• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.488-491
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• 2011

금속 소재의 열구조 안정성을 파악하기 위해 고체연료 추진기관의 노즐에 대해 열구조 해석을 수행하였다. 금속 소재 노즐은 짧은 연소 시간이지만 고온, 고압의 연소가스에 직접 노출되어 열하중이 상당히 클 것으로 판단된다. 해석 결과를 통해 열하중의 영향을 예측하고 향 후 추력기 설계 자료로 이용하고자 한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권2호
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• pp.13-18
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• 2015

Micro planar type liquid propellant thruster was fabricated by MEMS manufacturing process for micro/nano satellites applications. 90 wt.% hydrogen peroxide was used as propellant and for propellant decomposition, Pt/Al2O3 was used as catalyst. Micro thruster structure was made by 5 photosensitive glasses patterned with thruster component profiles. Objective thrust was 50 mN and required hydrogen peroxide mass flow was 2.1 ml/min, which was supplied by syringe pump and teflon tube in experimental test. Performance test said that average steady thrust was approximately 30 mN, around 60% of objective thrust, and transient time was about 5 sec. It is estimated that extended response time was due to high thermal energy loss of micro scale thruster and low enthalpy input by propellant mass flow.

• 유체기계공업학회:학술대회논문집
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• 유체기계공업학회 2006년 제4회 한국유체공학학술대회 논문집
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• pp.45-46
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• 2006

Usual LEO satellite for earth observation use a blowdown hydrazine monopropellant propulsion system for attitude hold and orbit maintenance. For precision control, thruster valve has very short closing time, but this can cause water hammering and pressure surge. Since water hammering and pressure surge can cause damage of propulsion system and ununiform thrust, Thruster valve closing is one of the special concern during satellite propulsion system design. In this paper, an analysis for propellant feed system is conducted using the method of characteristics. The results represent water hammer effect is negligible even at the worst case and pressure surge can be decreased effectively with a trim orifice.

• 항공우주기술
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• 제2권1호
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• pp.124-132
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• 2003

전체 시스템을 구성하는 각 서브시스템들은 제작 및 조립된 후 자체 기능 및 성능시험을 수행하게 된다. 이러한 각 서브시스템들이 서로 연계되어 동작할 경우에는 그라운드 및 EMI 노이즈 등 여러 가지 요인에 의해 비정상적인 동작을 유발할 수 있으며, 비행시험 전에 확인절차를 반드시 거쳐야 한다. 본 논문에서는 KSR-III 1단 룰 자세제어 시스템에 대한 인증시험 절차 및 결과에 대하여 기술하였다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2006년도 추계 학술대회논문집
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• pp.101-105
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• 2006

The computational fluid dynamic analysis has been conducted for the thermo-chemical flow field in an arcjet thruster with mono-propellant Hydrazine (N2H4) as a working fluid. The Reynolds Averaged Navier-Stokes (RANS) equations are modified to analyze compressible flows with the thermal radiation and electric field. The Maxwell equation, which is loosely coupled with the fluid dynamic equations through the Ohm heating and Lorentz forces, is adopted to analyze the electric field induced by the electric arc. The chemical reactions of Hydrazine were assumed to be infinitely fast due to the high temperature field inside the arcjet thruster. The chemical and the thermal radiation models for the nitrogen-hydrogen mixture and optically thick media respectively, were incorporated with the fluid dynamic equations. The results show that performance indices of the arcjet thruster with 1kW arc heating are improved by amount of 180% in thrust and 200% in specific impulse more than frozen flow. In addition to thermo-physical process inside the arcjet thruster is understood from the flow field results.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.1578-1583
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• 2003

Time-Optimal solutions for attitude control with reaction wheels as well as with thrusters are studied. The suggested varying-time-sharing ratio thrusting is found to reduce the maneuvering time enormously. The hybrid control such as sequential hybrid and simultaneous hybrid with reaction wheels and thrusters are considered. The results show that simultaneous hybrid method reduces the maneuver time very much. Spacecraft model is KOrea Multi-Purpose SATellite(KOMPSAT)-II, which is being developed by KARI in KOREA as an agile maneuvering satellite.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2002년도 추계학술대회 논문집 전기기기 및 에너지변환시스템부문
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• pp.30-32
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• 2002

선형동기전동기는 고추력, 고정밀 운전을 요하는 시스템에 많이 사용되고 있는데, 추력 증가에 따른 추력 리플의 증가는 고정밀 위치제어에 어려움을 주기도 한다. 철심형 선형동기전동기에서는 자석 배열과 철심 치형상의 상호 관계에 의해 발생하는 디텐트력의 영향이 매우 크므로 이를 저감하기 위한 철심 구조의 설계가 필요하다. 본 논문에서는 실제 제작성을 고려하여 치와 철심부의 챔퍼링, 길이 변경, 자석 배열의 스큐 적용 등을 통해 선형동기전동기의 디텐트력을 저감하기위한 설계법을 제시하고 그 효과를 시험기의 제작 및 실험을 통해 증명하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제15권3호
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• pp.70-76
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• 2007

The benefits for using reduced takeoff thrust are many, ranging from lower maintenance and operating costs to improved engine and dispatch reliabilities. Some pilots, however, are apprehensive about using reduced thrust. They are particularly reluctant to use the maximum permissible level of reduced thrust. Two common arguments are (1)If reduced thrust is used, then the airplane will not be able to clear the obstacles if an engine fails during takeoff, and (2)If the maximum allowable assumed temperature is used, then there will be no stopping margin left if the takeoff is aborted. There is the notion that using reduced thrust sacrifices safety. The intent of this discussion is to: (1)Show that reduced thrust performance meets all regulatory requirements (2)Show that the Assumed Temperature method includes inherent extra performance margins (3)Show how to maximize performance margins while maximizing thrust reduction.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.49-52
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• 2007

마이크로 인공위성에 적용 가능한 마이크로 추력기를 개발하기 위해서는 우주환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 논문에서는 $10^{-5}$ torr의 진공도를 유지할 수 있는 진공설비를 구축하였고, 이 장비는 $100{\sim}120km$의 고도를 모사할 것으로 기대된다. 실제 장비운용에 앞서 사용할 펌프의 성능을 예측하고 저진공 펌프를 작동시켜 이론에 의한 예상 진공도와 실험을 통한 진공도를 비교 분석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.9-15
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• 2012

추력변화를 초공동 수중운동체의 추진체로 사용되는 수반응성 금속입자와 해수는 연소챔버 내에서 균질하게 혼합될 때 비추력이 극대화 된다. 본 연구의 목적은 상사성의 관점에서 분사기 형상이 입자 분포에 미치는 영향을 알아보는 것이다. 이를 위해 PIV기법을 이용하여 반경방향의 입자 분포와 입자 평균속도의 상사성에 대하여 알아보았다.