발사체 액체추진기관 구성품 시험요건 기준에 대한 고찰

임하영(Ha-Young Lim),한상엽(SangYeop Han),권오성(Oh-Sung Kwon),김병훈(Byung Hun Kim),고현석(Hyeonseok Koh),조인현(In-Hyun Cho) 한국추진공학회 2011 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.11

위성발사체 액체추진기관 구성품은 발사체의 발사 준비 및 비행을 위해 다양한 작동 mode 및 다양한 환경에서 설계된 성능을 보장하여야 한다. 설계 요건을 충족하는 개발이 이루어졌는지 그리고 개발, 인증, 수락, 조립, 발사 전 시험, 발사 및 비행운용 등의 모든 개발/운용 단계에서 발생 가능한 환경에서 정상작동을 보장하는지를 확인하는 일련의 시험을 통과하여야 실제 목표 궤도에 위성을 투입하기 위한 발사체에 장착이 가능하다. 이러한 시험들에 대한 요건들은 이미 발사체 선진국에서는 수십 년의 경험을 바탕으로 그 기준을 마련하고 있다. 현재 한국형발사체 개발을 추진 중인 한국에서도 지난 10여 년간의 액체추진기관을 이용한 발사체 개발에 대한 연구/개발이 있어왔으며, 그 간의 경험을 바탕으로 국내 실정에 맞는 액체추진기관 구성품에 대한 시험요건 구축이 필요하다. 본 논문에서는 국내에서 설정 가능한 액체추진기관 구성품 시험요건에 대한 기준을 고찰하였다. Units assembled in the liquid-propellant propulsion system of launch vehicles should guarantee their on- and off-design performances under the various environments as well as at the various operation modes for the launch preparation and flight of launch vehicles. Units of liquid-propellant propulsion system can be installed in launch vehicle to insert satellite(s) into target orbit(s) only under the condition that all units must pass a series of tests to confirm whether those units perform normally as designed under the environment, which may be occurred in such stages of all development and operations as development, qualification, acceptance, assembly, pre-launch preparation, launch, and flight, and whether those units have been developed according to design requirements. Requirements for such tests have been already prepared in the advanced countries in launch vehicle systems based on experiences for decades. In Korea, where is now pursuing the development of KSLV-II, the research and development of launch vehicles using liquid-propellant propulsion system have been undergone during over 10 years. Hence test requirements for the development of units consisting of liquid-propellant propulsion system should be defined and Koreanized according to the domestic environment and circumstances and based on the experiences accumulated. In this paper requirements for the tests of units in liquid-propellant propulsion system, which can be feasible domestically, have been reviewed and defined.

인공위성 총조립 및 시험 기술현황

문귀원,서희준,이상훈,임종민,은희광,김태윤,조혁진,장재웅,황권태,유명종 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

한국항공우주연구원 위성시험동은 인공위성과 발사체와 같은 고신뢰성이 요구되는 시스템의 총조립/정렬 및 구조/동특성, 열/진공특성, 전자파특성 등에 대한 분석과 시험을 수행하기 위하여 1996년 국내 최초로 건립된 첨단시험시설이며, 2004년부터 국제공인시험기관(KT-236)으로 운영되고 있다. 위성시험동은 궤도환경시험실, 발사환경시험실, 전자파환경시험실, 음향챔버, 광학탑재체 시험실, 정밀정렬 및 조립실 등의 대형시험실과 오염측정실 등의 소형 시험실로 구성되어 있으며, 위성시험동의 조립 및 시험실 내부는 청정도 10,000 이하로 유지하고 있다. 이를 기반으로 다목적실용위성 시리즈, 통신해양기상위성, 과학위성 시리즈, 과학로켓 및 발사체 시리즈 등과 같은 우주 개발 프로그램을 성공적으로 수행하였으며, 축적된 경험을 바탕으로 한국 우주개발 프로그램의 중추적 역할을 수행하고 있다. Satellite Integration and Test Center of Korea Aerospace Research Institute(KARI) is the first established and the most updated comprehensive test facilities for satellite development in Korea. It was established in 1996 to integrate satellites which are developed in Korea. The center has total 25,970 square meter floor area and it is equipped with all kinds of satellite component development tools, such as alignment system for precise integration, shaker system, mass property measurement system, high intensity acoustic chamber, thermal vacuum chambers, EMI/EMC chamber and so on. All these equipments are located under one-roof, maintaining 10,000 class cleanliness condition all times. With this environment, integration, measurement, functional test, and space environment simulation test can be conducted efficiently. Thanks to not only the facilities but also the profound experiences of performing Korea space programs such as KOMPSAT series, COMS, STSAT series, sounding rocket(KSR) and launch vehicle(KSLV), SITC has become the most important core identity for Korea space development. Besides, the center has been designated as the Korea Laboratory Accreditation Scheme(KOLAS) Test Laboratory(KT-236) since 2004.

한국형발사체 역추진모터 환경 시험 및 성능 검증

오지성(Jisung Oh),최지용(Jiyong Choi),박의용(Euiyong Park),조인현(Inhyun Cho) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5

한국형발사체 역추진모터의 성능 검증을 위해 환경 시험을 수행하였다. 장기 저장용 모터 2기를 선정하여 진동, 충격, 온도 충격 시험을 통해 역추진모터에 극한의 환경 조건을 가했다. 환경 시험 후, 비파괴 검사와 지상 연소 시험을 통해 역추진모터의 성능을 검증하였으며, 평균 추력, 작동 시간, 점화 지연 시점에 대한 체계 요구 조건을 달성하였다. Environmental tests were carried out to verify the performance of the Korea Space Launch Vehicle Retro Motor. Two long-term storage motors were selected. Extreme environmental conditions were applied to Retro Motor through vibration, shock and temperature shock tests. After environmental testing, the performance of the Retro Motor was verified by non-destructive testing, and ground combustion testing. System requirements for average thrust, operating time, and ignition latency were achieved.

한국형발사체 가속모터 환경 시험 및 성능 검증

오지성(Jisung Oh),최지용(Jiyong Choi),박의용(Euiyong Park),조인현(Inhyun Cho) 한국추진공학회 2021 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2021 No.5

한국형발사체 가속모터의 성능 검증을 위해 환경 시험을 수행하였다. 장기 저장용 모터 2기를 선정하여 진동, 충격, 온도 충격 시험을 통해 가속모터에 극한의 환경 조건을 가했다. 환경 시험 후, 비파괴 검사와 지상 연소 시험을 통해 가속모터의 성능을 검증하였으며, 최소 추력, 작동 시간, 점화 지연 시점에 대한 체계 요구 조건을 달성하였다. Environmental tests were carried out to verify the performance of the Korea Space Launch Vehicle Ullage Motor. Two long-term storage motors were selected. Extreme environmental conditions were applied to Ullage Motor through vibration, shock and temperature shock tests. After environmental testing, the performance of the Ullage Motor was verified by non-destructive testing, and ground combustion testing. System requirements for minimum thrust, operating time, and ignition latency were achieved.

위성시스템 진동시험을 위한 힘-모멘트 계측 시스템 개발

임종민,우성현,은희광,전종협 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.11

발사 환경에서 위성의 구조적 건전성을 검증하기 위해 진동시험 시설을 이용하여 진동시험을 수행하게 된다. 진동시험 과정에서 과도한 시험으로 인한 위성의 위험성 문제를 최소화하고 비행 환경을 보다 실제와 유사하게 지상에서 모사하기 위하여 위성 인터페이스에서의 반력 및 모멘트를 측정하여 제한하는 방법이 사용된다. 이를 힘 제한 진동시험이라고 한다. 일반적으로 힘 제한 진동시험을 위해 사용되는 힘-모멘트 계측 시스템은 인터페이스 링, 힘 센서 및 신호 합산을 위한 장치로 구성된다. 여러 지점에서 측정된 국부적인 반력을 이용하여 최종적인 힘과 모멘트를 계측하는 구성은 매우 복잡하고 또한 각각의 힘 센서 상태와 국부적으로 작용하는 힘의 분포를 알 수 없다. 한국항공우주연구원에서는 간단한 시험 장비의 구성과 진동시험 과정에서 힘의 분포에 대한 정보를 얻기 위해 힘-모멘트 계측 시스템을 개발하였다. 최대 72채널의 힘 신호에 대한 실시간 처리 및 모니터링을 구현하기 위해 힘 신호 계산 장치와 모니터링 소프트웨어를 개발하였다. 본 논문에서는 개발된 힘-모멘트 계측 시스템의 설계 및 개발 과정을 소개하고자 한다. 또한 개발된 시스템을 적용한 성능검증 과정 및 다누리호에 적용된 실제 사례를 소개하고자 한다. In order to verify the structural integrity of satellite during launch environment, vibration test is performed using vibration facility. In addition, to reduce the over-testing problem and to simulate the flight environment more actually, the method of measuring and limiting the reaction forces and moments at satellite interface has been used, which is called as force limited vibration testing. Generally the force measurement system in the vibration testing is composed of interface ring, force sensors and signal summation electronic. So the measurement configuration for resultant forces and moments is very complicate. In addition, the status and local distribution of each force sensor can’t be known. For the simple configuration and more insight on force distribution during vibration, KARI developed force measurement system. To realize the real time processing and monitoring for 72ch force signals, force signal calculation unit and monitoring software are developed. In this paper, the design and development of new force measurement system are introduced. Also the verification process and the test results of force limited vibration are presented.

우주비행체 진동시험을 위한 대형 수직 가진 시스템 구축 및 검증

임종민,우성현,은희광,전종협 한국소음진동공학회 2024 한국소음진동공학회 논문집 Vol.34 No.3

During the launch process, the launch vehicle and satellite are affected by transient dynamic loads, such as engine ignition or wind gusts and quasi-static load. To demonstrate that the spacecraft structure can withstand the loads of the launch environment, vibration tests were performed using the vibration facility. In the vertical vibration test, the spacecraft has a higher center of gravity at the mounting surface as it is large and heavy. This configuration generates high overturning moment resulting in unwanted cross-axis motion. To perform a successful test by preventing over-test or under-test, it is essential to control the excessive cross-axis movement. As per the noble test requirements from the launch vehicle and geostationary-satellite, KARI upgraded the vertical vibration system. Unlike off-the-shelf vibration systems, the large vertical vibration system is designed with 4 shakers, large head expander, peripheral hydraulic guidance system, and specially-designed seismic mass. Here, the development of components, assembly, and verification processes of a noble vertical vibration shaker system are described. First, a seismic mass of 300t is constructed, which supports the static and dynamic loads during vibration test and supplies the load path for guidance system. A magnesium head expander of 3.25m×3.25m is fabricated in Korea. The dynamic characteristics of the head expander are verified with modal testing and F.E. analysis. After finishing the installation, the verification test with a dummy structure is performed to confirm that the design requirements are satisfied. Additionally, ODS analysis is performed to know the modal characteristics of the shaker system. Finally, to demonstrate the effectiveness of the developed system compared to the single shaker system, the vibration test results are compared and analyzed.

초소형위성 HAUSAT-1의 기계시스템 설계 및 개발

황기룡(Ki-Lyong Hwang),민명일(Myung-Il Min),문병영(Byoung-Young Moon),장영근(Young-Keun Chang) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.9

위성은 조립 및 시험 완료 후 운반 및 발사 순간부터 임무 궤도로 진입할 때까지 발사체에 의한 정하중, 동하중 및 충격하중을 겪게 되며, 임무궤도에서 열진공, 복사 및 미세 중력 환경하에 놓이게 되어 위성의 설계, 제작l 조립 및 시험 시 이들 발사환경과 우주환경을 고려하여 개발을 수행하여야 한다. 본 논문에서는 HAUSAT-l 피코위성의 구조 및 열해석과 설계 결과를 논의하고, 발사 과정과 우주에서 겪게 되는 환경을 모사한 발사환경 및 우주환경시험의 결과를 논의한다. HAUSAT-l 위성의 기계시스템은 인증 수준의 진동시험과 열진공시험 후에도 안정하다는 것을 확인하였다. The satellite is exposed to the severe vibration environments such as random vibration, acceleration, shock, and acoustics during launch ascent and transportation. It is also faced with various space environments such as thermal vacuum, radiation and microgravity during the mission life. The satellite should be designed, manufactured, assembled and tested to be able to endure in these harsh environments. This paper addresses the results of the structural and thermal design and analyses for the HAUSAT-1 picosatellite which is scheduled to launch in the first quarter of 2005 by Russian launch vehicle Dnepr. The qualification vibration and thermal vacuum tests have been conducted and passed at the satellite level to ensure that the HAUSAT-1 mechanical system was designed to be stable with enough margin.

고온 환경에서 KSLV-I 발사체용 GPS 안테나의 성능 분석

문지현(Ji-Hyeon Moon),권병문(Byung-Moon Kwon),최형돈(Hyung-Don Choi),정호락(Ho-Rac Jung) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.1

GPS 안테나는 위성발사체의 전 비행 구간에서 GPS 위성 신호를 정상적으로 수신하기 위하여 발사체의 외피에 설치되어야 한다. 위성발사체의 표면 온도는 발사체가 대기권을 통과하면서 발생하는 열공력의 영향으로 급격하게 상승하며 발사체 외피에 설치되는 GPS 안테나는 극심한 고온 환경에 직접적으로 노출된다. 따라서 위성발사체의 외피에 설치되는 GPS 안테나에 대한 고온 환경 시험 규격은 발사체 내부 시스템의 고온 환경 시험 규격보다 더 가혹하게 설정되어야 한다. 본 논문에서는 KSLV-I 발사체에 탑재될 GPS 안테나의 고온 환경에서 성능 분석 절차 및 결과를 기술하며, GPS 안테나가 고온 환경에서 물리적인 변형이나 내부 LNA(Low Noise Amplifier)의 성능 저하 없이 정상적으로 동작하였음을 보여주고 있다. For a GPS antenna to normally receive GPS satellite signals during full flight mission of a satellite launch vehicle, it should be installed on skin of the vehicle. The surface of a launch vehicle is drastically heated up due to aerodynamic heating effect during flight, so that the GPS antenna mounted on surface of the launch vehicle is directly exposed to extremely hot temperature environment. Hot temperature test specification of the GPS antenna, therefore, is severer than inner components. This paper describes that procedures and results of performance analysis of the GPS antenna for KSLV-I under hot temperature environment. The GPS antenna was not deformed physically and inner LNA(Low Noise Amplifier) operated normally without performance degradation.

발사 및 열 환경시험을 통한 렌즈 조립체 구조/열 안정성 검증

조문신(Munshin Jo) 항공우주시스템공학회 2019 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2019 No.5

나노급 초소형위성 발사환경시험 사례 및 교훈

김민기,김해동,최원섭,김진형,김기덕,김지석,조동현 한국항공우주학회 2022 韓國航空宇宙學會誌 Vol.50 No.6

This paper introduces the case studies of launch environmental test for cube nanosatellites and lessons learned of the design and integration from those. Generally, nanosatellites are launched and deployed in space while being contained in nanosatellite deployers, mechanical loads of launch are transferred through the deployer. This characteristic make nanosatellites under larger loads and higher possibilities of mechanical failure. This study represents guidelines of the design and the integration of the nanosatellites by showing the cases of launch environmental test of nanosatellite system. Moreover, it is suggested that the modern nanosatellite deployer with the capability of fixing the internal nanosatellite be preferable to conventional deployer by comparing the test results with those deployers.