• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.4 no.2
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• pp.33-39
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• 2006

지난 수년간 중소형 발사체의 부재로 중소형 저궤도 및 정지궤도 위성 발사 시장에서 어려움을 겪어왔던 유럽의 발사 서비스 관련 업체들은 이제 러시아의 소유즈와 새로운 중소형 저궤도 위성 발사체 베가를 도입하여 기존의 아리안-5 발사체로는 지원하기 힘든 중소형 위성 발사 서비스 부문을 집중 육성하려 하고 있다. 기아나 우주센터에서의 소유즈의 발사와 신형 고체로켓 베가의 개발은 2010년 이후를 겨냥한 유럽 발사체 분야의 미래 발전 계획의 한 부분이며, 이러한 계획을 구체화하여 실현하고 있는 기업이 프랑스의 아리안스 페이스사이다. 본 논고에서는 두 발사체 소유즈와 베가의 간략한 역사와 성능을 소개하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.77-77
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• 2002

초소형 공중발사체 설계 시 하이브리드 모터의 적용가능성에 대한 연구를 실시하였다. HTPB/LOX를 추진제로 하여 마차바퀴형 연료 그레인, 산화제 탱크 가압방식을 사용하였고, 성능특성을 계산하기 위하여 하이브리드 연료의 연소율이 일정하다고 가정 하였다. 본 연구에 사용된 임무는 중량 3.5kg의 나노위성을 근지점 고도 200km, 원지점 고도 1,500km의 타원궤도로 진입시키는 것을 목적으로 하는 로켓의 1단 부분에 관한 것으로 1단의 발사속도는 M=1.3, 발사고도는 12km, 연소종료 고도는 40km이다. 1단에 대한 페이로드 중량은 127.5kg이고, 속도증가분($\Delta$V)은 3,330m/s이다. 모선은 F-4E를 사용하였고 모선의 특성상 발사체의 총 중량이 1,000kg이하로 제한되고 길이와 직경이 5m${\times}$5m로 제한되나 1단에 대한 길이의 제한조건은 현재까지 명확히 정립되지 않은 상태이다. 설계과정에서의 변수는 연료 그레인 포트 개수, 초기 산화제 플럭스, 연소실 압력을 사용했고, 설계 제한조건은 추진제 중량, 평균 비추력, 평균 추력, 연소시간, 1단 길이, 직경, 연소시간이고, 이들의 범위는 모선의 특성과 초소형 공중발사체의 임무특성에 맞게 설정하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.184-188
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• 2004

Air-launch is an efficient method which can launch nanosats at cheap cost and has no restrictions on the selection of launching sites. This paper is for the preliminary design of air-launching rocket for nanosat which can launch nanosats to LEO. The detailed configuration design results are embodied by implementing the DMU(Digital Mock-Up) of CATIA.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.2
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• pp.119-125
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• 2007

Space launch vehicle development needs many kinds of technologies synthetically. Nowadays, KARI (Korea Aerospace Research Institute) has developed a space launch vehicle, KSLV-I (Korea Space Launch Vehicle-I), that is able to load with an 100kg payload. After that it plans to develop Korean Space Launch Vehicle. As space launch vehicle becomes more complicate and larger, it needs a scientific and analytic development cost estimation. In this paper a cost estimation for KSLV-II using TRANSCOST 7.1 was studied.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.4 no.2
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• pp.86-97
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• 2006

일본은 1954년 도쿄대학의 이도가와 교수가 로켓연구반을 구성하여 연구와 실험을 시작한 후 1955년 8월에 펜슬로켓을 제작하여 수평비행실험을 시작하였다. 이후 베이비 로켓, 카파 로켓, 람다 로켓으로 이어지는 개발과정에서 1970년 람다로켓인 L-4S-5 로켓으로 인공위성 ‘오수미’를 발사하는데 성공하여 자체 위성발사국의 지위를 얻었다. 그러면서 미국으로부터 발사체 기술을 받아 N-1 로켓을 개발하여 1975년에 성공적으로 발사하였다. 이후 자체적으로 기술개발에 성공한 H-I 로켓에 이어 일본의 기간 발사체가 된 H-II A 로켓에 이르기까지 일본은 우주발사체 개발을 지속적으로 꾸준히 발전시켜왔다. 본 논문에서는 일본의 기간 발사체가 된 H-II A 로켓 및 H-II B(H-II A 능력향상형 로켓)에 이르기까지 일본의 로켓 개발과정을 설명하고 또 H-II A 로켓이 어떻게 일본의 기간 로켓이 되었는지 또 H-II A 능력 향상형 로켓, H-II B 로켓의 향후 에 대하여 논의하고자 한다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.22 no.2
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• pp.138-151
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• 2018

In this study, development information and technologies for reusable launch vehicles were surveyed. We investigated the reusable launch vehicles developed in various countries and analyzed their recovery technologies. In particular, we focus on the technologies of the Falcon 9 of SpaceX and the New Shepard of Blue Origin, which have succeeded in several flight experiments. Moreover, we explain the control algorithms for each flight condition. Finally, we discuss the reusable technologies that can be applied to the Korean Space Launch Vehicle to reduce the launch cost.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.5
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• pp.89-95
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• 2011

Korea Space Launch Vehicle II (KSLV-II) planned to launch in 2021 is 3 stage rocket which can inject 1.5 ton satellite in low earth orbit. KSLV-II will adapt the newly developed liquid rocket engines for its propulsion system of each stage. For the evaluation of development level for rocket engine, integrated system test performed in appropriate facility is needed. In this study, test article and major parameters for certifying the propulsion system of KSLV-II were reviewed and optimum test cycle and test duration for satisfying system reliability requirement were illustrated.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.3
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• pp.72-78
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• 2003

In this paper, the feasibility study and the parametric design of hybrid motor with HTPB/LOX were conducted for micro air launch system. Design results were compared with 1st stage of Pegasus XL for verification of hybrid motor. Results showed that hybrid motor replace solid booster if Isp of hybrid motor reaches 330sec. In addition, mission analysis was established for micro air launch system, and parametric design was conducted with design variables: number of port, initial oxidizer flux, and chamber pressure. And the region of Isp was identified by parametric study which satisfied design constraints and mission analysis.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.10
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• pp.936-942
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• 2015

This paper suggests the significant strategies and their priority to deal with space transportation market trends. First, market trends related with technical improvement and change in demand are analyzed by the literature research. The three key trends are obtained: 'Increasing Demand of High-Performance Launch Vehicles', 'Rising of Low-Price Launch Vehicles', and 'Rising of Dual/Multi-Launch'. And then, strategies for developing the launch vehicle industry in Korea are selected from several studies about commercialization of Korean launch vehicle. The strategies are evaluated by the experts through pairwise comparison matrix and the criteria for this process is how significantly does the strategy effect on the launch vehicle industry through market assessment. As a result, reliable order of priority among the strategies are obtained. Under the three key trends, strategy to enhance reliability is most important. And, strategy to have price competitiveness has secondary priority to deal with 'Rising of Low-Price Launch Vehicles' trend and 'Rising of Dual/Multi-Launch' trend. On the contrary, strategy of government's support is secondary under 'Increasing Demand of High-Performance Launch Vehicles' trend.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2012.05a
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• pp.507-514
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• 2012

In the present research, NASA LRB plume radiation models are reconstructed with Thermal Desktop software, where the radiation to vehicle base environment can be calculated. The calculation shows the similar radiation heat compared to NASA prediction. Based on LRB plume radiation model, a KSLV-II thermal radiation model is proposed.