• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2005년도 추계학술대회논문집
• /
• pp.172-175
• /
• 2005

Since, similar to other commercial launch vehicles, various kinds of pyrotechnique devices are used in the KSLV-I(Korea Space Launch Vehicle), the electronic equipment on the vehicle equipment bay is exposed to the sever pyroshock environment during Pyrotechnique device detonation. In order to confirm the survivability of electrical instruments from these pyroshock conditions, shock tests are performed by using a pyroshock simulation during development and qualification phase. In this paper, the pyroshock simulator installed in KARI(Korea Aerospace Research Institute) are briefly introduced, and its performance of pyroshock generating is compared with the measured shock response spectrums from small scaled fairing jettisoning tests. The results show that the pyroshock simulator is still proper to generate severe pyroshocks similar to real pyrotechique detonating conditions, but the redesign on the test jigs is necessary to improve its test performance.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
• /
• pp.491-494
• /
• 2005

본 보고서는 하이브리드 로켓 추진시스템의 실제 비행 가능성에 대한 기초 연구 내용이다. Lab scale 엔진의 실험을 바탕으로 개발된 추력 $50\sim100kgf$ 급 하이브리드 로켓 추진 시스템은 추력 시험과 소형로켓의 실제 비행을 통해 그 성능을 확인할 수 있었다. 본 연구를 통해, 하이브리드 로켓 추진 시스템이 실제 발사체 시스템으로서 유용하게 적용될 수 있음을 확인해 볼 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제44권2호
• /
• pp.139-155
• /
• 2016

본 논문에서는 최근의 우주발사체 기술 발전에 대한 소개가 이루질 것이다. 민간 분야에서의 우주개발 사업들의 사업 모델 및 핵심 기술에 대하여 간단한 정리하고, 핵심 기술의 발전 사항들에 대하여 좀 더 구체적으로 살펴볼 것이다. 특히 Rocketlab 사가 개발 중인 저가 고성능 경량 우주발사체 Electron 에 사용될 예정인 전기펌프 사이클 엔진에 대하여 좀 더 구체적으로 살펴보고, 이들이 로켓 과학자들에게 주는 시사점에 대하여 살펴볼 것이다.

• 항공우주기술
• /
• 제6권1호
• /
• pp.165-172
• /
• 2007

우주 발사체는 수많은 부품으로 이루어져 있기 때문에 개발 성공을 위해서는 사소한 부품 하나라도 그 기능을 제대로 발휘하고 고장이 없어야 한다. 이를 위해서 우주 발사체용 부품 및 시스템 개발에는 수많은 시험을 수행하게 된다. 일반적으로 번인시험(burn-in test)은 생산된 제품이 재질이나 작업자의 미숙에 의해 초기 사용기간 중 발생될 수 있는 고장요인을 찾아내기 위한 시험을 통칭한다. 해외 선진국의 경우 번인시험에 대해 규격으로 기술하고 있으며 이에 따라 시험을 수행한다. 본 논문에서는 KSLV-I과 같이 국내에서 개발될 우주 발사체용 부품에 대한 번인시험 적용방법에 대해 고려해 보고자 한다.

• 항공우주산업기술동향
• /
• 제7권2호
• /
• pp.3-11
• /
• 2009

올해 8월 25일, 한국은 최초의 소형위성탑재 발사체인 KSLV-1(나로호)를 발사했다. 발사체의 1단과 2단이 각각 정상적으로 작동했다는 점에서 발사 자체는 성공적이었으나, 위성은 노즈 페어링 분리 실패로 인해 궤도 진입에 실패했다. 물론, 인류의 우주개발 역사에서 보듯이, 발사국이 된다는 것은 어려운 과업임에 틀림없다. 이를 성공하기 위해서 많은 기술적 난제들이 해결되어야 하며 이를 위해 연구원 및 기술자들이 발사체를 발사할 수 있는 기술적인 능력을 확보하기 위해 노력하고 있는 것이다. 하지만, 발사국이 되기 위 해서는 기술력만 확보해서 되지는 않으며, 국제사회에서 통용되는 법규범에 대한 이해가 같이 되어야 한다. 특히 발사시 만약의 경우 국경을 넘어서는 피해가 발생할 수도 있다는 점에서, 또한 발사체기술이 전략기술 에 해당된다는 점에서 국제법규범에서 자유로울 수 없는 것이다. 본 논문에서는 발사체를 개발, 운용하는 발사국의 국제법적 지위를 검토하고, 발사체 개발에 따라 고려해야 하는 국제법체제를 정리하고자 한다.

• 한국전자파학회논문지
• /
• 제26권2호
• /
• pp.148-157
• /
• 2015

본 논문에서는 발사체와 지상국과의 RF 호환성 시험을 효율적으로 수행하기 위한 소형 안테나 햇을 제안한다. 제안된 구조에서는 통상적으로 쓰는 흡수체가 아닌 도체로 쉴드된 구조를 사용하여 안테나 햇의 소형화와 저손실을 구현하였다. 제작된 S-밴드 안테나 햇의 크기는 $88mm{\times}35mm{\times}44mm$로 역-F 탑재안테나의 크기($74mm{\times}13mm{\times}16mm$)에 비해 많이 크지 않으면서 중심주파수 2.25 GHz에서 25.6 dB의 반사손실, 0.26 dB의 삽입 손실, 49.4 dB의 누설손실을 갖는다. 시뮬레이션 결과와 측정 결과가 상당한 유사성을 보여준다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.507-510
• /
• 2009

PE/$LN_2O$를 적용한 소형 하이브리드 추진 시스템을 설계, 제작 및 발사하여 하이브리드 로켓 발사체 개발에 대한 기반 기술을 확보하였다. 외부 액추에이터를 적용한 밸브 시스템을 하이브리드 엔진에 적용하였고, 밸브 개폐 시스템이 문제없이 작동함을 확인했다. 연료 그레인을 설계하기 위해 내탄도 설계를 수행했고, 로켓의 비행궤도를 예측하기 위한 외탄도 해석을 수행하여 로켓을 설계 제작 하였고, 발사 실험을 통해 하이브리드 로켓 설계의 타당성을 확인 하였다. 제작된 하이브리드 로켓은 무게 9 kg, 외경 110 mm, 전장 1.7 m로 성공적으로 발사하였으나, 추력 비행구간 중에 사출이 되어 최적 비행을 하지 못했다. 또한 설계치에 못 미치는 낮은 추력특성 등의 문제점을 확인하였고, 추후 하이브리드 발사체 개발에 대한 개선사항을 제시하였다.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제15권5호
• /
• pp.535-542
• /
• 2012

Recently, the study on small-sized reconnaissance robot has been progressed through grafting robot technology to military fields for minimizing the casualties. Especially, throwable robots have been focusing for their's efficiency in anti-terror operation. However, it is impossible to launch throwable robot to long range(approximately 100m) by hand. So we need another type of robots, so called launchable robots, which can launch farther and is more accurate by launcher. In this paper, we presented the process of developments of launchable robots('launchbot') which are available for remote launch from collection of user's opinions to field test. Based on the opinions of users, we established the goal of development, designed and manufactured the robots. Through the field test, we found that our launchable robot satisfied the performance requirements.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2007년도 춘계학술대회논문집
• /
• pp.234-237
• /
• 2007

To protect a satellite and electronic equipment from the acoustic load generated by rocket propulsion system, many launch vehicle use acoustic blanket. Acoustic load is main source of random vibration working on the payload. Most high frequency region of the acoustic loads is reduced by payload fairing skins and acoustic blanket, but low frequency region is not. In order to reduce acoustic load of low frequency region, we designed array resonator panel which was made of composite materials. Insertion loss capacity of the payload fairing with acoustic blanket was verified from PLF acoustic test in the acoustic chamber.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
• /
• 한국전산유체공학회 2007년도 춘계 학술대회논문집
• /
• pp.79-82
• /
• 2007

The aerodynamic coefficients of Apollo capsule are calculated using a DSMC solver, SMILE, and the results agree very well with the data predicted by NASA. The aerodynamic characteristics of an orbital block which operates at high altitudes in the free molecule regime are also predicted. For the nominal flow conditions, the predicted aerodynamic force is very small since the dynamic pressure is extremely low. And the additional aerodynamic coefficients for the analysis of the attitude control are presented as the angle of attack and the side slip angle vary from $+45^{\circ}\;to\;-45^{\circ}$ of the nominal angle.