• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.40 no.6
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• pp.467-474
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• 2012

UAVs for reconnaissance and intelligence operations require long endurance capability, which demands high efficiency of the propulsion system. The distributed propulsion system(DPS) generates the thrust by replacing a large propulsion system with a number of small propulsion systems. A DPS distributed along the wing span can produce gains in propulsion efficiency by reducing ejection velocity. Also, the ingestion of boundary layers through the distributed DPS inlet and ejecting flow from the outlet can improve the lift to drag ratio of the vehicle. This study investigates the effects of locations and size of the inlet and outlet of the DPS on the blended-wing-body design based on Eppler 337 airfoil, with a CFD tool. The fans in the DPS are modeled as actuator disks for computational efficiency. The best location and aspect ratio of the inlet and outlet are found from lift-to-drag ratio and pitching moment considerations.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.4-4
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• 1997

로켓 조종장치는 크게 추력방향 조종(TVC, Thrust Vector Control) 장치, 측면추력조종(Lateral Thrust Control) 장치 그리고 공기역학 조종면으로 분류할 수 있다. 조종장치의 공통된 특징은 모터가 작동하거나 유도탄이 비행할 때만 타의 효과가 발생한다는 점이다. 그러므로 조종장치를 개발하기 위해서는 이상류 초음속 유동이나 삼음속 이상의 자유유동(freestream)을 지상에서 효과적으로 모의할 수 있는 지상 시험장치가 필요하다. 이 시험장치에는 초음속 풍동과 유동 시험장치(cold-flow test stand), 그리고 6분력 트러스트 스텐드가 포함된다. 삼성항공은 우주용 추진기관의 성능을 지상에서 간단한 장치를 구현하여 시험할 수 있는 모의연소 시험장치, 노즐유동에 포함된 고체입자를 직접 수집할 수 있는 고체입자 포집장치 등 각종 시험장치를 제작하였다. 이를 바탕으로 차세대 전술유도탄의 핵심기술가운데 하나인 조종장치와 이를 효과적으로 개발하기 위한 지상 시험장치 확보에 착수하고 있다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2005.11a
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• pp.278-281
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• 2005

This paper present a study of size effect on electrostatic colloid micro thruster. According to results about size effect experiments indicates that the proposed mechanism allows at less than 500 volt of operating voltage for the micro thruster.

• Defense and Technology
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• no.4 s.170
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• pp.64-67
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• 1993

초전도 물질을 응용하는 한분야로써 지금까지의 선박 추진과는 완전히 다른 새로운 추진방식인 전자유체(MHD) 추진방식은 차세대 선박 추진장치로 큰 관심을 끌고 있습니다. 현재까지의 연구결과 그 가능성은 충분히 입증되었다고 볼수 있으나, 실용화의 최우선 과제는 강력한 자장을 발전시키는 초전도 자석의 개발에 있습니다. 이러한 강력한 초전도 자석 개발은 수십년 내에 반드시 이루어질 것으로 예측되고 있어서, 초전도 자석을 제외한 주변분야 및 관련장치들에 대한 연구가 전세계적으로 활발히 연구되고 있습니다

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.05a
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• pp.133-137
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• 2010

A dual pulse solid rocket motor has several advantages compared to the single one. The range and the terminal velocity of the guided missile can be remarkably increased by the application of the pulse separation device(PSD) to the solid rocket motor which resulted in appropriate thrust distribution. In this study, the subscale dual pulse solid rocket motor with the bulkhead type PSD was designed, manufactured, and fire-tested. The bursting pressure, thermal characteristics, and the structural safety of the PSD were obtained by the tests and the results will be applied to the design of full-scale dual pulse rocket motor.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.89-89
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• 2003

로켓엔진의 연소에 필요한 추진제를 안정적으로 공급하기 위한 추진제 공급시스템의 주요 구성과 설계 주요 인자를 정리하였다 공급시스템은 추진제 주입/배출 장치, 추진제탱크 가압 및 배기 장치, 추진제 공급 주/분기 배관, 극저온 산화제 온도 유지 장치 등으로 구성되어 있다. 주요 설계 제한 조건으로는 터보 펌프 입구에서의 추진제 압력 및 온도, 필요 추진제 공급 유량 및 온도 그리고 추진제 충진 및 비상 배출 허용 시간 등이며 이는 각 로켓의 해당 임무에 따라 적절히 결정된다. 발사체로부터 할당된 중량값 이내에서 고신뢰도의 작동성, 안정성이 보장되는 시스템을 설계하여야 하며 초기 설계 단계에서 개발 및 수급 가능성을 동시에 고려하여야 할 것이다. 또한 고추력 생성을 위해 엔진 클러스터링이 수행되어야 할 경우 각 엔진으로의 균등한 추진제 배분 공급이 설계의 중요한 요구 조건이 된다. 이러한 공급시스템의 개념은 액체산소와 케로신 조합의 액체 로켓인 100kg급 소형 위성 발사체(KSLV-Ⅰ)에 적용될 예정이다.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2005.07a
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• pp.305-307
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• 2005

본 연구는 순수 국내기술로 개발된 국산화 전동차 광주도시철도 1호선의 추진제어 장치의 본선시운전에 관한 것으로, 외국기술에 의존해온 추진 제어장치를 국내기술로 설계하고 본선시운전을 통하여 추진제어장치의 신뢰성 및 안정성에 관하여 실험을 실시하였다. 그리고 추진제어 장치에 적용한 알고리즘은 필터 사이즈를 감소하기위하여 기존의 패턴에 의한 PWM방식을 사용치 않고, 출력전류의 고조파 리플이 적은 저주파 동기 공간벡터 PWM 알고리즘을 제안하고, 가선전압의 변동에 강인한 댐핑 제어 및 과전압 제한 제어 알고리즘을 제시하고, 제안된 알고리즘은 본선시운전을 통하여 타당함을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.8 no.3
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• pp.61-67
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• 2004

The extinction characteristics of the solid propellant were studied experimentally in this paper. These characteristics are required for designing TCO (thrust cut off) system of the solid rocket motor Parameters to characterize solid propellant extinction were defined by physical observation. A device was designed (or acquiring these parameters and the firing tests were implemented to get the preliminary data for the extinction characteristics of HTBP propellant.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.265-270
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• 2010

This paper presents the rocket motor support structure to position solid rocket engine within a missile fuselage. When the rocket motor is mounted inside a missile fuselage, fuselage structure must be designed to withstand various structural problems resulting from inserted rocket motor such as axial thrust force, shock/vibration, axial deformation of the rocket motor tank in addition to the flight loads. The motor support structure system proposed in this paper proved to be very simple and efficient while satisfying all the design requirements.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.04a
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• pp.25-29
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• 2007

Minimization of conventional propulsion device has been studied for altitude control of micro satellite. We studied micro nozzle performance and found higher significant loss for a micro nozzle with smaller nozzle throat diameter. To overcome this loss, we proposed thermal transpiration based micro propulsion system. This new system has no moving parts and can control flow by temperature gradient, and this can be an option for potential new micro propulsion system.