• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제30회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.133-137
• /
• 2008

추력 30톤급 액체로켓엔진 재생냉각 연소기에서 수행했던 연소시험의 결과에 대해 기술하였다. 연소기의 연소압력은 60 bar, 추진제 유량은 약 89 kg/s 그리고 노즐 팽창비는 12이다. 연소기는 분사기 헤드, 배플분사기 그리고 재생냉각 연소실 등으로 구성하였다. 연소시험은 설계점뿐만 아니라 탈설계점 등 다양한 조건에서 이루어졌다. 연소특성속도는 약 1738부터 1751 m/sec이며, 비추력은 약 253에서 270 sec 정도의 값을 얻었다. 재생냉각 연소기의 최대 연소특성속도는 혼합비 2.35에서 나타났으며 최대 비추력은 혼합비 2.5에서 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
• /
• pp.196-200
• /
• 2005

단일액체추진제 하이드라진 소형로켓엔진의 이론성능해석을 위한 추진제 연소화합물의 화학평형조성 계산모델이 간략히 제시된다. 성능해석결과는 1 lbf급 추력기의 성능평가 시험결과와 암모니아 몰분율의 관점에서 비교, 분석되고, 노즐팽창비와 추진제 주입압력에 따른 화학평형 조성 및 평균분자량 등이 추가로 제시된다. 이론해석은 단일액체추진제 중 대형급 로켓엔진의 설계변수 도출의 일환으로 시도된다.

• 항공우주기술
• /
• 제8권2호
• /
• pp.133-139
• /
• 2009

가스발생기 사이클 액체로켓엔진의 비추력 성능 해석을 수행하였다. 본 해석 방법은 공개된 문헌의 추력 300톤급 엔진에 대한 개념설계와 비교하여 검증을 마쳤다. 막냉각을 증가시킴으로써 연료가 연소에 참여하는 비율이 감소될 수 있지만 재생냉각에 필요한 연료 펌프의 소요동력 감소를 통하여 엔진의 비추력이 증가될 수 있다. 개선된 조건은 막냉각의 도움을 통하여 연료펌프 헤드를 감소시키고 연소 압력을 높일 수 있음을 예시한다.

• 천문학회보
• /
• 제37권2호
• /
• pp.163.2-163.2
• /
• 2012

다목적실용위성 3호는 2012년 5월 발사되어, 위성 기능점검을 위한 시험을 성공적으로 완료하였다. 위성이 발사체로부터 분리된 이후 임무궤도(고도 685km, 승교점 지방시 13시 30분을 갖는 태양동기궤도)를 획득하기 위해서는 궤도조정이 필요하다. 본 논문에서는 다목적실용위성 3호의 초기운영 기간 동안 수행한 총 10번의 궤도조정 계획 및 결과에 대해 기술하였다. 궤도조정 1 단계에서는 궤도조정 절차 및 기능을 점검하기 위해 6번의 시험 궤도조정을 순차적으로 수행하였고 이후 2 단계에서는 임무궤도 진입을 위해 4번의 궤도조정을 실시하였다. 궤도조정을 위해서는 원하는 추력분사 방향을 맞추기 위해 롤 방향 또는 피치 방향의 자세제어가 필요한데, 추력기를 사용하여 자세를 기동하는 모드(Del-V Mode)와 휠을 사용하여 자세를 기동하는 모드(Fine Del-V Mode)로 구분된다. 시험 궤도조정에서는 우선적으로 두 가지 모드에 대한 모드전환 시험을 실시하여 위성체 및 지상국 운영절차에 대한 이상 유무를 점검하였고, 이후 추력기 분사량을 10초로 설정하여 예측 대비 실제 궤도변경 결과값을 확인하였다. 시험 궤도조정의 결과를 토대로 본 궤도조정에서는 임무궤도를 획득하기 위한 경사각 조정 및 고도 조정을 수행하였다. 경사각 조정 시에는 승교점 지방시의 변화량을 줄이고, 이후 자연 교란력에 의한 궤도변화를 고려하여 목표궤도를 계획하였다. 또한, 고도 조정 단계에서는 연료 사용량 및 이심률 변화를 최소화 할 수 있도록 전형적인 호만 궤도천이 방식을 적용하였다. 궤도조정 결과 당초 목표한 값을 정확하게 달성하였고, 궤도조정 이후 궤도변화도 장기간 동안 임무궤도 범위를 유지함을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
• /
• pp.105-108
• /
• 2008

최근 환경에 대한 관심이 높아짐에 따라 과산화수소가 친환경 추진제로서 많은 관심을 받고 있다. 추력기용 단일추진제, 이원추진제 로켓의 산화제로 많이 사용되고 있으며, 특히 인공위성 자세제어용 추력기나 미사일과 같은 군사 무기용으로도 사용되게 되었다. 이에 따라 과산화수소를 장시간 보관해둘 필요가 늘어나게 되었고 저장성평가 또한 필요하게 되었다. 이 논문에서는 과산화수소 저장성 평가의 필요성과 저장성 평가를 위한 방법에 관하여 소개 하였다. 현재 진행 중인 기초 저장성평가의 결과를 비교 분석하였다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
• /
• 전력전자학회 2001년도 추계학술대회 논문집
• /
• pp.33-36
• /
• 2001

본 논문은 높은 추력비(전동기 추력/전동기 중량=N/ Kg)를 갖는 영구자석 여자 횡축형 선형 전동기(TFLM)를 가진기 엑츄에이터로 사용하여 부피와 체적을 줄이고 적은 중량이 요구되는 고출력 전동식 가진기 시스템을 유압식을 대체하여 구현하고 가변 변위 및 가변 속도가 가능한 제어 방법을 개발하여 적용하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
• /
• pp.218-222
• /
• 2011

이리듐 촉매의 국산화 개발과정에서 고온/고압으로 인한 촉매파손, 유실, 소결현상 등이 관찰되었고, 이렇게 손상된 촉매대로 인하여 추력기의 성능이 저하된다고 보고되었다. 이에 본 논문의 연구에서는 촉매대를 1차원 다공질성 매질로 가정, 모델링하여 수치해석코드를 개발하였다. 개발된 수치해석코드는 실험데이터와 비교하여 검증하였으며, 촉매유실에 의해 변하게 되는 촉매대의 공극률을 변화시켜 다양한 경우의 촉매유실을 가정하여 해석을 수행하였다. 이를 통하여 촉매유실이 하이드라진과 암모니아의 분해반응에 끼치는 영향을 연구하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제3권2호
• /
• pp.124-132
• /
• 2004

본 논문은 KSLV-I의 추력기 제어기로 사용되는 TCU(Thruster Control Unit)의 하우징과 PCB의 정적 및 진동해석에 관한 것이다. KSLV-I(Korea Space Launch Vehicle-I)에 장착되는 전자유닛들은 KSLV-I의 비행환경을 모사하는 환경시험을 통과하여야만 비행환경에서 기능 및 성능에 문제가 없다는 가정 하에 장착이 된다. 이 중 가장 문제가 되는 진동 및 충격시험에 대한 설계기준을 제시하였으며 설계된 하우징과 PCB가 이 설계 기준에 타당한지를 검토하였다. 설계기준을 만족하기 위해서 하우징을 재설계하였으며 검토결과 주어진 환경시험에 파손되지 않고 정상 작동할 것이라는 결론을 얻었다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제12권5호
• /
• pp.9-17
• /
• 2008

액체추진제 추력기 인젝터로부터 발생하는 분무의 분열과 확산거동을 파악하기 위해 이중모드 위상 도플러속도계(DPDA)를 사용하여 분무액적의 준3차원적 공간분포를 계측하고 도시한다. 분무는 27.6 bar의 분사압력 조건에서 길이-직경비가 1.67인 노즐 오리피스로부터 지면에 수직으로 분사된다. 분무 액적의 수직 및 수평방향 평균속도, SMD, 그리고 체적유속은 분무의 상류/중심에서 하류/외곽으로 이동함에 따라 분무분열에 의해 그 크기가 감소한다. 분무특성 인자들의 대칭적 분포 경향에도 불구하고 그들의 절대값은 노즐 오리피스 중심축을 기준으로 대칭이 아니다.

• 항공우주기술
• /
• 제10권2호
• /
• pp.121-127
• /
• 2011

추력기 기반 자세제어계 제어기 설계에서 인공위성의 관성모멘트는 중요한 설계 요소이다. 설계 과정에서 불확실성을 고려하기는 하지만 큰 규모의 태양전지판과 같은 유연 구조물을 가지는 정지궤도 위성의 경우 추력기의 작동 제어주기와 유연모드의 간섭을 피하기 위해 정확한 관성모멘트의 측정이 요구된다. 천리안 위성의 경우 전이궤도에서 임무궤도로 전환하기 전에 관성모멘트의 측정이 수행되었는데, 본 논문에서는 천리안위성의 관성모멘트 측정 방법을 유추해서 기술하고, 실제 궤도상 시험에서 측정된 관성모멘트 값과 비교하였다. 이를 통해, 자세제어계 상세 설계 단계에서 고려된 불확실성 범위 내에 관성모멘트 값이 유지되었음을 확인하여 설계의 적합성을 검증하였다.