• 한국항공우주학회지
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• 제34권3호
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• pp.87-92
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• 2006

고농도 과산화수소는 별도의 산화제가 필요치 않은 단일추진제로써 상온에서 액상인 장점이 있어 다양한 장치의 추진제로 이용되고 있다. 본 연구에서는 상온에서의 시동 성능 보완을 위해 이원 촉매층을 이용한 실험적인 연구를 수행하였다. 상온에서의 뛰어난 성능을 바탕으로 $K_2MnO_4$를 도입부의 촉매로 선정하였으며 이를 위해 알루미나 졸-겔법을 이용한 새로운 코팅법을 개발하였다. 가스발생기를 이용한 반응실험을 통해 설계유량에 적합한 기화기의 길이를 결정하였고 이를 이용한 이원 촉매 가스발생기의 성능평가를 수행하였다. 성능평가 결과, $10^{\circ}C$ 이하의 온도에서 냉시동(cold-start)에 성공하였으며 높은 분해효율을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권4호
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• pp.364-374
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• 2012

본 연구에서는 발사체의 개념설계 단계 동안 성능 변수뿐만 아니라 신뢰성에 따른 개발비용 추정방안을 분석하고자 하였다. 과거에는 발사체의 개발비용을 예측하기 위해서 주로 발사체의 성능과 건조 질량 등을 독립변수로 하는 추정 방법이 많이 이용되었다. 이러한 접근 방법은 비교적 근사하였지만 신뢰성 수준에 따른 비용 변화를 반영할 수 없기 때문에 원하는 신뢰성을 가진 발사체의 개발비용을 근접하게 예측하기는 쉽지 않았다. 본 논문에서는 이러한 비용추정 방법의 한계를 개선하기 위해 성능과 질량을 기반으로 한 비용 모델인 TRANSCOST에 신뢰성 개념을 도입하여 발사체 비용을 추정할 수 있는 방법론을 제시하였다. 이를 기반으로 신뢰성에 따른 한국형발사체(KSLV- II)의 개발비용을 추정했다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.62-68
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• 2005

액체로켓 가스발생기를 위한 인젝터를 설계하여 분사특성을 살펴보았다. 인젝터는 F-O-F triplet impinging이고 모의 추진제로 kerosene/물을 사용하였다. 인젝터의 형상설계 변수는 충돌각과 충돌거리이며 이를 이용하여 5가지의 후보 요소 인젝터를 설계하였으며, 모의 추진제를 사용하여 분사 특성을 실험하였다. 분사특성을 측정하기 위한 인자는 혼합효율과 분사각으로 모의 추진제 운동량비 0.2~1.3 범위에서 분사유량과 국부 O/F비를 측정하고 혼합효율을 계산하였다. 가스발생기용 인젝터는 농염한계의 O/F비 때문에 가장 높은 효율과 적절한 분사 각을 갖는 요소 인젝터를 선정하였고 연소 특성을 연구하기 위하여 연소실험을 실시하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제35권10호
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• pp.1083-1088
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• 2011

임펠러 및 플로팅 링 실의 형상이 원심 펌프의 성능에 미치는 영향을 수류 시험 결과를 토대로 연구하였다. 연구 대상이 된 펌프는 30 톤급 및 75 톤급 액체로켓엔진용으로 개발된 단단 원심형 펌프로 연소실에 추진제(액체산소, 케로신)를 공급하는 터보펌프의 일부이다. 펌프의 양정은 임펠러 출구 폭 및 날개 개수, 날개의 출구 각도의 영향을 받는 것으로 나타났다. 또한 개발된 펌프는 플로팅 링 실의 간극에 따라 그 효율에 차이가 있었으며, 크기 증가에 따른 효율 증가 효과는 크게 나타나지 않았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.293-300
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• 2008

Efficient designing of SRM Grains in the field of Rocketry is still the main test for most of the nations of world for scientific studies, commercial and military applications. There is a strong need to enhance thrust, improve the effectiveness of SRM and reduce mass of motor and burning time so as to allow the general design to increase the weight of payload/on board electronics. Moreover burning time can be increased while keeping the weight of the propellant and thrust in desired range, so as to give the time to control / general design group in active phase for incorporating delayed cut off if required. A mathematical design, optimization & analysis technique for Slotted Tube Grain has been discussed in this paper. In order to avoid the uncertainties that whether the Slotted Tube grain configuration being designed is best suited for achieving the set design goals and optimal of all the available designs or not, an efficient technique for designing SRM Grain and then getting optimal solution is must. The research work proposed herein addresses and emphasizes a design methodology to design and optimize Slotted Tube Grain considering particular test cases for which the design objectives and constraints have been given. In depth study of the optimized solution have been conducted thereby affects of all the independent parametric design variables on optimal solution & design objectives have been examined and analyzed in detail. In doing so, the design objectives and constraints have been set, geometric parameters of slotted tube grain have been identified, performance prediction parameters have been calculated, thereafter preliminary designs completed and finally optimal design reached. A Software has been developed in MATLAB for designing and optimization of Slotted Tube grains.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권10호
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• pp.709-716
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• 2022

본 논문에서는 IUS (Inertial Upper Stage)에 사용된 Gamma 유도 방식을 상단이 고체모터로 구성된 위성발사체 유도를 위해 적용해 보았다. 알고리듬의 수렴성 및 고체모터의 속도 오차 보상을 위해 RCS(Reaction Control System)가 최상단 연소 종료 후 작동하는 것으로 두었다. 알고리듬 계산 과정 중 최종 궤도 투입 오차 예측을 위한 적분과정을 Keplerian 궤적으로 단순화함으로써 수치 적분과정이 없도록 알고리듬을 구성하였다. 유도 알고리듬 평가를 위해 비공칭 비행 조건에 대한 3-DOF 컴퓨터 시뮬레이션을 수행해 주어진 상단 유도 방식은 개루프 명령을 적용한 경우 대비 궤도 투입 오차를 줄일 수 있음을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권8호
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• pp.120-125
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• 2002

KSR-III 축소(I) 기본형 엔진에 대한 연소 시험을 실시한 결과 분사면의 내열 특성이 불량한 것으로 판명되었으며, 이에 기본형 엔진의 설계를 다각도로 수정한 축소(I) 수정형 엔진을 제작하게 되었다. 주요 설계 파라미터는 주분사기의 배열, 주분사기의 충돌각, 열차폐코팅이었으며 이들에 대한 시험적 연구를 수행하고 각 디자인에 대한 엔진 성능 및 내열 성능을 비교하였다. 내열 성능은 직교배열의 경우, 주분사기 충돌각이 작은 경우, 열차폐 코팅이 있는 경우 향상되는 경향을 보였으며, 일부는 30초 시험을 통해서 적절한 내열 성능을 보여주었다. 그에 따른 엔진 성능의 변화를 살펴보면 5% 범위 이내에서 성능 차이를 보이는데, 방사배열의 경우가 직교배열의 경우보다 성능이 높고, 주분사기 충돌각 $15^{\circ}$의 경우가 $20^{\circ}$의 경우보다 오히려 높게 나타났다. 또한, 저주파 연소불안정성의 측면에서는 충돌각이 작을수록, 방사형 배열보다는 직교형 배열의 경우 불안정 특성이 큰 것으로 판명되었다. 이러한 내열 성능 및 엔진 성능의 변화는 분무 특성의 변화 및 이에 의한 화염 구조의 변화에 기인하는 것으로 보이며, 보다 심도 있는 분석을 위해 추가적인 연구가 필요하다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.269-273
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• 2005

실용형이라 할 수 있는 30 tonf급의 연소기가 설계/제작되어 연소 시험을 마쳤다. 첫 연소 시험은 연소기의 기능 점검을 위해 저유량 공급을 통한 저압 조건에서 이루어졌다. 설계 연소 조건은 저압 단계를 거쳐 도달하였으며, 모든 압력 및 추력 형성이 정상적으로 이루어졌다. 연소실 및 매니폴드에서 측정된 동압 또한 특별한 주파수 대역을 보이지 않으면서 안정적인 연소 특성을 보였으며 동압 섭동 세기가 허용 수준이내에서 발생하였다. 수회의 연소 시험 결과, 연소기의 물리적 손상은 발생하지 않았으며, 만족할 만한 기능적 특성을 나타내었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권11호
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• pp.922-931
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• 2017

본 논문에서는 신규 방식의 발사관 덮개인 분리식 덮개의 설계과정과 해석 및 실험적 검증결과에 대하여 기술하였다. 발사관 덮개에 보편적으로 사용되고 있는 종래의 파열식 및 구동기 방식의 덮개의 단점을 극복하기 위하여 폭발볼트 및 스프링 레버를 이용한 분리식 덮개를 제안하였다. 분리식 덮개는 폭발볼트와 스프링 레버 구동시스템으로 단순하게 구성되어 있다. 첫 번째로, 수학적 모델에 의해 제시된 설계제원에 대하여 다물체 동역학 해석을 통하여 기계적 작동성능에 관한 검토를 실시하였다. 도출된 해석결과는 이후 초고속 카메라로 획득한 계측 결과와 잘 부합하였다. 또한 작동성능에 대한 설계인자별 영향을 파악하기 위한 경향분석이 수행되었다. 본 연구를 통해 구조적 단순성과 가격의 효율성을 보유한 신규방식의 발사관 덮개를 군수분야에 제시하는데 기여했다고 판단되며 특별히 다연장 발사관 시스템(MLRS)에 유용하게 적용될 것이라고 예상된다.

• 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.