• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 춘계학술대회
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• pp.468-472
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• 2003

MRE-1 dual thruster module(DTM) which will be installed to the present under development KOMPSAT(Korea Multi-Purpose Satellite) can provide reliable and cost-effective means of propulsive control for attitude and maneuvering control system. Thruster heat shield, one of the main components of DTM, is designed to intercept the radiative heat exchange between thruster and satellite during firing. The inside diameter of the current configuration will be decreased a little compared with that of the previous one due to manufacturing method change. Therefore, the possibility of interference between thruster and heat shield due to configuration change is investigated through structural analysis and their results are described in this paper.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.27-30
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• 2005

다목적실용위성 2호기의 추진계는 (주)한화에서 많은 부분 국산화에 성공하였다. 그중에서 추력기 열차폐막도 현재 설계, 해석, 가공까지 항우연과 함께 국산화에 성공하였다. 열차폐막의 국산화를 위해 기존의 용접 및 전기주조법을 적용하였는데 이때 전기주조법을 통해 일체형으로 제작할 경우 열차폐막의 내경이 용접으로 제작된 형상보다 작게 된다. 그래서 위성의 발사환경에서 열차폐막 끝단과 추력기 노즐 사이의 간섭에 대한 가능성을 검증하기 위해 항우연에서 구조해석을 수행하였으며 이를 바탕으로 제작을 수행하였다. 본 논문에서는 다목적실용위성 2호에 장착될 추력기 열차폐막의 설계, 해석, 가공의 전 과정을 설명하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.92-98
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• 2006

2006년에 발사된 다목적실용위성은 자세제어 등에 필요한 추력과 모멘트를 발생하기 위해 NASA의 1lbf급 단일추진제 표준 추력기인 MRE-1을 사용하고 있다. 단일추진제 추력기는 추진제와 촉매와의 열분해 반응에 의해 추력을 발생시키는데 이때 발생되는 분해열은 상대적으로 온도가 낮은 주변 구조물 및 전자부품으로 과도한 복사열전달을 발생시키는 열원이 된다. 따라서 추력기와 타 부품 사이에 과도한 복사 열전달을 방지하기 위해서는 복사 열차폐막이 필요하다. 본 논문에서는 열차폐막의 설계/해석 및 제작 등 전반적인 개발 과정에 대해 설명하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.126-133
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• 2004

현재 개발중인 다목적실용위성은 자세제어 등에 필요한 추력과 모멘트를 발생하기 위해 NASA의 1lbf급 표준 추력기인 MRE-1을 사용할 예정으로 신뢰도 향상을 위해 이중추력기 모듈의 형태로 장착된다. 열차폐막의 국산화를 위해 기존의 용접 대신 전기주형법을 적용 할 예정이다. 하지만 열차폐막 내경이 기존의 용접으로 제작된 형상보다 불가피하게 감소됨으로 인해 열차폐막 끝단과 추력기 노즐 사이에 간섭이 발생할 우려가 제기되었다. 따라서 본 논문에서는 두 가지 다른 공정으로 제작될 열차폐막에 대해 구조해석을 수행하여 위성의 발사환경에서 추력기와 열차폐막의 간섭 여부 및 구조적 거동을 해석 및 비교하였고, 그 결과를 토대로 새로운 형상의 열차폐막에 대한 타당성을 검증하였다.

• 대한기계학회논문집B
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• 제27권10호
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• pp.1377-1384
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• 2003

An analysis has been performed for active thermal control of the KOMPSAT monopropellant rocket engine assembly, i.e., dual thruster module(DTM). The main efforts of this work have been directed at determining proper heater sizes for propellant valves and catalyst beds necessary to maintain their temperatures within specified temperature ranges under KOMPSAT environment and operational conditions. The TAS incorporated with TRASYS thermal radiation analyzer was used to establish a complete heat transfer model which allows to predict the DTM temperature as a function of time. The thermal analysis has been performed in transient mode to verify the appropriate power for catalyst bed heaters necessary to increase catalyst bed temperature to the required value within a specified period of time. Similar analysis has been executed to validate the heater power for the thermostatically controlled primary and redundant heater circuits used to prevent hydrazine freezing, i.e., single fault. Moreover the effect of the radiative property of thermal control coating of heat shield was examined. Thruster firing condition was also simulated for the heat soakback condition. As a consequence, all thermal analysis results for DTM satisfactorily met the thermal requirements for the KOMPSAT DTM under the worst case average voltage, i.e. 25 volt.