• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권2호
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• pp.14-21
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• 2016

In this study, we proposed a water rocket CULV-1 (Chosun University Launch Vehicle-1). Unlike a conventional water rocket, CULV-1 can perform the booster rocket, fairing, and payload separation like an actual launch vehicle and also the imaging data acquisition. The conceptual and critical design of the proposed CULV-1 have been performed considering the operation characteristics. The verification tests have been performed from subsystem to system level in accordance with the established test specifications and verification procedures. Through the final launch test of the flight model, we have verified the design effectiveness of the proposed separation mechanisms for water rocket applications and the mission requirements of the CULV-1 also have been complied.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.484-488
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• 2012

한국항공우주연구원은 한국형발사체 3단용 7톤급 터보펌프 방식 엔진의 개발 및 인증을 위한 3단 엔진 연소시험설비 구축을 계획하고 있으며 그 첫 단계로 개념설계를 수행하였다. 나로우주센터에 구축될 예정인 3단 엔진 연소시험설비는 추진제와 고압가스를 엔진에 공급하여 지상 조건 및 고공 조건 연소 시험을 수행할 수 있도록 구성된다. 고공환경 모사는 액체로켓엔진의 후류제트로 작동되는 초음속 디퓨저로 구현된다.

• 한국추진공학회지
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• 제25권4호
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• pp.19-27
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• 2021

한국형발사체용 연소기 성능 고도화를 위한 핵심기술을 검증하기 위해 고압 축소형 연소기를 개발하였다. 성능 고도화를 위한 핵심기술은 고압 연소기용 분사기 설계, 적층제조기법을 적용한 연소안정화 장치 개발, 고압 축소형 연소기 헤드 및 재생냉각 연소실 설계/제작 등이다. 고압 축소형 연소기 개발을 통해 핵심기술을 검증하였고, 이 기술들은 향후 대형 액체로켓엔진 연소기 개발에 활용될 예정이다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권4호
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• pp.81-88
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• 2013

케로신과 액체산소를 추진제로 하는 다단연소방식 액체엔진용 산화제 과잉 예연소기를 설계하여 설계점에서 연소시험을 수행하였다. 설계된 산화제 과잉 예연소기는 산화제 일부와 연료를 혼합헤드를 통해 연소실에 공급하여 연소시키고 나머지 산화제를 연소실 재생냉각채널을 거쳐 연소실 중앙의 분사공을 통해 연소실로 주입하여 기화시키는 형태로 최종적으로 연소압 20 MPa, 혼합비 60에서 작동한다. 혼합헤드에는 단일 와류형 분사기를 벌집형태로 배열하였으며 가스 온도 균일성 향상과 연소 안정성 향상을 위한 혼합링과 터빈까지의 배관을 고려한 노즐을 장착하였다. 설계점 연소시험에서 산화제 과잉 예연소기는 높은 연소 안정성과 생성가스의 균일한 온도분포를 보였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권1호
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• pp.85-96
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• 2003

로켓 엔진 노즐의 설계에서 동결 유동 해법과 동일한 수치적 특성을 가지는 화학 평형 해석은 노즐의 열역학적 최대 성능을 예측하는 효율적인 설계 도구로 이용될 수 있다. 본 연구에서는 탄화수소 연료 로켓 엔진 설계를 위한 화학적 평형 유동 해석 코드를 개발하였다. 로켓 노즐을 통한 팽창과정에서 일어나는 화학 성분의 재결합 효과와 이에 수반하는 에너지 회복과 같은 열화학적 특징을 이해하기 위하여, KSR-III 로켓 노즐에 대하여 동결유동 해석 및 비평형 유동의 해석과 더불어 화학적 평형 유동 해석을 수행하였다. 유동 해석 결과에 기초한 KSR-III 엔진 성능 평가로부터 노즐에서의 열화학적 특징을 이해할 수 있었으며, 이와 더불어 열화학적인 효과를 고려할 때 출구 면적비를 줄여서 수정된 새로운 노즐 형상이 지상 추력을 증대시키기 위한 적절한 설계임을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2008

고체 추진기관을 빠르고 정확하게 설계하기 위해 통합 설계 시스템을 개발하였다. 이 시스템에는 체계 요구 조건으로부터 전체적인 크기를 결정하는 사이징 설계 모듈과 구조체 설계, 그레인 설계, 성능 예측 모듈과 같이 네 개의 모듈로 구성되어 고체 추진 기관의 기본설계를 수행할 수 있게 개발 되었다. 본 연구에서 개발된 시스템을 사용하여 고체 추진기관의 기본 설계를 하는 과정은 다음과 같다. 먼저, 체계 요구 조건으로부터 전체적인 크기를 결정한 후 구조체 및 그레인 설계에 이용한다. 구조체설계 모듈로 구조체의 기본 설계를 수행 한 후 이를 이용해 그레인 설계 모듈로 그레인 기본 설계와 이 후 성능 계산에 필요한 데이터를 생성할 수 있다. 성능 해석 모듈은 기본 설계가 완료된 추진 기관의 성능을 예측하여 체계 요구 조건에 부합되는지를 확인하여 재설계 여부를 결정한다.

• 시스템엔지니어링학술지
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• 제1권1호
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• pp.67-72
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• 2005

Design and optimization study has been performed to obtain a supersonic air.launching mission for the nanosat launcher. Given mission is to launch 10kg payload to target orbit of $700km{\times}700km$. Additional design constraints are imposed by the mother plane. After the required velocity is obtained, the stag ing optimization is carried out. Serial analyses for the propulsion system and aerodynamics are performed then, the rocket trajectory optimization has been carried out. After several mission design and optimization iterations, the optimized mission which satisfies the mission target is obtained. Total weight of the three-staged air-launching rocket is 1231.4kg and the payload weight is 10 kg.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2014년도 제49회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.223-224
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• 2014

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2002년도 하계학술대회 논문집 B
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• pp.1061-1063
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• 2002

In this paper, the characteristics of the pyro unit applied to rocket release device in KSR-Ill are analyzed by experimental results, which are the current and voltage waveforms of the battery used as energy source. The precision design approach of the rocket release device can be achieved since the behavior and the required energy of the pyro are identified through the results.