• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1061-1067
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• 2017

1960년대 이후부터 하이드라진($N_2H_4$)은 로켓, 인공위성 또는 심우주 임무용 추진제로 사용되어 왔다. 하지만 하이드라진의 높은 독성과 운영비용으로 이온성 액체 추진제(ADM, HAN) 및 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)과 같은 친환경 추진제에 대한 요구가 증가하고 있다. 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)은 이원추진제가 갖는 높은 성능과 단일추진제의 단순한 공급시스템 장점을 모두 갖는 추진제로서, 적절한 취급방법과 설계가 적용된다면 전통적인 하이드라진 추진 시스템을 대체할 만한 추진제로 사용가능할 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권1호
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• pp.56-64
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• 2010

한국형 발사체 (KSLV-II, Korea Space Launch Vehicle II)에 적용될 액체로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 진공 추력 76톤, 진공 비추력 297 sec인 본 엔진은 가스발생기 사이클로 터보펌프 가압방식을 적용한다. 연소기는 재생냉각형이며 연소압 60 bar이다. 추진제는 액체산소/케로신 조합이다. 엔진 시동은 파이로시동기를 이용하며 연소기 점화는 TEA (TriEthylAluminium)를 사용한다. 에너지 밸런스 해석을 통해서 엔진 시스템 성능과 서브시스템 요구 성능을 결정하였다. 연소압, 비추력 및 엔진무게의 적정성을 사례분석을 통하여 평가하였다. 터보펌프-가스발생기 연계시험과 비교하여 시동 해석방법을 검증함으로써 향후 적용을 위한 준비를 마쳤다. 본 엔진은 능동제어를 적용하지 않으며 모드해석과 분산해석을 통해서 성능 보정 방안을 확정하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권4호
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• pp.96-103
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• 2005

위성발사체는 인공위성을 정해진 궤도에 정확하게 투입하는 것이 주 목적이며, 이를 위해서는 발사체의 최종 속도와 질량을 미리 설정된 값과 일치시켜 주어야 한다. 위성발사체에 주로 사용되는 액체로켓엔진의 경우 이를 위해 추력제어시스템(TCS) 및 추진제소진시스템(TDS)을 이용하며, 이는 액체로켓엔진에 장착된 제어밸브를 통해 추진제 유량을 제어함으로써 추력 및 혼합비를 제어하는 시스템이다. 본 연구에서는 액체로켓엔진을 설계점에서 안정적으로 운용하기 위해, 추력 및 혼합비 제어밸브의 제어특성을 PID 제어로직을 통해 분석하였다. 우선 상용프로그램인 AMESim을 통해 제어벨브의 제어특성을 이론적으로 분석하고, 이를 바탕으로 한국항공우주연구원(KARI)에 설치된 제어밸브시험설비를 통해 얻은 제어밸브의 제어특성과 비교 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.781-783
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• 2011

액체로켓 발사를 위한 설비인 산화제 지상공급시스템은 발사체에서 요구하는 까다로운 요구조건을 충실히 수용할 수 있어야 한다. 발사체는 무게 감량 등을 위해 불필요한 단열재 등을 최대한 갖추지 않고 임무 요구조건 만족을 위해 탑재하는 액체산소량도 까다롭게 관리한다. 이러한 조건들은 최대한 지상 설비가 수용해주어야 하며 그 조건들을 만족시키기 위한 운용 프로세스를 설계해야 한다. 본 논문에서는 액체로켓 산화제 지상공급시스템의 운용 프로세스의 설계 및 검증시험 결과를 정리하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.92-92
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• 2003

대형 위성 발사체를 우주로 발사하기 위해서는 복잡한 추진기관시스템을 정밀하게 제어해야 하며, 이를 위해서는 로켓의 궤적에 따른 추진제 질량과 추력을 적절하게 제어해야 한다. 정확하게 계산된 비행궤도를 따라 로켓을 최종 목표 지점까지 올리는 일은 엔진의 추력과 공연비를 동시에 조절하는 엔진제어기술을 이용하여 가능하게 된다. 추력제어는 엔진시스템에 대한 정확한 이해와 이를 바탕으로 한 추진제 유량 제어를 통해 가능하기 때문에 액체로켓 엔진에 대한 엔진시스템 분석과 해석이 선행되어야 한다. 본 연구에서는 향후 연구 대상이 될 엔진시스템의 구성과 추력 및 공연비 제어시스템의 기본 제어 방법을 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권1호
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• pp.85-90
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• 2014

액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 연소기 연소시험설비는 로켓 엔진의 연소기를 개발하기 위한 시험 설비로 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 케로신(Kerosene)을 사용한다. 이러한 추진제는 질소가스를 사용하여 고압으로 추진제 런탱크를 가압하여 연소실로 공급하게 된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 논문에서는 고압가스 공급시스템에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.322-325
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• 2007

본 논문은 터보펌프를 사용하는 액체로켓의 저압 LOX 공급계의 개발 프로세스를 제공한다. 대한항공은 한국항공우주연구원과 협력하여 터보펌프 공급을 위한 LOX 공급계 개발을 수행하였다. LOX 공급계는 극저온의 온도와 무게절감을 위한 얇은 배관두께가 특징이다. 본 프로젝트의 시스템은 주 배관과 LOX 온도 제어를 위한 재순환 배관으로 구성되어 있다. 각 배관시스템은 벨로우즈, 필터, 오리피스, 밸브류, 플랜지와 서포트로 구성되어 있다. 이 논문에서는 시스템 설계 및 제작, 구조 및 열 해석, 단품 시험에 대하여 설명하였다. 최종적으로, 이 시스템은 한국항공우주연구원의 PTF 시험설비에 조립되어 요구 성능을 달성하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.309-312
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• 2009

성공적인 발사나 시험 운용을 위해서는 여러 가지 위험 요소들을 사전에 제거하여야 한다. 오염된 추진제 사용은 발사 혹은 시험을 실패하게 하는 원인들 중 하나이다. 특히 액체산소를 산화제로 사용하는 발사체 및 공급시스템의 경우 기계적 불순물, 유지분, 수분 등의 오염원들로 청정상태를 유지하지 못할 경우 예기치 못한 화재나 폭발의 위험도가 높아지게 된다. 본 논문에서는 이러한 오염원들을 제거하고 시스템을 청결하고 안전한 상태로 유지하기 위한 방법을 제시하고 그 적용결과 및 교훈을 정리해 보았다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2006년도 한국우주과학회보 제15권2호
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• pp.165-165
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• 2006

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2001년도 제16회 학술발표회 논문초록집
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• pp.9-9
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• 2001