• 항공우주산업기술동향
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• 제8권2호
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• pp.54-64
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• 2010

위성은 지상에서의 발사부터 우주에서의 운용까지 다양한 진동환경에 놓인다. 따라서 위성 설계시, 진동은 중요한 고려 대상중 하나이다. 경제적인 발사 비용을 위해 구조체 경량화는 필수적이며, 이는 진동측면에서 위성체내의 장비들에는 불리한 여건이 되고 있다. 또한 영상에 대한 해상도가 높아짐에 따라 탑재체의 지향 안정성의 보장을 위해 탑재체로 전달되는 하중에 대한 요구조건도 엄격해지고 있다. 이러한 상황을 해결하고자 진동절연 시스템이 도입되었으며, 발사체로 부터 전달되는 진동을 감소시키거나, 궤도상 운용중 위성내 장비들이 발생시키거나 이들로 전달되는 진동을 차단하는 방법이 적용된다. 본 논문에서는 진동저감과 관련된 최근의 위성체/발사체 적용 사례들을 살펴보고, 이를 통해 향후 진동절연 시스템 적용에 필요한 고려 사항들을 확인하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.65-71
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• 2005

인공위성 발사체의 파이로 충격 데이터는 환경시험 조건의 기준을 마련하고 또한 구조적인 강인성을 확인하기 위해 원격측정 데이터로 지상으로 송신되어야 한다. 본 논문은 발사체 탑재를 위한 충격기록장치의 초기 개발모델 설계, 개발 그리고 성능시험 결과에 대하여 기술하고 있다. 충격기록장치는 원격측정 데이터 전송률의 제한적 요소로 인해 고속으로 샘플된 데이터를 저장하였다가 저속으로 KSLV-I 원격측정 시스템으로 전송하도록 설계하였다. 충격기록장치의 회로 부분에서는 필터설계와 신호 대 잡음비를 최대화하기 위한 신호 조절부등이 설계되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권11호
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• pp.95-105
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• 2005

우주시스템연구실에서는 2008년 발사 예정으로 나노위성인 HAUSAT-2를 개발하고 있다. HAUSAT-2 구조-열 모델(STM)은 구조 및 열적 설계마진을 검증하기 위하여 개발한 시스템 모델이다. HAUSAT-2의 구조-열 모델을 이용하여 인증 수준의 진동시험과 열진공/평형시험을 수행하였다. 본 논문에서는 구조-열 모델의 구조해석과 진동시험의 결과를 비교하였고 이를 통해 해석조건을 변경해 재해석을 수행하였다. 인증수준의 진동시험 결과 구조-열 모델은 구조적인 손상 없이 설계 강성 요구조건을 만족하는 것을 확인하였다. 또한 구조 조립을 통해 조립성과 인터페이스를 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.369-374
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• 2011

유도탄의 저온 사출 시스템 구현에 있어서 요구된 이탈모타 개발 중 나타난 복기 추진제의 연소불안정, 특히 chuffing 현상을 해결하기 위해 시도되었던 여러 가지 기술적 접근방법과 이들의 시험 결과를 수록하였다. 본 이탈모타에서는 일반적으로 점화 에너지와 관련이 깊은 것으로 알려진 chuffing 현상이 점화 에너지의 공급량이나 공급 방법 등에 의해는 억제 효과가 나타나지 않았고, 추진제에 damping 물질인 ZrC를 2% 첨가함으로써 억제되었다. 이로써 복기 추진제의 연소불안정을 해결할 수 있는 새로운 경험을 얻게 되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.93-98
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• 2006

이미 발사체 개발의 선진국이 된 미국과 유럽 등도 발사체 개발 중 여러 실패 경험을 해 왔다. 아직 초보적인 수준인 우리의 경우 선진국의 실패사례를 조사하여 숙지한다면 우리의 발사체 개발 연구에 많은 도움이 될 것이다. 본 눈문에서는 미국의 스페이스셔틀, 유럽의 아리안 발사체를 중심으로 실패사례를 조사하고 분석해 보았다. 이는 극히 일부분이며 앞으로 러시아와 기타 국가에 대해서도 더 다양한 실패사례를 조사할 필요가 있다고 사료된다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2001년도 춘계학술대회논문집
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• pp.96-102
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• 2001

High intensity vibro-acoustic testing is the appropriate method for flight qualification testing of space flight vehicle which must ensure the acoustic environment of launch. Growing demand for satellites and launch vehicles in korea has resulted in a recent increase in the demand for high intensity vibro-acoustic test facility. The test facility is designed to provide an acoustic environment of 152 ㏈( re 20 ${\mu}$Pa) overall sound pressure level over the band width of 30 Hz to 10,000 Hz in the reverberant chamber. The reverberant chamber has a volume of 1,000 ㎥ with interior dimensions of 8.7m${\times}$l0m${\times}$12m, which can accommodate not only satellites but also launch vehicle payload fairing. Korea Aerospace Research Institute and Korean industries have been carrying out the development of the reverberant chamber and auxiliary devices, such as automatic control system, monitoring/safety device, and jet nozzle, etc. This paper presents the detailed description of High Intensity Acoustic Chamber of KARI, which will be the first and unique testing facility in Korea.

• 한국추진공학회지
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• 제14권1호
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• pp.1-10
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• 2010

발사체 상단의 자세제어를 목적으로 하는 과산화수소 단일추진제 추력기 설계 및 성능평가를 수행하였다. 상용 발사체급에 요구되는 수준인 100, 250 N 급 추력기를 목표로 하였으며 개발 모델에서 성능시험을 통해 반응기 설계 형상을 확정한 후, 최종적으로 검증 모델을 밸브와 통합하여 개발하였다. 설계된 추력기는 sea level 조건에서 특성속도, 추력, 비추력 및 펄스 응답성 측정을 통해 성능을 검증하였다.

• 한국기계가공학회지
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• 제18권12호
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• pp.104-110
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• 2019

A nanosatellite designed by the Korea Microgravity Science Laboratory (KMSL) is currently under development. The KMSL nanosatellite is designed to perform two different scientific missions in space. To successfully complete missions, a variety of tests must be conducted to verify the performance of the designed satellite before launch. As part of the qualification test campaign, the KMSL nanosatellite underwent high level vibrational tests (to comply with Falcon 9 qualification level) to demonstrate the integrity of the system. The purpose of this study is to demonstrate that the primary structure and all electronic and mechanical components can withstand the vibrations and the loads experienced during the launch period. To this end, the KMSL nanosatellite was exposed to static and dynamic loads and various types of vibrations that are inevitably produced during the space vehicle launch period. The vibration test results clearly demonstrated that all avionics and mechanical components can withstand the vibrations and the loads applied to the KMSL nanosatellite's body through a Pico-satellite Orbital Deployer (POD).

• 한국군사과학기술학회지
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• 제22권2호
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• pp.241-248
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• 2019

In this paper, we aim to check the reliability growth of multiple launch rocket components by the life evaluation. We apply the Crow-AMSAA model to the sets of test data obtained from the development phase. The result of the data analysis shows that the reliability of some components needs to be improved. In order to improve their reliability, we analyze the failure mechanism and change their designs. The verification of the reliability growth for those components is done by analyzing the data sets obtained by the accelerated life tests. As a result, we show that the MTBF of those components is increased and also their reliabilities improved.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권3호
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• pp.70-77
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• 2019

본 논문에서는 헬리콥터의 유입류 모델에 따라 헬리콥터에서 발사되는 로켓의 궤적에 대한 영향성을 비행역학 해석을 통해 검토하였다. 무장형상의 비선형 비행역학 해석모델은 UH-60 헬리콥터 형상으로 구성하고 헬리콥터에서 발사되는 발사체의 궤적예측에는 HYDRA 70 로켓을 이용하였다. 다양한 로터 유입류 모델을 사용하여 각각의 모델에 따라 로켓 발사궤적에 미치는 영향을 검토하였다. 또한 헬리콥터의 다양한 비행조건에 대해 로켓 발사 시뮬레이션 해석을 수행하고 로켓이 로터 디스크 면과 근접하는 위험한 로켓발사 비행영역을 검토하였다.