• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권11호
• /
• pp.1028-1034
• /
• 2015

발사체에 적용되는 솔레노이드 밸브의 경우 산업용 솔레노이드 밸브에 비해 엄격한 전류 및 무게, 크기 제한 조건을 요구한다. 이러한 제한 조건을 만족하며, 솔레노이드 밸브의 작동을 보장하기 위한 추진제탱크 가압제어용 솔레노이드 밸브 설계를 수행하였다. 극저온 상태에서 솔레노이드 전류 상승을 방지하기 위해 구리와 콘스탄탄 재료를 사용한 새로운 형태의 코일 설계를 적용하였으며, 시제품을 이용한 시험결과 측정된 전류는 설계 규격을 만족하고 있다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권1호
• /
• pp.88-95
• /
• 2015

본 논문에서는 액체 엔진의 혼합비 오차와 추진제 탑재 오차가 성능에 미치는 영향에 대해서 분석하였다. 75톤급 엔진 4개를 클러스터링하는 발사체 모델에 대해 이런 오차에 의해 발생하는 추진제 잔류량을 확률적인 Monte-Carlo 방법을 사용하여 계산하고 잔류량을 최소화할 수 있는 최적 연료 바이어스를 도출하였다. 다른 발사체에 사용된 근사식을 사용한 해석적인 방법과 비교함으로써 얻어진 결과의 타당성을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제46권10호
• /
• pp.791-797
• /
• 2018

본 연구에서는, 충격파 터널을 이용하여 한국형발사체의 발사 후 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km에서의 고공환경모사 연구를 수행하였다. 시험모델을 고정하는 지지대로 인한 유동교란 최소화를 위해 여러 다른 지지대 형상을 고려하였으며, 교란이 최소화된 지지대를 적용한 추력기 시험모델을 사용하여 단발-플룸의 추진기관을 포함한 고공환경모사 실험을 수행하였다. 가시화기법을 통한 추력기 시험을 통해 충격파 패턴뿐만 아니라 배기 플룸과 자유류 유동 간의 상호작용으로 발생하는 전반적인 유동 패턴을 실험적으로 확인하였다. 전산해석결과와 실험결과와의 비교를 통해 선단에서의 충격파 위치는 동일, 후단과 노즐부에서는 불필요 충격파로 인한 ${\pm}7%$의 오차 발생이 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제30권1호
• /
• pp.132-138
• /
• 2002

오늘날 여러 가지 측면에서 전략적으로 고성능의 위성 본체를 개발하는 것은 매우 중요하다. 본 연구에서는 부분구조합성법의 하나인 구속모드법을 이용한 연성하중해석 기법 및 모달 과도해석법을 사용하여 위성체 구조부재에 대한 최적화를 수행하였다. 제안된 방법은 초기 설계시, 일반적으로 사용되고 있는 준정적 하중을 이용하지 않고, 동종의 발사체에 대해 유사한 위성과의 연성하중해석 자료를 이용함으로써, 각 구조부재에 대해 보다 정확한 결과를 얻을 수 있는 장점이 있다. 예제를 통해 제안된 기법이 초기단계의 위성체 구조 부재의 효율적인 최적설계 및 중량 감소를 위해 적용될 수 있음을 확인하였다.

• 한국전산유체공학회지
• /
• 제19권2호
• /
• pp.86-92
• /
• 2014

In this paper, prediction of separation trajectory for Two-stage-To-Orbit space launch vehicle has been numerically simulated by using an aerodynamic database based on steady state analysis. Aerodynamic database were obtained for matrix of longitudinal and vertical positions. The steady flow simulations around the launch vehicle have been made by using a 3-D RANS flow solver based on unstructured meshes. For this purpose, a vertex-centered finite-volume method was adopted to discretize inviscid and viscous fluxes. Roe's finite difference splitting was utilized to discretize the inviscid fluxes, and the viscous fluxes were computed based on central differencing. To validate this flow solver, calculations were made for the wind-tunnel experiment model of the LGBB TSTO vehicle configuration on steady state conditions. Aerodynamic database was constructed by using flow simulations based on test matrix from the wind-tunnel experiment. ANN(Artificial Neural Network) was applied to construct interpolation function among aerodynamic variables. Separation trajectory for TSTO launch vehicle was predicted from 6-DOF equation of motion based on the interpolated function. The result of present separation trajectory calculation was compared with the trajectory using experimental database. The predicted results for the separation trajectory shows fair agreement with reference[4] solution.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제42권7호
• /
• pp.601-609
• /
• 2014

지구 관측용 위성의 한 종류인 SAR(Synthetic Aperture Radar) 위성은 지구의 영상 획득 시, 주변 환경의 영향을 받지 않는다는 장점이 있어 현재까지 많은 수가 개발되었다. 높은 영상 품질을 얻기 위해 SAR 안테나는 큰 직경을 가져야 한다. 그러나 위성을 우주까지 운반하는 발사체의 내부 공간은 한정적이므로 SAR 안테나는 발사체 내부 배치 시에는 접어놓았다가 우주에서는 펼쳐질 수 있는 전개형으로 설계된다. 본 연구에서는 위성의 목표 임무를 고려하여 전개형 위성 안테나의 메커니즘과 관련된 설계 요소 값들을 선정하였다. 이를 바탕으로 전개형 위성 안테나의 형상을 설계하였으며, 시뮬레이션을 통해 위성 기동 시 전개형 위성 안테나에 발생하는 변화를 관찰하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제47권11호
• /
• pp.812-820
• /
• 2019

한국형발사체에 탑재되는 위성항법수신기는 발사체의 실시간 항법정보와 함께 정확한 시간정보를 제공한다. 한국형발사체에 탑재된 다른 시스템간의 시각동기나 온보드 측정데이터의 정확한 측정시간 분석 및 온보드와 지상국간의 시각동기 등에 활용하기 위해 제공되는 위성항법수신기의 시각동기신호에는 UTC(Coordinated Universal Time)에 동기된 1PPS(One Pulse Per Second) 신호와 직렬시각코드인 IRIG-B(Inter-Range Instrumentation Group Time Code B) 신호 및 제공되는 시각동기신호의 유효성을 알려주는 신호가 있다. 본 논문에서는 한국형발사체 위성항법수신기에서 제공되는 시각동기신호와 그에 대한 성능 평가에 대하여 설명한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제23권4호
• /
• pp.355-372
• /
• 2006

이 논문에서는 KSLV-III(Korea Space Launch Vehicle-III)를 이용한 향후 우리나라의 화성 탐사 임무 설계를 제시한다. 우리나라 최초의 발사장인 '나로 우주센터(NARO Space Center)'를 발사장으로 가정하였으며, 현재 개발중인 KSLV 시리즈와 건설중인 우주센터의 완공기간 그리고 안정성 수립 기간을 고려하여 임무 수행 가능 기간을 약 2033년경으로 선정하였다. 화성 탐사 임무 수행시 각 단계에 따라 차별화 되어 요구되는 각종 기동(maneuver)의양 즉, 화성 천이(Trans Mars Injection, TMI)기동, 궤적 보정 기동(Trajectory Correction Maneuver, TCM), 화성 궤도 진입(Mars Orbit Insertion, MOI)기동 및 임무 수행 궤도를 이룩하기 위한 기동(Orbit Trim Maneuver, OTM)은 NPSOL 소프트웨어 이용하여 비선형 최적화 문제를 풀어 직접 산출하였다. 이렇게 산출된 최적 기동의 양을 바탕으로 KSLV-III를 이용하여 화성 탐사 임무를 수행할 경우에 대비, 구체적인 발사체 상단부(Upper stage)와 최대 탑재 가능한 탐사선의 질량에 대한 설계가 이루어졌다. 임무 설계 결과 향후 우리나라는 2033년 4월 16일 12시 17분 26초(UTC)부터 약 27분간 나로 우주센터에서 화성 탐사선을 발사 할 수 있다. 이때 최적의 기동량을 바탕으로 계산된 최대 가능 탐사선의 총 질량은 탑재되는 추력기의 비추력을 290초로 가정하였을 때 약 206kg(추진제: 109kg + 구조체: 97kg)이며, 발사체 상단부는 비추력 및 구조비를 290초와 0.15로 가정하였을 때 약 1293kg(추진제: 1099kg +구조체: 194kg)으로 나타났다. 하지만 최적의 기동량에 10%의 여유분을 고려한다면 탐사선은 약 148kg, 발사체 상단부는 약 1352kg의 질량을 갖는 것으로 나타났다. 이 연구를 통하여 제시된 각종 자료들은 향후 우리나라의 독자적인 화성 탐사선 개발을 위하여 많은 사전 정보를 제공해 줄 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.850-853
• /
• 2011

우주발사체에 사용하는 극저온 밸브용 위치지시기는 높은 신뢰성과 정확성을 가져야 한다. 극저온 환경에 노출되는 만큼 습기나 외부오염 등 환경 요인에 영향을 받지 않고 밸브의 상태를 측정하여야 한다. 이러한 요구조건을 만족할 수 있도록 영구자석과 리드스위치를 활용한 위치지시기를 개발하였다. 영구자석과 리드스위치의 특성을 분석하고 극저온 환경에 적용할 수 있는 부품을 선정하였다. 그리고 밸브 개폐 정보를 정확하게 측정할 수 있도록 부품의 형상과 위치를 고려하였다. 최종적으로 밸브 시제품에 적용하여 시험을 통해 설계 변수의 타당성을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.854-856
• /
• 2011

우주발사체의 액체 추진제 공급 시스템에 사용되는 산화제 탱크용 벤트릴리프밸브를 설계하였다. 벤트릴리프밸브는 충전 중 산화제 탱크의 배기를 담당하고 충전 후 과압이 걸리지 않도록 보호하는 역할을 한다. 충전 중 탱크 배기는 벤트밸브에서 담당하며 탱크의 보호는 릴리프밸브와 벤트밸브의 연계 작동을 통하여 이루어진다. 수치해석을 통하여 공압 성능 및 동특성이 밸브 요구조건을 만족하는 것을 확인하였다. 시제품을 제작한 후 벤트릴리프밸브의 성능을 평가하기 위한 시험을 수행하고 있다.