• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제10권2호
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• pp.12-22
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• 2009

This paper deals with the State-Dependent Riccati Equation (SDRE) Technique for the design of rotorcraft waypoint guidance. To generate the flight trajectory through multiple waypoints, we use the trigonometric spline. The controller design and its validation is based upon a level 2 simulation rotorcraft model and the designed SDRE controller is applied to the trajectory tracking problems. To verify the designed guidance law, the simulation environment of high fidelity rotorcraft model is developed using three independent PCs. This paper focuses on the validation of rotorcraft waypoint guidance law which is designed by using SDRE Controller.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.842-848
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• 2008

In this study, we propose a novel micro-ion engine system. Single plasma source is used for both ion beam source and neutralizing electron source. By changing the electrical connection, either operation can be switched. This micro-ion engine system gives translation motion and attitude control to microspacecraft. The major objective of this study is verification of our concept. Small plasma source of 20 mm diameter was developed. Plasma was sustained by microwave power. Using this plasma source, ion beam extraction and electron emission was successively demonstrated.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1006-1010
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• 2017

본 논문은 발사체의 지상대기 및 운용 중 격실 내부의 열제어 및 화재/폭발 방지를 위해서 적용되는 열제어/화재안전계에 대한 설계 및 시험에 대해서 기술한다. 고려된 시스템은 한국형발사체 개발의 일환으로 진행되고 있는 시험발사체의 열제어/화재안전 시스템으로 이 시스템은 나로호의 경험을 토대로 고압 시스템을 적용한다. 고압 및 저압 시스템의 선정은 발사대의 가스공급 설비 및 발사체의 특성을 고려해서 선정하며 이에 따라 시스템의 구성도 달라진다. 결과적으로 개발된 시스템은 시험을 통해서 초기의 설계 조건을 만족하는 결과를 얻을 수 있음이 확인되었으며, 이러한 시스템은 한국형발사체의 개발에 그대로 확장되어 적용될 예정이다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2007년도 한국우주과학회보 제16권2호
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• pp.139-143
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• 2007

전기 추진시스템은 저렴한 개발비와 높은 신뢰성을 제공하는 추진 장치로 많은 분야에서 응용 되어 왔다. 특히 최근에 발사된 SMART-1과 MUSES-C는 우리에게 시사하는 바가 크다. 각각 European Space Agency(ESA)와 Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA)에서 개발한 행성 탐사선으로, SMART-1은 달 탐사를 목적으로 하고 MUSES-C는 소행성 Itokawa의 토양을 채취해오는 것을 목적으로 한다. 이 두 탐사선에는 각각 Hall effect thruster와 Micro wave ion engine이 탑재되었는데, 작고 저렴한 비용의 탐사선을 이용해서 충분히 행성 탐사가 가능하다는 좋은 선례를 남겼다. 현재 개발되고 있는 과학기술위성 3호(STSAT-3)에도 전기추진 장치가 탑재되는데, SMART-1에 탑재 되었던 것과 유사한 Hall effect thruster가 인공위성 연구센터와 KAIST 물리학과의 GDPL과 공동으로 개발되고 있다. 성능이 좋은 전기 추력 장치를 개발하기 위해 추력기 내부에서 발생하는 플라즈마의 물리적 특성을 파악하는 것은 매우 중요한 일이다. 이 논문에서는 이러한 플라즈마의 특성을 모사하는 방법으로 Particle In Cell 모사와 더불어 독립적인 개개 입자의 운동을 기술하는 입자모사(particle simulation)를 이용하는 방법을 제시 하고자 한다. 이러한 접근 방법은 실제 전기추력장치를 설계하고 실험하는 담당자에게 플라즈마 운동에 대한 명료한 지식을 제공해 줄 수 있을 것으로 생각된다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권5호
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• pp.132-139
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• 2013

액체 추진제 로켓이 큰 추력과 특히 무게 대비 추력 때문에 세계적으로 널리 사용되고 있다. 액체 추진기관은 기계적으로 복잡한 시스템이지만 발사 성공률은 고체 추진기관과 거의 비슷하게 나타나고 있다. 일반적으로 액체추진기관은 성숙된 기술이지만, 우주 탐험에 대한 새로운 관심은, 추력과 수명요구의 다양성에 따른 생산과 사용의 간편성, 그리고 설계 마진 등을 갖는 새로운 엔진 종류의 개발을 필요로 하고 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제21권6호
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• pp.64-72
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• 2017

액체추진제를 사용하는 우주 발사체의 추진제 공급 과정에서 발생할 수 있는 축방향 동적 불안정성현상을 포고라 한다. 일반적으로 포고는 발사체의 동체와 공급/추진계의 공진에 의하여 발생하고, 동체구조 및 추진 시스템이 닫힌계를 이루게 되어 응답의 진폭이 증가하였다가 감소하는 현상을 보인다. 본 논문에서는 우주왕복선을 예시로 일반적인 발사체의 체계적인 포고 해석이 가능한 수학적 모델을 개발하였다. 정식화된 수식은 발사체 공급/추진계를 2차 선형 미분 방정식 형태로 구성하고, 포고해석에 중요한 세 변수인 압력, 중량변위, 일반화된 변위를 고유치해석을 통해 도출한다. 본 논문의 정식화를 통해 발사체 포고 시스템의 수학적 모델링 기법을 획득할 수 있고, 임의의 발사체에 대하여 체계적인 포고 안정성 해석이 가능할 것으로 예측된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.306-313
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• 2004

The microwave discharge ion engine generates plasmas of both the main ion source and the neutralizer using 4㎓ microwave without discharge electrodes and hollow cathodes, so that long life and durability against oxygen and air are expected. The MUSES-C “HAYABUSA” asteroid explorer installing four microwave discharge ion engines “$\mu$10s” was launched into deep space by M-V rocket No.5 on May 9, 2003. After vacuum exposure and several runs of baking for reduction of residual gas the ion engine system established the continuous acceleration of the spacecraft toward the asteroid “ITOKAWA”. The Doppler shift measurement of the communication microwave revealed the performance of ion engines, which is 8mN thrust force for a single unit with 3,200sec specific impulse at 23mN/㎾ thrust power ratio. At the end of 2003 the accumulated operational time exceeded 8,000 hour and unit. HAYABUSA will execute the Earth swing-by on June 2004 and arrive at the asteroid in 2005 and return to Earth in 2007.

• 전력전자학회논문지
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• 제12권6호
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• pp.483-490
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• 2007

본 논문의 목표는 열차의 노선 운행을 모의하여 시뮬레이션 상에서 실제 열차 운행과 똑 같은 실험 결과를 얻을 수 있는 프로그램을 만들어, 이를 이용하여 구동 장치의 특성을 평가하고 에너지 절약에 대한 연구를 하는 것이다. 열차 주행 시뮬레이션은 실제 대전 지하철 노선 데이터를 이용하여 출발역에서부터 네 번째 정차역까지 구현한다. 열차의 구동 에너지를 절약하기 위한 전동기 제어 방식과 발전기의 회생 에너지에 관한 연구를 선택한다. 열차의 추진 장치는 (Space Vector Modulation)SVM - (Direct Torque Control)DTC로 구현된 M-G Set으로 구성하여 열차가 주행 시 전동기에서 소비되는 에너지와 제동 시 발전기에서 발생되는 회생 에너지를 Simplorer 프로그램을 이용하여 시뮬레이션 한다. 시뮬레이션 결과를 통해 열차의 소비 에너지와 회생 에너지를 연구한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.168-175
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• 2005

액체로켓 추진시스템에서 가압시스템은 발사체 추진제 탱크의 얼리지 공간에 제어된 가스를 공급하는 것이다. 가압시스템에서 고온 가스 열교환기를 적용하는 데는 가압제의 비용적을 증가시켜 전체 발사체 시스템의 중량을 감소시키는 장점이 있다. 가압시스템 성능에 있어서 주목할 만한 개선점은 극저온 시스템에서 얻어질 수 있다. 이러한 경우 가스 공급은 극저온 탱크 내부에 저장되어 진다. 극저온 가압제의 온도 특성은 가압시스템에서 구성 단품을 개발하는데 있어서 매우 중요하다. 본 연구에서는 SINDA/FLUINT를 이용한 수치적 모델링과 PTF(Propellant-feeding Test Facility)에서 수행된 실험에 대하여 해석 및 시험이 수행되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제9권3호
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• pp.66-73
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• 2005

액체로켓 추진시스템에서 가압시스템은 발사체 추진제 탱크의 얼리지 공간에 제어된 가스를 공급하는 것이다. 가압시스템에서 고온 가스 열교환기를 적용하는 데는 가압제의 비체적을 증가시켜 전체 발사체 시스템의 중량을 감소시키는 장점이 있다. 가압시스템 성능에 있어서 주목할 만한 개선점은 극저온 시스템에서 얻어질 수 있다. 이러한 경우 가스 공급은 극저온 탱크 내부에 저장되어 진다. 본 연구에서는 극저온 추진제를 모의(模擬)하기 위하여 액체 질소를 사용하였다. 극저온 가압제의 온도 특성은 가압시스템에서 구성 단품을 개발하는데 있어서 매우 중요하다. 본 연구에서는 SINDA/FLUINT를 이용한 이론적 해석과 PTF에서 수행된 실험 결과에 대하여 비교 분석이 수행되었다.