• 한국추진공학회지
• /
• 제23권6호
• /
• pp.95-108
• /
• 2019

전기추진은 전기에너지를 이용하여 연료를 빠른 속도로 분사시켜 높은 비추력을 갖는 추진방식으로, 위성의 연료무게를 크게 감소시켜 발사비용 감소와 탑재체 무게를 증가 시킬 수 있어 세계적으로 매우 활발하게 연구되고 있다. 최근에는, 초소형위성부터 대형위성, 저궤도위성부터, 우주탐사선까지 다양한 목적으로 전기추력기가 활용되고 있으며, 완전전기추진을 이용하여 위성임무를 수행하고자 하는 위성들도 개발되어 점차 그 수가 증가하고 있다. 본 논문에서는, 세계적으로 연구가 가장 활발하게 진행되고 있는 미국, 유럽, 일본에서의 전기추력기 연구개발 현황과 동향에 대해서 살펴보고자 한다.

• 한국항공운항학회지
• /
• 제22권4호
• /
• pp.75-80
• /
• 2014

A lunar lander demonstrator developed for the purpose of demonstrating lunar landing technologies recently in Korea. The thruster control system of the lunar lander demonstrator adopted the main thrusters for altitude control and the reaction thrusters for attitude control. In this paper, we propose a path tracking controller base on Euler angles. The control signals of the controller are of continuous type. And Pulse Width Modulator(PWM) is adopted to provide On/Off signals. We perform MATLAB simulation for evaluating the path tracking performance and the final landing velocity of the lunar lander demonstrator.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제18권6호
• /
• pp.816-821
• /
• 2015

In this paper, an in-flight prediction method of thrust profiles for solid rocket motors is proposed. Actually, it is very difficult to have detailed information about the performance of the rocket motors beforehand because it is quite sensitive to combustion environments. To overcome this problem, we have developed an algorithm for generating in-flight prediction of rocket motor performance in realistic environments via a reference burnback profile and accelerations measured at a short time-interval just after launch. The performance is evaluated through a lot of flight test results.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 1999년도 제13회 학술강연논문집
• /
• pp.31-31
• /
• 1999

로켓 모터 내에서 높은 충전률을 유지하면서 연소면적을 증대시켜 추력기체 생성량을 증대시키는 가장 효율적인 방법으로는 금속선, 필라맨트, strip, rod 등의 열전도체와 hollow fiber를 단면연소 그레인에 삽입시키는 방법이 있다. 이러한 연구는 1950년대 ARC의 Rumbel에 의해 PVC와 AP가 주성분인 혼합형 추진제를 대상으로 처음 시도되었으며, Kubota, Caveny, Gossant, King등에 의해 복기추진제와 혼합형 추진제를 대상으로 금속선의 종류, 직경, 형태, 수 및 기하학적 배열 등에 따른 실험적 이론적 연구가 이루어져 왔다.

• 조명전기설비학회논문지
• /
• 제14권4호
• /
• pp.57-64
• /
• 2000

본 논문에서는 단권선 가동자석형 IDM올 대상으로, LDM 질량의 증가없이 철심 중심부의 포화를 억제하면서 일정 추력을 발생시켜 장 스트로크화가 가능한 다권선형 LDM을 제안하였다. 제안된 LDM의 추력특성을 해석하기 위하여 유한요소해석 소프트웨어인 Maxwell 2-D를 이용하여, 영구자석 자극과 코일 사이의 공극에서 발생하는 힘(F)중, 수직력$(F_y)$과 수평력$(F_x)$을 분석하였다. 이로부터 일정 추력을 발생할 수 있는 영구자석 폭과 권선 폭의 비 1:0.84 를 결정하여, 전기자 권선올 분할 권션하였다. 이러한 결과에 대한 타당성은 다권선형 IDM을 설계, 제작하여 실험을 통해 입증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.175-178
• /
• 2011

본 논문에서는 자세제어용 추력기에 사용되는 단일액체추진제의 성능특성 및 활용현황을 조사한다. 과산화수소는 단일추진제로서 1960년대 중반까지 활발히 사용되었으나, 비추력 성능과 저장성이 탁월한 하이드라진으로 급속히 대체되었다. 하이드라진은 양호한 성능특성을 배경으로 인공위성, 행성간 탐사선, 우주발사체 등의 단일추진제로서 가장 많이 사용되고 있다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제20권3호
• /
• pp.54-62
• /
• 2016

이단 마이크로 할로우 음극 방전(MHCD) 플라즈마를 사용하는 마이크로 플라즈마 추력기(${\mu}PT$)에 대한 실험 연구가 수행되었다. 40 sccm의 아르곤 유량과 10 W 미만의 전력으로 보다 더 직진성 있고 긴 침투 길이를 가진 배기 플룸을 만드는 정전기적 가속이 이단 MHCD에 의해 발생되었다. 전압-전류 특성에서는 이단 운전 시 두 번째 단의 가속 전압이 일정하게 되는 최적 영역이 있음을 보였다. 추정된 배기 플룸의 길이가 가속 전압으로 추산된 이론적 배출 속도와 비슷한 증가 경향을 보였다. 다중 채널을 가진 마이크로 플라즈마 추력기는 동일한 총 전력량에 대하여 단일 채널 추력기와 비슷한 특성을 보여, 이는 채널 당 허용 전력량을 낮춰 전체 전력량을 높일 수 있음을 의미한다. 아르곤 원자 분광선의 볼츠만 그래프에서 배기 플룸의 평균 전자 여기 온도는 약 2.6 eV(=약 30,170 K)임이 확인되었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
• /
• pp.40.2-40.2
• /
• 2009

이 연구에서는 달천이(TLI: Trans Lunar Injection) 및 달포획(LOI: Lunar Orbit Injection) 기동 시 대전 지상국의 가시성을 고려한 최적의 임무를 설계하였다. TLI 기동은 탐사선이 지구 주차궤도에서 지구-달 천이궤적으로 진입하기 위하여 주어지는 기동이며, LOI 기동은 탐사선이 지구-달 천이궤적에서 달의 중력권으로 진입하기 위하여 주어지는 기동이다. TLI 및 LOI 기동 시 대전 지상국에서의 가시성의 확보는 실제적인 미래 한국의 달 탐사를 대비하였을 때 중요한 요소이다. 따라서 이 연구에서는 TLI 및 LOI 기동 시 대전 지상국에서의 가시성을 모두 고려하여, 최소연료로 지구 주차궤도에서 달 임무궤도 진입까지의 모든 단계에 대해 임무설계를 실시하였다. TLI 및 LOI 기동 시 추력은 순간 추력(Impulsive thrust)로 가정하였으며, KSLV-II 발사체의 성능을 적용하여 설계하였다. 임무 설계 시 태양, 지구, 달의 섭동력을 고려한 N체 운동 방정식을 탐사선에 적용하였으며, 지구의 비대칭 중력장, 태양 복사압, 달의 J2 섭동에 의한 영향도 고려하였다. JPL의 정밀 천체력인 DE405를 사용하였고, 상용 소프트웨어인 SNOPT(Spares Nonlinear OPTimizer)를 이용하여 비행 궤적의 최적해를 도출하였다. 임무 설계 결과를 통해, 대전 지상국의 가시성을 고려한 TLI 및 LOI 기동의 크기에 의한 임무설계의 분석을 수행하였다. 또한 최적화된 달 탐사 임무의 단계별 기동의 크기와 지구-달 천이 궤적의 형상 및 다양한 임무 요소들의 해석을 도출하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제5권2호
• /
• pp.240-247
• /
• 2006

틸트로터 항공기는 회전익모드, 천이모드, 고정익모드를 동시에 갖는 복합 형상 항공기 이다. 각 비행모드에서 최적의 상태로 비행하기위해서는 조종면 변위를 적절히 분배하고 조합하는 조종면의 혼합기설계가 요구된다. 회전익과 고정익을 전환할 수 있도록 설계돤 천이모드는 나셀각의 변경에 따른 추력선이 변경되고 이로 인해 천이모드에서 피치, 롤, 요축에 대해 불필요한 힘과 모멘트를 발생시킨다. 본 논문에서는 나셀의 틸팅각 변화에 따라 발생하는 힘과 모멘트를 다른 조종면을 통해 적절히 조절하여 일관된 항공기의 운동이 발생하도록 하는 스마트무인기 40% 축소모델에 대한 조종면 혼합기설계에 대해 서술하였다.

• 대한조선학회논문집
• /
• 제36권1호
• /
• pp.53-60
• /
• 1999

해상 시운전을 수행하기 전에 그 예비단계로서 주기관 등을 점검하는 도크내 시운전을 행하게 되는데, 이때 선박은 계선용 밧줄에 의해 그 움직임이 제한된다. 따라서 계선 상태에 대한 해석이 필요한데 이를 위한 입력자료로서 계선시 프로펠러에 의한 추력 값이 주어져야 한다. 현대중공업에서는 간단한 수식을 이용하여 이를 추정하고 있으나 최근 선박의 대형화 및 고속화와 더불어 기존 수식에 대한 타당성 검토가 요구되고 있으며 또한, 예상되는 대형 사고의 위험을 미리 방지하기 위하여 보다 정확한 계선상태 해석이 요구되고 있다. 본 연구에서는 계선시 프로펠러 추력의 예측에 관한 수식을 검토하고 게선 해석을 위한 신빙성 있는 자료를 도출하고자 실적선을 대상으로 모형시험을 수행하였다.