• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2016.11a
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• pp.63-67
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• 2016

본 연구에서는 극초음속 추진기관을 위한 고공환경 모사 설비 장치에서 시험부 안에 들어가는 시험 모델의 변수에 대해 고찰하였다. 시험부에 적용할 시험 모델을 대상으로 진행하고, 시험 모델 형상 변화에 따른 유동 특성을 파악하였다. 시험 모델에 대한 주요 변수는 폐색율, 각도, 받음각으로 설정하였으며, 해석은 EDISON_CFD에서 제공하는 정렬격자 기반 2차원 압축성 유동 범용 해석 SW로 진행하였다. 해석 결과를 통해 다양한 형상 변수에 따라 변화 되는 충격파 뒤의 압력층 두께를 확인 하였고, 압력층 두께가 두꺼워 질수록 시험 조건을 모사 할 수 없음을 확인하였다. 본 연구를 통해 형상 변수에 따른 극초음속 추진기관을 위한 고공모사설비에서 시험부에 적용될 시험 모델의 범위를 확인하였다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.96-96
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• 2003

우주발사체라 함은 지구상의 물체를 우주, 즉 지구의 중력이 영향을 미치지 못하는 대기권 밖으로 운반하는 수단을 말한다. 이를 위해 다양한 추진방식이 제안되었고 연구되고 있으나 현재까지 실용화 된 것은 화학연료를 연소시킴으로 인해 발생하는 추진력으로 지구 중력을 이겨내는 방식이다. 또한 발사체 구성에서 추진기관분야는 전체 성능을 좌우할 정도로 큰 비중을 차지하고 있다. 따라서 이에 대한 최적화 및 성능 검증은 필수적이다. 추진기관에 대한 성능 검증기법은 우주발사체 기술이 발달해 옴에 따라 해석적 방법, 비 연소 모사시험 등 다양하게 제시되고 있으나, 우주발사체용 추진기관의 연소현상을 예측 및 모사하는 것이 쉽지 않고 구축된 데이터가 적기 때문에 발사체 개발 단계의 최종 검증 차원에서 연소시험을 실시하는 것이 일반적이다. 한국 최초의 우주발사체라 평가되고 있는 KSR-III 로켓의 경우에도 다양한 해석기법과 모사시험을 통해서 성능 예측을 하였으나, 역시 최종 성능 검증을 위해 10여회의 연소시험을 실시하였다. 본 논문을 통해 저자는 KSR-III 개발과정에서 수행된 10회의 연소시험의 수행 과정과 결과를 기술, 정리 및 평가하여 향후 진행될 우주발사체 개발 사업의 기초로 삼고자 한다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2013.08a
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• pp.114.2-114.2
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• 2013

위성체가 임무를 수행하는 우주환경은 지상 환경과 달리 고진공, 고온 및 극저온의 가혹한 환경 이다. 이에 $10^{-5}$ Torr 이하의 고진공과 $-180^{\circ}C$ 이하의 극저온 및 고온의 환경조건을 지상에서 모사하기 위해서는 열진공챔버와 같은 우주환경모사장비가 사용된다. 위성체를 열진공챔버에 설치하고 우주환경모사 시험의 월할한 진행을 위하여 열진공챔버 내 레일을 설치하여 열진공시험 준비 및 열진공시험이 수행되어진다. 현재 위성체 연구개발의 발전으로 다양한 기능 및 장비의 추가로 인하여 위성체가 대형화 되어지고 있다. 이에 보다 안전한 시험 준비 및 수행을 위하여 현재 운용되어지고 있는 열진공챔버의 개선이 필요하다. 이에 본 연구에서는 상용유한요소해석 프로그램 MSC.PATRAN/NASTRAN을 사용하여 대형 위성체의 우주환경모사 시험을 위한 열진공챔버 내 레일에 대한 구조 안선성을 평가 하고자 한다.

• Proceedings of the Korea Water Resources Association Conference
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• 2009.05a
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• pp.1918-1923
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• 2009

결정질 암반에서 지하수의 수리적 특성을 파악하기 위해 수행되고 있는 수리시험 방법은 정률법, 정압법, 순간주입(회복)법 등 세 가지로 구분할 수 있다. 본 연구에서 다루는 정압주입시험 (Constant Head Injection Test, CHIT)은 위의 정압법의 한 종류로 토목공학, 지질공학 분야에서 대상 구간의 투수계수 추정을 위해 널리 쓰이는 수리 시험이며, 이는 단일 패커나 이중패커를 이용하여 시험 구간을 격리하고, 격리된 구간에 일정한 압력으로 물을 주입하여 주입되는 물의 양을 파악함으로써, 시험 구간의 수리전도도(Hydraulic conductivity)를 산출하는 전통적인 수리시험이다. 본 연구에서는 수치실험을 통해 시험 구간 및 주입 압력의 크기 등 인위적인 요인에 의해 도출되는 투수계수가 어떻게 달라지는지에 대해 평가해 보았다. 일반적으로 단열 암반에서 수행한 정압주입시험의 해석에 있어 매질을 균질, 등방성 다공질이라는 가정으로 구간별 투수량계수를 산출하기 때문에, 다공성 매질의 지하수 유동을 모사하는 MODFLOW를 수치모사 코드로서 이용하였다. 시험구간의 크기 및 주입압력에 대한 민감도 분석 결과, 시험구간의 크기에 상관없이 수치모의에서 입력한 수리전도도 값에 비해 낮은 수리전도도 값이 산출되었으며, 주입 압력이 클수록 산출되는 수리전도도 값이 매질의 수리전도도 값과 차이가 났다. 민감도 분석 결과 현장수리시험에서 정압 주입시험에 의한 구간별 수리전도도 산출함에 있어 시험구간의 크기와 주입 압력 값에 대하여 고려해야 한다고 판단된다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.47-47
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• 2004

사이클로트론 가속기를 이용한 양성자 우주환경의 모사시험이 수행되었다. 모사시험에 사용된 사이클로트론은 양성자를 약 106-108protons/$\textrm{cm}^2$/s의 선속에서 200MeV까지 가속할 수 있다. 가속된 양성자는 우주에서 사용될 전자 소자에 입사되었으며, 양성자 조사에 의한 소자의 누적 반응과 순간 반응이 모두 관찰되었다. 주된 순간 반응은 저장된 데이터의 변화였으나, 간헐적인 기능 정지 현상도 관찰되었다. 누적 반응은 소자 내에서 소모되는 전류의 증가로 나타났다. (중략)

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.2
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• pp.19-25
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• 2009

This paper includes test results of 30tonf-level TP+GG startup simulation cold flow test using liquid oxygen and kerosene. Test objectives, coupled test plant configuration, test condition, test procedure of performed tests, and test results are presented.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.383-387
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• 2008

To design a high altitude test facility for testing liquid rocket engine optimal technical solutions with general understanding about characteristics of engines and test stands, mission of a rocket and the financial aspects of tests are required. In this paper conditions and requirements needed at the stage of conceptual design of high altitude engine test facility were suggested, and preliminary calculations of the sizes of a supersonic diffuser and volume of cooling water were carried out.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.43-46
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• 2006

Storage air heater(SAH) is a general purpose facility that is used to simulate the high altitude condition of supersonic ground test facility, thurst compensation test of rocket engine nozzle and gas turbine engine combustor test. SAH in KARI is built to simulate the total temperature of the supersonic ground test facility which has a wide flight envelope from altitude 0km, Mach 2 to altitude 25km, Mach 5 and operates up to 1300K, 3.5MPa. In this paper, we introduces the SAH in JAXA which is model of SAH in KARI and summarizes the design process and manufacture of ours.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.2
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• pp.180-187
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• 2007

Korea Aerospace Research Institute(KARI) is developing Korea Space Launch Vehicle(KSLV). KSLV-I is composed of liquid propulsion system for the first stage and apogee kick motor as the second stage. Kick motor has a high expansion ratio nozzle and its starting altitude is 300km high. To verify the performance of kick motor, high altitude test facility (HATF) to simulate its operating condition is necessary. This paper contains preliminary design for construction of HATF.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.733-736
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• 2010

Korea Aerospace Research Institute (KARI) performed the preliminary design of liquid rocket engine high-altitude simulation firing test facility for the development and qualification of LRE for the 2nd stage of KSLV-II. The engine high-altitude simulation firing test facility, which are to be constructed at Goheung Space Center, will provide liquid oxygen and kerosene to enable the high-altitude simulation firing test of 2nd stage engine at ground test facility. The high-altitude environment is obtained using a supersonic diffuser operated by the self-ejecting jet from the liquid rocket engine.