• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제6권2호
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• pp.46-55
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• 2005

A rocket-powered vehicle is designed conceptually which uses an engine running on methane and oxygen and delivering 10 tons of thrust. The aerodynamic coefficients of the vehicle are taken to be those of the Japan's HOPE-X, and the weight of this vehicle is estimated using a method developed by NASA. The resulting vehicle will be about 9 meters long, 5.8 meters in wing span, weigh about 2 tons empty, carry a maximum of 5.6 tons of propellant, and endure a g-load of 4.5. The craft will be able to carry five passengers, in addition to a pilot, and fly for space tourism between a northern and a southern airport with a maximum g-load varying from 3g to 4g depending on the route flown.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2011년도 추계학술대회 논문집
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• pp.64-71
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• 2011

In this study, steady and unsteady aerodynamic analyses of a huge rocket configuration have been conducted in a transonic flow region. The launch vehicle structural response are coupled with the transonic flow state transitions at the nose of the payload fairing. The developed fluid-structure coupled analysis system is applied for aeroelastic computations combining computational structural dynamics(CSD), finite element method(FEM) and computational fluid dynamics(CFD) in the time domain. It can give very accurate and useful engineering data on the structural dynamic design of advanced flight vehicles. For the nonlinear unsteady aerodynamics in high transonic flow region, Navier-Stokes equations using the structured grid system have been applied to the rocket configurations. Also, it is typically shown that the current computation approach can yield realistic and practical results for rocket design and test engineers.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제3권1호
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• pp.1-8
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• 2002

A numerical analysis was performed on the fluid flow in injector orifice of a liquid rocket engine. The present computational code was verified against the published data for turbulent flow in a pipe with a sudden expansion-contraction. Considered were the parameters for the flow analysis in an injector orifice: Reynolds number, ratio of mass flow rate of the injector orifice and inlet flow rate, and slant angle of the injector orifice. The discharge coefficient increased slightly as the Reynolds number increased. The slant angle of the injector changed critically the discharge coefficient. The discharge coefficient increased by 7% when the slant angle changed from $-30^{\circ}$ to $30^{\circ}$ The ratio of mass flow rate had relatively little impact on the discharge coefficient.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권4호
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• pp.17-26
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• 2005

새로운 개념의 위성발사 방식으로 연구되고 있는 초음속 공중발사로켓의 모선분리 현상을 파악하기 위하여 모선-로켓의 단순화된 형상에 대하여 발사속도, 장착각, 수평-수직방향의 장착위치 변화에 따른 발사체의 피칭모멘트의 변화를 고찰하였다. 정상상태의 유동해석을 위하여 삼차원 Euler 방정식을 수치적으로 해석했고, 이러한 연구를 통하여 모선날개에 장착된 초음속 공중발사로켓의 모선분리에 큰 영향을 주는 장착변수를 확인하였으며 각 변수의 변화에 따른 발사체의 거동의 변화를 반응면 모델을 구성하여 도식으로 나타내었다. 본 연구를 통하여 초음속 공중발사 메커니즘에 대한 공력특성과, 비정상 모선분리를 위한 최적 장착 위치에 대한 유용한 데이터를 제공하게 되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권3호
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• pp.146-154
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• 2002

• 우주기술과 응용
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• 제2권2호
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• pp.146-168
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• 2022

미·중간 패권경쟁과 최근 미·러간 동유럽(우크라이나)에서의 군사적 경쟁에서 증명한 것처럼, 대부분의 안보 전문가들은 21세기 미국의 가장 큰 안보위협은 강대국간 경쟁의 복원이라고 평가하고 있다. 상기 강대국간 패권경쟁의 핵심수단은 군사력이며, 이러한 군사력 운용의 효율과 효과성을 극대화하는 수단은 단연 우주력(space power)이다. 이를 반영하듯 최근 미국과 중·러간 우주패권경쟁이 전(全) 분야로 확대되고 있다. 상기한 전략환경하에서 우리나라도 우주에서의 국익을 보호하고 국민의 생명과 재산을 보호하기 위해 도약적인 국가 우주력 발전이 필요하다. 우리나라는 2021년 6월 한·미 미사일 지침 해제 및 한국의 '아르테미스' 프로젝트 참가 결정을 계기로 도약적 우주력 발전을 위한 계기가 마련되었다. 반면, 한반도의 지정학적 위치의 제한으로 현(現) '나로' 우주센터에서 우주 발사체를 활용하여 우주자산을 궤도에 올려놓는 것은 많은 제한사항이 존재한다. 발사방향 제한, 충분한 안전공간확보 불가 및 지원시설 구축 제한 등 선진국 우주센터와 비교해 많은 제한사항이 존재한다. 본고에서는 현(現) '나로' 우주센터 입지조건을 선진국 우주센터와 비교하고 제한사항을 식별하고, 이를 상쇄할 수 있는 국내 후보지를 제시하는 데 있다.

• 기술사
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• 제45권4호
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• pp.25-29
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• 2012

Korea and North Korea satellite launching each other competitors. North Korea satellite launch in 1998, 2009 and 2012 by Taepodong-1, Unha-2 and 3 but failed attempts to. Korea also satellite launch in 2009, 2010 by Naro space-rocket but failed attempts to. Korea and North Korea's rocket technology to compare.

• 한국전산유체공학회지
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• 제16권1호
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• pp.53-59
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• 2011

In this study, steady and unsteady aerodynamic analyses of a huge rocket configuration have been conducted in a transonic flow region. The launch vehicle structural response are coupled with the transonic flow state transitions at the nose of the payload fairing. Before performing the coupled fluid-structure transonic aeroealstic simulations transonic aerodynamic characteristics are investigated for the pitching motions of the rocket at finite angle-of-attack. An unsteady CFD analysis method with a moving grid technique based on the Reynolds-averaged Navier-Stokes equations with the k-w SST transition turbulence model is applied to accurately predict the transonic loads of the rocket at pitching motion. It is shown that the fluctuating amplitude of the lateral aerodynamic loads imposed on the rocket due to the pitching motion can be significantly increased in the transonic flow region.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.474-482
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• 2007

초음속 공중발사 로켓의 모선분리에 대한 유동해석을 수행하였다. 전기체 형상의 모선(F-4E Phantom)에서 분리되는 로켓주변 유동장의 정상/비정상 유동해석을 위해 압축성 Navier-Stokes 방정식이 사용되었으며, 해석결과는 모선과 로켓간의 충격파-팽창파 간섭효과를 잘 보여주고 있다. 무게중심의 변화에 따른 로켓의 거동을 예측하기 위하여 세 가지 경우에 대한 전산해석을 수행하였으며, 결과적으로 초음속 공중발사 로켓의 안전한 모선분리를 위한 설계 가이드라인을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권8호
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• pp.18-25
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• 2005

본 논문에서는 공중발사로켓의 초음속 모선 분리 현상에 관하여 기술하였다. 정상상태와 비정상상태의 해석을 위하여 3차원 Euler방정식을 수치적으로 계산하였다. 해석결과는 모선과 로켓사이의 충격파 간섭현상을 명확히 보여주고 있으며, 로켓의 분리 단계에 중요한 영향을 미치는 인자들을 해석을 통해 찾아내었다. 결과적으로 본 연구를 통하여 초음속 공중발사로켓의 설계에서의 안전한 모선분리를 위한 가이드라인을 제공하였다.