• 한국항공우주학회지
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• 제33권6호
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• pp.100-107
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• 2005

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.148-152
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• 2004

• 한국기술혁신학회:학술대회논문집
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• 한국기술혁신학회 2004년도 정기총회 및 추계학술대회 논문집
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• pp.625-632
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• 2004

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2006년도 한국우주과학회보 제15권2호
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• pp.150-150
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• 2006

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제15권
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• pp.89-122
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• 2002

• 한국항공우주학회지
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• 제49권5호
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• pp.447-447
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• 2021

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.512-521
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• 2017

This paper reports development process of a university-based sounding rocket using simplified hybrid rocket propulsion system for low-altitude flight application. A hybrid propulsion system was tried to be designed with as few components as possible for more economical, simpler and safer propulsion system, which is essential for the small scale sounding rocket operation as a CanSat carrier. Using blow-down feeding system and catalytic ignition as combustion starter, 250 N class hybrid rocket system was composed of three components: a composite tank, valves, and a thruster. With a composite tank filled with both hydrogen peroxide($H_2O_2$) as an oxidizer and nitrogen gas($N_2$) as a pressurant, the feeding pressure was operated in blowdown mode during thruster operation. The $MnO_2/Al_2O_3$ catalyst was fabricated for propellant decomposition, and ground test of propulsion system showed the almost theoretical temperature of decomposed $H_2O_2$ at the catalyst reactor, indicating sufficient catalyst efficiency for propellant decomposition. Auto-ignition of the high density polyethylene(HDPE) fuel grain successfully occurred by the decomposed $H_2O_2$ product without additional installation of any ignition devices. Performance test result was well matched with numerical internal ballistics conducted prior to the experimental propulsion system ground test. A sounding rocket using the developed hybrid rocket was designed, fabricated, flight simulated and launch tested. Six degree-of-freedom trajectory estimation code was developed and the comparison result between expected and experimental trajectory validated the accuracy of the developed trajectory estimation code. The fabricated sounding rocket was successfully launched showing the effectiveness of the simplified hybrid rocket propulsion system.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권10호
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• pp.871-876
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• 2016

생산 초기의 초음속 항공기는 블리드 에어 덕트에 존재하는 생산용 자재의 부가 물질이 가열될 경우 조종실에 타는 냄새와 유사한 비정상적인 냄새가 조종실로 유입된다. 조종사가 이와 같은 냄새를 엔진의 화재와 같은 비상 상황으로 오인하는 것을 방지하기 위해 비정상적인 냄새의 원인 물질은 시험 비행 전에 burn-in test를 통해 제거되어야 한다. 그러나, 현재의 절차의 최고 온도보다 고고도 비행의 최고 온도가 더 높기 때문에 냄새를 완벽히 제거 할 수 없다. 본 논문은 고고도 비행의 열적 상황을 분석하여 개선된 burn-in test 절차를 제시한다. 비연속적인 유량 조절, 단위 시간당 높은 온도 변화율, 응축기와 터빈의 한계 온도 차이 때문에 현재의 절차로는 고고도 조건을 모사하지 못하는 것이 확인되었다. 이러한 한계를 극복하기 위해 램에어 입구 제어를 통해 연속적 유량 조절이 가능한 burn-in test 절차를 제시하였다. 제시된 방법을 통해 블리드 에어 온도가 지상에서 고고도 비행 조건 이상임을 확인하였으며, 비행 시험을 통해 비정상적인 냄새를 제거할 수 있음을 검증했다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권1호
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• pp.36-45
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• 2017

본 논문에서는 고기동 항체 적용을 위한 관성측정기의 비행환경 특성을 분석할 수 있는 방법을 제안한다. 먼저 관성측정기의 센서 출력을 직접 비교하는 방법을 제안하고, 시험결과를 통하여 장 단점을 분석하였다. 관성측정기의 센서 출력을 비교하는 방법의 단점 보완과 항법 해를 비교할 수 있는 방법을 제안한다. 이를 위해 유도전자장치를 이용하여 실시간 다중 항법 연산이 가능하도록 구현하였다. 제안한 방법은 유도전자장치를 이용하기 때문에 시스템의 안정성과 타 구성품의 영향도 등을 고려해야 한다. 따라서 실시간 다중 항법 연산이 가능하도록 구현된 내용을 기술하고, 제안한 방법의 검증을 위해 지상시험과 비행시험을 수행하였다. 시험 결과를 통해 제안한 방법은 관성측정기 개발의 신뢰성을 향상하는데 기여함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권12호
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• pp.1039-1047
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• 2017

본 논문은 무선네트워크를 사용하는 비행제어시스템을 탑재한 고정익 무인항공기의 시험개발에 대해 소개한다. 무선네트워크를 기반으로 하는 항공기는 기존의 방식과 달리 센서와 구동기를 무선으로 연결하여 전선의 무게를 줄여 항공기를 경량화 할 수 있고, 이에 따라 기체 정비비용과 시간을 절약할 수 있다. 본 연구에서 사용된 무인항공기는 AHRS와 GPS, 엘리베이터와 에일러론을 구동하는 서보모터가 ZigBee 통신을 이용하여 FCC에 연결되었다. 또한 무선신호에 의한 지연이 비행안전성에 미치는 영향을 알아보고자 실내 및 비행시험을 수행하였으며, 유선비행제어시스템과의 결과 비교를 통해 이러한 영향은 매우 미미했음을 확인하였다.