• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권3호
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• pp.79-85
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• 2018

지구 재진입 비행체와 태양계 행성의 대기권 진입 비행체의 개발 요구가 증가하고 있다. 일반적으로 대기권 진입에는 대기 항력과 가열 환경이 동반하여 이에 따른 열보호 자재의 선정과 열보호 시스템의 설계와 적용이 매우 중요하다. 본 논문에서는 대기권 진입 환경과 우주 비행기의 열보호 자재의 종류와 특징을 고찰하였다. 그리고 우주비행기에 사용하는 열보호 시스템의 설계 및 활용 현황 등에 대하여 기술하였다.

• EDISON SW 활용 경진대회 논문집
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• 제6회(2016년)
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• pp.49-54
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• 2016

본 연구에서는 유/무인 우주발사체의 재진입모듈에 적용되는 Heat-Shield(열차단막)의 형상에 따른 유동특성을 수치해석으로 분석했다. 재진입모듈이 지구의 대기권을 다시 진입하는 환경(고도 70km)을 기준으로 해석을 진행했다. 열차단막의 형상은 평판, 곡률이 다른 타원으로 나누었으며, 각 형상별 유동특성을 확인했다. 결론적으로 재진입 모듈의 형상에 따라 압력과 속도분포를 기준으로 열적인 분포를 예상했으며, 계산된 항력계수를 비교했다. 단순한 유동으로 열적 분포를 예상한 것에 한계가 있지만 대기권 재진입 모듈의 2차원 설계에 도움이 될 형상기준을 제시했다. 수치해석은 모두 Edison_CFD에서 제공하는 툴을 이용해 수행했으며, 전처리에는 e-mega (structured)을 후처리에는 e-dava를 이용했다. 해석 solver는 '정렬격자기반 2차원 압축성 유동 범용해석 소프트웨어'를 이용했다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권7호
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• pp.51-60
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• 2002

통계학적 해석인 몬테-칼로 모의실험은 대기권 재진입 분산의 결과인 낙하예정지역뿐만 아니라 상태변수들의 최종조건들을 조사하는데도 사용된다. 본 논문에서 재진입 분산은 위도, 경도, 고도, 뱅크각, 비행경로각, 기수 오차, 그리고 항속거리로 생성되는 $7\times7$ 공분산 행렬로 한정된다. 감속을 목표로 하는 대기권 재진입시 이것들에 영향을 미치는 오차 원인들은 대기밀도, 온도, 초기오차, 바람, 그리고 항력계수의 추정오차 등에 관련된 불확실성들로서 이들 오차의 $3{\sigma}_n$와 공칭 비행궤적을 사용해서 상태변수의 공분산 행렬은 궤적 오차 해석을 수행함으로 결정될 수 있다. 재진입에 대한 몬테-칼로법의 적용에 있어서 주요 고려할 점은 교란궤적, 뱅크역전, 그리고 이 제적들 각각에 대한 최종 낙하지점의 결정이다. 본 논문은 불확실성에 대한 결과를 공력계수와 뱅크역전의 관점에서 해석한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 1995년도 한국우주과학회보 제4권2호
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• pp.39-39
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• 1995

• 한국항공우주학회지
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• 제30권1호
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• pp.75-81
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• 2002

재진입 제어계에서는 항력가속도의 시간미분을 해석적으로 추정하므로 오차가 발생되기 쉽다. 더구나, 극초음속 영역에서의 정확한 항력계수 추정의 어려움과 스케일 고도의 비현실성도 정상상태오차의 원인이 된다. 우주왕복선의 경우, 제어계에 항력가속도 오차의 적분항을 첨가함으로서 정상상태 오차를 줄이는 방법을 취하였지만 페루프 시스템에 다극점을 갖게 하여 현대적인 제어기 합성에 어려움을 가져다 준다. 그러므로, 본 논문에서는 해석적 계산에 의해서 항력가속도 시간미분에 포함된 오차를 추정하고, 그 추정오차를 이용해 항력가속도 시간미분을 보정함으로써 정상상태 오차를 줄이는 방법인 외란 관측기의 설계를 제안하고자 한다. 결과로는 32개의 기준궤적을 대상으로 대기권 재진입 시스템의 성능을 검증해 본다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제8권4호
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• pp.150-158
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• 2013

국내에서 위성이나 잔해물이 대기권으로 진입하는 상황을 공식적으로 감시한 것은 1983년 1월 23일에 본체가, 동년 2월 7일에 핵연료 코어가 추락한 구 소비에트 연방의 위성 코스모스 1402호의 상황주시를 위해 구)과학기술처가 구성한 추락상황대책반 운영이 최초이다. 이 후에 2001년 대기권에 재진입한 러시아 우주정거장 미르의 폐기대책반이 구)과학기술부 주관으로 한국천문연구원과 한국항공우주연구원 등 관련기관의 지원으로 운영되었고, 2011년 9월 24일에 있었던 미국의 고층대기기상위성인 UARS (Upper Atmosphere Research Satellite)의 추락이 한국천문연구원에 의해서 분석되었다. 빈번해진 폐기위성 및 우주잔해물의 대기권 재진입 상황에 따라 2011년 10월 14일 구)교육과학기술부와 우주 관련 기관인 한국천문연구원과 한국항공연구원의 관련 전문가 그룹이 대책회의를 거쳐서 위성추락상황실을 한국천문연구원 내에 설치하고 한국천문연구원 주관으로 운영하기로 결정하였다. 그 결과 이 위성추락상황실은 2011년 10월에는 독일 뢴트겐 위성, 2012년 1월에는 러시아 화성 탐사선 포브스 그룬트, 2013년 1월에는 러시아 위성 코스모스 1484, 그리고 2013년 11월에는 유럽연합의 측지위성 고체 (GOCE)의 대기권 재진입을 감시, 자료 분석, 관련기관 보고, 언론 자료 배포 및 대국민 상황 전파를 실시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권2호
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• pp.158-164
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• 2014

IADC의 '25년 규정'에 의해 미션종료 된 저궤도 인공위성은 25년 이내에 지구로 재진입, 소각 폐기되도록 권고하고 있다. 이때 인공위성의 부품일부 또는 다수가 살아남아 지상에 충돌할 경우 인명 및 재산피해를 낼 수 있다. 우리나라의 경우 저궤도 위성으로서 아리랑 인공위성과 과학기술위성을 운용 중에 있으며 임무종료 후에는 모두 대기권 재진입을 통한 폐기처리가 필수이다. 따라서 본 논문에서는 ESA의 DRAMA내부의 SARA(Re-entry Survival and Risk Analysis)모듈을 이용하여 지상피해가 예측되는 크기인 가상위성의 추락궤적 및 생존부품을 분석하고 그에 따른 지상충돌확률, 피해확률을 분석하였다. 분석결과 198.831kg이 생존할 것으로 예상되며 추락지점이 한반도일 경우 전체 피해면적은 $15.2742m^2$, 피해확률은 5.9614E-03(2D)일 것으로 예상된다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제13권2호
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• pp.1-7
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• 2008

For Aerodynamic analysis of vehicle at altitude, 100km, the validity of governing equations based on continuum model, was reviewed. Also, as the preliminary study for the sub-orbital space plane development, a candidate geometry was suggested and computational fluid dynamic(CFD) analysis was performed for various angles of attack in subsonic and supersonic flow regimes to analyze the aerodynamic characteristics and performance. The inviscid flow analyses showed that the stall starts at angle of attack above $20^{\circ}$, the maximum drag is generated at angle of attack, $87^{\circ}$ and the maximum lift to drag ratio is about 8 in subsonic flow. In supersonic, the stall angle is about $40^{\circ}$ and the maximum drag is generated at angle of attack, $90^{\circ}$. Also, mach number distribution of re-entry vehicle was computed versus altitudes.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권1호
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• pp.23-34
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• 2012

우주 발사체는 치밀한 비행 계획에 따라 사전에 결정된 경로를 비행하도록 설계된다. 그러나 비정상으로 추력이 종료되거나 계획된 비행경로를 이탈한 경우, 또는 자유 낙하 중인 대기권 재진입 발사체에 대한 추적 과정에서 추적 센서의 측정이 불가하게 된 경우 등에는 별도의 추적 장비를 이용한 추적 또는 신속한 낙하지점 추정이 필요하다. 본 논문에서는 클러터 환경에서 무추력 탄도 비행 중인 발사체에 대한 위치 정보를 획득하고 트랙을 생성 및 유지하기 위하여 Integrated Track Splitting(ITS) 알고리듬과 Extended Kalman Filter(EKF)를 결합한 ITS-EKF 알고리듬 적용을 제안한다. 따라서 대기권 재진입 발사체에 대하여 ITS-EKF 알고리듬을 적용한 시뮬레이션을 통해 추적 성능 확인 및 지상 낙하지점을 추정한다. ITS-EKF 알고리듬 적용 결과의 적절성을 확인하기 위하여 ITS와 Particle Filter를 결합한 ITS-PF 알고리듬을 적용하여 구한 추적 성능 및 낙하지점 분포 결과와 비교하여 제시된 알고리듬이 효과적인 실시간 On-line 낙하지점 추정에 사용이 가능함을 확인한다.

• 동력기계공학회지
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• 제7권4호
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• pp.67-73
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• 2003

The entry guidance design involves trajectory optimization and generation of a drag acceleration profile as the satisfaction of trajectory conditions during the entry flight. The reference trajectory is parameterized and optimized as piecewise linear functions of the velocity. A regularization technique is employed to achieve desired properties of the optimal drag profile. The regularized problem has smoothness properties and the minimization of performance index then prevents the drag acceleration from varying too fast, thus eliminating discontinuities. This paper shows the trajectory control using the simple control law as well as the information of reference drag acceleration.