선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 5kg의 나노 위성을 700kmx700km의 원 궤도에 진입시킬 수 있는지를 확인하였다. 또 고체 추진 시스템보다 성능이 뛰어난 하이브리드 추진 시스템의 공중발사체에 대한 적용 가능성을 확인하고, 설계를 진행하였다. 1단과 2단, 그리고 3단에 해당하는 구조계통, 추진계통, 제어계통, 단분리 및 페이로드 분리계통, 그리고 전자계통의 각 구성요소를 조사하여 WBS와 작동 개념도를 정립하였고 이를 바탕으로 각 계통의 세부 형상을 설계하였다.
제안 방법
- 또 고체 추진 시스템보다 성능이 뛰어난 하이브리드 추진 시스템의 공중발사체에 대한 적용 가능성을 확인하고, 설계를 진행하였다. 1단과 2단, 그리고 3단에 해당하는 구조계통, 추진계통, 제어계통, 단분리 및 페이로드 분리계통, 그리고 전자계통의 각 구성요소를 조사하여 WBS와 작동 개념도를 정립하였고 이를 바탕으로 각 계통의 세부 형상을 설계하였다. 또한 CATIA를 이용해 DMU를 구현하여 시스템 설계를 수행하였다.
- 2단 Actuator는 모터케이스와 노즐 사이를 연결하여 프레임에 구속된 노즐이 일정한 방향으로 움직여서 방향을 제어할 수 있도록 설계하였다. Fig.
- 사용하였다. 7.5kg의 페이로드를 실은 전체 길이 6.36m, 직경 0.6m, 총중량 1244.91kg의 미리내 Ⅱ를 F-4E PhantomⅡ 에 장착시 킨 후, 초기 발사속도 M=1.5로 700kmx700km의 원궤도에 올릴 수 있도록 설계하였다[10,11]. 또한 자세 제어 시스템은 1단에서 핀을, 2단에서는 노즐을 움직여 추력방향을 제어하는 김벌 노즐(Gimbaled Nozzle) 방식의 TVC(Thrust Vector Control)를 사용하였고, 마지막으로 3단에서는 스핀 모터 (Spin Motor)를 사용하였다.
- 16은 1-2단의 Interstage와 V-Clamp의 작동 과정을 구현해 보이고 있다. Interstage의 각 요소들은 사방으로 퍼지기 때문에 피팅 시뮬레이션 기능을 이용하였다. 반면 V-Clamp는 스프링 장력에 의해 회전운동을 하므로 운동 시뮬레이션을 이용하였다.
- 수행하였다. 단배분 최적화와 임무 형상 최적화를 통하여 1244.91kg의 미리내Ⅱ가 7.5kg의 나노 위성을 700kmx700km의 원 궤도에 진입시킬 수 있는지를 확인하였다. 또 고체 추진 시스템보다 성능이 뛰어난 하이브리드 추진 시스템의 공중발사체에 대한 적용 가능성을 확인하고, 설계를 진행하였다.
- 총 요구속도가 산출되면 단배분 과정을 통하여 각 단의 구조계수와 속도 분배비를 결정하여 각 단에서 요구되는 속도 증분을 계산하게 된다. 단배분을 통하여 얻어진 각 단의 속도 증분, 추진제 중량, 구조 중량, 페이로드(Payload) 중량 등을 이용하여 추진 해석을 수행한다. 추진 해석을 통하여 각 단에서의 추진제질유량, 추력, 비추력 그리고 추진제 중량, 구조 중량 등을 감안한 각 단의 모터 케이스 길이, 노즐 길이 및 지름 등의 형상이 도출된다.
- 시작하였다. 도출된 결과를 다시 작동과정에 따라 정리하고 종류별로 조합하여 WBS를 작성하였고, 작동 개념도를 정립하였다. 작성된 WBS와 작동 개념도를 바탕으로 각 계통의 형상을 설계하였으며, 개념설계 당시 CATIA로 제작된 이 전의 DMU를 통해 좀 더 상세하게 표현하거나 수정하였다[12, 13].
- 1단과 2단, 그리고 3단에 해당하는 구조계통, 추진계통, 제어계통, 단분리 및 페이로드 분리계통, 그리고 전자계통의 각 구성요소를 조사하여 WBS와 작동 개념도를 정립하였고 이를 바탕으로 각 계통의 세부 형상을 설계하였다. 또한 CATIA를 이용해 DMU를 구현하여 시스템 설계를 수행하였다.
- 5로 700kmx700km의 원궤도에 올릴 수 있도록 설계하였다[10,11]. 또한 자세 제어 시스템은 1단에서 핀을, 2단에서는 노즐을 움직여 추력방향을 제어하는 김벌 노즐(Gimbaled Nozzle) 방식의 TVC(Thrust Vector Control)를 사용하였고, 마지막으로 3단에서는 스핀 모터 (Spin Motor)를 사용하였다. 이러한 결과를 나타내는 형상은 Fig.
- 발사체의 모터 케이스, 컨트롤 핀, 노즐 등과 같은 세부적인 구조 중량을 계산하고 공력 해석을 통하여 발사체에 작용하는 수직력 계수와 축력 계수 등의 공력 계수를 구한다. 마지막으로 단배분, 추진 해석, 형상 해석, 중량해석, 공력 해석을 통하여 도출된 결과를 입력값으로 사용하여 궤적해석을 수행한다.
- 미리내Ⅱ의 형상 구현이 완료된 후 어떤 물리적인 움직임을 통해서 구동되는지를 살펴보기 위해 CATIA의 기능중 하나인 DMU를 이용해서 작동 원리를 구현해 보았다[12]. 본 연구에서는 미미내Ⅱ의 1-2단의 Interstage, V-Clamp가 작동하는 과정, 2-3단의 단분리 과정, 페어링의 이탈, 그리고 페이로드의 분리 과정 등을 확인하여 전체 적으로 미미내Ⅱ가 발사하는 순간부터 최종적으로 극소형 위성을 궤도에 안착시키기까지의 모든 과정을 피팅 시뮬레이션(Fitting Simulation)과 운동 시뮬레이션(Kinematics Simulation)을 이용해 구현하였다.
- 이를 이용하여 전체 길이 및 지름을 계산하고 컨트롤 핀의 형상을 결정한다. 발사체의 모터 케이스, 컨트롤 핀, 노즐 등과 같은 세부적인 구조 중량을 계산하고 공력 해석을 통하여 발사체에 작용하는 수직력 계수와 축력 계수 등의 공력 계수를 구한다. 마지막으로 단배분, 추진 해석, 형상 해석, 중량해석, 공력 해석을 통하여 도출된 결과를 입력값으로 사용하여 궤적해석을 수행한다.
- 이어서, 레벨 1에서 미리내 Ⅱ 시스템 00000을 기준으로 각각의 구성요소들을 나타내었다. 본 연구에서는 WBS를 구조계통, 추진계통, 제어계통, 단분리 및 페이로드계통, 전자계통으로 나누어 정리하였다. WBS의 레벨은 총 6단계까지 구분하였다.
- 본 연구에서는 많은 실험과 반복 계산 및 경험식에 의한 개념설계 결과를 토대로, 현용 군용기인 F-4E Phantom Ⅱ를 모선으로 하여 우리나라의 공역 내에서 발사가 가능한 실용적인 미리내 Ⅱ의 설계를 수행하였다. 단배분 최적화와 임무 형상 최적화를 통하여 1244.
- 원리를 구현해 보았다[12]. 본 연구에서는 미미내Ⅱ의 1-2단의 Interstage, V-Clamp가 작동하는 과정, 2-3단의 단분리 과정, 페어링의 이탈, 그리고 페이로드의 분리 과정 등을 확인하여 전체 적으로 미미내Ⅱ가 발사하는 순간부터 최종적으로 극소형 위성을 궤도에 안착시키기까지의 모든 과정을 피팅 시뮬레이션(Fitting Simulation)과 운동 시뮬레이션(Kinematics Simulation)을 이용해 구현하였다. Fig.
- 본 연구에서는 비교적 단순한 임무를 수행할 수 있는 7.5kg의 나노 위성을 700kmx700km의 원 궤도에 올릴 수 있는 공중발사체의 개념설계 및 각 단별 계통 설계를 수행하였다. 특히 본 연구에 필요한 WBS(Work Breakdown Structure)와 작동 개념도(Schematics)를 정립하고 이를 바탕으로 시스템 세부형상과 DMU(Digital Mock Up)를 구현하였다.
- 앞서 작성된 WBS와 작동 개념도를 토대로 개념 설계 당시 설계된 형상에 서브시스템들을 추가 설계하거나 잘못된 점을 수정하는 방식으로 설계를 진행하였다. 본 연구에서는 핀과 TVC, 각 단의 노즐과 탱크부분, Interstage 내부에 위치한 V-Clamp 단분리 시스템, 페어링 분리 시스템, 그리고 페이로드를 중점적으로 수정 및 설계하였다. Fig.
- 시스템 설계에 들어가기에 앞서, 먼저 미리내Ⅱ에 필요한 서브시스템들을 조사 및 정리한 후, 설계에 필요한 WBS를 작성하였다. 이어서, 레벨 1에서 미리내 Ⅱ 시스템 00000을 기준으로 각각의 구성요소들을 나타내었다.
- 앞서 작성된 WBS와 작동 개념도를 토대로 개념 설계 당시 설계된 형상에 서브시스템들을 추가 설계하거나 잘못된 점을 수정하는 방식으로 설계를 진행하였다. 본 연구에서는 핀과 TVC, 각 단의 노즐과 탱크부분, Interstage 내부에 위치한 V-Clamp 단분리 시스템, 페어링 분리 시스템, 그리고 페이로드를 중점적으로 수정 및 설계하였다.
- 도출된 결과를 다시 작동과정에 따라 정리하고 종류별로 조합하여 WBS를 작성하였고, 작동 개념도를 정립하였다. 작성된 WBS와 작동 개념도를 바탕으로 각 계통의 형상을 설계하였으며, 개념설계 당시 CATIA로 제작된 이 전의 DMU를 통해 좀 더 상세하게 표현하거나 수정하였다[12, 13].
- 5kg의 나노 위성을 700kmx700km의 원 궤도에 올릴 수 있는 공중발사체의 개념설계 및 각 단별 계통 설계를 수행하였다. 특히 본 연구에 필요한 WBS(Work Breakdown Structure)와 작동 개념도(Schematics)를 정립하고 이를 바탕으로 시스템 세부형상과 DMU(Digital Mock Up)를 구현하였다.
대상 데이터
- 1단 하이브리드 로켓 엔진은 노즐, 모터케이스, 액체 산화제 탱크, 그리고 압력 탱크 등으로 구성되어 있다. Fig.
- 미리내Ⅱ의 추진 시스템으로 1단은 하이브리드 로켓 엔진의 추진방식을 적용하여, HTPB 연료와 LOX산화제를 사용하였고, 2단 및 3단은 고체 로켓 모터의 추진 방식을 적용하여 HTPB/AP/A1 연료를 사용하였다. 7.
이론/모형
- 단과 단을 서로 분리해주는 단분리 시스템은 소형 발사체에 주로 사용되는 V-Clamp 시스템으로 설계하였다. 단분리 시, Interstage가 폭발 볼트의 폭발력에 의해 분리되어 떨어져 나가면, 단끼리 서로 연결해주던 V-Clamp 폭발볼트가 다시 폭발하게 된다.
성능/효과
- 첫째, 일정고도에서는 압력, 온도, 밀도 등이 모두 지상보다 낮은 수치를 가지게 되므로 발사체에 작용되는 동압력, 항력 등이 작아지고 구조응력과 열응력도 낮아지게 되며, 낮은 대기압에 의해 발사체의 1단계 노즐의 팽창비를 증가시킬 수 있어 추력 효율을 높일 수 있다. 둘째, 모선(Mother Plane)에서 분리되어 발사되는 발사체는 모선의 속도와 같은 초기속도를 가지고 발사되기 때문에 초기속도를 얻기 위해 필요한 양 만큼의 추진제를 감소할 수 있으므로 전체적인 중량을 감소시킬 수 있다. 셋째, 제주도 남쪽, 공해상에서 발사할 예정이므로 지상 발사보다 발사각 선택의 폭이 넓어지고 따라서 우리나라와 같은 지정학적 위치에 있는 국가는 발사장 선정 문제에 대한 고민을 줄일 수 있다는 데 장점이 있다.
- 둘째, 모선(Mother Plane)에서 분리되어 발사되는 발사체는 모선의 속도와 같은 초기속도를 가지고 발사되기 때문에 초기속도를 얻기 위해 필요한 양 만큼의 추진제를 감소할 수 있으므로 전체적인 중량을 감소시킬 수 있다. 셋째, 제주도 남쪽, 공해상에서 발사할 예정이므로 지상 발사보다 발사각 선택의 폭이 넓어지고 따라서 우리나라와 같은 지정학적 위치에 있는 국가는 발사장 선정 문제에 대한 고민을 줄일 수 있다는 데 장점이 있다. 동시에 유효중량당 발사비용의 절감과 발사각의 선택 등으로 인한 운용의 유용성 덕분에 지상 발사에 비해 성능을 크게 향상 시킬 수 있다[7].
- 첫째, 일정고도에서는 압력, 온도, 밀도 등이 모두 지상보다 낮은 수치를 가지게 되므로 발사체에 작용되는 동압력, 항력 등이 작아지고 구조응력과 열응력도 낮아지게 되며, 낮은 대기압에 의해 발사체의 1단계 노즐의 팽창비를 증가시킬 수 있어 추력 효율을 높일 수 있다. 둘째, 모선(Mother Plane)에서 분리되어 발사되는 발사체는 모선의 속도와 같은 초기속도를 가지고 발사되기 때문에 초기속도를 얻기 위해 필요한 양 만큼의 추진제를 감소할 수 있으므로 전체적인 중량을 감소시킬 수 있다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.