• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2004년도 추계 학술대회논문집
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• pp.137-139
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• 2004

The monopropellant hydrazine thrusters are widely used for the satellite on-board propulsion system fulfilling various missions in space. They have outstanding features caused by the nearly unlimited restart capability and the very high credibility. The sole monopropellant thruster used at precent in nation is MRE-1 that is a standard component of NASA. It can produce 4.45 N of nominal thrust. Due to the glowing complexity with a satellite mission, the needs for thrusters of the diverse performance are being increased. The numerical simulation could give useful information to develop a new type thruster instead of the experiments performed previously. Therefore it is critical to make a reliable computer code to prepare design change of a thruster. In this paper, the performance analysis and validation of the satellite monopropellant hydrazine thruster currently used is accomplished as the preliminary study to serve valuable data for future design change.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2004년도 춘계학술대회
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• pp.1280-1285
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• 2004

Microsystem technology has been applied to space technology and became one of the enabling technology by which low cost and high efficiency are achievable. Micro propulsion system is a key technology in the miniature satellite because micro satellite requires very small and precise thrust force for maneuvering and attitude control. In this paper research on micro solid propellant thruster is reported. Micro solid propellant thruster has four basic components; micro combustion chamber, micro nozzle, solid propellant and micro igniter. In this research igniter, solid propellant and combustion chamber are focused. Micro igniter was fabricated through typical micromachining and evaluated. The characteristic of solid propellant was investigated to observe burning characteristic and to obtain burning velocity. Change of thrust force and the amount of energy loss following scale down at micro combustion chamber were estimated by numerical simulation based on empirical data and through the calculation normalized specific impulses were compared to figure out the efficiency of combustion chamber.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권5호
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• pp.42-48
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• 2020

본 논문은 2행정 피스톤 엔진 기반 발전기 및 배터리로 구성된 드론용 전기추진시스템 설계 과정에 대해 다룬다. 연구의 목적은 하이브리드 시스템의 높은 에너지 밀도를 이용하여 비행시간을 증가 시키고 화석연료 사용량을 줄임으로써 환경 변화에 대처함에 있다. 시스템은 6 kW의 출력을 생산할 수 있고, 엔진 RPM 제어를 통해 부하 요구에 맞는 출력 조절이 가능하다. 또한 배터리를 추가 장착함으로써 출력 보완재 역할 뿐만 아니라 비상시 제한된 시간 내 주 전력으로 사용할 수 있다. 또한 발전기를 엔진 크랭크축에 직접 연결함으로써 설계 복잡성을 줄여 동체 내 공간 활용성을 증대 시켰다.

• Korean Journal of Radiology
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• 제1권1호
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• pp.11-18
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• 2000

Objective: To evaluate the hydrodynamic changes occurring in cerebrospinal fluid (CSF) flow in cervical spinal stenosis using the spatial modulation of magnetization (SPAMM) technique. Materials and Methods: Using the SPAMM technique, 44 patients with cervical spinal stenosis and ten healthy volunteers were investigated. The degree of cervical spinal stenosis was rated as low-, intermediate-, or high-grade. Low-grade stenosis was defined as involving no effacement of the subarachnoid space, intermediate-grade as involving effacement of this space, and high-grade as involving effacement of this space, together with compressive myelopathy. The patterns of SPAMM stripes and CSF velocity were evaluated and compared between each type of spinal stenosis and normal spine. Results: Low-grade stenosis (n = 23) revealed displacement or discontinuity of stripes, while intermediate- (n = 10) and high-grade (n = 11) showed a continuous straight band at the stenotic segment. Among low-grade cases, 12 showed wave separation during the systolic phase. Peak systolic CSF velocity at C4-5 level in these cases was lower than in volunteers (p < .05), but jet-like CSF propulsion was maintained. Among intermediate-grade cases, peak systolic velocity at C1-2 level was lower than in the volunteer group, but the difference was not significant (p > .05). In high-grade stenosis, both diastolic and systolic velocities were significantly lower (p < .05). Conclusion: Various hydrodynamic changes occurring in CSF flow in cervical spinal stenosis were demonstrated by the SPAMM technique, and this may be a useful method for evaluating CSF hydrodynamic change in cervical spinal stenosis.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.466-475
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• 2011

본 논문에서는 관측 장치와 송신기를 탑재하여 발사되는 관측로켓의 국내외 개발 현황에 대해 서술하였다. 국외 연구의 경우, 미국은 NASA에서 가장 활발히 진행되며 탑재량 38~680 kg을 고도 88~1500 km까지 올릴 수 있고, 현재에도 매년 20-30기의 로켓을 발사하고 있다. 유럽은 ESA을 중심으로 연구 중이고 매년 4-5기의 로켓을 발사하고 있다. 국내 연구의 경우, 고체 추진기관 KSR-I,II와 액체 추진기관 KSR-III를 성공적으로 발사하였으나, 우주발사체 개발 기술은 타 산업에 비해 낙후 되어 있는 것이 현실이며 이러한 발사체 개발 분야는 적극적인 지원 및 선진 기술 습득을 통하여 활성화 시켜야할 것이다. 따라서 본 연구를 통하여 한국형 관측로켓 개발에 대한 필요성 및 발전방향을 제시하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권3호
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• pp.70-79
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• 2011

본 논문에서는 관측 장치와 송신기를 탑재하여 발사되는 관측로켓의 국내외 개발 현황에 대해 서술하였다. 국외의 경우, 미국은 NASA에서 가장 활발히 진행되며 탑재량 38~680 kg을 고도 88~1500 km 까지 올릴 수 있고, 현재에도 매년 20-30기의 로켓을 발사하고 있다. 유럽은 ESA를 중심으로 연구 중이고 매년 4-5기의 로켓을 발사하고 있다. 국내 연구의 경우, 고체 추진기관 KSR-I,II와 액체 추진기관 KSR-III를 성공적으로 발사하였으나, 우주발사체 개발 기술은 타 산업에 비해 낙후 되어 있는 것이 현실이며 이러한 발사체 개발 분야는 적극적인 지원 및 선진 기술 습득을 통하여 활성화 시켜야할 것이다. 따라서 본 연구를 통하여 한국형 관측로켓 개발에 대한 필요성 및 발전방향을 제시하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권10호
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• pp.791-799
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• 2020

2019년 10월 발사된 Northrop Grumman사의 MEV-1(Mission Extenstion Vehicle)은 세계 최초의 무인임무로서 궤도상 유지보수(On-Orbit Servicing)가 실질적으로 가능함을 보였다. 물론 궤도상 유지보수 임무는 수십 년 전부터 제안된 개념으로 운영 중인 위성에 대한 궤도수정 및 유지, 추진제/장비 보급 및 업그레이드, 수리, 궤도상 조립 및 제작, 우주잔해 처리 등 다양한 임무개념으로 발전되고 있으며, 이번 MEV-1 임무의 성공으로 향후 세계적으로 정부기관 및 민간분야 위성사업에서의 시장이 확대될 것으로 예상된다. 궤도상 유지보수 임무는 임무의 특성상 기본적으로 고효율의 전기추진시스템의 활용은 필수적이다. 본 연구에서는 전기추진시스템 중 홀추력기를 활용한 간단한 궤도상 유지보수 임무에 대한 임무해석 내용을 소개하고자 한다. 임무사례로서 정지궤도위성의 수명연장 임무에 대해 다양한 홀추력기 설계변수조합에 대한 설계공간탐색을 수행하고, 설계공간분석 및 최적화를 통해 고려하는 임무에 적합한 홀추력기의 설계 및 운용 파라미터를 제안함과 동시에 임무성능을 도출하였다. 추가적으로 현재 궤도상 유지보수 임무해석 시 개선점과 홀추력기를 활용한 우주임무해석에서의 발전방향을 고찰하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.398-404
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• 2006

외나로도 우주센터 건설과 한국 최초 우주인 선발 등으로 항공 우주, 나아가 로켓에 대한 관심이 높아져 가고 있다. 하지만 우리나라의 경우 아마추어로켓이 발달한 미국과 달리 로켓 제작, 발사 등에 관련된 공식적인 아마추어로켓 안전규정이 없는 실정이다. 아마추어로켓에 대한 대중화가 진행되고 있는 추세에 발맞추기 위해서는 우리도 우리나라의 실정에 적합하면서 통합된 안전 규정이 절실히 요구되는 바이다. 본 논문에서는 인하로케트연구회(Inha Rocket Research Institute, IRRI), 전국대학교로켓 연합회(The national Universities' Rocket Association, N.U.R.A.)와 미국로켓협회(NAR)와 미국취미산업협회(HIAA)의 기존 규정을 분석한 후 설계, 제작, 발사, 회수에 걸쳐서 좀 더 합리적 근거를 통해서 기존 규정의 수정 및 보완 할 점에 대해서 논의하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.336-339
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• 2011

추력기의 개발단계에 있어 시험평가에 필요한 연소시험설비는 가장 중요한 인프라자원 중의 하나이다. 지난 3년여의 기간동안, 한국항공우주연구원과 (주)한화는 최대 200N 레벨까지 시험평가를 수행할 수 있는 진공시험설비를 설계 및 구축 완료하였다. 시험설비는 우주환경을 모사할 수 있는 진공시스템, 연료를 공급해주기 위한 시스템, 데이터 계측 및 제어시스템 등으로 구성된다. 이러한 시험설비의 최종목표는 위성용 추력기뿐만 아니라 발사체 및 달탐사선에 적용가능한 중대형급 추력기를 개발 및 시험평가하기 위함이며 본 논문에 이에 대한 세부내용 및 시험결과를 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.807-812
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• 2011

한국형발사체 1단에 사용될 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 기술검증시제를 설계, 제작하여 연료수류시험을 수행하였다. 가압압력을 조절하여 연료 유량을 변경함으로써 주어진 유량에서 발생하는 연소기 재생냉각 채널에서의 압력 손실을 측정하였다. 연소실 각 부에서의 압력 손실을 측정할 수 있었으며, 상당량의 압력 손실이 유속이 강한 연소실 노즐목부에서 발생함을 확인하였다. 주어진 연료 수류시험 조건에서 수력학 해석을 통하여 수력학 해석 방법의 정확도를 검증할 수 있었다.