• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.87-91
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• 2004

우주 발사체의 성공적인 비행을 위해서는 로켓 엔진의 성능 분산 관리가 필수적이다. ANASYN을 이용해 가스발생기 사이클 액체 로켓 엔진의 성능 오차 분석을 수행하였다. 별도의 추력제어 시스템을 갖추지 않은 엔진의 진공 추력 분산은 $+5.34\%,\;-5.27\%$로 나타났으며 연소기 혼합비 오차는 $+9.07\%,\;-9.82\%$에 달했다. 가스발생기의 혼합비를 제어할 경우 추진제 유량의 제어 없이 혼합비만을 제어하면 엔진성능의 분산이 증가한다. 분산 요인에 대한 민감도 해석에 의하면 터빈 효율에서의 오차가 엔진 성능 분산에 가장 큰 영향을 미친다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.162-165
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• 2004

고성능 액체로켓엔진 개발을 위하여 터보펌프를 사용하는 재생냉각형 액체로켓엔진시스템의 배치안을 마련하였다 엔진시스템을 구성하는 부품들에 대하여 각각의 특성을 고려하고 현실적으로 제작 및 조립이 가능하도록 3차원 디지털 모형을 제작하여 검증하였다. 1단 엔진시스템은 1축 김발링을 하며 4개의 엔진 조립체로 클러스터링 할 수 있도록 설계하였다. 2단용 엔진시스템은 2축 김발링을 하며 1개의 엔진 조립체로 구성하였다. 1단 및 2단 엔진시스템의 조릴 및 분해 공정 그리고 관련 프로그램 또한 개발하였다. 그리고 엔진시스템의 조져 및 분해 공정을 효율적으로 수행하기 위하여 여러 형태의 전용 치/공구 또한 개발하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.11-15
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• 2012

한국형발사체 상단엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진용 터보펌프의 임계속도 해석이 이루어 졌다. 7톤급 터보펌프는 기 개발된 실험용 30톤급 터보펌프 및 현재 개발 중인 한국형발사체 1, 2단 엔진용 75톤급 터보펌프의 기본 개념을 채용하여 1축 터보펌프로 설계가 진행 중이다. 2개의 볼 베어링으로 지지되는 산화제펌프 회전체와 역시 2개의 볼 베어링으로 지지되는 연료펌프-터빈 회전체는 스플라인 축으로 연결되어 설계 속도에서 작동한다. 본 연구에서는 회전체동역학 해석을 수행하여 터보펌프가 sub-critical 회전체로서 충분한 임계속도 분리 여유를 확보하는 지를 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.517-524
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• 2019

진공추력 88톤급 다단연소 사이클 로켓엔진의 시스템 설계를 수행하였다. 엔진 구성품에 대한 성능 평가는 기존의 연구를 활용하였으며 수렴된 엔진 시스템 성능을 구할 수 있는 알고리즘을 제안하였다. 본 연구 방법은 RD-180에 대한 기존의 연구와 비교함으로써 검증하였다. 본 연구는 가격 경쟁력을 고려하면서 성능 개선을 달성하기 위하여 한국형발사체 75톤 엔진의 개발 이력을 최대한 승계하였다. 엔진의 제작 난이도, 비용 그리고 성능 개선을 고려하여 연소압력 12MPa을 적용하였고 결과로써 23.4s의 진공비추력 향상을 얻을 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권2호
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• pp.106-113
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• 2018

발사체 발사 시 제트화염에 의해 발생하는 강력한 음향파는 음향하중의 형태로 비행체를 가진한다. 대표적인 경험적 음향하중 예측기법인 DSM-II(Distributed Source Method-II)는 제트화염 축을 따라 소음원을 배치하는 방법으로 계산비용 및 정확성 측면에서 장점을 갖는다. 하지만 소음원 배치 방법의 한계로 인해 다양한 발사대 환경을 정확하게 반영하기에는 한계가 있다. 본 연구에서는 넙스(Non-Uniform Rational B-Spline, NURBS) 곡선 모델링을 경험적 예측기법에 도입하여 자유롭게 소음원을 배치할 수 있는 음향하중 예측기법에 대한 연구를 수행하였다. 넙스 기법이 새롭게 도입된 해석기법의 검증을 위하여 Epsilon 로켓의 곡선형 저소음 발사대 형상에 대한 음향하중 예측을 수행하였고 해석 결과를 기존의 예측방법 및 실험 결과와 비교하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권8호
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• pp.668-674
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• 2016

본 논문에서는 우주개발 중장기 계획에 따라 2020년 이후 한국형발사체의 후속으로 계획된 정지궤도위성 발사체와 대형 위성 발사체의 개발 방향에 대한 논의와 이를 구현하기 위해 요구되는 발사체 기술들에 대해 전망한다. 차세대 발사체는 고성능화뿐 아니라 저비용 및 고신뢰도를 목표로 세계 위성 발사 서비스 시장에서 경쟁할 수 있는 발사체로 개발되어야 하며, 이를 위해 75톤 급 케로신/액체산소 로켓 엔진 등 한국형발사체를 통해 확보된 발사체 기술 기반 및 개발 성과를 활용하고 발전시키는 방향으로 개발되는 것이 바람직하다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.120-130
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• 2013

최근 들어 차세대 추진제로서 각광을 받고 있는 메탄의 성능특성을 분석하고, 메탄/산소 로켓엔진의 기술개발 동향을 조사하였다. 로켓연료로서의 액체메탄은 무독성, 경제성, 우수한 재생냉각성능, 그리고 행성의 현지자원활용(ISRU) 가능성 등과 같은 여러 유리한 특성을 가지며, 액체산소와의 조합시 높은 비추력 확보 및 시스템 경량화가 가능하다. 이러한 이유로, 메탄/산소 엔진에 대한 연구가 활발하게 진행되고 있기는 하지만 그 기술성숙도가 아직은 그리 높지 않은 것으로 확인되는 바, 메탄 로켓엔진 개발을 통하여 우주기술 선진국과의 기술격차 해소가 필요한 시점이라고 판단된다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1989년도 한국자동제어학술회의논문집; Seoul, Korea; 27-28 Oct. 1989
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• pp.76-81
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• 1989

This paper represents the preliminary design process and the performance of the sounding rockets. At the design phase of the development, we selected rocket configuration according to results of aerodynamic weight and thrust analysis. And the payload-apogee performance of the rockets are determined with the variation of the launch angle and payload weight. Also the performance trajectory was calculated by a particle trajectory simulation. And the parameters which affect the system performance was analyzed.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1998년도 제13차 학술회의논문집
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• pp.47-52
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• 1998

This study deals with guidance and control laws for an optimal reentry trajectory of a vertical landing reusable launch vehicle (RLV) in the future. First, a guidance law is designed to create the reference trajectory which minimizes propellant consumption. Then, a nonlinear feedback controller based on a linear quadratic regulator is designed to make the vehicle follow the predetermined reference trajectory, The proposed method is simulated for the first stage of the H-II scale rocket.

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제35권3호
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• pp.151-208
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• 2020

본 논문에서는 2016년 일본 우주활동법상의 인공위성 등의 발사 규제와 인공위성의 관리 규제를 중심으로, 구체적인 입법 구조와 주요 내용들을 분석해 보았다. 나아가 관련 논점들을 상정하여, 우리 법제상의 시사점에 대한 개별적 의견을 검토해 보았다. 지금까지 일본은 기술 수준과 정부의 재정 지원에 비해, 우주입법 분야의 구축이 다소 뒤쳐져 있다는 평가를 받고 있었다. 그러나 2000년대 후반부터 진행된 일련의 우주법 제정 성과들을 통해, 우주산업과 관련한 인적·물적·제도적 인프라들을 구조적으로 갖추게 되었다. 특히 2016년에 제정된 일본의 우주활동법은 인공위성 등의 발사허가, 인공위성의 관리허가, 로켓·인공위성 사고에 따른 손해배상책임을 종합적으로 규율하여, 위성발사와 같은 특정 우주활동에 대한 일원적 규제 체제를 확립하였다. 우리나라는 현재 2005년의 우주개발진흥법과 2007년의 우주손해배상법만이 입법되어 있고, 그 이후 별다른 우주입법이 이루어지지 않았다. 문제는 우리나라 역시 수차례에 걸쳐 인공위성 발사를 성공시킨 위성발사 강국임에도 인공위성의 발사·관리에 관한 개별 우주법이 아직 없다는 점이다. 우주개발진흥법은 우주발사체의 발사허가, 우주물체 등록, 우주사고 손해배상책임 등 특정 우주활동의 실체 규정들을 다수 포함하고 있기는 하나, 어디까지나 전반적인 우주활동에 관한 기본법적 특성을 지니고 있으므로, 인공위성 발사·관리의 총체적인 규율체계로서는 한계가 있다. 따라서 우리나라도 일본 우주활동법과 같은 특별법을 제정하여, 인공위성의 발사 및 관리 규제를 효율적·일체적으로 도모하는 한편, 우주활동의 상업적 주체들에게는 법적 예측가능성을 부여해 주어야 한다. 우주개발과 우주산업 육성을 위한 제도로서, 동시에 'New Lex Mercatoria'로서의 개별적 우주입법이 필요한 시기라고 생각한다.