E phantom의 장착성을 검토해 본 결과 장착이 가능함을 알 수 있었으며 추진제 양의 감소로 크기를 대폭 줄일 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권4호
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• pp.17-26
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• 2005

새로운 개념의 위성발사 방식으로 연구되고 있는 초음속 공중발사로켓의 모선분리 현상을 파악하기 위하여 모선-로켓의 단순화된 형상에 대하여 발사속도, 장착각, 수평-수직방향의 장착위치 변화에 따른 발사체의 피칭모멘트의 변화를 고찰하였다. 정상상태의 유동해석을 위하여 삼차원 Euler 방정식을 수치적으로 해석했고, 이러한 연구를 통하여 모선날개에 장착된 초음속 공중발사로켓의 모선분리에 큰 영향을 주는 장착변수를 확인하였으며 각 변수의 변화에 따른 발사체의 거동의 변화를 반응면 모델을 구성하여 도식으로 나타내었다. 본 연구를 통하여 초음속 공중발사 메커니즘에 대한 공력특성과, 비정상 모선분리를 위한 최적 장착 위치에 대한 유용한 데이터를 제공하게 되었다.

• 한국항행학회논문지
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• 제27권5호
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• pp.519-527
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• 2023

공중발사는 전투기 등 항공기에서 발사되는 방식으로, 비용 절감 및 발사 시 환경/날씨 영향을 적게 받는 등 다양한 이점이 있다. 그러나 현재 국내 개발된 공중발사 기반 위성 발사체는 없다. 해외 민간 업체와 다양한 국가에서 운용/ 개발 중인 공중 발사 기반의 위성발사체 및 위성 요격 미사일을 살펴봄으로써 국내 연구/개발의 필요성을 확인하였다. 위성발사체 설계 및 발사 플랫폼 별 개발 방안 등 다양한 연구가 국내 산학위주로 수행된 것을 확인했다. 항공기가 고고도, 고속, 고자세각으로 상승 기동할 때 공중 발사되는 상방발사 기술 개발 방안을 제시하였다. 이때, 안전 분리 검증을 위한 풍동 시험에 대하여 소개한다. 분리 안정성 확보를 위한 풍동 시험 중 하나인 drop test 수행을 위해 새로운 개념의 시험장을 제안하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.474-482
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• 2007

초음속 공중발사 로켓의 모선분리에 대한 유동해석을 수행하였다. 전기체 형상의 모선(F-4E Phantom)에서 분리되는 로켓주변 유동장의 정상/비정상 유동해석을 위해 압축성 Navier-Stokes 방정식이 사용되었으며, 해석결과는 모선과 로켓간의 충격파-팽창파 간섭효과를 잘 보여주고 있다. 무게중심의 변화에 따른 로켓의 거동을 예측하기 위하여 세 가지 경우에 대한 전산해석을 수행하였으며, 결과적으로 초음속 공중발사 로켓의 안전한 모선분리를 위한 설계 가이드라인을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권9호
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• pp.41-47
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• 2005

임무분석, 단배분, 추진해석, 형상, 공력해석, 중량해석 그리고 궤적해석을 포함하는 발사체 개념설계 과정을 정립하였다. 개념설계 결과, 1단에 Hybrid Engine을 적용한 초음속(M=1.5) 공중발사 로켓이 설계되었다. 최상의 시스템 대안을 선택하기 위해서, 순차적 최적화를 이용하여 1단 추진 시스템 형태와 발사속도에 대한 trade study와 baseline 공중발사 로켓의 타당성 검토가 수행되었다. Trade study 결과, 공중발사 로켓 시스템에서 가장 중요한 요소인 총 중량과 단위 위성중량 당 총 중량 비가 큰 차이를 보이지 않았다. 따라서 초음속 발사에서 안전성을 지닌 Baseline 공중발사 로켓 시스템이 타당한 것을 확인할 수 있었다.