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오충석,선병찬,박용규,최경준,노웅래 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11
로켓이나 인공위성의 자세제어시 안정성에 영향을 줄 수 있는 슬로시 현상을 수치유동해석(CFD)을 이용해 분석함으로서 제어기 설계시 슬로시 영향을 고려한 설계를 할 수 있다. 수치 유동해석(CFD) 코드의 검증 및 적정한 메쉬 크기 선정을 위해 실린더 용기의 슬로시 파라미터를 분석하였으며 이론값과 시험값과의 비교 분석을 수행하였다. The attitude control of the launch vehicle or spacecraft can be affected by the sloshing of the liquid propellant tank. The controller can be designed considering the slosh effects to analysis the slosh phenomenon using the computational fluid dynamics(CFD). The slosh parameters of the cylindrical tank was analyzed to evaluate the CFD code and to select the suitable mesh size. The results of slosh parameters were compared to the theoretical and experimental value.
오충석,선병찬,박용규,노웅래 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11
발사체에서 최종 임무는 위성을 충돌 없이 안전하게 분리해 궤도에 진입 시키는 것이다. 위성 분리시 위성과 발사체의 상대 속도가 작을 경우 발사체와 위성이 충돌할 가능성이 있으므로 안전한 분리 속도를 가져야 된다. 본 논문에서는 한국형 발사체의 안전한 위성 분리에 필요한 상대 속도, 분리각, 분리시 각속도 허용조건과 위성 분리 스프링 규격 등을 도출하기 위해 자료 조사 및 분석 결과를 제시하였다. The final mission for the launch vehicle is the safe separation of satellite without collision and the injection of satellite in the target trajectory. The launch vehicle and the satellite have the enough relative velocity for the collision free condition. The purpose of this paper is to describe the satellite separation velocity, the separation angle, the angular rate and the separation spring specification for the safe separation of satellite. Also, this paper presents the survey and the analyses results for the separation of satellite.
오충석,선병찬,박용규,노웅래 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11
발사체에서 가장 처음 시작되는 중요한 이벤트가 이륙이며 충돌 없이 안전하게 이루어져야 된다. 발사체의 이륙 운동은 발사체 비행의 시작으로 발사대 설비와 발사체의 분리를 나타낸다. 발사체 이륙은 비행과정에서 위험한 이벤트로서 이륙과정에서 문제 발생시 대형 사고가 발생할 수 있다. 본 논문에서는 KSLV-I 이륙 운동 모델링 및 분석을 수행하였다. 분석 결과 KSLV-I은 발사대와 충돌 없이 안전하게 이륙함을 확인하였다. One important phase of flight for the launch vehicle is the lift-off event and the lift-off is conducted without collision for the safe flight. The lift-off motion is the first event of the launch vehicle flight and is the separation of the launch complex and the launch vehicle. The lift-off is the hazardous event. Therefore, a serious accident happens if a problem occurs in the lift-off event. The purpose of this paper is to describe the lift-off dynamic modeling and analyses of KSLV-I. From the analyses results, the safety launch of the launch vehicle relatively to all the launch structures is ensured.
오충석,선병찬,박용규,노웅래 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11
한국형 발사체의 달 탐사용 상단 회전안정화 규격을 설계하기 위해 유사 발사체의 회전안정화 방식을 조사하였으며 분석을 수행하였다. 사례조사한 발사체 및 위성은 Delta-Ⅱ, Space Shuttle PAM(Payload Assist Module), Lunar Prospector/TLI 및 M-V로 상단 발사체 고체 모터 규격 및 회전안정화 시스템 규격을 정리하였다. The study on the upper stage spin-stabilization of the similar launch vehicle has been conducted to define the requirement of KSLV-Ⅱ upper stage spin-stabilization system. The specification of the spin-stabilization system of Delta-Ⅱ, Space Shuttle PAM(Payload Assist Module), Lunar Prospector/TLI and M-V was investigated and summarized.