• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1997년도 제9회 학술강연회논문집
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• pp.3-3
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• 1997

미사일 수직발사 시스템은 공간을 작게 차지하고 간편하여 각국이 선호하고 있다. 그러나 수직발사 초기에는 매우 낮은 속도로 상승하므로 Fin의 공력이 발생하지 않기 때문에 추력방향을 직접제어하지 않으면 안된다. 추력방향 제어장치는 Gimbal, Jet Vane, Jet Tab, Secondary Injection 등 여러 방식이 있으나 Jet Vane Type의 추력 방향 제어장치는 응답이 빠르고 경량화가 가능하며 후방 Fin과의 연동 및 작동 후 분리가 가능하다는 장점으로 인해 수직발사 미사일의 초기 방향제어에 주로 사용한다. 이 장치는 Vane이 화염 속에서 직접 구동되므로 고내열성 재료의 기술이 필요하며 미사일의 전체 System에 요구되는 Side Force를 발생시키기 위한 Vane의 최대 받음각 및 회전속도를 결정해야 한다. 따라서 초음속 유동해석을 통해서 Vane의 받음각에 대한 Side Force와 Torque를 계산하며, 구조해석을 통해 Side Force가 가해지는 동안의 Housing의 굽힘, 비틀림 하중 등을 계산하였다. 또한 Controller는 기존의 유압방식보다도 소형이며 복잡하지 않고 가격이 싼 DC Motor와 감속기를 이용하여 빠른 응답성에 부합토록 설계하였다. 본론에서는 성능과 관련된 초기 요구조건에 대한 최적설계의 변수들을 해석하고. 그에 따른 개발사양, 개발 과정, 구조, 시험방법 등에 대해 고찰하고자 한다.

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

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.1-8
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• 2013

단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.8-8
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• 2000

하이드라진 단기액체엔진을 장착하고 궤도에서 임무를 수행하고 있는 다목적실용 위성 추진시스템 궤도비행 초기운용 자료에 근거하여 추진제 소모율을 산정 한다. 추진시스템은 위성의 궤도각과 비행고도 조정을 위한 속도증분($\Delta$V) 및 자세제어를 위한 추력을 발생시킨다. 단기액체 추진시스템에서 추진제 소모량은 추력기 밸브의 개폐시간에 비례하고 추력 생성 효율은 추진제의 연소기 유입압력에 종속한다. 일정질량의 가압 기체 압력에 의해 연료를 공급하는 추진시스템에서 잔류 추진제 량의 감소는 연소기 유입압력의 감소를 유발하고 추진기관의 효율을 저하시키는 요인으로 작용하여 임무말기로 진행함에 따라 동일한 운동량 생성에 보다 많은 연료소모가 이루어진다.(중략)

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권1호
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• pp.76-81
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• 2009

본 논문에서는 가변 추력 고체추진기관을 모사할 수 있는 상온기체 시험장치를 이용하여 고체추진기관의 연소실 압력을 능동적으로 제어할 수 있는 비선형 압력 제어알고리듬을 제안하였다. 제안된 제어기법은 고체추진기관의 비선형성과 시변성을 고려하여 설계되었으며, 압력 및 온도조건 등에 따른 물리적 변수들의 변화를 적응제어 알고리듬을 통하여 보상하였다. 비선형 압력제어 알고리듬의 효과를 상온기체 모사장치를 이용한 압력제어 실험을 통하여 검증하였으며, 실험결과 일반적인 비례 제어기 및 비례-적분 제어기에 비하여 제안된 제어기법이 더 좋은 압력제어 성능을 보임을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.122-126
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• 2009

KSLV-I은 100kg급 소형 인공위성을 지구 저궤도에 진입시키는 임무를 수행하여야 하며, 이를 위해 상단의 3축 자세제어를 위한 자세제어 시스템이 요구된다. 추력기 노즐을 통해 질소가스를 방출함으로써 발생하는 작용 반작용 모멘트를 제어모멘트로 사용하는 냉가스 추력기 자세제어 시스템을 KSLV-I 상단의 3축 자세제어 시스템으로 선정하였다. 충전 시스템의 유량 검증 및 충전 시나리오 작성을 위해 지상 충전 시스템 개발 전단계로 충전모사 시스템의 개발이 필요하다. 본 논문에서는 KSLV-I 충전 모사 시스템의 오리피스 설계, 시스템 개발, 충전 시험에 관한 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.92-98
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• 2006

2006년에 발사된 다목적실용위성은 자세제어 등에 필요한 추력과 모멘트를 발생하기 위해 NASA의 1lbf급 단일추진제 표준 추력기인 MRE-1을 사용하고 있다. 단일추진제 추력기는 추진제와 촉매와의 열분해 반응에 의해 추력을 발생시키는데 이때 발생되는 분해열은 상대적으로 온도가 낮은 주변 구조물 및 전자부품으로 과도한 복사열전달을 발생시키는 열원이 된다. 따라서 추력기와 타 부품 사이에 과도한 복사 열전달을 방지하기 위해서는 복사 열차폐막이 필요하다. 본 논문에서는 열차폐막의 설계/해석 및 제작 등 전반적인 개발 과정에 대해 설명하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.175-178
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• 2011

본 논문에서는 자세제어용 추력기에 사용되는 단일액체추진제의 성능특성 및 활용현황을 조사한다. 과산화수소는 단일추진제로서 1960년대 중반까지 활발히 사용되었으나, 비추력 성능과 저장성이 탁월한 하이드라진으로 급속히 대체되었다. 하이드라진은 양호한 성능특성을 배경으로 인공위성, 행성간 탐사선, 우주발사체 등의 단일추진제로서 가장 많이 사용되고 있다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.171.2-171.2
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• 2012

위성 개발에서 추력기는 위성의 경사각 및 고도 등의 궤도 제어 용도 이외에 위성 동작 초기 혹은 비상 상황에서 안정적인 전력 공급을 위한 자세 제어용 구동기로 사용되어야 하므로 매우 높은 신뢰성을 필요로 한다. 국내의 실용위성을 위해 개발되어 사용되고 있는 출력기는 1 파운드의 작은 용량으로 위성 운영에 일부 제약을 주게 된다. 본 논문은 위성 운영에 있어 반드시 필요한 궤도 천이 절차와 관련하여 기존에 사용된 절차를 보완하기 위한 방법에 대해 기술한다. 기존에 개발된 위성에서는 궤도 조정을 위한 자세 변화에 추력기를 사용하였다. 그러나 위성의 무게가 커짐에 따라 자세 변환을 위한 시간이 오래 걸려 궤도 조정 효율이 떨어지는 요인이 되고 있다. 뿐만 아니라, 자세 변화 과정에서 벡터 방향의 추력으로 인해 원하지 않는 궤도 변화가 생기므로 정밀 궤도 결정에도 영향을 주게 된다. 최근에 개발된 위성의 경우, 위성의 기동 성능을 높이기 위해 고성능 반작용 휠을 사용하므로 이를 이용하여 궤도 천이 전에 자세 변화를 하도록 하고 있다. 이러한 방법을 적용한 결과, 정밀 궤도 결정에 도움이 될 뿐만 아니라 자세 변화로 인한 연료 소모를 줄이는 효과도 있어 위성의 수명 연장에 도움이 되는 것으로 확인되었다.