• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.789-792
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• 2011

발사체의 비행시험을 하기 전 액체로켓 추진기관에 대한 지상시험 수행을 통해 효율적인 추진기관 개발을 도모할 수 있고 비행시험 전 검증을 통해 신뢰도를 높이고 개발비용도 절감할 수가 있다. 따라서 국내에서도 대형급 추진기관 시스템 시험설비를 구축함으로써 앞으로 개발되는 액체추진기관의 완성도와 신뢰도를 향상시켜 국제시장에서 경쟁력 있는 상용 발사체 개발의 첫걸음을 내딛을 수 있기를 기대한다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.424-427
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• 2008

The longitudinal instability (POGO) of the rocket should not be occurred during the whole flight time for the large class liquid propulsion system to complete a mission successfully. The longitudinal instability is caused by the resonance between the propulsion system and rocket structure in the low frequency range below 50Hz, ordinarily. We can consider various types of propulsion system in the early stage of rocket development. So the longitudinal instability analysis tool is needed for corresponding to each propulsion system. This article deals the generalized method applied to the analysis on the low frequency dynamic characteristics of various types of liquid propulsion system.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.207-210
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• 2003

The purpose of this work is to introduce the Remote Control System for KSR-III Liquid Rocket Propulsion System. We developed the high reliable Fire control System that needed for long distance control. We carried out a real time remote control and measuring for KSR-III lust Liquid Propulsion Rocket in Korea using TCP/IP Ethernet network method and Fiber-optic communication method. Also HMI operation program developed guarantee confidential control, monitoring and analysis for Fire control operation.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.325-327
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• 2004

The longitudinal instability (POGO) of the rocket should not be occurred during the whole flight time for the large class liquid propulsion system to complete a mission successfully. The longitudinal instability is caused by the resonance between the propulsion system and rocket structure in the low frequency range below 50Hz, ordinarily. Analysis on the low frequency dynamic characteristics on the liquid propulsion system with staged combustion cycle engine system was performed as a preliminary study on the longitudinal instability analysis.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.147-150
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• 2005

우주발사체는 위성 및 spacecraft와 같은 페이로드를 정해진 궤도에 정확하게 투입하기 위해 추력제어가 용이하고 비추력이 높은 액체추진시스템을 주로 사용한다. 그러나 액체추진시스템은 고체추진시스템에 비해 구조가 복잡하고 고도의 기술을 요하므로 개발과정이 매우 어렵다는 단점이 있다. 우주발사체 개발과정 중 초기의 시스템 설계 단계는 전체 발사체 개발비용 및 일정을 축소하고 성능을 향상시킬 수 있는 중요한 단계이다. 본 논문에서는 최상의 액체추진시스템을 선택하기 위한 시스템 설계 단계에서의 프로세스를 제시하고 설명하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.543-545
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• 2008

The Inner Arch developed several softwares: $\circ$ One dedicated to solid propulsion project : APSOL $\circ$ One dedicated to liquid propulsion projects ELIS A third one, PERFOL, is used to optimize the trajectory and the propulsion parameters The paper will describe the main software used for this study and illustrate the interest of these tools to make the first design of a new version of a launch vehicle with optimisation both of intrinsic propulsion parameters and of the trajectory.

• 한국추진공학회지
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• 제23권2호
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• pp.68-77
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• 2019

고체 및 액체 로켓 추진 기관 내열부품으로 사용하기 위하여 C/SiC 복합 재료를 LSI(Liquid Silicon Infiltration) 공법으로 개발하였다. 조성비에 따른 내열 특성은 아크 플라즈마, 초음속 토치 시험으로 평가하였으며 $H_2O$ 및 $CO_2$ 산화에 의한 유효 삭마식을 제시하였다. 연소시험을 통하여 고체 및 액체 추진기관용 노즐목 삽입재, 확대부 내열재 및 연소실 내열부품 등 다양한 형상으로 제작이 가능함을 확인하였으며 높은 내삭마 성능과 열구조 성능이 입증되었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.433-438
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• 2009

고체 및 액체 추진기괸에 적용하기 위하여 액체 실리콘 함침법(LSI)을 이용한 C/SiC 복합재료를 개발하였다. 연소시험을 통하여 C/SiC 복합재료의 우수한 성능을 확인하였으며 산화에 의한 삭마 모델을 제시 하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.66-73
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• 2016

Space propulsion system produces required thrust for satellites and space launch vehicles by using chemical reactions of a liquid fuel and a liquid oxidizer typically. For example, monomethylhydrazine-dinitrogen tetroxide, liquid hydrogen-liquid oxygen and RP-1-liquid oxygen are conventional combinations of liquid propellants used for the liquid propulsion system. Among several liquid propellants, the monomethylhydrazine is expecially preferred for a satellite fuel due to its better storability in liquid phase during a relatively long mission period under a space environment. Thus, a development importance of a bipropellant system using the monomethylhydrazine fuel is recognized recently as the national space program proceeds on a large scale. The objective of the present study is to review a foreign research trend of a thermal decomposition reaction of monomethyhydrazine to understand a fundamental basis of its chemical reaction to prepare for domestic development in future.

• 한국추진공학회지
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• 제23권3호
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• pp.112-118
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• 2019

수중운용 체계를 위한 로켓추진기관 개발에 대해 기술하였다. 추력조절이 가능한 LP(Liquid Propellant rocket)형 추진기관 및 HR(Hybrid Rocket)형 추진기관을 선정하여 시스템으로의 적용 가능성을 확인하였다. 축소형 액체로켓연소기 및 이동형 시험대를 개발하여 적용 가능성을 검토하였으며, 수상체계 적용을 위한 추력 1.5톤급 및 추력 1.8톤급 하이브리드 로켓 추진기관을 개발하였다. 시험결과 1.8-톤급 하이브리드 로켓이 수상운용을 위한 추진기관 요구 성능 및 수중 주행 안정성 목표를 성공적으로 달성하였다.