• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.196.2-196.2
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• 2012

본 논문은 달착륙선의 개념설계를 위하여 고려한 전력시스템의 설계와 달착륙선의 지상시험모델용 추력기 밸브구동 전원장치 개발에 대해 기술하였다. 달착륙선의 임무특성을 고려하여 전력시스템의 구조를 검토하고, 극한의 온도환경에서 달착륙선의 임무수행을 위하여 필요한 전력에너지를 충분히 공급할 수 있도록 태양전지 배열기와 배터리의 용량, 그리고 전장품의 용량을 설계하였다. 특히 경량의 달착륙선 개발을 위하여 고효율의 태양전지를 이용한 태양전지 배열기와 리튬-이온 배터리를 검토하였다. 극한의 우주환경에서 태양전지배열기의 동작특성을 검토하고 생성될 수 있는 최대 전력을 분석하여 최적의 태양전지 배열기의 면적을 분석하고, 장시간의 월식을 고려하여 배터리의 방전특성에 따른 배터리의 전압특성을 검토하였다. 그리고 달착륙선의 전력시스템 개념설계의 타당성 검토를 위하여 유럽에서 개념설계 중인 달착륙선의 전력시스템 사양과 용량에 대해 비교검토를 수행하였다. 현재 개발중인 지상검증모델용 달착륙선의 전력시스템 설계와 추력기 밸브구동 전원장치의 개발에 관해 기술하였다. 지상검증용 전력시스템은 태양전지배열기의 장착 없이 배터리의 전력만을 사용하여 지상검증모델용 달착륙선의 부하에 전력을 공급할 수 있도록 설계되었다. 달착륙선 지상시험모델의 비행시간과 임무에 따른 부하특성을 고려하여 상용 리튬-이온 배터리의 용량을 선정하였으며, 부하의 전력을 고려하여 간단한 보호회로를 설계하였다. 그리고 지상검증용 전원시스템은 추력기의 밸브구동을 위한 추력기 밸브구동 전원장치, DC/DC 컨버터 전원 모듈, 모니터링 모듈, 그리고 위급상황에서 전원을 차단하기 위한 "Emergency STOP" 모듈로 구성되어 있다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.14 no.2
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• pp.10-18
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• 2010

Scramjet engine is one of the core parts of hypersonic vehicle of next generation and being investigated by many countries. Korea Aerospace Research Institute performed a ground test of the model scramjet engine S1 in 2007. And, S2 model which is improved from S1 model in engine startability and thrust was tested with HIEST (High Enthalpy Shock Tunnel) at Kakuda Space Center of JAXA. Design condition of S2 model was Mach 6.7, however, it was tested at Mach 7.7 as an off-design condition test. As a test result, flow separation was found at the inside of the intake, but the engine showed stable combustion pressure distribution. Furthermore, compared to other test models, S2 model showed a good performance value in thrust and specific impulse.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.3
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• pp.96-103
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• 2019

In this study, a comparison was conducted to verify the propellant isolation assembly of the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO). An engineering validation model (EVM) is being developed to simulate the flow of the flight model. Three factors were selected for comparison: the total pressure drop during propellant isolation assembly, the waterhammer by driving thruster valve, and the orifice set up for flow control and damping the waterhammer. The analysis results are compared with EVM test results. In the future, backup data to confirm the design will be established.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.12 no.1
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• pp.87-93
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• 2013

The conceptual design lunar lander demonstrator has been developed to use as a test bed for advanced spacecraft technologies and to test a prototype planetary lander capable of vertical takeoff and landing. Size of the lunar lander demonstrator is the same as that of lunar lander conceptually designed, however, the weight of lunar lander demonstrator is designed in 1/6 scale in consideration of gravity difference between moon and earth. The thruster clustering and virtual flight test were performed in the demonstrator fixed on the ground. The demonstrator ground test has been conducted for two months in the test site for the solid motor combustion of the Goheung Flight Center. The purposes of ground test of demonstrator are to demonstrate and verify essential electronics, propulsion system, control algorithm, embedded software, structure and system operation technologies before developing the flight model lander. This paper is described about the virtual flight test including test configuration, test aims and test facilities

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.12 no.1
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• pp.213-220
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• 2013

Korean Lunar Explorer is planned to be launched in the 2020s according to national space development strategy. The Lunar Explorer will be developed as two unmanned light weight models: a lunar orbiter and a lunar lander. The Lunar Explorer's structure should be designed to have light weight due to constraints from launcher as well as to provide structural safety against launch load, in-orbit condition and landing condition and to serve accommodation space for mission equipment. Core technology related to structural development of lunar explorer should be developed in advance. Especially, for lunar lander, technology for developing landing gear which enables lander to land safely on lunar surface is required essentially. This paper deals with structural development of lunar lander ground test model including design, manufacturing and test.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.169.1-169.1
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• 2012

한국항공우주연구원에서는 2010년부터 달착륙선 지상 시험모델 개발을 진행하고 있으며 2012년 하반기에 추력 시험을 비롯한 전반적인 전장계 및 소프트웨어계 통합 시험을 계획하고 있다. 본 통합 시험은 탑재 컴퓨터와 VDE를 비롯한 전자 장비가 올바르게 동작하고 있는지 확인하고 소프트웨어가 이들을 잘 제어하고 있는지에 대한 시험 및 하이드라진 추력 시스템에서 본체로부터 명령을 잘 전송받아 적절한 추력을 발생시키고 있는지에 대한 시험 2가지로 크게 구분된다. 통합시험을 통해서 통신 시험용 도구(LECT, Lunar Explorer Communication Tool)에 대한 성능 검증도 같이 수행될 예정이다. 소프트웨어계에 대해서는 각 소프트웨어 모듈에 대한 단위 시험 및 통신 시험용 도구와 연결될 상태에서 통합 성능 시험이 수행될 예정이다. 통합 시험을 앞두고 전장계 및 소프트웨어계의 최종 성능 점검을 위해서 데이터 획득 시스템을 구성하여 입력 및 출력을 모든 채널에 대해서 관찰함으로 다양한 운용 시나리오 하에서 예측된 결과를 보이는지 확인할 예정이며 본 논문에서는 상기 최종 점검 환경에 대한 개념 및 규격, 그리고 제작, 운용 및 시험에 대한 내용을 기술한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.2
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• pp.188-196
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• 2007

A composite case was designed to satisfy the required condition of KSLV-I kick motor system. we performed the structure and combustion tests to insure the reliability of the case before the production of the flight model. The hydraulic, vacuum and non destruction testes as the structure test were carried out to confirm the strength of the components of the case and the characteristics of the thermal and structure were investigated through the ground combustion test.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.49 no.5
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• pp.399-405
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• 2021

In the present study, ground tests and CFD simulations for a ducted fan system were performed to verify the hovering performance of the ducted fan system designed by KARI rotorcraft team. Six blades were composed for the ducted fan, and target rotating speed of the fan was decided to 4,000 RPM. Collective pitch angles were considered from 20 degrees to 36 degrees. The test data were obtained by increasing the rotating speed up to 4,000 RPM in 1,000 RPM increments. The CFD simulations were considered only 4,000 RPM of rotating speed. The hovering performance was represented by thrust, power, duct thrust ratio, and FM(Figure of Merit). Reliability of the performance results was ensured through the test and simulation results, and it was found that the target performance was achieved under conditions above 31 degrees of the pitch angle.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.41 no.6
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• pp.495-501
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• 2013

Korean Utility Helicopter (KUH) has been designed to avoid the blade passing frequency and any instability due to a coupling of dynamic characteristics between the main rotor and the airframe in ground operation. For these design objectives, the vibration analysis and the ground resonance analysis were performed to analyze the dynamic characteristics of the airframe and the main rotor. Then, the whirl-tower test was conducted to identify the dynamic characteristics of the main rotor and the ground vibration test (GVT) was conducted to identify the dynamic characteristics of the airframe. The GVT for KUH was conducted with the test conditions and test articles established in consideration of each flight and ground condition. This paper shows the method and technique for performing the GVT for KUH and presents the correlation technique and the results for the correlated analysis model.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.90-90
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• 2003

한국항공우주연구원은 액체추진기관 시스템을 이용한 3단형과학로켓(이하 KSR-III)을 국내 최초로 개발하여 비행시험을 수행하였다. 액체추진기관 로켓의 비행시험을 위해서는 이전의 고체 추진기관을 이용한 과학로켓 1, 2와는 달리 비행시험 조건에 부합하게 액체추진제 및 가압제 등을 공급하는 지상설비가 필요하다. 이에 한국항공우주연구원은 독자적으로 비행시험에 필요한 제반 설비를 갖춘 발사장을 구축하였다. KSR-III는 압축 헬륨가스(GHe)를 이용하여 연료(Jet A-1)와 산화제(LOx)를 가압하여 추력을 얻는 액체추진기관 시스템이다. 따라서 발사장에서의 지상공급설비는 유공압 설비와 발사시나리오에 따라 해당 부품을 제어하고 자료를 저장하는 제어/계측 설비 및 기타설비들로 구성되어 있다. 지상공급설비 중 유공압 설비는 LOx의 저장 및 기체 내 산화제 탱크의 충전을 위한 산화제 공급설비, Jet A-1의 저장 및 기체 내 연료 탱크의 충전을 위한 연료 공급 설비, 지상설비용 밸브구동 및 기체 내부 퍼지 등에 필요한 질소($N_2$)를 저장/공급하는 설비, 기체내부 밸브 구동 및 가압제로 사용되는 기체헬륨(He)을 저장/공급하는 설비들로 구성되어 있다. 이러한 구축된 공급설비는 기능시험, 연계시험 등의 각종 입증시험을 통해 그 성능을 검증한 후 단인증모델(SQTM)을 이용하여 발사 시나리오에 따른 추진제 공급능력을 입증한 후 KSR-III의 비행시험을 성공적으로 수행하였다. 수행된 연구결과는 향후 건설되어질 우주센터내의 발사장 기반설비 설계의 기초 자료로 활용할 수 있을 것이다.