• 한국산학기술학회논문지
• /
• 제20권9호
• /
• pp.488-494
• /
• 2019

양산되어 군에 전력화되는 정밀 유도무기의 경우, 장기 저장된 이후 사격시험을 수행함으로써 최종 성능을 확인할 수 있는 특성을 가지고 있다. 현재 군에서 운용되고 있는 ${\bigcirc}{\bigcirc}$ 유도무기 또한 군 전력화 이후 실사격 시험을 통하여 유도무기의 성능 및 신뢰도를 지속적으로 확인하고 있다. 특히, '00년 군 주관 실 사격시험에서는 유도무기 발사관 전방덮개조립체 구성품인 '링, 지지용'이 유도무기가 발사되는 과정에서 추진 날개에 걸려 함께 이탈한 결과가 확인되었고, 이는 추진 날개 전개를 방해하여 유도무기 비행 성능에 영향을 주었다. 이 결과를 기반으로 기존 실 사격시험을 성공한 유도무기 발사관을 조사한 결과, '링, 지지용'의 발사관 이격 현상이 확인되어 '링, 지지용' 이격/이탈 현상에 대한 근본적인 해결 방안 수립 필요성을 인지하게 되었다. 본 연구는 실 사격시험 결과로부터 도출된 유도무기 발사성능 개선사항을 제시하고, 이를 ${\bigcirc}{\bigcirc}$ 유도무기에 적용하여 최종적인 발사성능 개선 효과 및 시험결과를 소개한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제42권8호
• /
• pp.654-660
• /
• 2014

본 논문에서는 달 탐사위성을 위한 발사체로 한국형발사체(KSLV-II)와 나로호(KSLV-I)를 이용한 새로운 발사체에 대한 개념 연구를 수행하였다. 달 궤도 진입은 300 km 저고도에서 TLI를 수행해야 하므로 발사체의 목표성능을 한국형발사체와 동일하게 300 km 저고도에 2.6 ton의 물체를 올려놓을 수 있도록 설정하였다. 본 연구에서 제안하는 발사체는 나로호의 1단부와 한국형발사체의 2-3단부를 결합한 형태로서 검증된 발사체를 이용함으로써 기존의 한국형발사체에 비해 개발기간을 단축시킬 수 있고 발사체의 선택의 폭을 ?힐 수 있는 장점이 있다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
• /
• 제7권4호
• /
• pp.371-385
• /
• 2020

A forward-facing aerospike attached to a payload fairing of a satellite launch vehicle significantly alters its flowfield and decreases the aerodynamic drag in transonic and low supersonic speeds. The present payload fairing is an axisymmetric configuration and consists of a blunt-nosed body along with a conical section, payload shroud, boat tail and followed by a booster. The main purpose of the present numerical simulations is to evaluate flowfield and assess the performance of aerodynamic drag coefficient with and without aerospike attached to a payload fairing of a typical satellite launch vehicle in freestream Mach number range 0.8 ≤ M_∞ ≤ 3.0 and freestream Reynolds number range 33.35 × 10⁶/m ≤ Re_∞ ≤ 46.75 × 10⁶/m whichincludes the maximum aerodynamic drag and maximum dynamic conditions during ascent flight trajectory of the satellite launch vehicle. A numerical simulation has been carried out to solve time-dependent compressible turbulent axisymmetric Reynolds-averaged Navier-Stokes equations. The closure of the system of equations is achieved using the Baldwin-Lomax turbulence model. The aerodynamic drag reduction mechanism is analysed employing numerical results such as velocity vector plots, density and Mach contours in conjunction with the experimental flow visualization pictures. The variations of wall pressure coefficient over the payload fairing with and without aerospike are exhibiting different kind of flowfield characteristics in the transonic and low supersonic speeds. The numerically computed results are compared with schlieren pictures, oil flow patterns and measured wall pressure distributions and exhibit good agreement between them.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제44권8호
• /
• pp.668-674
• /
• 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.

• 우주기술과 응용
• /
• 제1권3호
• /
• pp.302-318
• /
• 2021

지구접근 소행성을 목적지로 하는 우주탐사선의 발사 시기를 결정하는 방법에 대하여 기본적인 연구를 수행하였다. 향후, 지구 궤도에 접근하는 소행성을 대상으로 하는 탐사선 임무가 국내에서 진행될 경우에 발사시기를 결정하기 위해서는 전역최적화(global optimization)기법을 적용하여 적절한 해를 구하여야 한다. 이를 위해서는 먼저 각 소행성들의 정확한 궤도 정보가 필요하고. 지구의 공전궤도 정보, 탐사선의 주엔진 성능 정보, 중력보조 기동의 횟수, 최대 비행시간 제한 등의 사전 시나리오가 논의되어야 한다. 또한 최적화의 기준이 우선 결정되어야 한다. 본 논고에서는 이러한 전제 조건과 정보를 바탕으로 PyKEP, EMTG(Evolutionary Mission Trajectory Generator) 등의 오픈소스 경로탐색 프로그램을 사용하여 소행성 탐사선의 발사 시기를 찾는 방안을 연구하였다.

• 대한원격탐사학회지
• /
• 제22권4호
• /
• pp.255-264
• /
• 2006

2002년 3월에 발사 된 GRACE (Gravity Recovery and Climate Experiment)는 미국과 독일 합작으로 개발된 최초의 지구중력장 측정 전용 위성으로 동일한 궤도를 비행하는 두 개의 위성 사이 거리 변화를 측정하여 지구 중력장을 추정하는 사업이다. 위성 발사 후 이전 보다 수 십배 정확한 지구중력장 모델을 생성하였으며, 지구중력장 변화도 30일마다 추정하고 있다. GRACE 위성의 핵심 관측기인 위성간 거리 측정기의 원리에 대해 소개하고, 운용 결과 및 성능에 대해 소개 하였다. 발사 전 성능 분석 단계에서 고려되지 못했던 거리측정기 오차 요인에 대해 분석하고, 향후 연구 방향을 제시 하였다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제22권2호
• /
• pp.125-130
• /
• 2018

항공우주연구원에서는 정지궤도용 우주발사체에 적용 가능한 고성능 상단 엔진에 대한 선행기술 개발이 진행 중에 있다. 한국형발사체(KSLV)는 gas generator를 이용한 개방형 사이클 엔진이며, 저궤도 위성 발사를 위한 발사체로 향후 정지궤도위성 발사체를 위해서는 이보다 높은 비추력을 가진 고효율의 상단엔진이 필요하게 된다. 이러한 요구조건을 충족시키기 위해 다단 연소방식의 엔진이 필요하며, 본 논문에서는 당 연구원이 진행 중인 다단 연소 사이클 엔진 개발 진행 현황과 향후 계획을 기술하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 1989년도 한국자동제어학술회의논문집; Seoul, Korea; 27-28 Oct. 1989
• /
• pp.76-81
• /
• 1989

This paper represents the preliminary design process and the performance of the sounding rockets. At the design phase of the development, we selected rocket configuration according to results of aerodynamic weight and thrust analysis. And the payload-apogee performance of the rockets are determined with the variation of the launch angle and payload weight. Also the performance trajectory was calculated by a particle trajectory simulation. And the parameters which affect the system performance was analyzed.

• 한국추진공학회지
• /
• 제26권3호
• /
• pp.32-42
• /
• 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.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
• /
• pp.39-42
• /
• 2003

We studied the vertical launch performance of the Laser-driven In-Tube Accelerator (LITA). This device is primarily characterized by accelerating a projectile in a tube. Owing to the confinement effect, the thrust performance is enhanced. The driver gas can be specified and its pressure be turned so that the impulse performance is optimized. In the experiments, a 3.0-gram projectile was vertically launched. The effects of the projectile exit condition, the laser beam incident direction and the driver gas species were experimentally studied.