• 산업경영시스템학회지
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• 제30권3호
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• pp.165-173
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• 2007

A space launch vehicle system represents a typical example of large-scale multi-disciplinary systems, consisting of subsystems such as mechanical structure, electronics, control, telecommunication, propulsion, material engineering etc. A lot of cost is required to develop the launch vehicle system. A precise planning of R&D cost is very essential to make a success of the launch vehicle development program. Especially in the early development phase of a new space launch vehicle system, cost estimation techniques and analogy from past similar development data are very useful methods to estimate a development cost of the launch vehicle system. Now Korea Aerospace Research Institute is in charge of the KSLV-I (Korea Space Launch Vehicle-I) Program that is a part of Korea National Space program. KSLV-I Program is a national undertaking to develop launch capabilities to deliver science satellites of a 100kg-class into a low earth orbit. It is hereafter, going to plan to develop a new korean space launch vehicle. In this paper, first the development costs of well-known launch vehicles in the world are presented to provide a reference to make a development plan of a new launch vehicle. Second this paper introduces the present status of cost estimation applications at NASA. Finally this paper presents the results from application of a TRANSCOST, a parametric cost model, to derive a cost estimate of a new launch vehicle development, as an example.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.992-997
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• 2010

과학기술위성3호(STSAT-3)용 홀추력시스템(HPS)의 추력제어모듈(PCM)은 압력정밀도 5%이하와 유량정밀도 3%이하를 목표로 한다. 압력제어기는 비례유량제어밸브(PFCV)와 저압압력센서를 사용하여 목표압력을 제어하도록 하고, 유량제어기는 PFCV와 홀추력기의 에노우드(anode) 전류를 이용하여 유량을 조절한다. 제어형태로는 비례,적분(PI) 제어기를 선택하고, PI 이득은 Matlab 시뮬레이션을 통하여 정한다. 시험결과 압력정밀도 <${\pm}$5%와 유량정밀도 <${\pm}$1.87%를 얻었다. 본 논문은 홀추력 제어모듈의 설계, 구현, 그리고 성능시험 결과를 기술한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.919-921
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• 2011

가변노즐은 다양한 고도에서 비행체의 효율을 향상시키기 위하여 사용된다. 가변노즐이 다수의 플랩으로 구성된 경우에, 플랩의 비동기화된 운동은 추력 방향에 영향을 미친다. 동기화 시험장치는 플랩을 포함하는 가변노즐 메커니즘의 동기화 특성를 검증하기 위하여 개발되었다. 본 시험장치는 노즐 공간 내부의 연소압을 모사할 수 있는 기능을 가지고 있으며, 연소압의 크기 및 분포, 각 노즐구동기의 시간 지연 등이 가변노즐 플랩의 동기화 특성에 미치는 영향을 정량화하기 위하여 사용되었다.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.180-187
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• 2007

KSLV-I의 경우 1단은 액체 추진기관으로 구성되어 있으며, 2단은 킥모터(Kick Motor ; KM)를 이용하게 된다. 작동고도가 높고 확장비가 큰 KM을 지상에서 연소시험 할 경우 배압이 상대적으로 크기 때문에 노즐에서 박리가 발생되고 모터는 실제 추력 값보다 낮게 추력을 발생 시키며 노즐에서 극심한 진동을 유발 시키므로 지상에서 고공환경을 모사할 수 있는 고공환경모사 시험설비가 꼭 필요하다. 본 논문은 KSLV-I 2단 추진기관인 킥모터 개발을 위한 고공환경모사 시험설비 구축을 위해 기본설계를 진행하였다.

• 대한조선학회논문집
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• 제41권5호
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• pp.21-27
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• 2004

A waterjet propulsion system has many advantages compared with a conventional screw propeller especially for amphibious military vehicles because of a good maneuverability at low speed, good operating ability at shallow water, high thrust at low speed to aid maneuverability and exit from water, etc. Especially, compact design is important for the tracked-vehicle because of buoyancy in water and available space inside the tracked vehicle. The experiment is parametrically performed for various impeller diameters for more compact design. The experimental results are analyzed according to the ITTC 1996 standard analysis method as well as the conventional propulsive factor analysis method. The full-scale effective and delivered power of the tracked-vehicle are evaluated according to the variation of impeller diameter. This paper emphasized the effect of impeller diameter on the performance of waterjet system.

• 한국추진공학회지
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• 제11권2호
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• pp.9-17
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• 2007

기체공급계 추진제공급시스템의 재순환배관에 대하여 성능시험을 수행하였다. 극저온 추진제로 액체 산소를 사용하고 재순환촉진용 분사가스로는 헬륨을 사용하여 탱크 얼리지가 대기압 상태인 경우와 4 bars로 가압된 경우에 대하여 시험하였다. 자연재순환의 발생여부와 헬륨분사량에 따른 액체산소의 재순환량 변화 및 배관 내부 온도분포를 파악하였고, 주어진 규격의 배관시스템에 대한 적정 헬륨분사량과 터보펌프 전단의 추진제 온도상승 정도를 살펴보았다. 시험데이터를 이용하여 재순환배관의 성능계산을 위한 프로그램을 작성하고 시험과 계산결과를 비교하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제9권2호
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• pp.58-63
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• 2008

This paper describes aerodynamic performance enhancement of cycloidal rotor according to the blade pivot point movement and the blade preset angle adjustment. Cycloidal blade system which consists of several blades rotating about an axis in parallel direction and changing its pitch angle periodically, is a propulsion mechanism of a new concept vertical take off and landing aircraft, cyclocopter. Based on the designed geometry of cyclocopter, numerical analysis was carried out by a general purpose commercial CFD program, STAR-CD. According to tills analysis, the efficiency of cycloidal rotor could be improved more than 15% by the introduced methods.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제18권1호
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• pp.79-87
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• 2024

한국형발사체(KSLV-II, 누리호)는 상용의 항공유를 발사체 연료로 사용한다. 한국형발사체에 적용된 연료유 규격은 항공유 규격에서 도입하였지만, 수분과 미립 협잡물 규격과 분석 방식은 편의성과 정확성을 위해 디지털 방식으로 변환하였다. 연료유 관리를 위해 입고, 저장, 사용 단계마다 검사하여 적합성을 판단하는 연료유 관리시스템을 구축하였으며, 이를 위해 나로우주센터에 분석실을 구축하였다. 입고 검사로 연료유의 혼유 가능성을 차단하고, 저장 검사로 장기간 성분 변화를 관찰했으며, 사용 전 검사를 통해 엔진 시험이나 발사체 시험의 연료유 적합성을 판단하였다. 장기간의 분석 결과로 우주센터의 연료유 저장 방식이 적절함을 확인하였고, 관리시스템으로 수백 번의 엔진 시험과 여러 차례의 비행시험에 대응할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권7호
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• pp.527-534
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• 2018

본 논문은 최근에 각광 받고 있는 드론(멀티콥터)과 관련하여 비행체의 비행 성능, 특히 비행 가능 시간에 대한 예측과 실험 데이터를 통한 검증 등을 목표로 하여, 제자리 비행에 대한 연구 결과를 제시 하고 있다. 연구 방법을 드론 시스템을 구성하고 있는 여러 부품들을 기능별로 분류하여 부품 수준에서의 제원과 기능에 대한 정리 및 수학적 수식화를 통하여 단위 부품의 성능을 분석 및 실험 데이터를 확보하고, 이들 단위 부품 데이터의 조합을 통하여 드론 시스템의 제자리비행 성능을 예측하는 연구 결과를 보여 주고 있다. 또한 5kg급 쿼드콥터를 이용하여 제자리 비행에 대한 분석을 통하여 비행시간에 따른 전압 변화를 예측, 검증 하였으며 해당 방법을 통해 제자리 비행시간을 예측하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.122-129
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• 2004

소형 액체 엔진의 개발을 위한 과정에는 정확한 추력 측정이 성공적인 시험 및 평가를 위해 필수적이다. 본 논문에서는 추력 측정 장치의 개발을 위해 고려해야 할 설계 요소 및 제작 과정 동을 살펴본다. 측정 장치의 특정들이 기술되고 진공 환경을 모사한 연소 시험을 통해서 그 성능을 평가하였다. 측정 장치의 성능 시험을 위해 추진제 주입 압력의 변화에 따라 정상모드와 펄스모드에서 연소 시험을 수행하였으며 고유 진동수 및 구조물 의 선형성 시험과 같은 특성 시험을 통해 소형 액체 엔진의 정확한 추력 측정을 위한 적합성을 확인하였다.