• 한국추진공학회지
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• 제22권3호
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• pp.81-89
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• 2018

본 연구에서는 소형 추력기 및 점화기로 활용 가능한 소형 PDE의 작동특성을 실험적으로 알아보았다. 4.22 mm의 내경을 갖는 상용 가스 튜브를 이용하여 소형 PDE를 구성하였으며, 당량비 및 작동 주파수 변화에 따른 PDE의 작동 및 데토네이션 전파 특성을 알아보았다. 측정된 데토네이션 속도는 1 Hz와 5 Hz 작동 조건에서는 희박 영역을 제외한 당량비 조건에 이론값과 10%이내의 오차를 가지는 비교적 정확한 값을 보였다. 그러나 20 Hz 조건의 희박 영역에서는 불안정한 전파 특성을 보였으며, 20~62%의 큰 속도 결손이 발생하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.11-18
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• 2014

아산화질소/에탄올 추진제 조합을 사용하는 50 N급 추력기 분사기 인접부에서 shadowgraph 기법을 사용하여 연소 유동장을 가시화하였다. 설계 작동조건에서 폭발성 점화가 일어났으며, 급격히 팽창하는 연소가스에 의해 순간적으로 소염되는 현상이 관찰되었다. 최초 점화로부터 약 83 ms 뒤 추진제 분무는 재점화 되었으며, 그로부터 약 23 ms 후 화염이 안정화되는 것이 관찰되었다. 동일한 시퀀스에서 설계 조건보다 산화제 유량을 증가시킨 경우, 소염 현상 없이 완만한 연소 압력 과도 특성을 보였으며 최초 점화로부터 약 17 ms이내에 화염 안정화가 이루어졌다. 이는 점화 직전의 연소기 내부 미연 추진제 혼합 향상에 의한 것으로 생각되었다.

• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.488-491
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• 2011

금속 소재의 열구조 안정성을 파악하기 위해 고체연료 추진기관의 노즐에 대해 열구조 해석을 수행하였다. 금속 소재 노즐은 짧은 연소 시간이지만 고온, 고압의 연소가스에 직접 노출되어 열하중이 상당히 클 것으로 판단된다. 해석 결과를 통해 열하중의 영향을 예측하고 향 후 추력기 설계 자료로 이용하고자 한다.

• 대한조선학회 특별논문집
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• 대한조선학회 2013년도 특별논문집
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• pp.97-102
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• 2013

As the offshore oil and gas upstream industry moves into deeper water, the FPSOs are the cost-effective solution. In the harsh environment such as in North Sea, station keeping and heading control capability obtained through the DP and Position Mooring (DPM) system of FPSOs play important roles to keep the safety. This paper introduces the concept, function and sub-system of the DPM systems which has been applied for the North Sea FPSOs since the late 1980s. The requirements and guidelines of some internationally recognized standards are also described, which are important to build the design basis at the early phases of the project.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.597-600
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• 2004

Fabrication technique and performance test of catalytic micro propulsion are treated based on MEMS technology. This propulsion is designed to use hydrogen peroxide as liquid mono-propellant for attitude control of pica-satellite. The propellant is fed into the micro reactor channel and decomposed into hot gas yielding controllable thrust by catalyst. In order to increase the efficiency of the reaction that depends on the contact area of propellant and catalyst, porous surface formation on the channel accompanied by platinum particle deposition has been performed using H$_2$PtCl$_{6}$ solution as a precursor. Several thrusters were fabricated in different concentration of H$_2$PtCl$_{6}$ solution to determine the best quantity of Pt particles. For the comparison of the performance of each thruster, the volume of oxygen generated by the decomposition of hydrogen peroxide and the thrust were measured.red.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.251-256
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• 2004

A concept in which laser-sustained plasmas (LSPs) are combined with inductively coupled plasmas (ICPs) is proposed. The concept is aiming at extensions of operative conditions of a CW laser thruster due to the fact that the ICP has some characteristics which are in contrast to those of LSPs. An estimation confirmed that the concept would effectively work. And a fundamental experiment was conducted. The results showed that the radio frequency magnetic field induced by a alternate current of 13.56 MHz coupled inductively with LSPs, resulting in the enlargement of the plasma region and the attainment of the enthalpy. It is expected that some improvements will enable to transfer the RF power to the work gas more effectively and to demonstrate the synergy effect between the LSPs and the ICPs.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.299-304
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• 2013

이온성 액체 추진제인 HAN은 무독성의 높은 저장성을 갖는 단일 추진제로서 메탄올을 혼합하여 비추력을 향상시켜 하이드라진을 대체할 수 있을 있다. HAN은 하이드록실아민과 질산의 산-염기 반응을 통해 합성하며, 메탄올과 8.2:1의 비율로 혼합한다. HAN의 분해를 위해서 이리듐 촉매를 사용하며, 하나의 오리피스를 갖는 1 N급 추력기를 사용하여 HAN/메탄올 추진제의 성능 평가를 수행하였다. 메탄올 연소로 인해 반응 생성물의 온도가 높기 때문에 디스트리뷰터의 열적 안정성을 향상시키기 위해 세라믹 재료를 적용하였다. 완전한 분해를 위해서는 최소 $400^{\circ}C$의 예열 온도를 필요로 하였다. 높은 $C^*$ 효율을 얻기 위해서는 가압 압력이 높아져야 했으며, 이로 인해 촉매 상단의 분해 성능이 저하되면서 전체 추력기 성능 저하가 유발되었다. 이를 해결하기 위해 미세한 금속 메쉬를 인젝터 후단에 삽입하여 추진제의 분무 특성을 향상시켰으며, 실험 결과 촉매의 성능 저하 현상이 개선되었음을 확인하였다.

• 한국전산구조공학회논문집
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• 제24권6호
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• pp.699-705
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• 2011

고기동 유도탄은 짧은 시간에 큰 추력을 필요로 하는 발사체이다. 유도탄의 비행에 필요한 추력을 얻기 위하여 고체 연료를 폭발적으로 연소시키면 고온, 고압의 연소 가스가 발생되고, 이 연소 가스를 초음속 노즐을 통하여 팽창시킴으로서 큰 추력을 얻게 된다. 로켓 모터의 작동 시간은 수초 미만에 지나지 않으나 큰 추력을 내기 위해 고온 고압의 연소 가스가 이용됨으로 평창 과정 중 시스템 부품의 파손 혹은 노즐목 부근에서 삭마현상이 발생되기도 한다. 즉, 탄의 정확한 제어를 위해서는 연소 가스와 벽면과의 열전달에 따른 열응력과 유동장 내의 압력의 변화에 따른 구조체 응력이 동시에 고려된 정확한 응력해석이 선행되어야만 한다. 본 논문에서는 예비 설계된 추력 발생장치에 고온 고압의 연소 가스가 유동할 때 모터의 작동시간에 따른 구조체의 안전성을 응력과 재료의 용융온도의 측면으로부터 구명하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.98-110
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• 2015

최근에 우주비행체의 기동 및 자세제어 로직을 검증하기 위해 소형화 및 정밀화된 부품들을 사용하여 지상에서 시뮬레이터의 구동을 통해 검증하는 연구가 활발하게 진행되는 추세이다. 지상 환경에서 우주비행체 시뮬레이터의 기동 및 자세제어를 위해 일반적으로 구성이 간단하고 신뢰도가 높은 냉가스 추진시스템이 사용된다. 본 연구에서는 우주비행체 지상시뮬레이터의 냉가스 추진시스템 개념설계 결과로서 임무 요구조건에 부합하는 주요 설계 파라미터를 도출하였으며, 전체 시스템 구성을 위한 적절한 사양의 상용부품을 선정하였다.