• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2007년도 한국우주과학회보 제16권2호
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• pp.139-143
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• 2007

전기 추진시스템은 저렴한 개발비와 높은 신뢰성을 제공하는 추진 장치로 많은 분야에서 응용 되어 왔다. 특히 최근에 발사된 SMART-1과 MUSES-C는 우리에게 시사하는 바가 크다. 각각 European Space Agency(ESA)와 Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA)에서 개발한 행성 탐사선으로, SMART-1은 달 탐사를 목적으로 하고 MUSES-C는 소행성 Itokawa의 토양을 채취해오는 것을 목적으로 한다. 이 두 탐사선에는 각각 Hall effect thruster와 Micro wave ion engine이 탑재되었는데, 작고 저렴한 비용의 탐사선을 이용해서 충분히 행성 탐사가 가능하다는 좋은 선례를 남겼다. 현재 개발되고 있는 과학기술위성 3호(STSAT-3)에도 전기추진 장치가 탑재되는데, SMART-1에 탑재 되었던 것과 유사한 Hall effect thruster가 인공위성 연구센터와 KAIST 물리학과의 GDPL과 공동으로 개발되고 있다. 성능이 좋은 전기 추력 장치를 개발하기 위해 추력기 내부에서 발생하는 플라즈마의 물리적 특성을 파악하는 것은 매우 중요한 일이다. 이 논문에서는 이러한 플라즈마의 특성을 모사하는 방법으로 Particle In Cell 모사와 더불어 독립적인 개개 입자의 운동을 기술하는 입자모사(particle simulation)를 이용하는 방법을 제시 하고자 한다. 이러한 접근 방법은 실제 전기추력장치를 설계하고 실험하는 담당자에게 플라즈마 운동에 대한 명료한 지식을 제공해 줄 수 있을 것으로 생각된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.429-431
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• 2011

열역학적 계산법을 적용하여 수반응 금속연료 추진제(HRF Propellants)의 비추력과 챔버 온도들과 같은 성능특성들을 분석하였다. 금속연료로 사용한 HRF 추진제의 열분석과 연소속도 시험을 통하여 연소특성에 대한 금속연료의 영향평가를 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제8권1호
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• pp.82-97
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• 2009

본 연구에서는 가스발생기 사이클 엔진시스템의 제어특성을 검토하고, 제어기를 구성하기 위한 해석의 일환으로 공칭 작동점 부근에서의 선형해석을 위한 Simulink 수학적 모델을 구성하여, 엔진 스로틀링 과정에 대한 해석을 수행하였다. 스로틀 밸브의 특성이 엔진동특성에 미치는 영향을 검토하기 위하여 추력제어밸브와 가스발생기 혼합비 유지를 위한 압력균형기(pressure stabilizer)의 모델, 그리고 제어밸브 구동용 모터의 수학적 모델을 포함시켰다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제20회 춘계학술대회 논문집
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• pp.262-265
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• 2003

본 연구는 건국대학교 연소추진 실험실 주관으로 하이브리드 로켓 모터 실험 장치를 구성하고 산화제의 mass flux에 따른 연소율 변화 둥을 측정하여 연소 불안정성에 대해 연구하는 것을 목표로 하고 있다. Test fire를 해본 결과, 실험이 순서대로 원활히 진행되어 연소에 성공하였으며, PC를 이용하여 압력, 추력, 온도 데이터를 받아낼 수 있음을 확인하였다. 진행될 사항은 실험을 통하여 연소율의 비정상적 변화와 연소실 내부의 압력변화특성을 연구하고, 온도를 측정함으로써 C＊(특성속도)를 계산하여 하이브리드 모터의 연소 특성이 연구되어야 할 것이다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2006년도 제37회 하계학술대회 논문집 B
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• pp.645-646
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• 2006

횡자속형 전동기는 3차원적인 자속의 흐름 때문에 기존의 전동기와는 달리 2차원적인 수치해석이 용이하지 않으며 특성 분석에 상대적으로 많은 계산 시간을 필요로 한다. 본 논문에서는 퍼미언스법과 철심의 포화를 고려하기 위한 최소한의 유한 요소 해석을 결합하여 횡자속형 전동기의 특성을 분석하기 위한 해석적인 방법을 제시하고자 한다. 본 논문에서 제시하고 있는 추력 및 쇄교 자속량을 표현하는 수식들은 향후 전동기 제어 알고리즘 개발이나 최적 설계에 응용될 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권2호
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• pp.106-111
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• 2006

액체로켓엔진의 성능 및 냉각특성 연구를 위한 연소시험장치를 개발하였다. 본 시험장치는 액체산소와 kerosene을 추진제로 사용하는 추력 1.0 KN 이하의 액체로켓엔진의 성능 및 냉각 특성연구가 가능하며, 실제 연소시험을 통해 정상적인 작동을 확인하였다. 향후 액화천연가스와 천연가스를 사용하는 로켓엔진의 시험 및 재생냉각시험이 가능토록 설비 개량을 실시할 예정이다

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국해양정보통신학회 2006년도 춘계종합학술대회
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• pp.278-281
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• 2006

본 연구에서는 가동자 형태가 하이브리드 형의 편측식 Linear Pulse Motor(LPM)를 제작하였다. 시제품의 특성시험 정특성 및 동특성을 측정하였다. 발생추력과 영구자석의 크기의 관계를 컴퓨터 시뮬레이션으로 밝혔다. 그리고 마이크로 프로세서 제어기에 의한 마이크로 스텝구동에서 위치제어를 행하였다. 그 결과 직선운동 지령 치와 실행치의 반복 오차로 약${\pm}1501{\mu}m$ 이내의 값이 얻어졌다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권5호
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• pp.17-25
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• 2022

액체로켓엔진의 중요한 특성인 연소 안정성, 연소효율 및 넓은 범위의 추력 조절 등에서 장점이 많은 핀틀 분사기를 설계 및 제작하여 초임계 조건에서 연소시험을 수행하였다. 핀틀 분사기는 추력 제어 및 제작성을 고려하여 직사각형의 1열 형상의 오리피스를 갖는 핀틀 분사기로 제작하였다. 핀틀 분사기의 연소성능 및 상용 분사기로써의 가능성을 검증하기 위해 TMR(Total Momentum Ratio)과 BF(Blockage Factor)를 변화하여 연소 특성을 분석하였다. 연소시험 결과 열유속은 TMR 증가에 따라 증가하는 경향이 나타났으며, 특성속도 효율은 TMR보다 BF에 영향을 받는 것으로 확인되었다. 따라서 TMR 변화에 둔감한 효율 특성을 갖는 1열 핀틀 분사기는 낮은 연료 차압 조건에서 높은 효율을 달성할 수 있다면, 가변 핀틀 분사기 설계 유연성이 높아질 수 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권1호
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• pp.35-44
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• 2011

액체로켓엔진 시스템의 시동 및 정지 또는 추력 제어와 같은 천이 작동 시 동특성을 예측하기 위한 선행 연구로서 추진제 공급 시스템의 구성품에 대한 동특성 모델링을 수행하였다. 연료 공급 계통과 산화제 공급 계통의 구성품들은 재생냉각채널을 제외하고 같은 것으로 가정하였다. 동특성 모델링의 대상 구성품은 펌프, 관로, 오리피스, 제어 밸브, 재생냉각채널, 인젝터 등이며 실제 엔진 시스템의 축소 모형에 대한 수류시험을 통해 각 구성품의 동특성 모델링을 검증하였다. 수치적인 방법을 바탕으로 구성품에 대한 동특성 모델링을 통합하였으며 축소 모형으로 연결된 수류시스템을 사용한 수류시험을 통해 통합 동특성 예측프로그램을 검증하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제15권5호
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• pp.96-106
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• 2011

젤 추진제는 젤 추진 시스템에서 액체 추진 시스템과 같이 제어의 용이성, 저장성, 취급성, 비누설성 등과 같은 장점을 포함한다. 또한, 젤 추진제는 액체 추진제와 비교했을 때 보다 높은 발열량 특성을 나타내며, 금속 입자(알루미늄, 보론)의 첨가로 높은 비추력을 얻을 수 있다. 미립화 특성과 관련하여 젤 추진제는 젤화제의 다양한 점도와 금속 입자의 첨가 정도에 따라 저조한 미립화 특성을 나타낸다. 젤 추진제의 미립화 특성 향상과 연소 효율을 증대 시키기 위해 젤화제의 함유량 변화와 금속 입자의 첨가 정도에 따른 젤 추진제 제조 기술을 바탕으로 동적 분무 특성, 연소 특성 연구를 수행하고 있으며, 이에 대한 연구동향을 소개한다.