• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.72-72
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• 2003

위성체 열설계의 기본 목적은 가혹한 우주 열환경 하에서 위성체를 보호하며, 위성이 임무를 보호하며, 위성이 임무를 수행하는 동안에 어떠한 우주 열환경 하에서도 모든 위성 부품이 허용되는 온도 내에서 작동하도록 하는 것이다. 발사시 열해석은 궤도상에서의 열해석과 달리 초기 조건인 발사시간을 기준으로 열해석을 수행하게 된다. 열해석에서는 위성체가 발사체에 탑재되기까지의 과정과 발사 후에 발사체와 분리되는 시점까지 고려하게 된다. 위성체의 형상은 태양전지판이 접혀있으며, 배터리만이 위성체에 전력을 공급하는 역할을 하게 된다. 발사시에 전력소비량을 감소시키는 유일한 방법은 히터소비량을 줄이는 것이며, 이 점에서 발사시 열해석이 중요해진다. 본 연구에서는 저궤도 위성 발사시에 최대 히터소비량을 예측하기 위하여 저온 조건을 가정하고 열모델을 작성하고 열해석을 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.126-134
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• 2005

발사체는 발사되기 수일 전에 발사탑에 세워져 체크과정 및 연료공급 등을 수행하게 되므로 발사까지는 계속 외부의 열환경에 노출되게 된다. 발사체의 페어링에 대한 발사전 가열 해석(Prelaunch Thermal analysis)은 발사시 페어링의 최대/최소 온도 예측 및 공조 설비(air conditioning system)의 성능 예측을 목적으로 수행된다. 본 연구에서는 범용 열해석 프로그램인 Sinda/Fluint 이용하여 Delta II 페어링에 대하여 발사전 가열 해석을 수행하였으며, 그 결과를 Delta II 보고서 자료와 비교 및 분석하였다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제41권9호
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• pp.877-885
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• 2017

본 논문에서는 포신의 강선을 고려한 포 발사 해석기법을 다룬다. 포 발사 환경에서 탄두는 고충격 및 고회전의 동적 거동이 발생한다. 이러한 동적 거동에서 탄두 및 탄두 내 전자 장비가 손상되는 사례가 발생하고 있다. 따라서 포 발사 환경에서 탄두의 동적 거동 분석 및 생존성 평가를 위한 포 발사 해석기법의 개발이 필요한 실정이다. 본 논문에서는 앞서 선행연구자들의 단순화된 포 발사 해석기법을 개선하여, 포신의 강선과 탄대의 접촉에 따른 탄두의 회전을 구현할 수 있는 포 발사 해석기법을 개발하였다. 개발된 포 발사 해석기법은 실험결과와 비교를 통하여 검증하였으며, 제안된 해석기법을 이용하여 포 발사 시 탄두의 동적 거동 및 생존성을 평가하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
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• pp.28-28
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• 1999

본 연구에서는 가스 발생기에서 발생되는 고온, 고압의 가스를 이용하여 유도탄을 수직 발사하는 사출 시스템에 대해 해석적 연구를 수행하였다. 사출 시스템에 의한 수직발사 방식은 발사관내에 설치된 가스 발생기에 의해 생성된 가스가 사출 실린더의 피스톤을 구동시켜, 피스톤에 연결된 유도탄을 요구되는 높이로 사출 시킨 후 유도탄이 점화되는 발사방식이다. 이러한 발사방식은 유도탄 자체의 부스터 발사방식에 비해 유도탄의 화염에 의한 영향이 적다. 현재 사출 시스템은 가스발생기, 가스 튜브, 사출 실린더와 피스톤으로 구성되어있다. 본 논문은 가스 발생기에서 사출 실린더까지의 내부 유동장을 일차원적으로 모델링하였고, 가스발생기, 가스튜브, 실런더 내의 유동과 열전달 과정 및 유도탄의 동적거동에 대한 미분방정식을 연립하여 4th-order Runge-Kutta 방법으로 계산하였다. 또한 가스튜브와 사출 실린더의 열전달 손실에 대하여 1차원 비정상 열전도 방정식의 수치적 계산을 통해 에너지 손실을 계산하였다. 특히 해석에 사용된 작동유체인 추진제 가스의 열학적 상태량은 온도 함수의 5차 다항식으로 표현하여 사용하였다. 이론적인 해석을 통해 사출 장치 시스템의 성능 요구조건과 신뢰성을 만족시키기 위한 가스발생기의 추진제 그레인 및 사출 시스템 설 계 조건을 도출하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권3호
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• pp.70-77
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• 2019

본 논문에서는 헬리콥터의 유입류 모델에 따라 헬리콥터에서 발사되는 로켓의 궤적에 대한 영향성을 비행역학 해석을 통해 검토하였다. 무장형상의 비선형 비행역학 해석모델은 UH-60 헬리콥터 형상으로 구성하고 헬리콥터에서 발사되는 발사체의 궤적예측에는 HYDRA 70 로켓을 이용하였다. 다양한 로터 유입류 모델을 사용하여 각각의 모델에 따라 로켓 발사궤적에 미치는 영향을 검토하였다. 또한 헬리콥터의 다양한 비행조건에 대해 로켓 발사 시뮬레이션 해석을 수행하고 로켓이 로터 디스크 면과 근접하는 위험한 로켓발사 비행영역을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권8호
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• pp.91-98
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• 2003

발사체의 구조해석적인 측면에서 외부하중에 따른 발사체의 반응을 파악하는 것은 중요한 일이다. 기본적으로 발사체는 응력집중이나 내부 모듈간의 변위 간섭 등이 일어나지 않게 설계되어야한다. 이를 위해서는 외부하중에 관한 연구가 선행되어야 한다. 발사체에 작용하는 외부하중 중 연소 및 배기에 의해 발생하는 음향하중은 통계적 방법으로 다루어야 하는 랜덤 하중이다. 본 연구에서는 발사시 작용하는 음향하중에 대하여 하중 함수를 구성하고, 이를 이용하여 발사체의 하중해석을 수행하였다. 음원 할당 방법으로 음향하중을 추정하여 하중함수를 구성하였고, 이를 발사체의 유한요소 모델에 적용하였다. 응력해석을 이용하여 발사체의 구조 강성을 확인할 수 있었으며, 발사체 각 섹션의 경계면에서의 가속도 파워 스펙트럴 밀도함수를 구할 수 있었다. 이러한 결과를 이용하여 각 섹션의 진동 시험에 필요한 스펙을 도출할 수 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.664-671
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• 2017

수직 발사대는 발사체에서 나오는 화염에 의하여 구조체의 손상이 일어날 수 있고 특히 후방덮개는 화염에 의하여 직접적으로 변형이 일어나므로 이를 해석하기 위해서는 유체-고체 연성해석 기법을 필요로 한다. 본 연구에서 발사체의 화염은 Eulerian 기법을 이용하여 해석하였고, 발사대의 후방 덮개는 Lagrangian 기법을 사용하여 해석하였다. 서로 다른 두 물질간의 경계면은 레벨을 통하여 추적을 하였고 경계면에서의 경계값은 가상유체 기법을 활용하여 결정하였다. 본 논문에서는 후방 덮개의 변형 형상에 따라 달라지는 유동의 변화를 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권3호
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• pp.213-220
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• 2014

본 연구에서는 헬리콥터의 간섭유동장을 고려한 발사체의 궤적예측 프로그램을 개발하였다. 헬리콥터의 간섭유동장 해석에는 엑츄에이터 디스크 모델이 적용된 압축성 비점성 해석자를 이용하였다. 발사체의 궤적 해석에는 6자유도 운동방정식과 대안적 형태의 수정된 질점 운동방정식을 사용하였다. 헬리콥터 주위 유동 해석은 ROBIN(ROtor Body INteraction) 모델을 이용하여 검증하였다. Sierra International 탄과 105mm 포탄의 궤적을 이용해 운동 해석 모듈을 검증하였다. 헬리콥터에서 발사된 발사체의 궤적 예측에는 Sierra International 탄과 HYDRA 70 로켓을 이용하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.11-15
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• 2005

공중발사 방식은 일반적인 지상발사와 비교해 볼 때 많은 장점을 지니고 있다. 그러나 공중발사 로켓의 형상은 모선에 장착 시 많은 제한이 따르기 때문에 여러 해석분야를 통합한 시스템 설계가 필요하다. 시스템 설계는 순차적 최적화와 MDF 기법을 이용하여 수행되었다. 해석 모듈은 임무분석, 단배분, 추진해석, 형상, 중량해석, 공력해석, 궤적해석을 포함한다. 두 가지 기법 중 MDF 기법을 이용하였을 때 더 좋은 결과를 도출하였다. 시스템 최적화 결과 총 중량 1244.91 kg. 위성중량 7.5 kg, 총 길이 6.18m, 지름 0.60 m을 지닌 초음속 공중발사 로켓이 설계되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권12호
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• pp.26-32
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• 2005

공중발사 방식은 일반적인 지상발사와 비교해 볼 때 많은 장점을 지니고 있다. 그러나 공중발사 로켓의 형상은 모선에 장착 시 많은 제한이 따르기 때문에 여러 해석분야를 통합한 시스템 설계가 필요하다. 시스템 설계는 순차적 최적화와 MDF 기법을 이용하여 수행되었다. 해석 모듈은 임무분석, 단배분, 추진해석, 형상, 중량해석, 공력해석, 궤적해석을 포함한다. 두 가지 기법 중 MDF 기법을 이용하였을 때 더 좋은 결과를 도출하였다. 시스템 최적화 결과 총 중량 1244.91kg, 위성중량 7.5kg, 총 길이 6.36 m, 지름 0.60m을 지닌 초음속 공중발사 로켓이 설계되었다.