• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.19-22
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• 2009

발사체 상단의 자세제어를 목적으로 하는 과산화수소 단일추진제 추력기 설계 및 성능평가를 수행하였다. 상용 발사체급에 요구되는 수준인 100, 250 N 급 추력기를 목표로 하였으며 검증 모델에서 성능시험을 통해 형상을 확정한 후, 최종 비행 모델을 밸브와 통합하여 개발하였다. 설계된 추력기는 특성속도, 추력, 비추력 및 펄스 응답성 측정을 통해 설계의 적절성을 검증하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.239-242
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• 2004

The fairing of the launch vehicles has a role of protecting the spacecraft from outer thermal, acoustical, and mechanical loads during flight. Among them, the thermal load is analyzed in the present study. The ascent thermal analyses include aerodynamic heating rate on every point of the fairing, heat transfer through the fairing and spacecraft, and the final temperature during ascent flight phase. A design code based on theoretical/experimental database is applied to calculate the aerodynamic heating rate, and a thermal math program, SINDA/Fluint, is considered for conductive heat transfer of the fairing. The results show that the present design satisfies the allowing temperature of the structure. Another important thermal problem, pyro explosive fairing separation device, is calculated because the pyro system is very sensitive to the temperature. The results also satisfies the pyro thermal condition.

• 한국기계가공학회지
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• 제17권5호
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• pp.131-136
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• 2018

Research on space development and satellites is being actively pursued. An interesting field is the study of reliable low-cost space launch vehicles. Since chemical fuel-based launching systems are expensive and take a lot of time and cost to maintain, the EML system, which is an electromagnetic force launching apparatus, is attracting attention. The EML system converts electrical energy stored in a capacitor into magnetic energy, and converts magnetic energy into mechanical kinetic energy, thereby accelerating the projectile. Although studies are actively conducted in the field, it is difficult to solve the equation because the impedance and speedance change with time and the nonlinearity is strong. Many researchers have solved this equation in a variety of methods. In this paper, the velocity analysis of the projectile was carried out by FEM (finite element method) using the commercial electromagnetic analysis program MAXWELL.

• 비파괴검사학회지
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• 제29권4호
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• pp.331-337
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• 2009

우주 발사체는 매우 높은 신뢰도의 경량구조가 필요하다. 비 파괴검사 방법 등을 이용한 구조 건전성 관리가 중요하다. 본 논문에서는 우주발사체의 제작 및 검사에 실제 사용되었던 비 파괴검사 사례 중 일부를 정리하였다. 검사 방법으로는 초음파, X-ray, tapping, 음향방출 등이 사용되었고, 하드웨어로는 페이로드 페어링, 고압탱크, 체결부 및 접합부 등을 대상으로 하였다. 페이로드 페어링에서는 샌드위치 미접착 검사의 정량적 기준을 제시하였고, 고압탱크는 내압 인증시험시 내압증가에 따른 음향방출 데이터를 정리하였다. 샌드위치 체결부에서는 음향방출 신호의 주파수 변화에 따른 파손모드를 분석하였고, 이종재료 접합 구조에서는 미접착부 초음파검사를 위한 표준시편을 제시하였다. 이러한 분석 및 기록은 발사체 시스템을 구성하여 어떠한 상황이 발생하여도 신속하게 판단할 수 있는 근거가 될 수 있으며 발사체 시스템의 신뢰도를 높여주는 역할을 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권12호
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• pp.101-108
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• 2005

위성발사체용 GPS(Global Positioning System) 수신기는 위성발사체에 탑재되어 전 비행구간에 걸쳐 위치 및 속도를 정확하게 계산하고, 계산된 항법정보를 비행안전 분야에 활용할 수 있는 시스템이다. 본 논문에서는 -34$^{\circ}C$에서 +71$^{\circ}C$로 변화하는 온도 조건에서 GPS 수신기의 신호대잡음비, Fix 모드, 위치 및 속도 정확도, 가시위성 및 추적위성의 개수, PDOP 등의 성능을 분석한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권8호
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• pp.151-160
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• 2004

• 한국항공우주학회지
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• 제40권10호
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• pp.853-861
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• 2012

본 논문에서는 주어진 3단형 발사체의 상단부 폐루프 유도 방식 선정을 위해 널리 알려져 있는 Space Shuttle의 PEG 알고리듬보다 유도명령의 형태가 최적화 해에 가까운 Jaggers가 제안한 직접식 유도 방식에 대해서 다루었다. 이 알고리듬을 주어진 발사체의 상단부인 2단 및 3단 비행 구간에 적용할 경우에 대해서 유도 성능을 분석했다. 또한 보다 정밀한 유도를 위해 알고리듬 유도를 위해 사용된 근사식들을 가능한 사용하지 않도록 했으며 원래의 알고리듬에 비해 성능이 개선됨을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.826-835
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• 2007

발사체 열환경 설계를 위해서 여러 종류의 태양열 모델을 비교 검토하였으며, 측정된 태양열과 잘 일치하는 태양열 모델을 개발하였다. 기존의 태양열 모델은 태양 직사광 예측은 정확하지만 산란광에 대해서는 오차가 포함되어 있었다. 이에 반하여 새롭게 개발된 산란광 모델은 등방성, 이방성 산란을 고려하였으며 기존의 어느 모델보다 관측값과 잘 일치하였다. 우주 센터의 태양광 측정 데이터가 매우 적기 때문에 본 모델은 발사체 열하중 설계에 필요한 설계 데이터를 제공할 수 있었다. 또한 본 모델은 위도, 경도, 날짜, 고도에 대한 제한이 없는 일반적인 모델이기 때문에 추후 태양열에 민감한 반응을 보이는 비행기구 등의 개발에 효과적인 열환경 예측 수단을 제공할 수 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권3호
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• pp.32-42
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• 2022

한가지 유형의 엔진 여러 개를 번들로 묶어서 발사체 제품군을 개발하는 전략은 SpaceX와 그들의 재사용 발사체 Falcon 9과 Falcon Heavy에 의해 입증되었다. 이 연구에서 우리는 35톤급 메탄 다단 연소 사이클 엔진을 이용한 잠재적인 발사체 제품군을 제시하였으며, 다양한 우주 임무에서 그것들의 유용성과 성능을 평가하였다. 예를 들어, Falcon 9의 한국형 버전은 소모성 모드에시 500 km SSO에 약 4.7톤의 탑재체를 투입할 수 있는 반면에, 해상에 착륙하는 모드에서는 약 2.16톤의 탑재량으로 줄어들게 된다. Falcon Heavy의 한국형 버전은 나로우주센터에서 발사되었을 때, 4.4톤을 GTO에 투입할 수 있으며, 이는 이 공통부스터코어 구성이 높은 경사각에도 불구하고 천리안 2호 위성을 투입할 수 있는 것으로 나타났다. 개발 후, 이 메탄 엔진이 소형위성 발사체에 추력공급 용도로도 사용도 가능하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.280-287
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• 2010

한국 최초의 위성발사체 나로호(KSLV-I)의 1차 비행시험이 2009년 8월 25일 전라남도 고흥의 나로우주센터에서 실행되었다. 다량의 연료를 싣고 장거리를 비행하는 우주발사체의 특성상 비행중의 비정상 상황에 대한 대비는 매우 중요하며, 본 논문에서는 KSLV-I 발사운영의 안전확보를 위해 진행된 비행안전 업무를 기술하였다. 비행시험 전, 비행시의 비정상 상황으로 인한 위험도 분석을 위한 비행안전 분석이 진행되어 정량적인 위험성을 평가하였으며, 발사시에는 비행안전시스템을 운영하여 위험에 대비하였다. 비행중 추적데이터를 이용한 순간낙하점 계산과 비행상황 감시는 정상적으로 운영되었으며, 비행종단시스템의 동작없이 비행시험을 완료하였다.