• 한국추진공학회지
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• 제18권1호
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• pp.91-96
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• 2014

KSLV-I (Korea Space Launch Vehicle-I) 상단 킥모터는 고체 추진기관으로 점화기와 점화안전장치로 구성된 점화구동부, 복합재 케이스부, 추력벡터제어가 가능한 잠입형 노즐부, 그리고 추진제로 구성되어 있다. 킥모터를 구성하는 각 서브시스템들은 비행 임무 달성을 위한 개발 요구조건을 만족시켰으며, 2013년 1월 30일 나로호 3차 비행 시험 결과로부터 성공적으로 개발이 완료되었음을 확인할 수 있었다. 본 논문에서는 킥모터에 대한 요구조건, 요구조건을 만족하기 위한 형상관리, 중량 변화, 추력 축 정렬 결과 및 주요 시험 결과 등에 대해 다루었다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권2호
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• pp.86-92
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• 2014

나로우주센터에 구축되는 연소기 연소시험설비(CCTF)에는 한국형발사체(KSLV-II)에 적용된 터보펌프식 엔진의 가스발생기 시험시 생성되는 연료과잉가스를 연소시키기 위한 후연소시스템이 포함되어 있다. 후연소시스템은 $O_2$와 $CH_4$ 가스를 공급받아 연료과잉가스를 소모시킨다. 본 연구는 연소기 연소시험설비의 상세설계 자료를 바탕으로 후연소시스템의 가스공급시스템에 대해 AMESim 상용프로그램을 이용하여 해석하였다. 그 결과 상세설계에 적용된 레귤레이터, 공급배관, 오리피스크기 등으로 가스사용량을 예측하고, 상세설계의 타당성을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.693-698
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• 2004

This paper describes development status and program of ATREX engine as a propulsion system of future spaceplane. Development activities using ATREX-500 engine from 1990 were finished in 2003 with large number of outcomes. We made system-level validation of the hydrogen fuel turbojet engine with air precooling device under sea level static condition. As a next step, we started design of the flight-type ATREX engine with large thrust and lightweight.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.211-215
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• 2004

For design of cryogenic propellant feeding system, one of the main requirements is to meet temperature requirement for satisfying turbo-pump NPSH requirement. In this paper improved method of estimating the thermal stratification in liquid oxygen tank is presented to help design. In the case of liquid rocket using turbo-pump, the inner pressure of liquid oxygen tank is maintained low, so vaporization of liquid oxygen is generally occurred. In this paper, inner process of LOX tank is analyzed by two phase flow modeling. The vaporization rate and required helium mass is investigated.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.512-521
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• 2017

This paper reports development process of a university-based sounding rocket using simplified hybrid rocket propulsion system for low-altitude flight application. A hybrid propulsion system was tried to be designed with as few components as possible for more economical, simpler and safer propulsion system, which is essential for the small scale sounding rocket operation as a CanSat carrier. Using blow-down feeding system and catalytic ignition as combustion starter, 250 N class hybrid rocket system was composed of three components: a composite tank, valves, and a thruster. With a composite tank filled with both hydrogen peroxide($H_2O_2$) as an oxidizer and nitrogen gas($N_2$) as a pressurant, the feeding pressure was operated in blowdown mode during thruster operation. The $MnO_2/Al_2O_3$ catalyst was fabricated for propellant decomposition, and ground test of propulsion system showed the almost theoretical temperature of decomposed $H_2O_2$ at the catalyst reactor, indicating sufficient catalyst efficiency for propellant decomposition. Auto-ignition of the high density polyethylene(HDPE) fuel grain successfully occurred by the decomposed $H_2O_2$ product without additional installation of any ignition devices. Performance test result was well matched with numerical internal ballistics conducted prior to the experimental propulsion system ground test. A sounding rocket using the developed hybrid rocket was designed, fabricated, flight simulated and launch tested. Six degree-of-freedom trajectory estimation code was developed and the comparison result between expected and experimental trajectory validated the accuracy of the developed trajectory estimation code. The fabricated sounding rocket was successfully launched showing the effectiveness of the simplified hybrid rocket propulsion system.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.94-100
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• 2005

정지궤도 인공위성의 추진시스템은 각 탱크 및 배관, 주요 핵심부분 등에 온도를 측정할 수 있는 온도센서를 장착하고 있다. 또한 추진시스템 내에 다수의 탱크가 장착될 경우 온도변화에 따라 탱크내 추진제가 이동하는 열펌핑 현상이 발생하고 이때 온도변화는 일정한 경향을 갖는다. 본 논문에서는 무궁화위성 1호 추진시스템의 온도변화를 분석하고 이를 통하여 배관내에 가압제의 유입시기를 추정하고 위성폐기 시점을 추정하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권6호
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• pp.81-90
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• 2015

램제트 엔진, 스크램제트 엔진과 같은 극초음속 공기흡입식 추진기관을 지상에서 시험하기 위해서는 극초음속 추진기관이 작동하는 고고도, 고 마하수 환경을 모사해야 한다. 따라서 고압, 고온 환경을 조성하여 고고도 고 마하수 환경을 지상에서 구현해야 한다. 본 논문에는 한국항공우주연구원에서 설계 및 제작한 극초음속 공기 흡입식 추진기관 지상 시험설비의 구성과 특성에 대하여 소개한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권8호
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• pp.686-694
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• 2016

과거 냉전시절의 우주개발은 성능이라는 목표에 초점이 맞추어져 있었다. 하지만 냉전 이후 경제성이 우주개발에 있어서 중요한 목표가 되었으며, 이러한 경제성을 확보하기 위한 중요한 수단으로 재사용 발사체에 대한 관심과 연구가 지속적으로 증가하고 있는 실정이다. 본 논문에서는 이와 같이 진행되고 있는 현재 세계 각국의 재사용 발사체 및 미래추진기관에 대한 기술발전 전망과 방향에 대하여 소개하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권1호
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• pp.85-90
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• 2014

액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 연소기 연소시험설비는 로켓 엔진의 연소기를 개발하기 위한 시험 설비로 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 케로신(Kerosene)을 사용한다. 이러한 추진제는 질소가스를 사용하여 고압으로 추진제 런탱크를 가압하여 연소실로 공급하게 된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 논문에서는 고압가스 공급시스템에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.74-81
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• 2016

Space propulsion system produces required thrust for satellites and space launch vehicles by using chemical reactions of a liquid fuel and a liquid oxidizer typically. Among several liquid propellants, the monomethylhydrazine-dinitrogen tetroxide is expecially preferred for a GEO satellite propellants due to their better storability in liquid phase during a long mission life under a freezing space environment. Recently, a development of the monomethylhydrazine-dinitrogen tetroxide bipropellant system becomes important as the national space program requires the heavier and the more efficient space system. Thus, the objective of the present study is to review a foreign research trend of a chemical reaction between the monomethyhydrazine fuel and the dinitrogen tetroxide oxidizer to understand a fundamental basis of their characteristics to prepare for domestic development in future.