• 항공우주산업기술동향
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• 제4권2호
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• pp.86-97
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• 2006

일본은 1954년 도쿄대학의 이도가와 교수가 로켓연구반을 구성하여 연구와 실험을 시작한 후 1955년 8월에 펜슬로켓을 제작하여 수평비행실험을 시작하였다. 이후 베이비 로켓, 카파 로켓, 람다 로켓으로 이어지는 개발과정에서 1970년 람다로켓인 L-4S-5 로켓으로 인공위성 ‘오수미’를 발사하는데 성공하여 자체 위성발사국의 지위를 얻었다. 그러면서 미국으로부터 발사체 기술을 받아 N-1 로켓을 개발하여 1975년에 성공적으로 발사하였다. 이후 자체적으로 기술개발에 성공한 H-I 로켓에 이어 일본의 기간 발사체가 된 H-II A 로켓에 이르기까지 일본은 우주발사체 개발을 지속적으로 꾸준히 발전시켜왔다. 본 논문에서는 일본의 기간 발사체가 된 H-II A 로켓 및 H-II B(H-II A 능력향상형 로켓)에 이르기까지 일본의 로켓 개발과정을 설명하고 또 H-II A 로켓이 어떻게 일본의 기간 로켓이 되었는지 또 H-II A 능력 향상형 로켓, H-II B 로켓의 향후 에 대하여 논의하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권7호
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• pp.525-534
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• 2019

물로켓은 우주발사체와 동일한 기본원리를 가지는 가압식 액체추진제 로켓이다. 물로켓은 청소년용 과학교육 교보재 수준을 훨씬 넘어, 대학 수준의 액체 로켓 및 발사체 체계 공학 교육의 도구로 활용될 수 있다. 본 논문에서는 물로켓의 추진 및 비행 원리와 이론을 대학 학부의 로켓 공학 교육 수준에서 고찰하였다. 아울러 발사체와 발사대, 탑재체, 회수 및 고도 장치와 방법 등 체계 수준의 물로켓 설계와 운영에 대한 사항들을 정리하였다.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.134-140
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• 2007

최초의 인공위성이 발사에 성공해 LEO에 투입된 이래 발사체와 더불어 로켓엔진의 성능은 비약적으로 향상되었다. 최초의 인공위성인 스푸트닉 1호는 단지 182 파운드(83 kg)의 배구공만한 크기였으나 지금의 인공위성은 10톤을 훌쩍 넘는 것도 있으며 러시아의 프로들 발사체의 경우에는 임무에 따라 22 톤까지의 위성을 궤도에 투입시킬 수 있다. 이렇듯 시간이 흐르면서 발사체의 성능이 향상되고 그에 따라 보다 높은 성능의 엔진이 요구되어왔지만, 로켓엔진은 언제나 보다 크고 커다란 추력을 내는 방향으로만 그 개발이 진행된 것은 아니었다. 80년대 이후 상업적 로켓이 등장하면서 보다 효율적으로 주어진 임무를 달성할 수 있는 경제적인 로켓의 개발이 또 하나의 주류를 이룬 것이다. 이 연구에서는 발사체의 성능과 엔진과의 상관관계를 연구하여 보다 효율적이며 경제적인 엔진 개발의 참고 자료로 활용하고자 작성되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권3호
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• pp.56-66
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• 2013

RBCC엔진을 적용한 VTHL(Vertical Take off and Horizontal Landing)/ TSTO(Two Stage To orbit) 방식의 재사용 발사체의 중량저감효과에 대해 연구하였다. 발사체의 중량과 추력을 예측하기 위해 발사체의 운동방정식을 해석하고 기존의 로켓발사체의 제원과 비교하여 검증하였다. 해석결과로부터, 2.5 ton의 탑제체를 고도 200 km 지구 원궤도에 투입하는 임무에 대해, RBCC엔진을 1단에 배치한 A형 발사체가 RBCC엔진을 2단에 배치한 B형 발사체보다 훨씬 적은 중량으로 동일한 임무를 수행할 수 있는 것으로 나타났다. 또한 A형 발사체는 동급의 탑재중량을 갖는 기존의 로켓발사체의 약 25.8%의 중량을 갖는 것으로 예측되었다.

• 한국음향학회지
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• 제39권4호
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• pp.331-341
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• 2020

우주발사체는 발사 시 추진장치에서 발생하는 고강도 소음에 의한 음향하중의 영향을 받는다. 로켓소음은 발사체와 페이로드 내 전자 및 기계 부품의 손상 및 오작동을 유발할 수 있기 때문에 음향하중의 예측 및 저감은 설계에 있어 중요한 고려사항이다. 본 논문에서는 로켓 소음의 생성 및 발사대의 음향설계 기법에 대한 최신 연구동향을 논하였다. 특히, 새로운 발사대 설계 방법론의 예로서 일본 Epsilon 로켓 발사대의 개발과정을 기술하였다. 전산유체역학 모사 및 1/42 축소모형 실험을 통하여 설계된 발사대의 음향하중 저감 효과를 Epsilon 로켓의 실제 비행 데이터 분석을 통하여 검증하였다.

• 국방과기술
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• 1호통권251호
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• pp.44-53
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• 2000

우리 나라의 로켓관련 기술은 '70년대 중반 방위 산업측면에서 군사용로켓개발과 함께 출발하였으며, 현시점에서 보면 약 30년 가까운 개발경험을 갖고 있다. 그러나 로켓관련 기술은 주로 시스템 중심의 설계기술 위주로 기술이 확보되었고 개발비용이 많이 드는 핵심소재 및 부품은 선진국에서 구입하여 사용하는 형태로 개발이 추진되었기 때문에 국내발사체개발을 위한 핵심기술의 확보가 부족한 실정에있다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.150.2-150.2
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• 2012

로켓 엔진용 짐벌 마운트는 발사체 발사 후 자세 제어를 위해 발사체와 엔진사이에 장착된 TVC(Thrust Vector Control) 구동기의 작동으로 짐벌 운동을 수행하며 기구학적으로 자세 제어를 하는데 있어 매우 중요한 역할을 하는 요소이다. 이러한 짐벌 마운트는 엔진 추력을 발사체에 전달하는 기능 이외에 지정된 위치에 엔진을 고정시키는 역할과 위치 고정 후 발사체 단과 엔진의 정확한 추력 전달을 위한 기계적 불일치 보정 기능, 짐벌 구동에 대한 피봇 기능을 동시에 수행하여야 하는 복합적인 기능을 가지고 있다. 특히, 이중에서도 물리적으로 고 추력의 하중을 전달하는 요소로서 충분한 강도와 강성을 지녀야 하므로 본 연구에서는 이와 관련된 초기 설계 요구도 분석을 바탕으로 설계 규격에 부합하는 짐벌 마운트의 구조적 검토를 통해 로켓 엔진용 짐벌 마운트 설계 형상을 개념적으로 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.507-510
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• 2009

PE/$LN_2O$를 적용한 소형 하이브리드 추진 시스템을 설계, 제작 및 발사하여 하이브리드 로켓 발사체 개발에 대한 기반 기술을 확보하였다. 외부 액추에이터를 적용한 밸브 시스템을 하이브리드 엔진에 적용하였고, 밸브 개폐 시스템이 문제없이 작동함을 확인했다. 연료 그레인을 설계하기 위해 내탄도 설계를 수행했고, 로켓의 비행궤도를 예측하기 위한 외탄도 해석을 수행하여 로켓을 설계 제작 하였고, 발사 실험을 통해 하이브리드 로켓 설계의 타당성을 확인 하였다. 제작된 하이브리드 로켓은 무게 9 kg, 외경 110 mm, 전장 1.7 m로 성공적으로 발사하였으나, 추력 비행구간 중에 사출이 되어 최적 비행을 하지 못했다. 또한 설계치에 못 미치는 낮은 추력특성 등의 문제점을 확인하였고, 추후 하이브리드 발사체 개발에 대한 개선사항을 제시하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.148.1-148.1
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• 2012

로켓 혹은 우주발사체의 주엔진에는 대부분 연료와 산화제를 연소시켜 나오는 에너지를 사용하는 화학로켓이 주종을 이루어 왔다. 이러한 로켓엔진에서 그동안 연료로는 수소계, 탄화수소계, 아민계 등 다양한 화학물질이 사용되어 왔으나, 산화제로는 강한 산화성을 나타내면서 밀도가 높은 몇몇 물질만이 제한적으로 사용되어져 왔으며, 최근에는 주로 액체산소(LOx)와 사산화질소(N2O4)가 사용되고 있다. 그러나 산화제 중 액체산소는 극저온이면서 상대적으로 밀도가 낮고, 사산화질소는 강한 독성을 지니고 있으며 액체로 존재하는 구간이 좁아 연구 목적의 소형발사체를 구현하는 것에는 많은 어려움이 있다. 이러한 이유로 최근 소형발사체 개발분야에서는 상온저장성이면서 친환경적인 과산화수소(H2O2)와 아산화질소(N2O)를 산화제로 활용하는 것에 대한 관심이 고조되고 있으나, 대형 추진기관을 개발하는 연구자들로부터는 액체산소를 사용할 때 보다 엔진 자체의 비추력이 상대적으로 낮다는 이유로 활용이 외면되어 온 것이 사실이다. 본 연구에서는 엔진 자체의 추진성능 보다는 사실상 발사체의 목적이라고 할 수 있는 추진단 속도증분을 성능의 지표로 삼아 평가하였으며, 결과를 통하여 과산화수소와 아산화질소의 높은 밀도가 엔진의 낮은 비추력을 충분히 보상할 수 있음을 보였다. 과산화수소와 아산화질소는 교육/연구용 소형발사체 구성에 충분히 활용가능한 산화제이며, 실제 발사에서 충분한 비행성능을 기대할 수 있는 물질로 평가할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권4호
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• pp.17-26
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• 2005

새로운 개념의 위성발사 방식으로 연구되고 있는 초음속 공중발사로켓의 모선분리 현상을 파악하기 위하여 모선-로켓의 단순화된 형상에 대하여 발사속도, 장착각, 수평-수직방향의 장착위치 변화에 따른 발사체의 피칭모멘트의 변화를 고찰하였다. 정상상태의 유동해석을 위하여 삼차원 Euler 방정식을 수치적으로 해석했고, 이러한 연구를 통하여 모선날개에 장착된 초음속 공중발사로켓의 모선분리에 큰 영향을 주는 장착변수를 확인하였으며 각 변수의 변화에 따른 발사체의 거동의 변화를 반응면 모델을 구성하여 도식으로 나타내었다. 본 연구를 통하여 초음속 공중발사 메커니즘에 대한 공력특성과, 비정상 모선분리를 위한 최적 장착 위치에 대한 유용한 데이터를 제공하게 되었다.