• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2008년도 춘계학술대회논문집
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• pp.428-431
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• 2008

Korea Aerospace Research Institute(KARI) is achieving the Korea Space Launch Vehicle(KSLV) program according to National Space Technology Development Program. KSLV-I will be composed to liquid propellant(first stage) and solid propellant(second stage) propulsion system. The propulsion system of KSLV-I second stage is solid kick motor with high expansion ratio and its starting altitude is 300km high. In order to verify the performance of upper stage propulsion system designed to operate in the upper atmosphere, test facility which can simulate high altitude is needed. High Altitude Simulation Test Facility is composed to Thrust Measurement System, Control & Measurement system, Diffuser, SKID for cooling water supply to diffuser, CCTV, fire protection system and so on. This paper introduces TMS adapted to High Altitude Simulation Test for KSLV-I Kick Motor Development and results of hot firing test for its performance verification.

• 한국추진공학회지
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• 제17권6호
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• pp.1-10
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• 2013

본 연구에서는 다이아프램이 설치된 하이브리드 로켓 모터에서 발생하는 큰 압력진동의 가진 요인을 분석하였다. 다이아프램 유 무와 다이아프램 직경, 산화제 유량, 연료 길이 등의 다양한 실험조건을 고려하여 하이브리드 로켓 모터 추진시험을 수행하였고, 하이브리드 로켓 모터 가시화 장치를 이용하여 다이아프램이 삽입된 연소기의 내부 연소장을 가시화 하였다. 이러한 실험을 통해 주요 연소실 압력 가진 요인은 hole-tone인 것으로 판단되고, hole-tone 모델로 예측한 주파수와 추진 시험을 통해 획득한 주요 압력진동 주파수가 잘 일치함을 확인하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권1호
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• pp.32-39
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• 2021

전기추진 항공기는 기존 가스터빈 엔진에 의한 환경 및 소음 문제를 해결하기 위해 최근 항공분야에서 활발히 연구가 진행되고 있다. 특히 전기 동력추진 시스템의 핵심 구성품인 추력 모터와 이를 구동하기 위한 인버터에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. 이에 본 논문에서는 무게와 부피에 민감한 항공기 특성에 맞는 비출력이 높은 모터를 선정하고, 전력 소자에 따른 인버터 전력 손실을 시뮬레이션 하였다. 시뮬레이션은 전력전자 분석 툴인 PSIM을 이용하여 선정된 모터와 전력 소자를 모델링하여 스위칭 주파수에 따른 인버터 전력 손실을 분석 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.16-19
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• 2005

본 연구에서는 우주발사체에 적용할 킥 모터에 대한 기초설계 및 분석을 수행하였다. KM은 KSLV-I의 2단으로서 개발된다. 고체모터는 HTPB계열의 복합제 추진제, 복합재 모터 케이스 및 잠입형 노즐을 갖고 있으며 체계요구조건에 맞도록 개발하기 위해 실물형 추진기관의 $50\%$크기의 축소형 모터를 선행 개발, 시험하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.193-196
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• 2007

KSLV-I은 100 kg급의 인공위성체를 지구 저궤도에 진입시키는 국내 최초의 우주발사체이다. 이 우주발사체는 2단으로 구성되어 있으며, 고체 추진기관인 2단은 순수 국내 기술로 설계, 제작 및 인증시험을 통하여 임무를 수행하게 된다. KM의 연소관은 중량의 감소와 성능의 증대를 위하여 체결을 위한 구조체를 제외하고 복합재료를 사용하여 제작하였다. 연소관의 제작 공정인 내열재, 필라멘트 와인딩, 각종 인터페이스 체결을 위한 구조물의 조립 공정 등에 대하여 논하고자 한다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권6호
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• pp.27-34
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• 2023

본 논문은 마그네틱 기어를 적용한 항공기용 전기추진시스템에 관하여 기술한다. 항공기 추진모터는 높은 토크가 요구되기 때문에 감속기를 결합하여 토크를 증대시킬 수 있다. 하지만 기계식 기어는 마찰에 의한 손실과 열 및 진동 등으로 인해 잦은 유지 보수가 필요하다. 기계식 기어를 사용하지 않는 직접구동형 전동기의 경우 고 토크를 달성하기 위한 설계 시 전동기의 크기와 중량이 증가하게 된다. 본 논문은 항공기의 전기추진 시스템에서 기계식 기어의 유지보수와 직접구동형 전동기의 중량 증가 문제를 해결하기 위해 마그네틱 기어 적용 방안을 제안한다. 항공기용 전기추진 시스템에 적합한 마그네틱 기어를 설계하고 직접구동형 전동기와 성능을 비교함으로 마그네틱 기어의 적용 가능성을 확인한다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1997년도 하계학술대회 논문집 A
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• pp.54-56
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• 1997

In this paper, The considerable matters for the calculation and determination of the rated electric power of the three phase Linear Induction Motor for the propulsion of a vehicle, is treated with inverter performance with harmonics, aerodynamic drag force, running resistance, normal force.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제22회 춘계학술대회논문집
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• pp.365-368
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• 2004

The multi-phase flow analysis in a solid rocket motor is very important when performing the performance of a motor, and prediction of nozzle ablation. However, only in consideration of regular power, it has analyzed as power which a metal particle receives from a flow until now. We conduct analysis and an experiment about the virtual mass clause which will influence at the place where acceleration is big. We aim at the improvement in accuracy of multi-phase flow analysis from the result.

• Journal of Electrical Engineering and Technology
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• 제11권5호
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• pp.1423-1432
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• 2016

• 한국추진공학회지
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• 제4권4호
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• pp.114-122
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• 2000

로켓추진기관에 대한 탄환충격시험을 실시하여 그 결과를 서술하였다. 연소관의 재질은 복합재와 금속제 두 종류로 제작하여 각각의 추진기관의 탄환충격에 대한 반응을 비교하였다. 본 시험을 통하여 탄환충격시험의 절차 및 반응의 판정 기준 설정에 참고가 되는 자료를 획득하고자 하였다.