• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.171-191
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• 2005

본 보고서는 KSLV-I의 FTS에 적용하기 위한 전력분배기 형태를 결정하기 위한 자료로 작성되었다. 이를 위해 먼저 전력분배기의 주요 성능 규격을 정의하고 전력분배 방법에 따른 전력분배기를 분류하여 분류된 분배기 중, 적용 가능한 윌킨스 분배기, 쿼드라쳐 하이브리드, 링 하이브리드의 3가지 형태의 전력분배기를 선정하여 그 특성을 비교하여 보았다. 선정된 대표적 전력분배기는 구조(Schematic) 시뮬레이션과 모멘텀(Momentum) 시뮬레이션을 수행하여 제작을 위해 필요한 최적화된 특성값을 얻었다. 제작에는 유전율이 4.5 이고 유전체 두께가 1.6mm인 FR-4 Epoxy 기판을 사용하여 제작하였고, 측정에는 (주)Agilent Technology사의 8720ES Network Analyzer를 사용하여 측정을 진행하였다. 측정된 분배기의 전반적인 특성은 시뮬레이션을 통해 설계된 결과와 비슷한 성능으로 측정되었음을 확인할 수 있었고, 측정된 성능을 바탕으로 KSLV-I의 FTS에 가장 적합한 형태의 전력분배기를 선택하기 위한 성능비교를 수행하였다. 성능비교 결과, 쿼드라쳐 하이브리드 분배기를 적용하였을 때에 한 단의 분배기 만으로 KSLV-I의 FTS에서 요구되는 분배기 성능을 만족할 수 있고 전력손실도 비교된 두 형태의 분배기에 비해 우수한 것으로 비교되었다.

• 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.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2007년도 춘계학술대회논문집
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• pp.224-227
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• 2007

This paper introduces the results of acoustic loads test conducted on the upper stage assembly of KSLV-I, which is the first Korea space launch vehicle. A launch vehicle and its payloads are subjected to severe acoustic pressure loading when they lift off and ascent during the transonic periods. Acoustic loadings are spreaded out broad frequncy-spectrum up to 10,000Hz. Acoustic loads are a primary source of structural random vibration of the upper stage and payloads. Therefore, in order to verify the structural integrity of the upper stage assembly of KSLV-I and the survivability of its components under severe random vibration environment, acoustic loads test is conducted in the high intensity acoustic chamber with 142dB (overall SPL). The results show the structural design and component random vibration specifications well meet with the environmental requirements.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.98-104
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• 2009

소형 위성 발사체 KSLV-I은 2단의 추진기관으로 고체 킥 모터(Kick Motor)를 사용한다. 킥 모터의 연소 중에는 진동 및 충격이 발생하게 된다. 킥 모터는 2단 전자 탑재물 베이의 하단에 연결되어 있고 연소 중 발생하는 진동 및 충격이 킥 모터의 동체를 통해 전자탑재 베이로 전달 될 수 있다. 전자 탑재물로 전달되는 진동 및 충격의 크기가 큰 경우 전자탑재물의 오작동을 유발할 수 있다. 따라서 킥 모터의 연소 중 발생하는 진동, 충격의 사전검증이 필요하다. 본 연구는 킥모터의 지상 연소 시험을 통해 연소 중 발생하는 진동을 계측하고 이를 바탕으로 랜덤 진동 및 충격 응답 스펙트럼을 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제10권1호
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• pp.98-106
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• 2011

본 논문에서는 롤 자세운동이 발생하는 상황에서 안정적인 피치/요 자세제어를 위한 항법쿼터니언 기반 자세제어기 구조를 설계하고, 발사체 6자유도 시뮬레이션을 통해 설계된 제어기의 성능평가를 수행하였다. 항법쿼터니언 자세제어기는 기존 KSR-III, KSLV-I 상단부 자세제어기 설계 경험을 기반으로 고안되었고, 탑재소프트웨어 내에서 효율적인 자세제어 변수 사용 및 KSR-III, KSLV-I 상단부 제어기와 동일한 성능 확보 관점에서 설계되었다. 제안된 새로운 자세제어기 타당성 분석을 위하여 방위각 전환을 위한 롤 기동, 롤 자세제어가 수행되지 않는 두 비행조건에 대해 6자유도 시뮬레이션을 수행, 자세제어 성능을 평가하고 탑재 소프트웨어로서 적용 가능성을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.106-115
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• 2010

KSLV-I 통신 시스템에 사용되는 안테나는 장착 위치가 제한되어 있어 안테나 상호간의 간섭현상이 발생하며 경항공기를 이용한 비행시험 등 각종 시험에서 이러한 간섭 현상의 영향은 더욱 증가한다. 본 논문에서는 FDTD 해석기법을 사용하여 인접한 안테나 사이의 결합량을 계산하였다. 결합량 계산을 위하여 사용된 FDTD 해석 기법에 대한 이론과 흡수 경계조건, 전압인가 방법, 결과 데이터 처리 기법을 설명하였다. 이격 거리가 5 cm이고 공진주파수가 2 GHz인 IFA 사이의 결합량은 -12.7 dB로 계산되었다. 본 논문에서 소개된 결합량 계산 방법은 KSLV-I의 시스템 성능을 분석하거나 향후 발사체의 설계에 있어서 하부시스템의 설계, 안테나 배치, 통신 링크 계산에 유용하게 사용될 수 있다.

• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.17-27
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• 2010

알루미나 입자가 포함된 KSLV-I KM 고공 플룸 유동을 연소실에서 노즐 출구의 고공 팽창과정을 해석하였다. 알루미나 입자 및 플룸 가스의 물성치 및 분포를 달리하여 해석한 결과 연소가스 비열비를 1.2로 알루미나 입자의 직경 분포를 7가지로 가정하면 노즐 내부 유동 특성이 평형유동 해석 결과와 비교적 일치하였다. 입자의 팽창각은 가스유동보다 작으며 입자 직경이 클수록 팽창각은 더 작았다. 알루미나 입자의 광학 열물성을 변화시키며 KM TVC 분배기 위치의 복사열을 계산한 결과 알루미나 입자의 방사율이 0.1일 때 비행시험 결과와 비슷한 수준을 예측하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.189-199
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• 2013

본 논문에서는 나로호 3차 비행시험에서의 2단 자세제어 결과를 정리하였다. 나로호 2단 추력기시스템에 의한 무추력 비행구간 3축 자세제어 및 추력벡터제어에 의한 킥모터 연소구간 피치/요 자세제어가 정상적으로 수행되었음을 보였다. 무게중심 오프셋, 킥모터 슬래그 영향, 킥모터 잔류추력 영향으로 인한 외란에도 불구하고 2단 자세제어기가 모든 비행구간에서 성공적으로 작동하였음을 보였다. 이러한 결과들은 국내의 발사체 자세제어 기술을 향상시키는 데 있어서 중요한 토대를 마련할 것이다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.195-207
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• 2012

본 논문에서는 나로호 질소가스 추력기시스템에 대한 자세제어기 설계 과정과 종합성능 시험에 대해 다루고 있다. 발사체의 비행 안정성을 보장하도록 추력기 자세제어기 설계를 수행하는 데 있어서 반드시 고려해야 할 주요 사항들에 대해 살펴보고 관계식을 제시하였다. 나로호 질소가스추력기 시스템에 대한 시스템레벨 종합성능시험을 위한 시험구성과 시험조건 등을 정리하였고, 성능시험 데이터로부터 추력기 시스템의 가스 소모량, 추력, 시간 지연, 비추력 특성 등의 운용 성능과 추력기 자세제어기의 비행 적합성 평가가 가능함을 보였다. 최종적으로, 1차 비행시험 결과를 통해, 나로호 탑재 추력기 자세제어시스템이 충분한 안정성 여유을 가지고 정상적으로 동작하였음을 보였다.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.76-86
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• 2015

대한민국의 새로운 우주발사체인 KSLV-II에는 적합한, 자신만의 발사운용을 위해서 새로운 발사대 시스템 개발이 요구된다. 새로운 발사대시스템은 운용 효율성의 극대화와 경제성 측면에서 나로우주센터의 기존 KSLV-I 발사대 인근에 구축될 예정이다. 발사대시스템은 통상 기계설비, 전기설비, 그리고 추진제설비의 세 가지 지상설비들로 구성되는데, 이 중 추진제공급설비는 발사체 운용에 필요한 추진제 및 각종 가스류를 보관하고 조건에 맞게 공급하는 시스템들의 집합체로 정의된다. 본 논문에서는 한국형발사체 발사대시스템의 추진제공급설비에 대한 구성 및 기능과, 발사 시 발생하는 고온 고속의 연소 후류를 안전하게 배출하기 위한 화염유도로 형상에 대한 설계 결과를 소개하고자 한다.