• 한국항공우주학회지
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• 제45권11호
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• pp.932-938
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• 2017

플라자마의 거동을 오일러리안 격자와 라그랑지안 입자를 혼합하여 해석하는 Particle-in-cell 기법을 적용하여 간략화된 홀추력기를 해석하였다. 본 연구는 중성입자, 이온입자 뿐만 아니라 전자도 라그랑지안 기법으로 개별추적 계산하기 때문에 message passing interface 기법을 이용해 대용량 계산이 가능한 병렬클러스터링을 적용하였다. 계산에 앞서 일정한 벡터의 자기장에서 전자군의 나선형 거동을 해석하였고, 절대해와 일치함을 확인하여 코드를 검증하였다. 실린더 내부에 반경방향으로 일정한 자기장과 축방향으로 일정한 전기장을 고정시켜 플라즈마의 거동을 PIC 모델을 이용하여 해석하였다. 반응 실린더 내부에 전자가 로렌츠 힘에 의해 이중나선을 그리며 구속되는 현상이 잘 포착되었고, 고속 회전하는 전자와 주입된 중성입자가 충돌하여 이온화 되었고, 대전된 입자가 축방향의 전기장에 의해 급 가속하는 현상 또한 잘 모사되어 플라즈마의 플룸 거동을 모사하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권8호
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• pp.662-670
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• 2018

고도보정 노즐은 모든 고도에서 최적의 성능을 발휘할 수 있도록 고안된 노즐이다. 발사체의 비추력을 향상시키기 위한 방법으로는 연소실만의 특성인 특성배기속도를 향상시키는 방법과 노즐만의 특성인 추력계수를 향상시키는 방법이 있다. 고도보정 노즐은 동일한 연소기에서 노즐의 성능 개선을 통해 발사체의 성능향상을 가능하게 한다. 고도보정 노즐에 대한 연구는 독일 DLR에서 활발하게 진행되고 있으며, 미국, 러시아, 영국, 호주, 일본 등 항공우주선진국에서도 진행되고 있다. 본 논문에서는 고도보정 노즐에 대한 기술 현황 및 특허 동향에 대해 조사하였다. 이를 바탕으로 고도보정 노즐의 기술흐름을 파악하고 발사체 성능향상 연구에 기초자료로 활용하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.61-65
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• 2006

수십 msec의 단시간에 큰 추력을 발생시키는 임펄스모타의 무게를 가볍게 하기 위하여 금속재와 복합재를 조합하여 수만 psia의 초고압을 지탱하는 압력용기의 설계이론을 개발하였고, 탄소성 구조해석을 통하여 이론식의 타당성을 입증하였다. 임펄스모타의 연소관을 이론식으로 설계하고 제작하여 유압시험과 지상연소시험을 실시하였다. 실험결과의 파열압력은 설계식과 구조해석 결과로 예측한 값과 유사한 값을 보였다. 본 논문의 설계이론을 통하여 설계단계에서 가볍고도 충분한 안전율을 갖는 고압용기를 간단히 설계할 수 있게 되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권4호
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• pp.69-76
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• 2015

최근 기존 화약과 추진제의 환경 지속성은 에너지 물질 분야에서 중요한 이슈로 부각되고 있다. 예를 들어 고체추진제의 산화제인 ammonium perchlorate(AP)는 염산과 같은 독성 가스와 대기 오염을 발생시켜 환경적 문제를 야기한다. 산화제 중 hydrazinium nitroformate(HNF)는 높은 밀도와 압력 지수를 가지고 있으며, 연속 가변형 추력기 시스템(DACS)에서 연소하는 동안 소규모의 연기를 배출하는 성질을 가지고 있기 때문에 환경 친화적으로 효과적인 후보 물질이다. 본 발표에서는 다양한 조건을 통하여 합성법을 적립하였으며, 결정화 과정에 필수적인 자료인 용해도 연구에 대해 수행하였다. 또한 결정화 방법 중 냉각법, 침전법, 초음파를 이용한 연구도 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.50-54
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• 2011

본 연구는 산화제 $N_2O$를 사용하는 하이브리드 로켓 내탄도 설계를 위해 Two-phase 모델을 이용해서 $N_2O$의 2상 유체를 해석하였으며 하이브리드 지상 연소시험을 수행하여 내탄도 해석 결과와 비교 분석하였다. Two-phase 모델은 $N_2O$와 같은 포화 압축성 유체를 적용한 Blow-down 산화제 방식에 적합한 유동 모델로서 Part 1에서 $N_2O$산화제의 배출을 잘 모사함을 확인하였다. 하이브리드 지상연소시험은 연료로 HDPE, 산화제로 $N_2O$를 적용하였으며 평균추력 30 kgf, 산화제 탱크 압력 50 bar로 설계한 연소기를 사용하였다. 내탄도 해석 결과는 지상 연소시험의 추력, 산화제 탱크 및 연소실 압력 결과와 유사함을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제23권2호
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• pp.127-134
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• 2006

지구대기에 의해서 태양동기위성의 고도가 감소될 때 초기 궤도경사각에 따른 승교점 통과시각의 변화를 분석하였다. 이를 위해 고도 500km인 위성에 대해서 3년간 궤도예측 연구를 수행하였으며 초기 승교점 통과시각은 06시, 09시, 12시, 15시, 그리고 18시로 하였다. 위성의 고도 감소와 초기 승교점 통과시각에 따라서 각각 다른 궤도경사각의 변화를 얻을 수 있었으며 승교점 통과시각 역시 달라짐을 알 수 있었다. 이를 이용하면 궤도조정을 위한 추력기가 탑재되지 않은 태양동기위성에 있어서 임무기간 동안 승교점 통과시각의 변화를 최소로 하는 초기 궤도요소를 산출할 수 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.98-110
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• 2015

최근에 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위해 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용하여 지상에서 시뮬레이터의 구동을 통해 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세이다. 지상 환경에서 우주비행체 시뮬레이터의 기동 및 자세제어를 위해 일반적으로 구성이 간단하고 신뢰도가 높은 냉가스 추진시스템이 사용된다. 본 연구에서는 우주비행체 지상시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개념설계 결과로서 임무 요구조건에 부합하는 주요 설계 파라미터를 도출하였으며, 전체 시스템 구성을 위한 적절한 사양의 상용부품을 선정하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.87-97
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• 2015

지상 조건에서 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위한 일반적인 방법으로는 우주비행체 설계단계에서 비행 소프트웨어를 이용한 시뮬레이션과 우주비행체 조립 후 시스템 수준에서의 통합 기능시험이 있다. 최근에는 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용함으로써 지상에서도 시뮬레이터의 구동을 통해 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세다. 본 연구에서는 우주비행체 시뮬레이터의 개념설계 수행시 필요한 기초 데이터를 도출하기 위해 시뮬레이터용 냉가스 추진시스템에 대한 연구개발 동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권2호
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• pp.1-8
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• 2017

본 연구에서는 모델연소실 내부 메탄-산소 확산화염의 연소특성을 분석하기 위해 추진제의 다양한 분사조건에서 연소실험을 수행하여 연소안정한계 측정 및 화염의 형상변이를 관찰하였다. 연구 결과, 추진제가 이론당량비 조건으로 접근할수록 높은 산소 Reynolds 수($Re_o$) 구간에서도 안정적인 부상화염이 관찰되었으며, 가시화염의 길이는 증가하고, 부상높이는 감소하는 경향이 나타났다. 스월 동축형 인젝터에 의한 추진제의 스월효과로 인해 폭이 넓고, 길이가 짧은 화염이 생성되어 연소실 크기가 제한적인 추력기에서의 사용이 적합함을 확인하였다.

• 한국자동차공학회논문집
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• 제24권6호
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• pp.642-648
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• 2016

This paper deals with an analytical and experimental investigation to predict the axial thrust load that results from turbocharger operating conditions. The Axial forces acting on the turbocharger thrust bearing are caused by the unbalance between turbine wheel gas forces and compressor wheel air forces. It has a great influence on the friction losses, which reduces the efficiency and performance of high-speed turbocharger. This paper presents the calculation procedure for the axial thrust forces under operating conditions in a turbocharger. The first step is to determine the relationship between thrust forces and strains by experimental and numerical methods. The analysis results were verified by measuring the strains on a thrust bearing with the specially designed test device. And then, the operating strains and temperatures were measured to inversely calculate the thrust strains which were compensated the thermal effects. Therefore it's possible to calculate the magnitudes of the thrust forces under operating turbocharger by comparing the regenerated strains with the rig test results. It will possible to optimize the design of a thrust bearing for reducing the mechanical friction losses using the results.