• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제9권2호
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• pp.58-63
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• 2008

This paper describes aerodynamic performance enhancement of cycloidal rotor according to the blade pivot point movement and the blade preset angle adjustment. Cycloidal blade system which consists of several blades rotating about an axis in parallel direction and changing its pitch angle periodically, is a propulsion mechanism of a new concept vertical take off and landing aircraft, cyclocopter. Based on the designed geometry of cyclocopter, numerical analysis was carried out by a general purpose commercial CFD program, STAR-CD. According to tills analysis, the efficiency of cycloidal rotor could be improved more than 15% by the introduced methods.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.203-206
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• 2003

추력 250kgf급 소형액체로켓엔진을 대상으로 한 공급시스템을 설계 및 제작하였다. 기존시스템의 분석을 통해 공급시스템 설계시 반영하였으며, 새로운 공급시스템을 통한 엔진의 수류 및 연소시험을 수행하여 공급시스템의 성능을 검증하였다. 이 결과 기존시스템보다 추진제공급이 안정적으로 이루어짐을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권3호
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• pp.20-29
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• 2021

항공기 추진시스템 전동화, 분산추진기술, 자율지능기술의 발달로 전기추진 수직이착륙 항공기(eVTOL: Electric Vertical Take-off and Landing)를 활용한 도심항공교통서비스 구현 가능성이 높아짐에 따라 미국, 유럽 등 항공선진국들에서 전기추진 수직이착륙 항공기에 대한 인증제도 연구가 활발히 진행되고 있다. 2019년 유럽항공안전청이 수직이착륙 항공기를 위한 새로운 기술기준 SC-VTOL을 고시하는 등 근시일 내 인증제도 마련이 예상되나 국내 인증제도는 eVTOL 항공기의 개발과 시장 운용에 대비가 미비하다. 본 연구에서는 해외 eVTOL 개발과 인증제도 마련 동향을 조사하고, 미국/유럽의 제도개선 방향을 분석하여 국내에 관련 인증제도 마련을 위한 고려사항을 분석하였다. 이 후 SC-VTOL과 현행 국내 항공기기술기준을 비교분석하고 국내 eVTOL 항공기 형식증명/형식증명승인을 위한 방안을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권5호
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• pp.53-64
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• 2021

SpaceX사는 Falcon 9으로 발사체 비용을 혁신적으로 낮추었으며 로켓의 1단 재사용을 실용화하였다. 현재는 완전 재사용이 가능하고 탑재량이 가장 큰 Starship 시스템을 개발 중이며 이로 인해 더욱 저렴한 비용의 발사와 임무의 다양화가 가능하다. 이를 위해 최초로 메탄 연료를 사용하는 전유동 다단 연소 싸이클을 사용하는 Raptor 엔진을 완성하였다. 그리고 완전 재사용을 위해 스테인리스강 탱크, 하강 중 배면낙하 및 역추진과 같은 거의 사용되지 않는 기술들을 함께 적용하여 다수의 시제기를 제작 및 시험하고 있다. 여기서는 Starship 시스템의 제원, 임무, 설계 특징에 대해 알아보았다. 또한 Raptor 엔진과 매우 빠르게 제작된 초기 13 기의 Starship 시제기 개발 과정에 대해서도 알아보았다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권5호
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• pp.107-114
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• 2018

한국형발사체 (KSLV-II) 발사대시스템 상세설계의 산화제 충전 운용 설계를 검증하고자, 나로호 1차 비행 시험 실증 자료과 설계 모델링 유동 해석 결과를 비교하였다. 최대 공급유량에 대비한 유량 비율로 충전 모드별 측정 및 계산값을 비교할 때, 모든 오차는 6.7% 이내이다. 산화제 공급 펌프 후단 및 유량조절 밸브 전단 압력 오차는 5.1% 이내이다. 발사체 공급 전단 최종 압력은 모든 충전 모드에서 실험값의 범위에 포함되는 것을 확인하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2007년도 한국우주과학회보 제16권2호
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• pp.139-143
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• 2007

전기 추진시스템은 저렴한 개발비와 높은 신뢰성을 제공하는 추진 장치로 많은 분야에서 응용 되어 왔다. 특히 최근에 발사된 SMART-1과 MUSES-C는 우리에게 시사하는 바가 크다. 각각 European Space Agency(ESA)와 Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA)에서 개발한 행성 탐사선으로, SMART-1은 달 탐사를 목적으로 하고 MUSES-C는 소행성 Itokawa의 토양을 채취해오는 것을 목적으로 한다. 이 두 탐사선에는 각각 Hall effect thruster와 Micro wave ion engine이 탑재되었는데, 작고 저렴한 비용의 탐사선을 이용해서 충분히 행성 탐사가 가능하다는 좋은 선례를 남겼다. 현재 개발되고 있는 과학기술위성 3호(STSAT-3)에도 전기추진 장치가 탑재되는데, SMART-1에 탑재 되었던 것과 유사한 Hall effect thruster가 인공위성 연구센터와 KAIST 물리학과의 GDPL과 공동으로 개발되고 있다. 성능이 좋은 전기 추력 장치를 개발하기 위해 추력기 내부에서 발생하는 플라즈마의 물리적 특성을 파악하는 것은 매우 중요한 일이다. 이 논문에서는 이러한 플라즈마의 특성을 모사하는 방법으로 Particle In Cell 모사와 더불어 독립적인 개개 입자의 운동을 기술하는 입자모사(particle simulation)를 이용하는 방법을 제시 하고자 한다. 이러한 접근 방법은 실제 전기추력장치를 설계하고 실험하는 담당자에게 플라즈마 운동에 대한 명료한 지식을 제공해 줄 수 있을 것으로 생각된다.

• 한국항행학회논문지
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• 제14권6호
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• pp.783-790
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• 2010

현재 대부분의 선박은 해상에서의 안전한 운항을 위하여 GPS를 이용하여 선박 위치를 파악하고 있다. 이 연구에서는 GPS 정밀단독측위기법을 이용하여 준실시간으로 해상 선박의 위치를 결정하고, 그 정밀도를 분석하였다. 이를 위하여 선박에 GPS 장비를 설치하여 남해안 관측을 실시하였다. 정밀단독측위 기법을 이용한 GPS 관측데이터 처리를 위하여 JPL에서 개발한 GIPSY-OASIS를 이용하였으며, 안테나 위상 중심 변동량과 해양 조석하중에 의한 지각 변동량, 그리고 방위각 방향으로의 대류층 지연량을 보정하였다. 그 결과 이 연구에서 산출한 준실시간 좌표는 ~1cm 수준의 정밀도를 달성하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.83-90
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• 2017

복합형 로터항공기의 터보샤프트 엔진에 대한 성능해석을 수행하였다. 복합형 로터항공기의 개념으로 팁제트 방식과 덕티드팬 방식의 형태를 이용하였다. 터보샤프트엔진에 대한 성능해석은 Gasturb 12 소프트웨어를 이용하여 수행하였다. 팁제트 방식의 항공기는 주어진 임무조건에서 최대출력 약 1,600 hp 대가 요구되며, 덕티드팬은 설계점에서 약 1,000 hp 대의 출력이 요구된다. 이것은 팁제트의 경우 제자리비행 시 부가적인 보조압축기 구동이 필요하며, 동력장치에 높은 출력을 요구하고 있기 때문인 것으로 파악된다. 또한 연료소모량의 경우 팁제트 방식이 덕티드팬에 비해 약 2.8배정도 소모되어 연료 효율 측면에서 덕티드팬 방식의 항공기가 보다 우수한 특성이 있음을 알 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권7호
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• pp.471-478
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• 2022

본 논문은 한국항공대학교에서 연구 및 개발한 태양광 무인기 KAU-SPUAV에 관한 내용으로, 2020년 6월 32시간 19분 장기체공 비행에 성공한 주익 4.2m 태양광 무인기의 설계 과정에 관하여 기술하였다. 태양광 무인기의 장기체공 능력을 향상시키기 위해 항력을 줄이기 위한 원형 단면의 동체를 설계하였고, 유리섬유 복합재를 사용한 모노코크 구조를 적용하여 가볍고 튼튼한 동체를 제작하였다. 또한 4.2m 태양광 무인기의 날개 형상에 최적화된 태양광 모듈을 구성하여 배열하였고, 23[in] × 23[in] 프로펠러를 적용한 추진시스템을 구성하여 충전 및 비행 효율을 향상시켰다. 개발된 태양광 무인기는 순항할 때 평균 55W를 소비하고, 주간에 최대 165W 에너지를 공급받을 수 있으며 비행실험을 통해 장기체공 성능을 검증하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권5호
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• pp.42-49
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• 2017

고체추진 로켓(SRM)은 모터케이스, 점화기, 추진제, 노즐, 절연체, 제어 및 구동장치 등으로 구성되어 있으며 액체로켓과 다르게 노즐을 냉각시킬 수 없어 고온 및 고속의 연소가스에 의해 침식(Erosion)이 발생한다. 이러한 침식현상은 노즐목의 형상 변화를 일으키며 로켓의 추력 성능을 감소시킨다. 로켓 노즐의 재질은 침식현상을 최소화하고 열을 차단시키는 효과가 있어야 하며 용융 상태에서 소실되지 않고 전단력이나 압력에 견딜 수 있어야 한다. 본 연구는 실험을 통하여 고체로켓 노즐의 재질에 대하여 연소시간별 침식특성을 파악한다. 그리고 Graphite와 C-C 복합재료의 각 재질별 조직검사를 통하여 침식 후의 미세특징을 비교 분석하여 침식특성을 규명한다.