• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제2권2호
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• pp.29-33
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• 2015

The multidisciplinary design optimization (MDO) of a launch vehicle (LV) with a hybrid rocket engine (HRE) was carried out to investigate the ability of an HRE for a single-stage LV. The non-dominated sorting genetic algorithm-II (NSGA-II) was employed to solve two design problems. The design problems were formulated as two-objective cases involving maximization of the downrange distance over the target flight altitude and minimization of the gross weight, for two target altitudes: 50.0 km and 100.0 km. Each objective function was empirically estimated. Several non-dominated solutions were obtained using the NSGA-II for each design problem, and in each case, a trade-off was observed between the two objective functions. The results for the two design problem indicate that economical performance of the LV is limited with the HRE in terms of the maximum downrange distances achievable. The LV geometries determined from the non-dominated solutions were examined.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권4호
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• pp.529-536
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• 2015

Various R&D programs for rocket-based combined cycle (RBCC) engines have progressed worldwide for the space development and the defense applications. As a way toward indigenous domestic RBCC program, a preliminary design of flight test conditions was studied in this study for a sub-scale RBCC engine using a sounding rocket. Launch and flight profiles were calculated for several booster options and compared with that of HyShot II program. The result shows that the Korea Sounding Rocket-II (KSR-II) is a proper candidate to perform the flight test available in Korea. The recommend flight test conditions with KSR-II are Mach 6.0 with a test vehicle of 230 kg and Mach 7.4 with 50 kg. Present study will soon be followed by a design of sub-scale RBCC for a flight test using a sounding rocket.

• 항공우주기술
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• 제2권2호
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• pp.151-156
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• 2003

액체 로켓엔진시스템은 연료공급방식에 따라 가압식과 터보펌프식으로 나눌 수 있으며, KSR-III 과학로켓에서는 가압식 액체 로켓엔진을 사용하였으나, 현 시점에서 우주발사체 1단으로 가압식 액체로켓엔진을 사용하기에는 극복해야할 기술적 과제가 많으며, 가압식 액체로켓 기술의 한계로 인해 터보펌프식 액체 로켓엔진 개발이 요구되고 있다. 본 연구에서는 터보펌프식 액체로켓 엔진시스템의 기본적 특성을 검토하기 위하여 국내 액체로켓 엔진의 차세대 추진제 조합으로 주목받고 있는 케로신(Kerosene)-액체산소(LOX)와 메탄(Methane)-액체산소 추진제에 대한 분석을 수행하였다. 또한 터보펌프식 액체로켓 엔진시스템의 기본적 특성을 검토하기 위해 직접 궤도 및 전이 궤도를 거쳐 위성을 투입하는 발사체 사이징 안을 각각 고려하여 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.41-46
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• 2017

한반도를 둘러싼 세 나라인 일본, 중국, 러시아는 경제력이나 국력 등에서 세계를 주도하는 나라들이다. 이들은 과학기술분야, 특히 우주분야에서 선두를 다투는 국가들이다. 그에 비해 우리는 새로운 발사체 개발이 중반에 들어섰고, 새로운 발사장 구축도 한창인 수준이다. 본 논문에서는 러시아 기술을 근간으로 하고 있는 러시아와 중국의 발사장의 현황을 알아보고, 이를 통하여 한국형발사체 발사대구축 및 향후 기대되는 미래 발사체 구축에 참고로 삼고자 한다.

• 한국건설관리학회논문집
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• 제24권3호
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• pp.31-41
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• 2023

본 연구는 본격적인 우주 경쟁 시대에 중요 국가시설로 부각되고 있는 발사체 개발 시험시설의 변형, 폭발, 개조 등 형상변경 발생 시 효율적이고 체계적인 관리를 위한 형상관리 방법론을 개발하기 위한 연구이다. 형상관리 국제기준 분석을 통해 발사체 개발 시험시설에 적용할 형상관리 프로세스 프레임워크를 추출하고, 발사체 개발 시험시설의 라이프 사이클 엔지니어링을 수행한 전문가를 대상으로 설문조사를 실시하여 국내 발사체 개발 시험시설의 운영·관리에 최적화된 형상관리 방법론을 제안하였다. 발사체 개발 시험시설에 대해 형상을 식별하고, 설계 요구조건에 의해 구축이 완료된 상태 이후에는 형상관리 담당, 형상관리 조직, 형상관리위원회를 통해 형상변경 사항에 대해 승인, 처리함으로써 발사체 개발 시험시설의 형상을 통제된 상태로 관리하고자 한다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권2호
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• pp.47-59
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• 2022

비추력이 가장 높은 액체수소/액체산소 엔진은 발사체의 성능을 극대화하기 위하여 1950년대 부터 개발되어 현재까지 이용되고 있다. 최근 국내에도 수소 경제의 대두에 따라 세계 수준의 액체수소 생산, 운송 등 인프라 구축이 진행되고 있고, 이는 발사체 성능을 향상시킬 수 있는 절호의 기회다. 본 논문에서는 액체수소 엔진 개발을 위한 전반적인 측면을 살펴보았다. 추진제로서의 액체수소 적용의 타당성을 고찰하고, 국내의 액체수소 인프라 현황, 액체수소 엔진 개발을 위한 소요기술, 수소를 안전하게 다루기 위한 운용적 측면을 검토하고, 액체수소 엔진 개발을 위한 시험설비를 검토하였다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.208-215
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• 2012

우주발사체 비행에 의한 발사장 주변의 음향 소음에 대하여 분석하였다. 발사체 엔진 배기 제트에 소음원을 위치시키고 소음의 방향성, 대기 감쇄 등을 고려하여 발사장 주변의 특정 지점에 미치는 소음의 크기를 예측하였다. KSLV-I의 발사 소음을 예측하고 이 결과를 비행시험시의 측정 결과와 비교하였다. 분석 결과는 소음의 방향성에 의해 큰 영향을 받는 것으로 나타났으며 소음 방향성 정보에 대한 적절한 가정에 의해 시험 결과와 예측 결과가 서로 잘 일치하는 것을 확인하였다.

• 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

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제16권1호
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• pp.79-88
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• 1999

인공위성은 로켓을 이용하여 궤도에 진입하며 발사과정 중 진동, 가속, 충격, 소음 등과 같은 극심한 발사환경을 경험하므로, 이와 같은 발사조건에 견딜 수 있도록 설계/제작 되어야 한다. 본 논문에서는 우리별 3호 비행모델의 구조체에 대해 소개하고, 발사과정에서 겪게 되는 환경을 지상에서 시험한 발사환경시험의 과정과 결과를 소개하고자 한다.

• 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.