• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.189.2-189.2
• /
• 2012

과학기술위성 3호는 드네프르 발사체에 의해서 클러스터 형태로 발사될 예정이다. 본 논문에서는 과학기술위성 3호의 발사와 관련된 기계적 인터페이스, 전기적 인터페이스, 궤도 인터페이스, 발사장 인터페이스, 환경 인터페이스 등을 세부 적으로 기술한다. 이러한 인터페이스를 바탕으로 소형위성의 클러스터 발사의 기본적은 개념을 정의 할 수 있으며, 추후 소형위성 발사와 관련된 기본 기술을 확인 할 수 있다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.153.2-153.2
• /
• 2012

발사체 추진기관은 추진제 및 각종 고압가스류를 엔진으로 공급하는 기능, 지상에서 추진제를 발사체로 충전/배출하는 기능, 저온 산화제를 냉각하기 위한 순환 기능, 추진제 탱크를 가압하는 기능, 지상에서 온보드 밸브를 구동하는 기능, 내부 공간 및 라인 퍼지 기능 등을 수행한다. 이와 같은 기능을 수행하기 위해 발사체에는 타 시스템과는 별도로 추진기관 원격제어 시스템을 구성한다. 제어 시스템은 크게 온보드 시퀀스 및 추진제 탱크 압력 제어, 추진제 및 고압가스 충전/배출 제어, 발사체 기능 확인, 내부 기밀 확인 및 발사 직전까지의 상태 모니터링을 위해 구성한 지상측정시스템(GMS), 비행 중 추진기관 상태를 모니터링하기 위한 텔레메트리시스템(TMS)으로 분류한다. 본 논문에서는 일반적인 발사체 추진기관 운용 및 제어 개념을 제어 기능, 시스템 구성, 작동 원리의 단계로 사례와 함께 제시하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.171.1-171.1
• /
• 2012

많은 비용을 투입하여 개발된 위성은 성공적인 발사를 통해 궤도 진입을 하며, 초기 운영을 통해 안정적인 운영이 가능하다. 발사 직전부터 위성의 최초 접속 시간 사이에 발사장 점검 팀과 위성 운영 팀 간의 업무 협조에 따라 초기 위성의 궤도 확인, 통신 링크 형성 및 상태 확인 등 정상적인 임무 수행 가능 여부의 성패가 결정된다고 해도 과언이 아니다. 이를 위해 참여한 각 팀 간의 유기적인 업무 협조 절차를 수립하고, 사전 예행 연습 (리허설)을 통한 세부 절차의 보완이 필수적이다. 본 논문은 위성의 발사 당일 작업을 위해 수립한 세부 절차를 중심으로, 사전 점검을 통한 보완을 위해 수립한 리허설 계획을 설명한 후 그 결과에 따라 확인된 개선 사항에 대해 기술한다. 특히 발사업체에서 제공하는 시설 및 시스템 점검 사항, 리허설 계획 수립 시 고려할 사항 및 리허설 수행 후 개선 사항들을 정리한다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.151.1-151.1
• /
• 2012

우주발사체와 발사지원설비를 연결하여 추진제 공급과 전기신호 송수신 등을 가능하게 하는 메커니즘을 엄브리칼 장치라고 한다. 국내 우주발사체의 경우 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하며, 질소, 공기 및 헬륨 등의 가스를 밸브구동, 공간 퍼지, 추진제 가압에 이용한다. 본 논문에서는 우주센터의 발사대설비에 적용된 엄브리칼 장치 중 추진제 및 고압가스 공급을 위한 자동체결장치(auto coupling device)의 구성, 기능 및 발사 준비를 위한 프로세스에 대해 기술하고 있다. 자동체결장치는 발사체 하부 두 곳에 연결되며, 산화제 공급측의 체결장치(coupling device 1)와 연료 공급측의 체결장치(CD 2)로 구성된다. 이 장치는 발사체와의 접촉면에서 기밀을 확보한 상태에서 내부의 탱크, 밸브, 인터스테이지 등에 추진제 및 각종 가스를 공급하는 통로역할을 하며, 발사준비가 완료된 후에는 발사체 이륙 전 또는 이륙과 동시에 발사체로부터 자동으로 분리된다. 각각의 체결장치 구성품으로는 발사체 이륙시 발생하는 고온의 화염으로부터 장치를 보호하는 PD(protective device), 접촉면에 기밀을 제공하고 추진제 누출을 방지는 MCP(multi-channel plate), 접촉면을 보호하기 위한 덮게, 각종 연결 배관의 전진과 후진을 위한 캐리지, 발사체와의 체결을 지지하는 그립 등이 있다. 발사 준비를 위해서 사전에 장치의 독립운용시험을 통해 각 구성품의 상태와 기능을 점검하고 장치의 작동성을 검증한다. 이후 발사체를 모사하는 기체 및 관제설비와 종합적으로 연계 시험과 모사시험을 수행하여 최종적으로 발사준비상태를 확인하게 된다. 이러한 자동체결장치의 운용 경험은 한국형발사체의 지상지원설비 개발에 활용할 수 있을 것이다.

• Proceedings of the Korean Institute of Navigation and Port Research Conference
• /
• 2017.11a
• /
• pp.148-150
• /
• 2017

무인선은 사람이 탑승하지 않기 때문에 회수에 어려움이 있다. 본 연구에서는 무인선의 회수를 용이하도록 하기 위하여 히빙라인 발사장치를 개발하였고, 히빙라인 발사장치 이용에 대한 검증을 위하여 해상시험을 수행하였다. 무인선 회수 시스템은 히방리인 발사장치, 견인장치, 크레인-무인선 결합장치, 원격조종기로 구성되어 있고, 히빙라인 발사장치는 발사관, 원격 격발장치, 공기통, 견인탄과 히빙라인으로 구성되어 있으며, 히빙라인 발사장치는 원격조종기를 이용하여 모선에서 제어가 가능하다. 제작된 히빙라인 발사장치를 유인선에 설치하여 실제로 해상에서 사용이 가능한지 검토하였다. 히빙라인을 원격으로 발사하고 모선에서 크레인을 이용하여 무인선에 결합하는 해상시험을 수행하였으며, 해상시험을 통하여 히빙라인 발사장치의 유용성을 확인하였다.

• Journal of Advanced Navigation Technology
• /
• v.27 no.5
• /
• pp.519-527
• /
• 2023

Air-launch means launching from aircraft such as fighter jets, and has various advantages, such as cost reduction and less environmental/weather impact during launch. However, there are no air-launch satellite in Korea. Examining air-based launch satellite and anti-satellite missiles operated and developed by foreign private companies and various countries confirmed the necessity of domestic research and development. In South Korea, various research activities, including satellite launch system design and development approaches for different launch platforms, have been carried out mainly by academia. Development of upward maneuver air launch technology which is launched in the air when the aircraft is moving upward is suggested. Additionally, an introduction to wind tunnel tests for safety separation verification is provided. A new concept for a test facility has been suggested to conduct drop tests.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.11 no.1
• /
• pp.135-144
• /
• 2012

The NARO is South Korea's first carrier launch vehicle, which made its flights from NARO Space Center on 25 August 2009 and 10 June 2010. LV PACS(Preparation Automated Control System) is a electrical ground support system to monitor and control the integrated launch vehicle during the launch preparation and operation in Launch Complex. As a subsystem of LV PACS, LV PACS-II was developed for launch preparation and operation of the NARO upper stage, and all the functions and requirements were verified successfully through NARO flight tests. In this paper the core technology and characteristics applied to LV PACS-II are described.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.48 no.7
• /
• pp.537-546
• /
• 2020

The reliability used as a performance indicator during the development of space launch vehicle should be validated by the launch success probability, and the launch data need to be fed back for reliability management. In this paper, the launch data of space launch vehicles around the world were investigated and statistically analyzed for the success probabilities according to the launch vehicle models and maturity. The Bayesian estimation of launch success probability was reviewed and analyzed by comparing the estimated success probabilities using several prior distributions and the statistical success probability. We presented the method of generating prior distribution function and considerations for Bayesian estimation.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.30 no.3
• /
• pp.96-104
• /
• 2002

탄체가속기용 초기 발사장치로 사용 가능한 건국대 초고속 발사장치가 개발되었다. 이는 2단계 기포 (gas gun) 형태의 발사장치로 공기를 작동 기체로 사용하여 무게 22g의 탄체를 750m/sec로 가속할 수 있 는 성능을 보인다. 초고속 발사장치의 성능 특성을 알아보기 위하여, 구동부의 압축 특성과 작동 특성에 대한 성능 실험을 수행하였으며 실험으로부터 피스톤에 의한 압축 이득과 1,2차 구동부간에 발사장치의 성능을 최상으로 유지할 수 있는 값들이 존재함을 확인하였다. 초고속 비행체의 공력 특성 및 주위의 유동 해석에 응용 가능한 고속 탄환체에 대한 흐름의 가시화를 수행하여 수치적 계산 결과와 비교하였으며, 향후 고속유동의 물리적 현상 해석에 이용될 수 있음을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.31 no.3
• /
• pp.72-78
• /
• 2003

In this paper, the feasibility study and the parametric design of hybrid motor with HTPB/LOX were conducted for micro air launch system. Design results were compared with 1st stage of Pegasus XL for verification of hybrid motor. Results showed that hybrid motor replace solid booster if Isp of hybrid motor reaches 330sec. In addition, mission analysis was established for micro air launch system, and parametric design was conducted with design variables: number of port, initial oxidizer flux, and chamber pressure. And the region of Isp was identified by parametric study which satisfied design constraints and mission analysis.