• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.178.2-178.2
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• 2012

정지궤도위성은 발사체에서 위성이 분리된 이후 천이궤도로부터 원하는 목표궤도로 궤도전이를 해야 한다. 또한 임무기간동안 궤도상에서 다양한 교란을 겪게 되며 이로 인해 시간이 증가함에 따라 위성의 위치가 변화하게 된다. 정지궤도위성은 이러한 궤도전이 및 궤도상 위치변화를 제어하기 위한 추진시스템을 장착하고 임무기간에 걸쳐 요구되는 추진제를 탑재해야 한다. 위성의 설계 초기에는 추정되는 위성의 건조질량을 기반으로 하여 궤도전이와 궤도상 임무에 필요로 하는 추진제 버짓을 계산하고 이를 토대로 하여 위성 시스템 설계를 진행한다. 또한 발사체별로 발사체의 성능과 발사장에 따라 근지점고도와 발사 경사각이 모두 상이하므로 발사체가 정해지지 않은 상태에서 발사체별 추진제 버짓을 계산, 비교하고 추진 시스템의 탱크가 이를 모두 수용할 수 있는지 분석하는 것이 중요하다. 본 논문에서는 정지궤도복합위성의 추정 건조질량과 임무분석을 통해 주어진 ${\Delta}V$와 각 발사체별 궤도전이에 필요한 ${\Delta}V$를 바탕으로 하여 발사체별 추진제버짓을 계산하였고 이를 비교검토 하였다. 이후 이러한 기본 자료를 바탕으로 하여 정지궤도복합위성 추진시스템의 추진제 수용가능 여부, 건조질량 증가 여유 등 기본설계를 진행할 수 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.10a
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• pp.25-25
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• 1998

최근의 선진국의 전략미사일에 사용되는 추진제 개발 방향은 고에너지, 저민감, 무연 및 무공해 추진제를 목표로 하고 있다. 현재까지 가장 널리 사용되어온 AP는 성능이나 기계적 특성에서 우수한 산화제이나 로켓 모타 배출기체 중에 HC1을 생성함으로써 2차 연기를 생성하며, HC1 자체가 인체에 유해한 물질이라는 단점들을 가지고 있다. 또한 RDX나 HMX는 에너지가 높은 반면 쇽(shock)에 대해 매우 민감한 단점을 가지고 있다. AN은 이러한 HC1을 생성하는 AP의 단점과 쇽에 민감한 RDX와 HMX의 단점을 해결할 수 있는 대체 산화제로 사용할 수 있으나, 성능이 대외적으로 떨어지며 상변이와 흡습성이 높은 단점이 있다. ADN은 -100~+10$0^{\circ}C$범위에서 상 변이가 없고 밀도는 1.801g/㎤, Hf는 -290cal/g이다. ADN을 산화제로 사용하면 HTPB/AP 추진제와 동등하거나 그 이상의 성능을 갖는 추진제를 만들 수가 있으며, 유해 기체인 HC1을 배출하지 않음으로 인하여 2차 연기를 없애는 장점이 있다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.18 no.2
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• pp.16-26
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• 2014

T-Burner tests of an Al/HTPB propellant in conjunction with a Pulsed DB/AB Method were conducted to find an acoustic amplification factor. Aluminum-free and aluminum-heavy propellants were examined. Instant surface ignition was successfully made by the use of a supplementary propellant of fractionally higher reaction rate. With the presence of higher aluminum concentration in the propellants, the pressure perturbations were promptly damped down and the pressure fluctuations were no longer dispersive. Addition of aluminum particles into the propellant was advantageous for stabilizing pressure-coupled unstable waves.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1995.05a
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• pp.119-123
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• 1995

우리 나라에서 고체추진기관에 대하여 관심을 갖고 연구를 시작한 것은 1970년대 중반 국방과학연구소를 중심으로 이루어 졌으며, 그후 추진기관의 설계와 제조분야에서 괄목할만한 기술축적을 이루어 왔다. 고체추진제 그레인의 성형기술도 이에 발맞추어 상당한 기술발전이 있었다. 앞으로 우리 나라도 우주산업 진출이 가시화 되고 있으며 이에 따른 우주발사체 추진제 성형기술도 선진국 수준의 기술 개발이 요구되는 실정이다. 본 논문에서는 추진기관 제조 기술중 중요한 기술인 고체 추진제 그레인 성형용 코아 설계를 중심으로한 그 동안의 개발내용과 향후 발전 방향에 대하여 기술하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.42 no.10
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• pp.870-877
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• 2014

Geostationary satellites undergo various orbital perturbations and this results in location change. Therefore, all the geostationary satellites use the thruster in order to control the location change. For this purpose, the suitable amount of liquid propellant is mounted and the amount of propellant is reduced as time goes by. This means that the lifetime of the satellite depends on the residual propellant amount. Therefore precise residual propellant gauging is very important for the mitigation of economic losses arised from premature removal of satellite from its orbit, satellites replacement planning, slot management and so on. In this paper, we introduce the propellant gauging methods used in the geostationary satellites and the propellant gauging method studied in the laboratory level.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.23 no.3
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• pp.44-50
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• 2019

HNIW is a high energy material and has four crystalline phases, it is known that the thermal properties of the material depend on the crystal phase. In this sturdy, the viscosity, mechanical and burning properties of a solid propellant with nitrate ester polyester(NEPE) system with respect to the crystal phases of HNIW. According to the crystal phase of HNIW, the mechanical properties of the cured propellant did not change considerably, however differences were observed in the burning properties. Considering both a high density and stable burning properties, the optimum crystal phase of HNIW can be identified as the main factor influencing to the NEPE system propellant.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.4
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• pp.363-368
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• 2010

In the solid rocket propellant combustion, the dynamic phase change from solid to liquid to vapor occurs across the melt layer. During the surface burning, liquid and gas phases are mixed in the intermediate zone between the propellant and the flame to form micro scale bubbles. The known thickness of the melt layer is approximately 1 micron at $10^5$ Pa. In this paper, we present a model of the melt layer structure and the dynamic motion of the melt front derived from the classical phase field theory. The model results show that the melt layer grows and propagates uniformly according to exp(-1/$T_s$) with $T_s$ being the propellant surface temperature.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.233-239
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• 2003

The present study has numerically investigated the combustion processes in the solid propellant rocket engine. The two step global reaction model for condensed phase and five step global reaction mechanism for gas phase are adopted to predict the detailed flame structure near double-base solid propellant surface. The turbulence-chemistry interaction is represented by the PaSR(Partially Stirred Reactor) model. To reduce the uncertainties for convective heat transfer near solid fuel surface having strong blowing effect, the Low Reynolds number k-$\varepsilon$ turbulent model is employed. Based on numerical results, the detailed discussion has been made for the turbulent combustion processes and transient behavior of pressure and temperature fields in the solid propellant rocket engine.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.04a
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• pp.3-10
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• 1997

본 연구에서는 추력 500 Kgf의 액체 추진기관을 설계, 제작 및 연소시험을 수행하여 연소 특성을 살펴보았다. 추진제로는 우주발사체 Booster용으로 폭넓게 사용되는 탄화수소계 연료인 kerosene과 산화제로 취급이 용이하고 저장 특성을 지닌 98 % White Fuming Nitric Acid(WFNA)를 사용하였고, 엔진 점화를 위해 WFNA와 접촉 발화성 (Hypergolic)을 갖는 Furfuryl Alcohol/Aniline 혼합액을 사용하였다. 로켓엔진은 20 Kgf/$cm^2$의 연소실 압력으로 500 Kgf의 평균 추력을 내도록 설계되었고, 연소실벽을 고온 연소가스로 부터 보호하기 위해 Film Cooling 방식을 적용하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.614-615
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• 2010

The propellants distribution of an oxidizer rich preburner was predicted by a simplified physical approach. The Mixing head is composed of honeycomb array of 7 fuel injectors and 24 oxidizer injectors. The OF ratio of the mixing head is 15. As results, the OF ratio of the central area is about 9 and the OF ratio of the wall area is about 30.