• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2006년도 춘계학술대회논문집
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• pp.258-261
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• 2006

The structure of small launch vehicle can be divided into engine section and payload section. This paper introduces modal test of the payload section of small launch vehicle which is composed to satellite, PLA (Payload Adapter), VEB (Vehicle Equipment Bay), KMS (Kick Motor Support) and KM (Kick Motor). From this test, dynamic properties of the 2nd stage structure of small launch vehicle can be obtained. In this test, to simulate free-free boundary condition, test object was hung by 4 bungee cords and excited by using impact hammer Modal test data are analyzed by using TDAS(Test Data Analysis Software). As the result, modal parameters and mode shapes below 100Hz of the 2nd stage of small launch vehicle were identified.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권10호
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• pp.936-942
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• 2015

국가위상 제고와 국내 발사체산업 발전에 따른 경제 발전을 위하여 우주발사서비스 시장진입은 필수적이다. 발사체 개발의 후발주자로써 시장에 효과적으로 진입하기 위해서는 시장의 트렌드를 정확하게 파악하고, 체계적인 시장진입전략을 수립하여야한다. 본 논문에서는 세계 우주발사서비스 시장의 3가지 핵심트렌드(고성능의 대형 우주발사체 수요 증가, 저가형 우주발사체 증가, Dual/Multi-Launch 증가)를 도출하고, 각 핵심트렌드에 대응하기 위한 전략의 우선순위를 쌍대비교분석법을 통해 평가하였다. 그 결과 모든 트렌드 하에서 발사체 신뢰성 확보 전략이 가장 중요하며, 고성능의 대형 우주발사체 수요 증가 트렌드 하에서는 정부 지원 전략이, 저가형 우주발사체 및 Dual/Multi-Launch 증가 트렌드 하에서는 가격 경쟁력 확보전략이 두 번째 우선순위를 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.72-79
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• 2004

발사체 상단에 대한 추력기 고장 진단 방법을 개발하였다. 고장 발생시 발사체를 보호하기 위해 고장을 검출 및 진단하고 발사체 제어기를 재구성하는 것이 필요하다. RCS를 사용하는 발사체 상단의 추력기 고장을 검출하기 위해 해석적 방법이 적용되었다. 추력기 고장 형태(가스 누출, 노즐 잠김)에 상관없이 시스템에 적용할 수 있는 고장 검출 구조가 제안되었다. PILS를 이용하여 얻은 결과로부터 발사체 상단에 대해 제시한 고장 진단 방법이 타당함을 보였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.231-234
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• 2004

Electrical grounding is defined as referencing an electrical circuit or a common reference plane for preventing shock hazards and for enhancing operability of the circuit and EMI control. In order to realize the best electrical grounding system of korean space launch vehicle, we should design the electrical grounding architecture of korean space launch vehicle of system-level at the earliest point in design procedure. To minimize the electrical grounding loop and the unnecessary electromagnetic interference or radiation among the electronic subsystems, we should establish the electrical grounding rules of the all electrical interfaces. The electrical interfaces among the electronic subsystems are generally classified into the electrical power and signal interfaces. Because of using the primary and secondary power system architecture in the korean space launch vehicle system such as the common space launch vehicle systems, we need to establish the electrical grounding rules between the primary and secondary power system. We also need to establish the electrical signal grounding interface rules among the electronic subsystems. In this paper, we will describe the grounding schemes of the common space launch vehicle system and propose a conceptual design for the electrical grounding architecture of korean space launch vehicle system.

• 한국추진공학회지
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• 제26권5호
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• pp.52-62
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• 2022

우주발사체는 가장 거대한 시스템 중의 하나로, 이처럼 장대한 발사체를 발사운용시 안전하고 신속하게 발사대로 이송하고 발사자세인 수직상태로 전환하는 것은 매우 중요한 요소이다. 이에따라, 발사체를 전기체로 총조립하고 발사대에서 발사자세인 수직자세로 만들기위한 과정은 매우 정밀한 운용방법, 절차 및 관련장치들을 필요로 한다. 이러한 이송 기립 운용 개념은 세계 각국의 우주 발사체 개발 과정 중 각각의 요구조건 및 당시의 기술수준에 맞도록 발전되어 왔다. 본 논문에서는 세계 발사체들의 이송 기립 운용 개념을 소개하고 한국의 나로호 및 누리호의 운용개념에 대해 소개한다.

• 시스템엔지니어링워크숍
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• 통권4호
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• pp.155-158
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• 2004

In executing the large scale national project, such as development of space launch vehicle, it is most important to guarantee the technological reliability. However the reliability analysis of launch vehicle is different from other mass product goods because of the limitation of budget and number of tests. In this study, the reliability analysis technique of the propulsion system, which is one of the major sub-systems of launch vehicle is illustrated applied to the liquid rocket engine of KSR-Ⅲ.Ȁ

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제4권4호
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• pp.437-448
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• 2017

The problem of flow through the vent is formulated as an unsteady, nonlinear, ordinary differential equation and solved using Runge-Kutta method to obtain pressure inside payload faring. An inverse problem for prediction of the discharge coefficient is presented employing measured internal pressure of the payload fairing during the ascent phase of a satellite launch vehicle. A controlled random search method is used to estimate the discharge coefficient from the measured transient pressure history during the ascent period of the launch vehicle. The algorithm predicts the discharge coefficient stepwise with function of Mach number. The estimated values of the discharge coefficients are in good agreement with differential pressure measured during the flight of typical satellite launch vehicle.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.119-125
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• 2007

우주발사체 개발사업은 기계, 제어, 전자 등 각종 분야의 기술이 종합적으로 연계되는 거대 시스템 개발 사업이다. 현재 항공우주연구원에서는 100kg급 소형위성 발사체(KSLV-I) 개발을 수행하고 있으며, 차후로 한국형 발사체 개발을 계획하고 있다. 이러한 시스템 개발 분야는 복잡해지고 거대화될수록 과학적이고 분석적인 개발비용 분석이 요구된다. 본 논문은 우주개발 중장기 기본계획에 따라 진행되었던 실용위성 발사체 개발에 대한 기획 사업의 내용을 토대로 TRANSCOST 7.1 방법을 이용하여 실용위성 발사체 개발비용을 추정 하였다.

• 시스템엔지니어링학술지
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• 제1권1호
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• pp.61-66
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• 2005

In executing the large scale national project, such as development of space launch vehicle, it is most important to guarantee the technological reliability. However the reliability analysis of launch vehicle is different from other mass product goods because of the limitation of budget and number of tests. In this study, the reliability analysis technique of the propulsion system, which is one of the major sub-systems of launch vehicle is illustrated and applied to the liquid rocket engine of KSR-III.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.341-343
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• 2004

In executing the large scale national project, such as development of space launch vehicle, it is most important to guarantee the technological reliability. However the reliability analysis of launch vehicle is different from other mass product goods because of the limitation of budget and number of tests. In this study, the reliability analysis technique of the propulsion system, which is one of the major sub-systems of launch vehicle is illustrated and applied to the liquid rocket engine of KSR-III.