• 한국추진공학회지
• /
• 제5권4호
• /
• pp.67-74
• /
• 2001

국가우주개발 중장기 계획에 의거, 인공위성 발사체 독자 개발에 필요한 필수기술을 확보하기 위하여 액체추진제 로켓엔진 개발의 필요성이 대두되었으며, 이에 따라 한국항공우주연구원은 과학로켓 3호(KSR-III)에 적용하기 위한 액체추진기관을 개발하고 있다. 이러한 목적으로 kerosene/LOx를 사용하며 13톤급의 추력을 낼 수 있는 시제엔진이 설계, 제작되었으며 이 엔진에 대한 연소시험이 실시되었다. 본 연구에서는 액체로켓 시제엔진 시험을 위한 일련의 시험절차와 시험방법을 소개하며, 시험을 통하여 획득한 정특성자료 및 동특성자료에 대하여 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
• /
• pp.7-7
• /
• 2000

과거 로켓엔진의 개발은 군사적, 혹은 국가 간 기술 선점을 목적으로 그 개발이 이루어져 왔으나, 최근에는 인공위성 발사, 대기관측 등 상업적 목적에 의한 개발이 두드러지고 있다. 이와 같은 상업적 로켓 개발에 있어서는 신뢰도와 경제성이 가장 중요한 요소이다. 한국항공우주연구소에서 개발중인 3단형 과학로켓(KSR-III)의 엔진은 상업적 목적의 인공위성 발사를 목표로 하여, 엔진 시스템의 단순화를 통한 신뢰도 향상과 엔진 제작비용 절감을 통한 경제성을 고려하여 개발되고 있다.(중략)

• 한국추진공학회지
• /
• 제6권3호
• /
• pp.45-52
• /
• 2002

본 연구에서는 액체 로켓의 축방향 불안정성에 대한 개요와 국내 최초의 액체 추진로켓인 과학로켓 3호 (KSR-III) 추진기관 공급계 시스템에 대한 주파수 특성에 대한 결과를 다룬다. 공급계에 설치된 여러 구성품 중 벨로우즈와 벤튜리의 cavitation volume이 공급계의 주파수 특성에 미치는 영향을 파악하였다. 벨로우즈는 공급계의 고유진동수를 낮추는 데 큰 역할을 함을 알 수 있다. 또한 KSR-III의 산화제와 연료 공급계의 고유진동수는 각각 약 280Hz와 90Hz임을 알 수 있다.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제7권2호
• /
• pp.126-135
• /
• 2004

The KSR-III rocket developed by KARI is the first rocket vehicle which is adopting the liquid propellant rocket engine system in Korea and its flight test was successfully done last year, KSR-III is a sounding rocket class launch vehicle, but there is a sense to accomplish design, manufacture, performance test and finally its flight test by domestic technology. In this paper, the authors are intended to introduce the multi-purpose test facility(PTA-II Test Facility) which is constructed for the variety of tests on KSR-III feeding system(single component tests, verification tests, cold flow tests and combustion tests) and its firing test results.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
• /
• pp.90-90
• /
• 2003

한국항공우주연구원은 액체추진기관 시스템을 이용한 3단형과학로켓(이하 KSR-III)을 국내 최초로 개발하여 비행시험을 수행하였다. 액체추진기관 로켓의 비행시험을 위해서는 이전의 고체 추진기관을 이용한 과학로켓 1, 2와는 달리 비행시험 조건에 부합하게 액체추진제 및 가압제 등을 공급하는 지상설비가 필요하다. 이에 한국항공우주연구원은 독자적으로 비행시험에 필요한 제반 설비를 갖춘 발사장을 구축하였다. KSR-III는 압축 헬륨가스(GHe)를 이용하여 연료(Jet A-1)와 산화제(LOx)를 가압하여 추력을 얻는 액체추진기관 시스템이다. 따라서 발사장에서의 지상공급설비는 유공압 설비와 발사시나리오에 따라 해당 부품을 제어하고 자료를 저장하는 제어/계측 설비 및 기타설비들로 구성되어 있다. 지상공급설비 중 유공압 설비는 LOx의 저장 및 기체 내 산화제 탱크의 충전을 위한 산화제 공급설비, Jet A-1의 저장 및 기체 내 연료 탱크의 충전을 위한 연료 공급 설비, 지상설비용 밸브구동 및 기체 내부 퍼지 등에 필요한 질소($N_2$)를 저장/공급하는 설비, 기체내부 밸브 구동 및 가압제로 사용되는 기체헬륨(He)을 저장/공급하는 설비들로 구성되어 있다. 이러한 구축된 공급설비는 기능시험, 연계시험 등의 각종 입증시험을 통해 그 성능을 검증한 후 단인증모델(SQTM)을 이용하여 발사 시나리오에 따른 추진제 공급능력을 입증한 후 KSR-III의 비행시험을 성공적으로 수행하였다. 수행된 연구결과는 향후 건설되어질 우주센터내의 발사장 기반설비 설계의 기초 자료로 활용할 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
• /
• pp.157-162
• /
• 2006

한국 최초의 액체로켓인 과학로켓 3호(KSR-III) 엔진 개발을 위해 로켓엔진 연소기 지상연소시험설비가 2001년도에 한국항공우주연구원 내에 준공되었다. 본 시험설비는 준공 후 2006년 9월 현재까지 약 170회에 이르는 액체로켓엔진 연소기 시험을 수행하였으며, 그 과정에서 설비 능력 면에서 상당한 개량이 이루어졌다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원 액체로켓엔진 연소기 지상연소시험설비의 개요와 수행시험, 그리고 그 동안 축적해 온 설비 운영기술에 대하여 소개한다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제11권3호
• /
• pp.43-49
• /
• 2007

한국 최초의 액체로켓인 과학로켓 3호(KSR-III) 엔진 개발을 위해 로켓엔진 연소기 지상연소시험설비가 2001년도에 한국항공우주연구원 내에 준공되었다. 본 시험설비는 준공 후 현재 약 170회에 이르는 액체로켓엔진 연소기 시험을 수행하였으며, 그 과정에서 설비 능력에 대한 많은 개량이 이루어졌다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원 액체로켓엔진 연소기 지상연소시험설비의 개요와 수행시험, 그리고 그 동안 축적해 온 설비 운영기술에 대하여 소개한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
• /
• pp.6-6
• /
• 2000

국가우주개발 중장기 계획에 의거, 독자 인공위성 발사체 개발에 필요한 필수기술을 확보하기 위하여 액체추진제 로켓엔진의 개발에 대한 필요성이 대두되었으며, 이에 따라 한국항공우주연구소는 과학로켓 3호(KSR-III)에 적용하기 위한 액체추진기관을 개발하고 있다. 이러한 목적으로 kerosine/LOx를 사용하며 13톤급의 추력을 낼 수 있는 시제엔진이 설계, 제작되었으며 이 엔진에 대한 연소시험이 실시되었다. 본 연구에서는 액체추진기관 시험을 위한 일련의 진행사항, 시험방법을 소개하며, 시험을 통하여 획득한 정특성 자료 및 동특성 자료에 대하여 분석하였다.(중략)

• 한국항공우주학회지
• /
• 제32권4호
• /
• pp.80-87
• /
• 2004

KSR-III 비행용 액체추진제 로켓엔진의 각 성능 변수 간 상관관계를 파악하기 위하여, 엔 진 지상연소시험의 결과에 대한 분석이 수행되었다. 내열재 연소실의 삭마에 따른 변화를 고려하였으며, 산화제/연료비에 의한 변화를 무시한 선형 회귀분석과 이를 포함한 이변수 이차 회귀분석이 수행되었다. 선형 회귀분석은 간단하면서도 분석영역 내에서 1% 이내의 오차율을 가지는 매우 실용적인 방법임을 보여주었다. 또한 이변수 이차 회귀분석 결과는 분석영역 내에서 매우 높은 정확도의 예측이 가능하였으며, KSR-III 엔진의 추력 (혹은 비추력) 및 연소실 압력 (혹은 특성속도)에 대한 최적 산화제/연료비가 각각 2.22 와 2.17 인 것으로 분석되었다.

• 항공우주기술
• /
• 제1권2호
• /
• pp.91-104
• /
• 2002

우주 발사체 및 과학관측로켓에 유발되는 음향 하중의 주 원인은 추진기관의 제트 소음에 의한 것이다. 따라서 성공적인 임무 수행을 위한 음향 하중의 저감을 위해서는 반드시 추진 기관의 제트 소음(초음속)의 특성을 파악하는 것이 필요하다. 이를 위해 먼저 제트 유동에 의한 음향 하중의 발생 메카니즘을 살펴보았다. 그리고, 음향 하중에 영향을 주는 인자를 도출하고, 도출된 인자에 따른 음향 하중의 특성 변화를 살펴보았다. 3단형 과학 관측 로켓(KSR-III)의 음향 하중의 시공간적인 특성을 엔진 연소 시험시 측정된 소음 신호를 이용하여 분석하였다. KSR-III의 음향 하중의 최대값은 250 Hz, 500 Hz의 옥타브 밴드에 집중되어 있으며, 공간적으로 랜덤함을 알 수 있었다. 또한 추후 음향 하중의 특성 파악을 위한 자체적인 연구 방향을 제안하였다.