• 한국항공우주학회지
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• 제41권2호
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• pp.142-149
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• 2013

추력편향 제어기술은 무인기의 고기동성 확보에 있어 필수적이다. 본 연구에서는 동축 코안다 효과를 이용한 초음속 사각노즐 유동의 추력편향 특성을 정량적으로 측정할 수 있는 다분력 시험장치를 개발하였다. 엄밀한 보정 및 자세한 자료분석 과정을 통하여 본 연구에서 개발된 시험장치의 로드셀 상호간섭에 의한 측정오차는 약 5% 미만임이 관찰되었고, 또한 고압 연결튜브에 의한 오차는 거의 무시할 수 있음이 판명되었다. 아울러 개발된 시험장치를 이용하여 본 연구의 동축 코안다 효과를 이용한 사각노즐의 추력편향 특성에 관한 기초적인 실험결과가 얻어졌다.

• 한국항공운항학회지
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• 제22권4호
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• pp.75-80
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• 2014

A lunar lander demonstrator developed for the purpose of demonstrating lunar landing technologies recently in Korea. The thruster control system of the lunar lander demonstrator adopted the main thrusters for altitude control and the reaction thrusters for attitude control. In this paper, we propose a path tracking controller base on Euler angles. The control signals of the controller are of continuous type. And Pulse Width Modulator(PWM) is adopted to provide On/Off signals. We perform MATLAB simulation for evaluating the path tracking performance and the final landing velocity of the lunar lander demonstrator.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제13권6호
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• pp.2421-2427
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• 2012

본 논문은 쿼드로터 무인기의 비선형 적응 자세 제어기 설계에 대한 것이다. 쿼드로터 무인기는 4 개의 추력기를 갖는 불완전한 비선형시스템으로써 모델 파라미터가 변화하기 때문에 특별한 제어기가 필요하다. 본 연구에서는 산업 응용에 따른 페이로드의 변화에 따라서 무인기의 모델파라미터가 변화하더라도 페이로드에 따른 튜닝을 자동으로 할 수 있도록 적응제어기를 설계하였다. 특히, 무인기의 수학적 모델을 이용하여 비선형 적응제어기를 설계하였고 리야프노프 함수를 이용하여 이론적으로 안정성을 분석하였고 페이로드 변화에 따른 시뮬레이션을 통해서 제어기의 성능과 파라미터 추정법칙의 유효성을 입증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권6호
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• pp.69-77
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• 2020

액체 핀틀 추력기의 성능해석을 위해 준 일차원 다상 반응유동 해석코드를 개발하였다. 해석코드의 주요모델로서 다상 유동장, 액적의 기화, 다상 연소, 액체 막냉각 등의 모델들을 적용하였다. 액적기화 모델은 Abramzon의 기화모델을 적용하였으며 연소 모델은 flamelet 모델을 적용하였다. 막냉각 효과는 Shine의 모델을 적용하였다. 각 모델을 사용하여 산소-질소의 Sod shock 튜브, n-decane 액적기화, 케로신 다상연소, 막냉각 길이를 계산하여 선행 연구자의 결과와 비교 검증하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제36권5호
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• pp.563-569
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• 2012

추력 30톤급 액체로켓엔진에 대한 에너지 밸런스 해석을 수행하였다. 추력-연소압 관계, 추력-추진 제유량 관계 및 연소압-연료펌프상승 관계를 문헌에 공개된 실존 로켓엔진에 대한 데이터베이스와 비교하였다. 참고문헌의 분류에 따른 구형 설계보다 연소압이 높으며 이는 고성능 지향적이라는 의미를 가진다. 추력-추진제유량 비율은 기존엔진과 유사한 수준이었으며 이는 통상 수준의 비추력 성능을 의미한다. 연소압을 감안한 연료펌프의 압력상승은 높은 수준이며 이는 본 연구의 고려 대상인 엔진이 지상시험용으로서 차압설정이 최적화되지 않았기 때문이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.122-129
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• 2004

소형 액체 엔진의 개발을 위한 과정에는 정확한 추력 측정이 성공적인 시험 및 평가를 위해 필수적이다. 본 논문에서는 추력 측정 장치의 개발을 위해 고려해야 할 설계 요소 및 제작 과정 동을 살펴본다. 측정 장치의 특정들이 기술되고 진공 환경을 모사한 연소 시험을 통해서 그 성능을 평가하였다. 측정 장치의 성능 시험을 위해 추진제 주입 압력의 변화에 따라 정상모드와 펄스모드에서 연소 시험을 수행하였으며 고유 진동수 및 구조물 의 선형성 시험과 같은 특성 시험을 통해 소형 액체 엔진의 정확한 추력 측정을 위한 적합성을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.28-39
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• 2018

본 연구에서는 추력조절용 핀틀 노즐의 길이비에 따른 정상상태와 비정상상태 특성을 파악하기 위해 수치해석을 수행하였다. 노즐과 핀틀의 영역은 분리하여 격자를 생성하고 중첩격자기법을 사용하였다. 핀틀 형상은 길이비에 따라 5가지로 선택하였고, 정상상태 해석결과 핀틀의 길이가 길수록 추력과 추력계수가 높게 나타났다. 비정상상태 해석의 경우 핀틀의 속도에 따라서 연소실 압력 경향이 달라지며 추력과 유동구조에 영향을 미친다. 노즐 출구에서의 추력은 노즐목 단면적 변화에 빠른 응답특성을 보이며, 추력과 추력계수 등 성능 주요 인자들의 예측시 핀틀의 구동 속도와 핀틀 거동에 의한 연소실 압력파의 전달속도를 고려해야 한다.

• 한국산학기술학회논문지
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• 제20권10호
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• pp.100-106
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• 2019

고농도 과산화수소와 케로신을 추진제로 하는 액체 로켓 엔진을 이용하여 수직형 연소 실험대에 고고도 모사용 디퓨저와 기 검증된 추력 측정 장치를 장착하여 지상 및 고고도 모사 연소 실험 설비를 구축하였으며, 고도에 따른 추력 특성을 고찰하였다. 선행으로 고고도 모사용 디퓨저의 특성 및 시동압력을 검증하기 위하여 1:4.8 스케일로 축소한 디퓨저를 설계 및 제작하였다. 축소형 디퓨저는 질소 가스를 이용하여 cold flow test를 수행하여 성능 및 시동 특성을 확인하였으며, 그 결과 연소 실험용 디퓨저의 성능 안정성과 시동 특성을 확보하였다. 수직형 연소 실험대에 고고도 모사용 디퓨저와 추력 측정 장치를 장착하고, 시스템 저항에 대한 추력 보정식을 도출하였다. 추력 보정식은 실제 연소 실험 전에 수행한 추력 단계별 실험과 진공 단계별 실험을 통하여 도출하였다. 작동 고도가 10km인 노즐을 설계, 제작하여 지상 연소 실험 및 고고도 모사 연소 실험을 수행하여 작동 고도 변화에 따른 추력 특성을 분석하였다. 추력 측정 장치에서 계측한 추력값을 이용하여 실제 추력을 각각의 보정식을 이용하여 계산하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권9호
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• pp.649-657
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• 2019

대표적인 단일추진제로 사용되는 하이드라진은 극독성의 물질이므로 인체에 유해할 뿐만 아니라 취급이 매우 어렵다는 단점을 가지고 있다. 이를 대체하고자 최근에는 무독성의 친환경 추진제 개발 연구가 많은 관심을 받고 있다. 그중에서 스웨덴 우주공사(Swedish Space Corporation)에서 개발한 ammonium dinitramide(ADN) 계열 추진제는 하이드라진보다 우수한 성능을 가질 뿐만 아니라 우주환경에서의 성능검증을 통해 현재 상용화 단계에 이르렀다. 한편, 추력기 노즐에서 배출된 배기가스는 고진공의 우주 공간에서 확산하는 동안 위성체와 충돌할 경우 열 하중 및 표면 오염 등을 발생시켜 위성체의 성능과 수명을 감소시킬 수 있다. 하지만 친환경 추진제 추력기의 배기가스가 위성체에 미치는 영향에 대한 연구는 아직까지 본격적으로 수행되지는 않은 것으로 조사되었다. 따라서 본 연구에서는 Navier-Stokes 방정식과 직접모사법을 이용하여 ADN 계열 친환경 추진제에 대해 우주 공간에서의 배기가스 거동을 해석하고 하이드라진과 비교하였다. 이를 통해 향후 ADN 계열 친환경 추진제를 사용하는 위성체 개발 시 설계 검증자료로서 활용될 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.454-456
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• 2012

한국형발사체(KSLV-II) 3단용 7톤급 액체로켓엔진 연소기 개념설계에 대한 내용을 기술하였다. 3단용 엔진은 TP 방식 엔진이며, 연소기의 진공추력은 6.9 tonf, 진공 비추력 336.9 sec, 연소압력 70 bar, 노즐 팽창비 94.5, 총 추진제 유량 20.5 kg/s, 혼합비 2.45 이다. 7톤급 연소기의 헤드부는 90개의 동축 와류형 분사기로 구성되고, 연소실은 케로신 재생냉각 일체형 연소기이다.