• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.3
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• pp.247-255
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• 2016

The purpose of this study is to investigate unsteady-state characteristics of a pintle thruster with various pintle speed. Based on steady state experimental results, non-linear pintle stroke equation is obtained and applied to the unsteady state experimental system. For the unsteady state experiments, three different pintle speeds are used: 3.10 mm/s, 5.65 mm/s, 10.83 mm/s, respectively. Results show that backward pintle stroke results in faster convergence time because of high chamber pressure during backward pintle stroke sequence. During the forward and backward process, thrust curve shows singular points. These phenomenons is caused by variation of mass flow rate, which is mainly due to changes of both chamber pressures and nozzle throat area. This behavior becomes distinctive for a faster pintle speed case.

• ICROS
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• v.3 no.3
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• pp.29-35
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• 1997

본 논문에서는 인공위성의 자세를 측정하는 장치로서 태양센서, 지구수평센서, 자이로스코프, 별센서, 자장계 등의 자세감지장치와 궤도조정 및 자세제어를 하기 위한 모멘텀 휠, 반작용 휠, 가스 제트 추력기 등 각종 구동장치의 기술적 특성에 대해서 검토하고자 한다. 본 논문의 주목적은 최근 국내에서 활발히 추진되고 있는 인공위성 개발 사업 관련 위성체와 관련된 일반의 관심을 증대시키고 관련 실무 지식을 소개하고자 하는데 있다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2009.08a
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• pp.369-369
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• 2009

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 2009.06a
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• pp.537-538
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• 2009

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2007.04a
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• pp.75-75
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• 2007

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.1
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• pp.96-107
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• 2014

Korea Aerospace Research Institute has a plan to launch experimental lunar orbiter in 2017, and lunar orbiter and lander in 2020. In the mission planning phase, LOI(Lunar Orbit Insertion) maneuver strategy should be designed using finite burn model because on-board propulsion system of lunar orbiter in finite burn type. LOI maneuver plan and amount of required ${\Delta}V$ using finite burn model depend on the spacecraft attitude at burn, a type of propellant, thrust level and burn timing. This paper describes the LOI maneuver of lunar orbiter of foreign space agency and then comes up with the LOI maneuver plan of Korean lunar orbiter. Adequate thrust level and burn duration of Korean lunar orbiter also present by performing simulation.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• v.y2005m4
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• pp.427-430
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• 2005

The precision control valve flow of satellite attitude control device was analyzed in this paper, Then, force of flow in valve was calculated for plunger surface. We made an offer about basic data for optimal plunger design.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.191-195
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• 2006

It is definitely required to control dispersion of the rocket engine performance in order to accomplish the mission of a launch vehicle successfully. A performance dispersion analysis was conducted for a gas generator cycle liquid rocket engine and the required pressure drops were estimated for engine tunning. As a result, the vacuum thrust dispersion of the engine was from +9.1% to -8.7% and the mixture ratio deviated from +9.7% to -9.6% from the nominal value due to the errors of components and the engine inlet condition of propellants. The required pressure drop in the LOx line to the combustor is higher than in the fuel line for same mixture ratio change.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.526-529
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• 2009

In this study, we analyze the characteristic of burning classified by a propellant according to a flux of an oxidizer to analyze propellant regression distance in accordance with a thrust control and burning time of hybrid rocket using hybrid combustor of Lab-Scale. To control a flux of an oxidizer, we design flow control system to regulate the mount of opening and shutting of a needle valve by a driving of stepping motor by a combination the needle valve with stepping motor. We derive the relationships between mass flow rate and regression rate according to a propellant through the oxidizer flux change. While doing the thrust control, we estimate regression distance through the oxidizer flux in accordance with thrust and confirm the creditability through the actual thrust control burning experimentation.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2010.04a
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• pp.28.3-28.3
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• 2010

위성이 궤도를 운용함에 있어서 원으로 운용되는 저궤도(LEO)에서는 대기저항(Drag)에 의한 섭동 영향이 가장 크게 미친다. 이 연구에서는 대기저항 섭동에 의해 감소되는 위성의 고도를 전기추력기를 이용하여 고도를 유지할 때 이를 해석적인 측면에 대해 살펴보고 지구 관측 위성에서 많이 쓰이는 태양 동기 궤도(SSO)에 적용하여 궤도를 유지하는 방법에 대해 알아보았다. 태양활동에 의한 대기의 밀도변화를 John kennewell의 모델을 통해 예측하여 대기저항에 의해 감소되는 고도량을 구하고 위성에서 추력(thrust)을 줄 때는 Gaussian Variation of Parameters식을 이용하여 해석적인 방법으로 궤도 장반경의 증가량을 구하였다. 위성에 추력을 줄때 이심률이 증가하게 되는 문제는 구속조건으로 이심률 값의 최대 허용치를 정하여 증가하는 것을 방지하도록 하였다. 또한 $J_2$ 섭동에 의해 가장 영향을 받는 승교점(Ascending Node)과 추력에 의해 변화할 수 있는 근지점(Perigee)을 살펴보고 궤도 유지를 위한 적절한 추력 방향을 구하였다. 각각의 궤도 요소의 변화를 살펴보고 일반적인 태양 동기 궤도 위성의 제원을 이용하여 궤도 유지에 적용하였다. 저궤도 위성의 궤도 유지에 대한 복잡한 수치적인 방법으로 궤도요소의 변화를 정확하게 구하지만 해석적인 방법으로도 위성의 궤도 유지를 위한 정보를 얻을 수 있었다. 이를 저궤도 위성의 궤도 운용과 변화 예측에 적용할 수 있다.