• 한국추진공학회지
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• 제26권2호
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• pp.60-71
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• 2022

최근 발사체 시장의 저비용·재사용 발사체 개발 움직임은 여러 방향으로 세분화되고 있으며, 그중 하나는 가변추력 엔진 개발이다. 또한, 우주 선진국들은 그 청정성 때문에 차세대 우주발사체 추진제로 메탄을 선택하여 연구개발을 진행하고 있다. 본 연구에서는 이에 기체메탄과 액체산소를 추진제로 사용하는 가변추력 핀틀 분사기를 개발했고, 고압 수류시험과 고압 연소시험을 통해 분무 및 연소 특성을 분석했다. 개발된 가변추력 핀틀 분사기는 이중 슬리브 구조를 가졌으며, 반복적인 상압수류, 고압수류 및 연소시험에서 기밀성과 작동성 등에 문제없음을 확인할 수 있었다. 그러나 목표했던 추력 조절 범위는 연소시험에서 달성치 못하는 등 설계상의 문제점이 발견되어 보완이 필요하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권10호
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• pp.911-920
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• 2016

발사체의 피치 및 요 축 자세제어를 위해 엔진의 연소 중 추력의 방향을 변화시키는 추력벡터제어를 많이 사용한다. 발사체의 추력벡터제어를 위한 구동장치로는 중량 대비 동력 효율이 좋은 유압식 구동장치를 보편적으로 사용하여 왔으나 요즘은 고효율의 전기모터 개발과 모터 제어 기법의 발전으로 상대적으로 규모가 작은 발사체의 추력벡터제어에는 전기기계식 구동장치시스템을 적용하는 연구를 많이 수행하고 있다. 본 논문에서는 한국형발사체 3단 엔진의 추력벡터제어를 위해 개발 중인 직구동 방식의 전기-기계식 구동기의 설계 내용 및 시제품 시험결과를 기술하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제2권1호
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• pp.30-40
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• 2022

본 논문에서는 초소형 위성을 활용한 랑데부/도킹 기술검증 시 초기 발사 이후 표류(drift) 거리 회복(recovery)과 근접 운용을 위한 시나리오 설계에 대해 기술하였다. 랑데부/도킹은 궤도상서비싱(on-orbit servicing, OOS) 기술의 기반이 되는 기술로서 목표 물체에 접근하는 데 반드시 필요한 선제적인 과정이다. 특히 우주상에서 검증이 어려운 기술로서 개발 단계의 위험성 및 비용 등을 줄이기 위하여 최근에는 초소형 위성이 활용되고 있다. 따라서 본 논문에서는 랑데부/도킹 기술 검증을 위한 초소형 위성의 추력기 구성과 제원을 소개하며, 초소형 위성의 작은 크기 및 낮은 전력에서 오는 추력 한계를 고려할 수 있는 상대 궤적을 설계하고자 한다. 또한 추력 한계를 고려하지 않은 경우와의 궤적 및 추력 사용량 등의 비교를 통해 추후 사용 가능한 추력기의 성능 향상에 따른 시나리오 설계에도 도움이 되고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제3권1호
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• pp.1-8
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• 1999

풍전압력비와 2차 제트 분사구 위치에 따른 2차분사 추력방향 제어(SITVC: secondary injection thrust vector control) 성능특성 변화를 수치해석하였다. 2차 제트 분사에 의해 간섭된 수축-팽창노즐 내부의 초음속유동장을 대상으로 3차원 비정상 오일러 방정식을 내재적으로 근사인자분해된 Beam과 Warming의 방법을 사용하여 차분하였으며, 2차 분사 제트에 의한 추력비 비추력비 및 전향각에 대한 성능변화를 고찰하였다. 연구결과 측추력과 비추력비는 2차 분사 질량유량에 비래하여 증가하는 반면, 비추력 성능은 감소되어 2차 분사 질량유량이 적을 수록 추력 성능손실이 적어지는 것으로 나타났다. 또한 동일한 전압력비에 대하여 2차 제트 분사위치가 노즐의 하류에 위치할수록 고속기 주유동과의 간섭에 의한 강한 충격파로 인하여 측추력과 측비추력의 증가와 함께 추력방향 제어성능이 향상됨을 알 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.483-486
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• 2009

항공기의 초음속 배기노즐에서 피치 및 요 편향과 함께 가변으로 작동하는 추력편향 노즐에 대한 연구를 수행하였다. 최대속도 마하 1.8, 비행 반경 400Nm에 대한 가상의 항공기에 대한 엔진모델을 생성하여, 항공기의 각 작동영역에 대한 싸이클 해석을 수행하여 추력편향 노즐의 기본사양을 구성하였다. 이를 바탕으로 2차원 추력편향 노즐을 설계하고, 유동 분석은 피치 및 요각의 편향에 의해 수행되어졌다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.365-368
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• 2009

마이크로 나노 급 위성의 자세제어를 위한 소형 추력 장치로써, 펄스 에너지를 활용한 새로운 추력기의 개발 연구를 진행 중이다. 레이저 추진은 연료를 탑재하지 않기 때문에 경량화 및 비용 절감이 가능하고 펄스 에너지 레벨을 조절하여 목적에 적합한 추력을 발생시킬 수 있다. 본 논문에서는 높은 추력 발생을 위하여 플라즈마 팽창 제한의 물질로 젤 형태의 물질을 적용하였다. 또한 pendulum system으로 속도를 측정하여 momentum coupling coefficient($C_m$)를 도출함으로써 추력 성능이 크게 향상되었음을 확인하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
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• pp.61-61
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• 2004

과학기술위성 1호(STSAT-1)는 위성의 자세를 제어하기 위하여 Reaction Wheel Assembly(RWA)를 적용하였으며, 위성의 무게중심에 Wheel의 회전수에 비례하는 관성모멘트를 발생시켜 자세를 제어하였다. 과학기술위성 2호(STSAT-2)는 과학기술위성 1호에 적용하였던 반작용휠(RWA)과 펄스형태로 동작시켜 위성의 자세 및 궤도제어를 위하여 요구하는 추력을 얻을 수 있는 펄스형 전기 추진시스템(Pulsed Plasma Thruster: PPT)이 탑재된다. (중략)

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.21-21
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• 1998

추력방향 제어시스템 설계에 있어서 가장 기본적으로 요구되는 Requirement는 Rocket Motor의 추력, 요구되는 최대 Side Force, Rocket Motor의 외경, System의 총 구동시간, 구동후의 분리여부 등이다. 이러한 Requirement를 만족하기 위해서는 Nozzle 출구의 분출가스 물성치로부터 초음속 유동해석을 통하여 Vane 주위의 속도, 온도, 압력 분포를 구하고, Vane의 받음각 변화에 대한 Aerodynamic Force와 Moment를 계산하고, Side Force를 만족하는 최대 받음각의 결정, Torque를 만족하는 감속기와 Motor의 선정 및 Housing 기본 형상을 설계하였다. 금번 개발에서는 지상 시험용으로서 안전 계수를 Flight Model보다 약간 높게 설계하였으며, 작동 완료 후 System이 Nozzle로부터 떨어져나가는 분리시스템은 포함하지 않았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.87-91
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• 2004

우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. ANASYN을 이용해 가스발생기 사이클 액체 로켓 엔진의 성능 오차 분석을 수행하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 $+5.34\%,\;-5.27\%$로 나타났으며 연소기 혼합비 오차는 $+9.07\%,\;-9.82\%$에 달했다. 가스발생기의 혼합비를 제어할 경우 추진제 유량의 제어 없이 혼합비만을 제어하면 엔진성능의 분산이 증가한다. 분산 요인에 대한 민감도 해석에 의하면 터빈 효율에서의 오차가 엔진 성능 분산에 가장 큰 영향을 미친다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권1호
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• pp.29-41
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• 2021

공기 흡입식 극초음속 비행체인 스크램제트의 공력 데이터를 기반으로 하여 꼬리날개 각도와 발생추력을 제어 입력으로 가지는 PID 기반 제어기를 설계했다. 일정한 비행 동압을 가지는 상승궤적과 순항 이후 목표지점을 타격하는 궤적을 기준으로 입력하여 해당 궤적을 추종하는 비행 시뮬레이션을 수행했다. 시뮬레이션 결과에 대해서 초기 상승궤적과 순항 궤적에 대해 비행체 모델에 요구되는 추력을 계산하여 수소 연료 이중 모드 스크램제트 연소기에 요구되는 연료 유량 분석을 위한 연소해석을 진행했다. 본 연구의 연소해석은 독립적으로 개발된 흡입구, 연소기, 노즐, 외부 공력 모델을 통합한 모델에 대해 진행되어 공기 흡입식 극초음속 비행체 통합 설계에 대한 기반을 마련했다.