• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.109-114
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• 2008

This paper presents the development status of a subscale precooled turbojet engine "S-engine" for the hypersonic cruiser and space place. S-engine employs the precooled-cycle using liquid hydrogen as fuel and coolant. It has $23cm{\times}23cm$ of rectangular cross section, 2.6 m of the overall length and about 100 kg of the target weight employing composite materials for a variable-geometry rectangular air-intake and nozzle. The design thrust and specific impulse at sea-level-static(SLS) are 1.2 kN and 2,000 sec respectively. After the system design and component tests, a prototype engine made of metal was manufactured and provided for the system firing test using gaseous hydrogen in March 2007. The core engine performance could be verified in this test. The second firing test using liquid hydrogen was conducted in October 2007. The engine, fuel supplying system and control system for the next flight test were used in this test. We verified the engine start-up sequence, compressor-turbine matching and performance of system and components. A flight test of S-engine is to be conducted by the Balloon-based Operation Vehicle(BOV) at Taiki town in Hokkaido in October 2008. The vehicle is about 5 m in length, 0.55 m in diameter and 500 kg in weight. The vehicle is dropped from an altitude of 40 km by a high-altitude observation balloon. After 40 second free-fall, the vehicle pulls up and S-engine operates for 60 seconds up to Mach 2. High altitude tests of the engine components corresponding to the BOV flight condition are also conducted.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제22권1호
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• pp.20-26
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• 2019

In this paper, we propose measurement based numerical resistivity model for low energy exploding foil initiator (LEEFI) of electronic safety and arming device(ESAD). A resistivity model describes a behavior of variable resistance in LEEFI by firing current. The previous resistivity model was based on high energy detonator applications as explosive bridge wire and exploding foil initiator. Therefore, to estimate the voltage, current, and burst time of LEEFI, a resistivity model suitable for LEEFI is needed. For the modeling of resistivity of LEEFI, we propose a specific action based equation which represents a behavior of LEEFI when firing current is applied. To verify the proposed model, we analyze a firing current transmission path to obtain parasitic impedance. We experimentally verify that the proposed resistivity model offers precise estimation for the behavior of variable resistance in LEEFI.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제11권2호
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• pp.296-307
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• 1994

1995년 Deitall 발사체로 발사예정인 무궁화 위생을 전이궤도에서 표류궤도로 진입시키기 위해 실시하는 원지점 조정에 활용이 가능한 시뮬레이션 S/W률 VAX/VMS 에서 사용할 수 있도록 X-Window 시스템(OSF /MOTIF Graphic User Interface)을 이용하여 GUI(Graphical User Interface)를 통한 조작이 가능하도록 개발하였다. 이 S/W는 원지점 점화를 임펄스라 가정하여 조정 파라미터를 계산하는 데 필요한 데이터를 제공하는 분석모드와 상세하게 모델링된 원지점 모터를 이용하여 finite burn 적분으로 원지점 점화를 위한 조정 파라미터를 계산하는 운용모드 등 두 가지 모드를 제공한다. 또한 이 개발된 S/W를 이용하여 무궁화 위성의 궤도 전이를 위한 최척 원지점 점화에 대하여 여러가지 시나리오를 수행하고 그 결과를 분석해 보았다.

• 한국추진공학회지
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• 제16권6호
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• pp.48-55
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• 2012

우주발사체 자세제어용 하이드라진 추력기의 지상연소시험을 수행하였다. 시험에 사용된 추력기는 추진제 주입압력 2.41 MPa (350 psia) 에서 정상상태 공칭추력 67 N (15 $lb_f$) 을 목표로 설계/제작 되었다. 개발모델 추력기의 성능특성 검토를 위해 정상상태 연소모드에서의 추력, 추진제 공급압력, 질량유량, 추력실 압력, 그리고 온도 등의 성능변수를 이용한다. 시험결과, 실제의 성능이 이론 요구규격 대비 89.1% 이상의 성능효율을 만족하는 것이 확인되었다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.232-241
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• 2004

항공우주연구원에서는 KSLV용 추진기관 종합시험설비를 구축, 운영함으로써 발사체 추진기관의 각 구성품의 조립성 및 시스템 적합성을 검증하고, 연소시험을 포함한 각종 시험을 통해 구성품의 성능 확인 및 추진기관 시스템에 대한 종합적 인증(Qualification)을 하고자 한다. 아울러 발사 환경을 모사할 수 있어, 추진기관 구성품 및 시스템의 최종 환경시험이 가능할 뿐 아니라 발사시 추진기관의 성능을 예측할 수 있다. 본 논문에서는 상기 목적을 위해 구축되는 추진기관 종합시험 설비(Integrated Power Plant Test Facility)의 개념설계(Conceptual Design Analysis)과정을 통해 도출된 설계 개념을 정리하여 기술하고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.49-56
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• 2005

인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진 분해 촉매에 대한 연소성능을 실제 연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 측정함으로써 촉매 연소특성을 평가하였다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황에 대해 소개하였다.

• 한국연소학회:학술대회논문집
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• 한국연소학회 2012년도 제45회 KOSCO SYMPOSIUM 초록집
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• pp.291-294
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• 2012

The research and development status of combustion chamber of liquid rocjet engine for Korea Space Launch Vehicle(KSLV-II) are briefly described. The cold and hot firing tests of uni-element injector, the performance/heat flux measurement/hot firing tests of subscale combustion chamber and the performance/stability rating/regenerative cooling/hot fire tests of 30ton-class combustion chamber were successfully performed. Based on these results, the research and development of combustion chamber for 75ton-class liquid rocket engine are underway.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.35-38
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• 2003

위성체와 발사체의 자세제어에 적용 가능한 1 N급의 추력기 개발 및 시험과정에 대해 기술하였다. 엔진의 특성 및 성능이 진공을 모사한 시험장치에서 연소 시험을 통해 평가되었다. 추력기의 성능 평가는 정상모드 및 펄스모드에서 추진제의 주입 압력을 변화시켜가면서 수행되었으며 시험 장치와 절차에 대해서도 간략히 기술하였다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2002년도 하계학술대회 논문집 D
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• pp.2337-2340
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• 2002

This paper presents the method of AGV(Automatic guided vehicle)'s moving environment(plane, corner, edge) recognition using SONAR sensor configuration. As for the SONAR sensor, the Crosstalk effect has been generally considered as an inevitable noisy phenomenon in the indoor environment. However, this effect can be used as a clue for classifying and localizing targets in the indoor environment if those can be controlled and used well. EERUF(error eliminate rapid ultrasonic firing) is a method for firing multiple ultrasonic sensors in mobile robot application and multi-echo mode of POLARIOD Device can reduce the Crosstalk effect. Here, Crosstalk effect was reduced using EERUF and applied to the AGV with a simple wall-following algorithm in the indoor environment. This method was tesed by a typical AGV with multi SONAR sensors in the laboratory environment.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2012년도 제38회 춘계학술대회논문집
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• pp.493-497
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• 2012

한국형발사체 3단 엔진에 사용될 7톤급 액체로켓엔진의 연소기의 연소시험을 위해 한국항공우주연구원에 있는 지상연소시험장을 유지 및 운용의 편리성, 유연성, 안전성을 고려하여 개량하였다. 본 논문에서는 개량된 시험 시험설비 주요 변경과 기능에 관하여 서술하였다.