• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.92-97
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• 2012

발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 산화제공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 산화제 공급특성을 해석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.502-506
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• 2012

발사체의 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발 중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 산화제공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 산화제 공급특성을 해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권4호
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• pp.87-92
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• 2012

우주발사체 추진기관은 일반적으로 산화제와 연료를 연소실로 공급하여 추진력을 얻게 된다. 개발중에 있는 한국형 발사체(KSLV-II) 2단 엔진의 경우 산화제로는 액체산소(Liquid Oxygen)를 사용하고 연료로는 JET-A1이 사용될 예정이다. 터보펌프 공급방식인 2단 엔진의 주요 구성은 연소기와 터보펌프, 엔진공급시스템 등으로 구성되어 있다. 액체 추진 엔진 개발을 위해서는 서브시스템인 연소기 개발이 선행되어야 하고 설계 및 제작된 연소기의 성능 검증은 연소기 연소시험설비(CCTF)에서 수행된다. 우주센터에 구축 예정인 연소기 연소시험설비에 대한 상세설계가 수행되었으며, 본 설계 결과를 기준으로 AMESim을 사용하여 연료공급시스템에 대한 모델링을 수행하여 연료 공급특성을 해석하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제8권2호
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• pp.54-61
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• 2004

추진 시스템을 포함해 구성요소의 소형화가 최근 위성체 기술의 경향이다. 소형위성 추진기관은 크기 축소라는 기술적 도전일 뿐만 아니라, 기본적인 유동/연소 구속조건의 결합을 보이고 있다. 본 논문에서는 냉각 가스 마이크로 추력기에서 마이크로 노즐의 물리적 구속조건에 대해 살펴보았다. 또한 미소 추력의 측정 방법에 대해서도 언급하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.665-670
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• 2004

This paper reviews the latest studies of the expander cycle Air Turbo Ramjet engine (ATREX) conducted in JAXA. First, a system analysis including the vehicle and trajectory was conducted to optimize the engine cycle and turbo-machine configuration. We selected the precooled turbo-jet cycle for a prototype engine using the near term technologies. Second, a system ground-firing test was conducted to verify a defrosting system for the precooler. Methanol injection with its particles atomization could compensate 80 % of pressure loss caused by the frost. Thirdly, a feasibility of carbon/carbon composites for the engine components was investigated by making complex shapes such as a heat exchanger and a plug nozzle. Basic technologies on the gas leakage, the junction and bonding were also studied. The end of the paper, some basic studies such as wind tunnel tests of a new type air inlet and a plug nozzle are described.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.862-865
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• 2008

Wireless energy supply for an MAV propulsion system using microwave was developed. This system consists of three sub system; the transmitter system, the rectenna system, and the tracking system. In the transmitter system five horn antennas were used as the antenna elements for the phased array system and both the beam divergence and steering angle was about 9deg. Eight rectennas were arrayed in parallel to obtain enough power to drive the electric motor on the MAV(the voltage was 250mV and the current was 6.8mA) in rectenna system. In tracking system two units of antenna system with leaf pattern which received the linearly-polarized wave despite the MAV yaw angle were set in each axis(x, y) for tracking an MAV in a 2-Dimentional space. And three output voltages $V_{com},\;V_1$ and $V_2$ were loaded in the PC to detect if the distance between transmitter and receiver was not constant. Finally when the microwave beam was steered by the phased array system the output voltage from rectenna was measured at 62cm while the MAV circled around above the transmitter system.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.343-346
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• 2010

한국형발사체 추진기관 개발을 위한 연소기 연소시험설비, 터보펌프 실매질 시험설비, 엔진 지상 및 고공모사 연소시험설비, 추진기관시스템 시험설비 구축 계획에 대해 간략히 기술하였다. 연소기, 터보펌프, 엔진 시험설비에서는 75톤급 액체로켓엔진의 부품 및 엔진시스템의 개발 및 인증시험을 수행할 예정이고, 추진기관시스템시험설비에서는 한국형발사체 1/2/3단용 추진기관시스템의 개발 시험을 수행할 예정이다. 추진기관 시험설비는 나로우주센터에 건설될 예정이며 구축 일정, 예산, 안전거리, 효율성 등을 고려하여 구축하고자 한다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제25권2호
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• pp.169-176
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• 2022

Laser ablation propulsion(LAP) is the method to create impulse by laser ablation. It can be used to deorbit the space debris(SD), as its long-range property and versatility on any material. In this paper, we find out several requirements of the LAP system(LAPS) to deorbit the SD by simple numerical calculations of the SD orbit and laser beam flux. As a result, minimum operable altitude angle turned out to be a crucial variable to the LAPS. Moreover, if minimum operable altitude angle is 10°, and if the minimum distance between the LAPS and the SD is below 450 km, 1 m/s² is sufficient to deorbit the SD by once. With 18 kJ/3 ns pulsed laser and cube shaped 100 kg SD, 1 m/s² acceleration can be achieved by increasing the pulse repetition rate over 34~53 Hz, depending on the size of the SD. This capability could compare with the conceptual design of the Japan Establishment for a Power-laser Community Harvest(J-EPoCH) facility, which include 8 kJ, 5 PW@100 Hz laser.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제19권3호
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• pp.207-214
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• 2002

인공위성 추진시스템의 액체연료(Hydrazine) 비정상유동 해석을 통해 연료공급 시스템내 유압특성이 유도된다. 정상상태 연소의 경우 연료유동량은 일정하나, 추력기밸브가 갑자기 닫히면 배관내 압력은 초기 탱크압력보다 높아진다. 결국 배관내 유압은 비정상상태가 되며, 유압 및 유량은 맥동현상을 보인다. 만약 상승압력이 너무 크게 되면, 추진제(연료)가 폭발분해를 일으키며, 추력기밸브 기능에 손상을 입힐 수 있고, 하이드라진 연료의 초음속 연소현상이 발생할 가능성이 있다. 또한 반사된 충격파로 인해 압력변환기의 감도저하 및 오작동을 유발하기도 한다. 위성의 추진시스템 설계시 비정상연료의 해석이 선행되어야 하며, 본 논문에서는 여러 설계인자에 대한 연료배관내 유압특성을 MOC 유동해석을 통해 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.93-98
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• 2006

이미 발사체 개발의 선진국이 된 미국과 유럽 등도 발사체 개발 중 여러 실패 경험을 해 왔다. 아직 초보적인 수준인 우리의 경우 선진국의 실패사례를 조사하여 숙지한다면 우리의 발사체 개발 연구에 많은 도움이 될 것이다. 본 눈문에서는 미국의 스페이스셔틀, 유럽의 아리안 발사체를 중심으로 실패사례를 조사하고 분석해 보았다. 이는 극히 일부분이며 앞으로 러시아와 기타 국가에 대해서도 더 다양한 실패사례를 조사할 필요가 있다고 사료된다.