• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.1-8
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• 2013

단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권5호
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• pp.89-97
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• 2021

현재 백두산의 분화 징후 및 지구관측을 목적으로 광학 및 중·장적외선 카메라를 탑재한 6U 규격의 초소형위성 STEP Cube Lab-II (Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project-II)가 개발되고 있다. 궤도상에서의 위성을 안정적으로 운용하기 위해서는 전 임무기간 동안 위성에 탑재된 장비가 허용온도범위 내 만족이 가능한 열설계가 필수적이며, 이에 앞서 위성이 겪을 수 있는 궤도 열환경에 대한 분석이 선행되어야 한다. STEP Cube Lab-II는 향후 한국형발사체 (KSLV-II)를 통해 발사될 예정이나, 현재 발사시간 미정으로 궤도가 정해지지 않은 상태이다. 따라서 본 논문에서는 큐브위성이 겪을 수 있는 최악의 궤도 조건 분석을 위해 예상되는 발사시간 이력을 토대로 위성의 열 유입량 분석을 수행하여 발사시간에 따른 열적 영향성 분석을 수행하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2010년도 추계학술대회 논문집
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• pp.368-369
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• 2010

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 추계학술대회 논문집
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• pp.64-71
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• 2011

In this study, steady and unsteady aerodynamic analyses of a huge rocket configuration have been conducted in a transonic flow region. The launch vehicle structural response are coupled with the transonic flow state transitions at the nose of the payload fairing. The developed fluid-structure coupled analysis system is applied for aeroelastic computations combining computational structural dynamics(CSD), finite element method(FEM) and computational fluid dynamics(CFD) in the time domain. It can give very accurate and useful engineering data on the structural dynamic design of advanced flight vehicles. For the nonlinear unsteady aerodynamics in high transonic flow region, Navier-Stokes equations using the structured grid system have been applied to the rocket configurations. Also, it is typically shown that the current computation approach can yield realistic and practical results for rocket design and test engineers.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.155-169
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• 2004

발사체나 재돌입 비행체는 대기 중을 높은 Mach 수로 비행함으로써 그 표면이 공력가열 현상에 의한 초고온 환경에 노출되게 된다. 이러한 공력가열로부터 발사체 자체나 탑재체를 보호하기 위해서는 물체 표면에 가해지는 열적 부하(Thermal Load)를 정확히 예측하고 필요한 곳에는 적절한 단열 처리를 해 주어야만 한다. 그러나 탑재체의 중량을 최대한 늘리기 위해서는 지나친 단열재의 추가를 막을 수 있도록 엄밀한 열 해석 및 시험이 수행 되어야 할 것이며, 최종적으로 공력가열 시험에 의해서 필요한 단열재의 양이 결정된다. 본 연구에서는 KSR(Korea Sounding Rocket) 시리즈의 개발을 위해 사용되어 왔던 공력가열 시험설비(ATSF, Aerodynamic Thermal Simulation Facility)를 KSLV 시리즈의 개발에 적합하도록 사양 향상(Upgrade) 시키기 위한 설계를 위해 고려해야할 사항이 무엇인지 살펴보았다. 먼저 설비의 필요성 및 그 한계에 대하여 고찰하였으며, KSLV 개발을 위해서는 어떤 기능을 갖추어야 할지를 고려하였다. 마지막으로 필요한 장비의 사양을 대략적으로 제안하였으며, 이는 앞으로 수행될 상세 설계 및 제작/설치의 밑바탕이 될 것이다.

• 항공우주기술
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• 제6권1호
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• pp.245-254
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• 2007

KSLV-l의 탑재 시스템은 발사 전부터 발사 후 임무 종료 시까지 발사체 및 탑재위성에 대한 각종동작상태 및 특성에 관한 제반자료를 원격측정 지상국시스템으로 전송한다. 원격측정 지상국시스템의 안테나시스템은 이러한 원격측정신호를 실시간으로 획득한 후 자료 처리시스템으로 공급하고, 자료처리시스템은 수신한 텔레메트리 데이터를 처리.저장한 후 임무진행자들에게 분배하여 발사 진행시 발사임무진행을 위한 판단자료로 활용하도록 한다. 본 논문에서는 KSLV-1 으로부터 텔레메트리 신호를 수신한 후 효율적이고 안정적인 데이터처리과정을 위한 최적의 자료처리시스템의 구성 및 기능을 제시하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권5호
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• pp.107-121
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• 2020

전기펌프 사이클을 상단 엔진으로 사용하는 2단형 소형발사체의 성능 해석을 수행하였다. 1단은 한국형발사체 시험발사체를 사용하고 상단은 액체메탄과 케로신(RP-1)을 연료로 사용하는 전기펌프 사이클엔진을 상정하였다. 상단 질량 예측을 위한 모델을 제시하고, 총 역적을 고정한 상태에서 20~40 kN의 추력과 연소압력 3~6 MPa, 노즐 확대비 60~100의 범위에 대하여 해석을 실시하였다. 최대 속도증분을 가지는 혼합비를 제시하고 단 질량 예측을 통해 LEO(Low Earth Orbit)와 SSO(Sun Synchronous Orbit) 궤도투입 성능을 계산하였다. 액체메탄, RP-1 두 경우 모두 추력 20 kN, 연소압력 3 MPa, 확대비 100의 경우에 최대 궤도투입중량의 결과를 보였으며, 이 때의 혼합비는 액체메탄의 경우 3.49, RP-1의 경우 2.75이다. 또한 ASTOS를 이용하여 LEO 임무일 경우의 1단 및 페어링의 낙하점을 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.55-63
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• 2003

본 연구에서는 다수의 추력기를 이용한 발사체 상단 RCS 자세 제어 시스템에 대해 다룬다. 이때 추력기 배치 위치와 부착 각도에 따라 시스템 응답 특성, 연료소모량, 추력 분배로직에 의한 유효 토크량, 고장대응 용이성이 달라진다. 최적화 기법을 이용하여 27개의 명령에 대해 명령 방향과 일치하면서 최대 응답 토크량을 갖도록 하는 최적의 배치를 찾는 방법을 제안하였다. 기존에 주어진 추력기 배치 형상과 제안된 추력기 배치 형상에 대한 수치 해석 결과를 비교함으로서 제안된 추력기 배치 형상에 정당성을 찾고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제34회 춘계학술대회논문집
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• pp.125-128
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• 2010

우주발사체 가스발생기의 안정적인 연소를 위한 가스발생기용 점화기로서 설계 구조가 간단한 파이로 점화기를 개발하였다. 개발된 파이로 점화기는 가스발생기 추진제의 점화 및 신뢰성이 보장되는 화염 확산을 위해 충분한 열유량을 추진제에 제공해 줄 수 있으며, 고온/고압 환경을 이겨낼 수 있는 구조적 요구사항을 충족시킬 수 있도록 설계되었다. 제작된 점화기는 성능시험을 통해 요구 성능을 만족함을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.134-142
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• 2004

본 논문은 일본의 정지궤도 위성개발에 대한 조사 보고서이다. 1950년대부터 일본정부의 의욕적인 우주개발 덕분에, 일본은 많은 어려움을 극복하면서 1970년 일본 최초의 위성인 오수미를 발사하여 세계에서 네 번째로 자국 발사체로 위성을 성공적으로 발사하는 국가가 되었다. 그 이후 지속적인 기술축적이 이루어져 우주개발 선진국으로서의 위치를 유지하고 있다. 일본은 2003년 말까지 18기의 과학위성, 7기의 기술시험위성, 5기의 기상위성, 및 수많은 통신방송위성 등을 포함하여 총 97기의 위성을 궤도에 진입시킴으로써, 세계에서 3번째로 많은 위성 보유국이 되었다. MELCO사가 2003년 6월 Optus C1위성을 호주의 Sing Tel Optus사에 성공적으로 납품함으로써, 일본은 국제 정지궤도위성 시장에서 경쟁할 능력을 갖추었다.