• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.27-33
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• 2014

KSLV-I 나로호 2단은 희박영역에서 킥모터 연소 종료 후 탑재된 나로과학위성과 분리한다. 위성과 분리된 나로호 2단은 킥모터 잔류추력 플룸을 고려하여 위성에 대한 오염 및 충돌 회피 기동(CCAM)을 수행한다. 이때 위성 예상 궤도는 킥모터 잔류추력의 Plume Density가 충분히 낮은 영역을 통과해야만 위성의 성능 보증 및 오염을 피할 수 있다. 이를 확인하기 위해서는 CCAM을 수행하는 나로호 2단 킥모터 잔류추력 Plume Density에 대한 정확한 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 희박영역에서 널리 사용되는 DSMC 방법을 이용하여 고고도에서의 킥모터 노즐 내부를 해석하여 연속체방정식의 해와 비교하여 그 타당성을 검증한 후, 커플링 방법을 사용하여 계산 영역을 확장하여 킥모터 잔류추력의 Plume Density를 시뮬레이션 함으로써, 나로호 2단과 분리된 위성의 궤도가 킥모터 잔류추력의 Plume Density로부터 안전하다는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.769-771
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• 2011

KSLV-I 2단에 탑재된 위성은 KM과 충돌하지 않도록 오염 및 충돌 회피 기동(CCAM)을 수행하게 된다. 이때 위성이 KM 잔류 추력 Plume의 밀도가 충분히 낮은 영역을 통과해야만 오염을 피할 수 있으며, 이를 확인하기 위해서는 Plume 유동장의 정확한 예측이 필수적이다. 본 논문에서는 다양한 희박기체 유동해석에 사용되어 그 정확도가 검증된 DSMC 기법을 사용하는 러시아 ITMA 연구소의 SMILE Code를 이용하여 위성과 분리된 KM의 잔류추력에 의한 Plume의 밀도장을 시뮬레이션 하여 분포를 예측하였고, 그 결과의 신뢰성을 확인하기 위하여 KM 노즐 내부의 밀도장은 Fluent의 결과와 비교하여 그 타당성을 입증하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권1호
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• pp.189-199
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• 2013

본 논문에서는 나로호 3차 비행시험에서의 2단 자세제어 결과를 정리하였다. 나로호 2단 추력기시스템에 의한 무추력 비행구간 3축 자세제어 및 추력벡터제어에 의한 킥모터 연소구간 피치/요 자세제어가 정상적으로 수행되었음을 보였다. 무게중심 오프셋, 킥모터 슬래그 영향, 킥모터 잔류추력 영향으로 인한 외란에도 불구하고 2단 자세제어기가 모든 비행구간에서 성공적으로 작동하였음을 보였다. 이러한 결과들은 국내의 발사체 자세제어 기술을 향상시키는 데 있어서 중요한 토대를 마련할 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.8-8
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• 2000

하이드라진 단기액체엔진을 장착하고 궤도에서 임무를 수행하고 있는 다목적실용 위성 추진시스템 궤도비행 초기운용 자료에 근거하여 추진제 소모율을 산정 한다. 추진시스템은 위성의 궤도각과 비행고도 조정을 위한 속도증분($\Delta$V) 및 자세제어를 위한 추력을 발생시킨다. 단기액체 추진시스템에서 추진제 소모량은 추력기 밸브의 개폐시간에 비례하고 추력 생성 효율은 추진제의 연소기 유입압력에 종속한다. 일정질량의 가압 기체 압력에 의해 연료를 공급하는 추진시스템에서 잔류 추진제 량의 감소는 연소기 유입압력의 감소를 유발하고 추진기관의 효율을 저하시키는 요인으로 작용하여 임무말기로 진행함에 따라 동일한 운동량 생성에 보다 많은 연료소모가 이루어진다.(중략)

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.69-69
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• 2003

우주발사체의 비행 목표는 위성의 궤도 투입이다. 이를 위해서는 발사체에서 요구되는 추력값과 총추력을 보장하는 추진기관이 개발되어야 한다. 엔진은 엔진 자체의 작동 안정성을 위해서 유량제어를 필요로 하지만, 이뿐만이 아니라, 발사체의 비행임무 수행을 위해서도 추진제가 모두 소진되는 시스템(TDS:Tank Depletion System) 개념이 도입되어야 하며, 이는 유량 제어를 통해서 실현된다. 본 연구에서는 우주발사체의 비행임무 수행에 필요한 즉, 총추력 오차 범위, 추력 오차 범위, 추진제 탑재량 및 잔류량 오차범위 관점에서 필요한 추진기관에 요구되는 성능을 검토하였고, 이를 위해 TDS 개념의 도입과 더불어 이를 구현할 수 있는 유량제어 개념을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.82-83
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• 2002

궤도상에 올려진 위성들은 인형의 궤도 운행을 하게 된다. 그러나 지구가 완전한 구형이 아니고 태양과 달의 인력이 작용하여 위성에 섭동이 발생하게 된다. 그리고 무중력 상태의 우주이므로 태양풍이나 미세 운석 그리고 위성체 내부의 가스 누출이나 내부의 토크 변화에 의해 위성 자세에 조금의 변동을 야기한다. 통신 위성의 경우 지상의 한 지점을 계속 향하고 있어야 하므로 정기적인 자세제어가 필요하다. 위성의 섭동에 의해 EWSK(East-West station keeping)나 NSSK(North-South station keeping)를 하기 위해 추력 모델은 단일 $\Delta$$\upsilon$기동이나 회전 세차 운동(spin precession maneuver)을 지원해야 한다. 위성은 주어진 임무를 수행하는데 필요한 $\Delta$$\upsilon$기동을 위해 적절한 성능의 추력기와 임무기간 동안 사용할 적절한 양의 추진제를 탑재하고 있다. 지상에서 필요한 임무를 수행하기 위해 위성에 지령을 하였을 때, 추력기가 정상작동을 하였는지 그리고 잔류 추진제가 어느 정도 인지를 정확히 알 수 있어야 한다.

• 항공우주기술
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• 제10권1호
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• pp.1-12
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• 2011

발사체에서 추진제는 발사체 전체 중량의 대부분을 차지하는 것으로 추진제의 탑재량 오차 및 잔류량의 오차는 발사성능에 매우 큰 영향을 미치게 된다. 즉, 발사체의 총추력 오차를 발생시키게 된다. 그러므로 추진제 잔류량을 최소화하는 것이 발사체 성능을 최적화 하는 방법이다. 이에 대한 방법으로 지금까지 연구된 것은 발사체에 능동제어 개념을 도입해서 추진제를 완전 소진시키는 방법과 추진제 잔류량을 최소화하기 위해 확률적인 방법으로 연료의 추가탑재량을 계산하는 방법이 연구되어졌다. 본 연구에서는 한국형 발사체 개발에 본 개념을 적용하여 추진제 잔류량을 최소화하기 위해 탑재해야할 연료 추가탑재량과 그때 남는 추진제 잔류량을 예측해 보았다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.61-61
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• 2002

스크램 제트 엔진의 설계에서 초음속으로 유입된 공기의 짧은 잔류시간으로 인한 연료-공기의 혼합은 가장 중요하며 해결하기 힘든 문제이다. 전헝적인 비행 조건에서 흡입 공기가 극초음속 비행기 엔진 내에서 잔류하는 시간의 단위는 1 ms 정도이어서 짧은 시간 동안 연료와 공기는 효율적으로 혼합되어야 하며, 최대의 추진력을 얻기 위하여 과도한 공력저항없이 연소 가능한 연료-공기 혼합기를 생성시킬 수 있는 효율적인 연료-공기의 혼합 방법이 요구된다. 현재까지 가장 많이 연구되어 온 혼합 방법은 엔진 입구로 들어오는 공기 유동에 수직 방향으로 연료를 분사하는 것으로 이 방법은 연료 유동 방향과 공기 유동 방향이 수직이기 때문에 추력 손실이 생기는 단점을 갖고 있지만, 초음속으로 유입되는 공기에 수직으로 연료를 분사하게되면 분사 위치 앞에 궁형 충격파가 생겨서 감속되어 유동이 회전하는 재순환영역이 생기고 연료의 혼합이 잘 이루어지는 장점이 있다.