• 한국산업정보학회논문지
• /
• 제22권5호
• /
• pp.39-49
• /
• 2017

인공위성 발사를 위한 우주발사체는 효율적인 비행을 위하여 다단으로 구성이 되며 단분리, 연료점화 및 연소종료 등의 비행이벤트를 거쳐서 임무를 완수하게 된다. 이 과정에서 발사체는 추력이 발생하는 동력비행구간과 추력이 없는 탄도비행구간의 과정을 반복하여 겪게 된다. 이러한 우주 발사체의 비행특성을 하나의 동력학 모델로 표현하기는 어렵기 때문에 다중모델을 사용하는 추적 알고리즘에 대한 연구가 많이 진행되어 왔다. 다중모델 추적 알고리즘을 사용하는 경우에는 추적 성능의 개선을 기대할 수 있지만, 사용할 각 동력학 모델들을 적절히 선정해야 하는 어려움이 있으며 또한 다중모델 사용으로 인해 계산양이 증가하는 단점이 있다. 본 논문에서는 등가속도 모델과 적응형 Singer 모델을 사용하는 두 개의 칼만필터만으로 다양한 비행특성을 가지는 우주발사체를 효과적으로 추적하는 방법을 제안한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.26-29
• /
• 2017

한국형발사체를 독자개발하기 위한 연구개발이 한국항공우주연구원을 중심으로 2010년 이후 수행 중에 있다. 발사대 장비 중 발사체고정장치는 발사체를 발사패드 위에 수직으로 기립시킨 후 발사체 하부를 고정하여 풍하중 등 외부 하중으로부터 발사체를 견고하게 고정하는 장치로, 발사체 1단 엔진 점화 후 발생된 추력이 발사체의 이륙중량을 초과되어 이륙이 시작하는 발사초기에 다른 지상장비들과 마찬가지로 발사체 이륙에 간섭이 되지 않도록 고정장치를 빠르게 해제 하여야 한다. 파이로밸브는 발사체고정장치를 구성하는 핵심 구성품의 하나로 발사체 단분리 장치 및 위성 분리장치 등에도 적용하는 유사기능부품으로 높은 신뢰도과 빠른 응답특성을 가져야 한다. 본 논문내용을 통해 발사체고정장치용 파이로밸브 개발과정과 한국형발사체에 대한 전반적인 이해의 폭을 넓히고자 한다.

• 시스템엔지니어링학술지
• /
• 제12권2호
• /
• pp.19-27
• /
• 2016

Many countries concentrated on the space developments to enhance the national security and the people's quality of life. A space launch vehicle for accessing the space is a typical large complex system that is composed of the high-technology like high-performance, high-reliability, superhigh-pressure, etc. The project developing large complex system like space launcher is mostly conducted in the uncertain environment. To achieve a goal of the project, its success probability should be enhanced consistently by reducing its uncertainty during the life cycle: it's possible to reduce the project's uncertainty by performing the risk management (RM) that is a method for identifying and tracing potential risk factors in order to eliminate the risks of the project. In this paper, we introduce the risk management (RM) process applied for a Space Launch Vehicle R&D Project.

• 한국추진공학회지
• /
• 제14권6호
• /
• pp.103-120
• /
• 2010

우주비행체 궤도기동 및 자세제어용 추력기의 개발역사를 조명하고 성능특성을 분석하며, 발사체의 단별 3축 제어에 관계하는 TVC, Gimbal, 추력기 등의 실재 활용현황을 평가한다. 우주발사체 최종 단은 탑재체의 정확한 궤도투입을 위하여 정밀한 3축 자세제어 시스템을 포함하여야 한다. 하이드라진 추력기는 양호한 성능특성과 높은 신뢰도를 배경으로 현재 운용중인 발사체 자세제어 시스템의 대부분을 점유하고 있다. 중형급 하이드라진 추력기에 대한 국내의 설계개발과 기술축적 현황에 관해서도 간략히 소개한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
• /
• pp.36-40
• /
• 2017

우주발사체 발사운용은 발사체와 발사대시스템인 발사관제설비, 추진제공급설비 및 지상기계설비간의 유기적 작동을 통해 진행된다. 이때 발사대시스템 계기 구동을 위한 주요전원은 발사관제설비 구성요소인 지상장비전원공급계를 통해 공급된다. 따라서 지상장비전원공급계는 발사운용에 필요한 소요 전력을 안정적으로 공급할 수 있어야 한다. 본 논문에서는 한국형발사체 발사대시스템 구동을 위한 지상장비전원공급계 개발 현황을 소개한다.

• 한국추진공학회지
• /
• 제17권1호
• /
• pp.1-8
• /
• 2013

단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권12호
• /
• pp.1121-1128
• /
• 2007

다분야 통합 최적설계(MDO)는 여러 설계분야가 복잡하게 얽혀서 설계가 진행되어야 하는 항공기나 우주발사체등의 설계에 매우 유용하게 적용되고 MDO 시스템은 다양한 설계 분야의 통합적이고 동시적인 해석 및 설계 최적화를 위한 통합 환경 또는 시스템이다. MDO 시스템은 이기종의 환경에서 분산되어있는 다양한 해석 코드 및 최적화 코드, CAD, DBMS, GUI등의 자원들을 통합하고 효율적으로 사용할 수 있어야하며 협업설계환경을 제공해야한다. 본 논문에서는 웹 서비스 기반의 글로버스 툴킷을 이용해 설계자원들을 통합하고 워크플로우, 에이전트 등의 자동화 기술을 이용해 유기적인 자동실행을 제공하며 웹 유저 인터페이스를 통해 협업설계환경을 제공하는 웹 서비스 기반 MDO 시스템의 구축방안을 제시한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.7-10
• /
• 2009

우주발사체용 액체추진제 로켓엔진을 시동할 때 사용되는 터보펌프 시동기에 적용하고자 고체추진제 개발 및 특성 평가를 수행하였다. 터보펌프 시동기용 추진제의 배출가스는 기계적인 부식 또는 대기오염 등의 이유로 화염온도가 낮아야 하고 고체입자 잔사 및 독성이 적은 것이 바람직하며, 작동시간이 어느 정도 유지가 되어야 하기 때문에 비교적 낮은 연소속도가 필요하다. 본 연구에서는 PCP계열의 바인더를 사용하고 oxygen balance나 점화성에서 유리한 DHG(Dihydroxy glyoxime)을 냉각제를 사용하는 추진제 조성을 개발하여 연소속도와 기계적 물성 등의 특성평가를 실시하였으며, 최종적으로는 지상연소시험을 통하여 터보펌프 시동기의 성공적인 개발 가능성을 입증하였다.