• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 1995.10a
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• pp.17-17
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• 1995

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.6 no.3
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• pp.45-52
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• 2002

This article deals with the introduction of longitudinal instability of liquid rocket (pogo) and the analytical results on the frequency responses of Korean Sounding Rocket (KSR-III) propulsion feeding system. Both the stiffness of bellows and the cavitation volume of venturi affect the frequency response of the feeding system. Especially, bellows has a great roll to reduce the natural frequency of the feeding system. Also, oxidizer and fuel feeding systems of the KSR-III have natural frequencies of about 280Hz and 90Hz, respectively.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.90-90
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• 2003

한국항공우주연구원은 액체추진기관 시스템을 이용한 3단형과학로켓(이하 KSR-III)을 국내 최초로 개발하여 비행시험을 수행하였다. 액체추진기관 로켓의 비행시험을 위해서는 이전의 고체 추진기관을 이용한 과학로켓 1, 2와는 달리 비행시험 조건에 부합하게 액체추진제 및 가압제 등을 공급하는 지상설비가 필요하다. 이에 한국항공우주연구원은 독자적으로 비행시험에 필요한 제반 설비를 갖춘 발사장을 구축하였다. KSR-III는 압축 헬륨가스(GHe)를 이용하여 연료(Jet A-1)와 산화제(LOx)를 가압하여 추력을 얻는 액체추진기관 시스템이다. 따라서 발사장에서의 지상공급설비는 유공압 설비와 발사시나리오에 따라 해당 부품을 제어하고 자료를 저장하는 제어/계측 설비 및 기타설비들로 구성되어 있다. 지상공급설비 중 유공압 설비는 LOx의 저장 및 기체 내 산화제 탱크의 충전을 위한 산화제 공급설비, Jet A-1의 저장 및 기체 내 연료 탱크의 충전을 위한 연료 공급 설비, 지상설비용 밸브구동 및 기체 내부 퍼지 등에 필요한 질소($N_2$)를 저장/공급하는 설비, 기체내부 밸브 구동 및 가압제로 사용되는 기체헬륨(He)을 저장/공급하는 설비들로 구성되어 있다. 이러한 구축된 공급설비는 기능시험, 연계시험 등의 각종 입증시험을 통해 그 성능을 검증한 후 단인증모델(SQTM)을 이용하여 발사 시나리오에 따른 추진제 공급능력을 입증한 후 KSR-III의 비행시험을 성공적으로 수행하였다. 수행된 연구결과는 향후 건설되어질 우주센터내의 발사장 기반설비 설계의 기초 자료로 활용할 수 있을 것이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.10
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• pp.75-81
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• 2005

Jettison, grid and CTS test are widely used for the store and stage separation studies. This is an introductory paper on the experimental methodology and typical results of grid and CTS test used for the Korean 3-stage sounding rocket development. Thirteen separation trajectories were evaluated in the ONERA S2MA wind tunnel at Mach numbers of 2.0 and 2.8. The test result was applied as the basic database for the design of optimized separation device.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.74-74
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• 2003

로켓엔진의 연소실에서는 고온의 연소가스로부터 다량의 열이 발생하기 때문에 이로부터 연소실을 보호하기 위한 방법이 필수적으로 요구된다. 한국 최초의 액체 로켓인 KSR-III 로켓의 주엔진인 KL-3 엔진에서는, 연소실을 보호하기 위한 방법으로 실리카/페놀(Silica/Phenolic) 내열재를 이용하는 용융냉각 방식을 채택하였다 용융냉각 방식은 내열재와 고온의 연소가스와의 물리ㆍ화학적 상호작용에 의해 삭마가 발생하게 되는데, 이러한 삭마는 연소실에서도 가장 고온부인 노즐목에 집중적으로 발생하는 경향이 있다. 그러나 노즐목에서 삭마의 진행은 노즐목의 크기를 증가시키고 연소압 및 추력을 감소시키는 부작용을 초래하게 된다. 본 연구에서는 이러한 열적 삭마에 의한 노즐목 크기의 증가량을 알아내기 위해 KL-3 엔진 노즐목의 형상을 측정하고자 시도하였으며, 노즐목의 삭마에 영향을 미치는 주요 인자를 확인하고 진행과정을 고찰하였다. 노즐목의 형상 측정을 위해서는 기존에 사용하던 3차원 변위 측정기를 이용한 방식의 접근이 곤란함에 따라 영상처리 기법을 도입한 측정 방식을 고안하여 사용하였으며, 이 장비는 만족스런 성능을 보여주었다. 시험결과를 통해서 삭마에 영향을 주는 주요 인자로 분무형태, 연소시간, 연소 온도를 제시하였고 이 중에서 분무형태는 삭마 형상에, 연소 시간 및 연소온도는 삭마량에 주로 영향을 끼친다는 것을 알 수 있었다. 또한 시간에 따른 삭마의 진행이 3개의 구간으로 나누어 설명할 수 있음을 밝혔는데, 노즐목이 원형을 그대로 유지하며 삭마진행이 미미한 구간, 원형에서 벗어나 요철형상이 발달하면서 삭마진행이 가속되는 구간, 요철형상이 이미 정착되어서 요철의 깊이만 증가하되 삭마량은 미미한 구간이다. 결과적으로 60초 연소 후 노즐목 면적 증가율은 +5.82% 정도이며, 이에 따른 연소압 및 추력의 감소 또한 1% 미만으로 미비하였다. 따라서 본 KL-3 엔진에 사용된 내열재의 내열 성능은 임무를 수행하기에 적절하다고 판단하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.6
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• pp.14-20
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• 2002

The aerodynamic heating at a nose cone is predicted under the KSR-III flight conditions. An equilibrium reacting gas condition is applied. The parametric study is performed with Mach number of 4.9, 10.2 and 15 and for the following nose shapes of hemisphere, cut cylinder and parabola. AUSMPW+ and shock aligned grid technique are used to provide the best aerodynamic solutions. In addition, the composite material of a nose cone is discussed in the viewpoint of a thermal safety.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.11 no.1
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• pp.53-70
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• 1994

The Korean sounding rockets(KSR420S-1, -2) equipped with ozone detectors have b3en launched at An-heung, Chungchungnam-do, on June 4 and September 1, 1993, respectively. The ozone detector is used to measure the attenuation of solar UV radiation for various frequency bands in the stratosphere, to obtain vertical profiles of the ozone number density in the stratosphere. They confirm that the maximum ozone densities occur near 25 km, which is quite consistent with the mean value in the mid-latitude region. Our results from KSR420S-1 and -2 are compared with the other observation data from the Dobson spectrophotometer at Yonsei Univ., the LIDAR at Kyunghee Univ., the SBUV from Nimbus satellite, and the TOVS from NOAA satellite, which were performed simultaneously with the sounding rocket experiments.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.4
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• pp.80-87
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• 2004

To understand the each performance parameter correlation of flight type liquid-propellant rocket engine for KSR-III(Korea Sounding Rocket-III), the analysis of engine stand-alone combustion test results was carried out. Considering the variation of ablative material combustion chamber caused by erosion, linear regression analysis that ignores oxidizer/fuel ratio effect and two-variable 2nd-order polynomial regression analysis that considers oxidizer/fuel ratio change were performed. It can be described that linear regression analysis is simple and very practical method, and can predict the performance within 1% error inside analyzed region. And two-variable 2nd-order polynomial regression analysis can predict with very high accuracy inside region and shows that KSR-III engine's optimum oxidizer/fuel ratio for thrust(or specific impulse) is 2.22 and that for combustion chamber pressure(or characteristic velocity) is 2.17.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2002.11b
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• pp.636-640
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• 2002

Acoustic coupled combustion instability, which is one of the most undesirable phenomena in the development of liquid propellant rocket engine, can cause serious damage to a rocket itself, and must be avoided by all means. Unfortunately, KSR-III rocket went through combustion instability during engine start at the propulsion test article No.2. To resolve the problem, time sequence (cyclogram) has been changed, and baffle system has been applied. In consequence of change, stable combustion was achieved.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.12 no.2
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• pp.234-243
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• 1995

Korea's third rocket, which is currently under development for launch in 1997, is expected to reach as high as 160km and thus, it will provide a good opportunity for the direct measurement of the plasmas in the E-region ionosphere of the Korean peninsula. Langmuir probe techniques, which are the basic tools of the plasma experiment, may yield inaccurate results if they are applied in the conventional form as they are used in the laboratory experiments because of the contamination. In the present paper we study the contamination problem by performing the ground experiments in the vacuum chamber using the contaminated probe. The result show that the contamination effect is reduced when the plasma density is low or when the frequency of the sweep voltage is fast. We propose a modified Langmuir probe based upon our experiments which is suitable for the rocket experiments.