우주환경시험용 태양광 모사기 기술 동향

박성욱(Park, Sung-wook),전수환(Jun, Soohwan),서희준(Seo, Hee-jun),조혁진(Cho, Hyokjin),이혜진(Yi, Hye-jin) 한국항공우주연구원 2019 항공우주산업기술동향 Vol.17 No.2

위성체의 성공적인 임무 수행을 위해서는 발사 전 지상에서 우주 환경 모사 시험을 수행하는 것이 필수적이다. 위성체 우주 환경 모사 시험에는 주로 열진공 챔버를 사용하지만, 일반적인 열진공 챔버 기능만으로는 우주 궤도상의 다양한 열환경 모사에 한계가 있다. 이러한 한계를 극복하기 위해 세계의 유수 우주개발기관에서는 열진공 챔버에 태양광 모사기를 설치하여 태양 복사환경을 구현하고 있다. 본 논문은 우주환경시험용 태양광모사기의 시스템 구성, 세계 유수기관의 운용 현황 및 기술 동향에 대해 기술하였다. For the successful mission of a satellite, it is essential to conduct a space environmental simulation test on the ground before the launch. Although thermal vacuum chamber is mainly used for space simulation for satellite, thermal vacuum chamber has limitations in simulating various thermal environment in space orbit. Solar simulator is used to overcome these limitation, and the world’s leading space developer is operating solar simulator. In this paper, system overview of solar simulator, the current operation state and the technical trend of solar simulator are described.

달/화성 우주환경모사시험시설 동향

박성욱(Park, Sung-wook),서희준(Seo, Hee-jun),조혁진(Cho, Hyokjin) 한국항공우주연구원 2018 항공우주산업기술동향 Vol.16 No.2

본 논문에서는 달 및 화성 탐사를 위한 지상에서의 환경모사시험시설 동향에 대해 설명하였다. 달과 화성은 지구와는 매우 다른 물리적 특성 및 환경을 가지고 있다. 특히 달 표토는 매우 미세하고 날카로우며, 지구 중력의 1/6인 환경에서 비산하기 쉽기 때문에 바퀴 등의 동작계나 로버의 광학계 등을 쉽게 오염 시킬 수 있어 탐사용 로버 개발에는 지상에서의 표면 모사 시설에서의 충분한 검증이 필수적이다. 미국, 독일, 중국이 보유하고 있는 달표토 모사재를 넣어 시험할 수 있는 시험시설의 성능 및 구성에 대해 정리하였다. 화성 탐사용 로버의 지상에서의 검증을 위한 화성 표면 모사시설에 대해 기술하였다. In this paper, technical trend of environmental simulator for moon and Mars exploration was described. The moon and Mars have very different physical characteristics and environments from the Earth. Especially, lunar regolith is very fine and sharp, and easy to dissipate in 1/6 of the Earth’s gravity, making it easy to pollute operating system such as wheels and optics of rover. Thus, full verification on ground facilities is essential for the development of exploration rovers. Performance and configuration of lunar regolith simulator in U.S., Germany and China was summarized. Mars surface simulator for Mars exploration rover was described.

터보펌프+가스발생기 연계시험기 시동모사 수류시험

김승한(Seung-Han Kim),남창호(Chang-Ho Nam),김철웅(Cheul-Woong Kim),문윤완(Yoonwan Moon),설우석(Woo-Seok Seol) 한국항공우주연구원 2009 항공우주기술 Vol.8 No.2

본 논문은 액체산소 및 케로신을 이용한 30톤급 터보펌프+가스발생기 연계시험의 시동모사 수류시험 결과를 포함하고 있다. 시험 목적, 연계시험 시스템 구성, 시험 조건, 시험절차 및 시험결과가 제시되었다. This paper includes test results of 30tonf-level TP+GG startup simulation cold flow test using liquid oxygen and kerosene. Test objectives, coupled test plant configuration, test condition, test procedure of performed tests, and test results are presented.

충격응답스펙트럼 요구도를 충족하는 파이로 충격모사 시험장치의 시험변수 선정에 관한 연구

전현규,황재민,김연주,김인걸 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.1

The pyrotechnic shock(or pyroshock) can cause severe damage and failure to the satellite electronic equipments. Therefore, the electronic equipments should satisfy the pyroshock SRS requirements. In order to comply the SRS requirements for the satellite electronic equipment, the test variables of pyroshock simulated impact should be selected to simulate the SRS requirements. However, it spends much time, cost and workmanship to select the test variables. A simple and reliable methods to select the appropriate impact test variables which satisfy the pyroshock SRS requirements have been proposed in this study. We defined the acceleration-frequency parameters of SRS from the typical SRS curve to evaluate quantitatively the test results according to the test variables. And to deduce the response surface model for the SRS parameters, the test was conducted through the design of experiment(DoE) in the major test variables of the pyroshock impact simulator. With using the response surface model and the optimum algorithm, it is selected the impact test variables which is satisfying the SRS requirements. The overall outcome of pyroshock simulated impact test showed the proposed method to be simple and reliable in selecting test variables satisfying the SRS requirements. 파이로 충격은 인공위성 탑재 전장품에 심각한 손상과 고장을 발생시킬 수 있으므로 인공위성 탑재 전장품은 파이로 충격 응답 스펙트럼(SRS)에 대한 요구 조건을 충족해야 한다. 인공위성 탑재 전장품의 SRS 요구조건에 대한 검증을 위하여 파이로충격 모사 시험을 수행해야 한다. 그러나 파이로 충격모사 시험 변수를 선정하기 위하여는 많은 시간, 비용 및 기술적 경험이 필요하다. 본 연구에서는 SRS 요구조건을 충족하는 적절한 충격 시험 변수를 선정할 수 있는 간단하고 신뢰성 있는 방법을 제안하였다. 충격 시험 변수에 따른 시험 결과를 정량적으로 평가하기 위하여 일반적인 SRS의 가속도-주파수 곡선의 형상 변수를 정의하였으며, SRS 형상 변수에 대한 반응면 함수를 생성하기 위해 충격시험장치의 주요 설계변수를 종속변수로 하여 시험계획법에 따른 충격시험을 수행하였다. 생성된 반응면 함수 및 최적 알고리즘을 사용하여 SRS 요구 사항을 충족하는 충격 시험변수를 선정하였다. 기계적 파이로 충격모사 시험을 통하여 간단하고 신뢰성있는 방법임이 검증되었으며, 선정된 충격 시험변수는 주어진 SRS 요구 사항을 충족하였다.

축소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험 설비

김태완(Taewoan Kim),김완찬(Wanchan Kim),고영성(Youngsung Ko),김선진(Sunjin Kim),한영민(Yeoungmin Han) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12

본 연구에서는 500N급 소형 액체로켓엔진을 사용하여, 약 25㎞(0.025bara) 고도의 대기압 환경을 조성할 수 있는 초음속 디퓨저와 이젝터 조합의 고공시험 설비를 구축하였으며, 설비의 성능 검증 차원에서 축소형 액체로켓엔진 고공환경 모사시험을 수행하였다. 시험 설비는 고공환경 모사장치와 추진제공급설비 그리고 냉각수 공급설비로 구성된다. 본 고공시험 설비로 약 27㎞(0.021bara) 고도에 해당하는 대기 압력을 성공적으로 구현하였으며, 이때 축소형 액체로켓엔진에서 발생하는 추력 성능을 확인하였다. A high altitude test facility which includes supersonic diffuser and ejector has been developed to simulate atmospheric pressure at 25㎞ using a 500N class small liquid rocket engine. Also high altitude simulation test for the small liquid rocket engine was performed to verify its performance. The experimental facility consists of high altitude simulation device, propellants supply system and coolant supply system. Low pressure condition corresponding to about 27㎞(0.021bar) altitude atmosphere was simulated successfully and a small liquid rocket engine thrust level was confirmed at the low pressure condition by the high altitude test facility through verification test.

일정진폭의 반복적인 고압을 받는 챔버의 피로수명평가

김영일(Young Il Kim),김병운(Byung Woon Kim),고승기(Seung Kee Koh),정의초(Ui Cho Jeong) 대한기계학회 2018 大韓機械學會論文集A Vol.42 No.4

고압을 받는 챔버의 피로수명을 예측하기 위하여 저주기피로시험, 응력해석, 피로손상해석을 수행하였으며, 예측한 수명의 검증을 위하여 모사시험을 수행하였다. ASTM E606에 따라 저주기피로시험을 수행하여 저주기 피로특성치를 얻었다. 챔버의 응력을 구하기 위하여 평면변형률조건에서 502 MPa의 내압을 작용하여 해석을 수행하였다. 평균응력을 고려한 Morrow식과 SWT식을 이용하여 예측한 피로수명은 각각 1.37 × 10<SUP>6</SUP> 사이클과 2.91 × 10<SUP>5</SUP> 사이클이다. 예측한 수명을 검증하기 위하여 C형 모사시편을 사용한 모사시험을 수행하였으며, 1.37 × 10<SUP>5</SUP> 사이클을 얻었다. SWT식을 이용하여 예측한 피로수명은 모사시험으로 얻은 피로수명과 2배 차이를 나타내어 Morrow식으로 예측한 수명보다 상대적으로 높은 정확도를 나타내었다. Stress analysis and fatigue damage analysis of a chamber subjected to high pressure were performed to predict the fatigue life. Low-cycle fatigue characteristics were obtained by performing the test according to ASTM E606. The stress analysis of a chamber was done using the plane strain condition subjected to an internal pressure of 502 MPa. Two damage parameters of Morrow and SWT were employed to estimate the fatigue life of the chamber, resulting in 1.37 × 10<SUP>6</SUP> cycles and 2.91 × 10<SUP>5</SUP> cycles for crack initiation. The predicted fatigue life was verified by the simulation fatigue test using a C-shaped specimen, and a fatigue life of 1.37 × 10<SUP>5</SUP> cycles was obtained. The predicted fatigue life using the Smith-Watson-Topper(SWT) parameter agreed well with the simulation fatigue life within a factor of 2. The SWT parameter resulted in more accurate fatigue prediction than that by the Morrow parameter.

AMESim을 이용한 항공용 엔진 고공환경시험설비 운전 모사

김재환,전용민,이경재,김춘택 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 논문에서는 한국항공우주연구원이 운용 중인 항공용 엔진 고공환경시험설비의 신뢰성 있는 운전모사를 위해 AMESim 기반의 시뮬레이션 모델 개발결과를 제시한다. 설비 모델은 AMESim이 제공하는 라이브러리(배관, 밸브 등)와 설비 설계 자료를 기반으로 구성하고 기존에 수행되었던 고공시험 정상상태 시험결과와의 비교를 통해 예비 검증을 수행하였다. 향후 천이운전 시험결과의 비교를 통해 검증을 완료할 예정이다. 엔진 모델은 AMESim 자체로 구현된 모델이 사용되거나 Matlab/Simulink 기반 엔진모델이 인터페이스 될 수 있도록 구현하였다. 개발된 AETF 시뮬레이션 모델은 엔진의 급가감속 시 안정된 고공환경조건 유지에 필요한 설비제어변수를 최적화에 활용 예정이다. This paper describes the AMESim based simulation model for the altitude engine test facility (AETF) in Korea Aerospace Research Institute (KARI). The AETF simulation model has been implemented by using AMESim libraries(valves, pipes, tec), initial detailed design data of the facility. The preliminary verification of the model is carried out compared with the previously obtained steady state operation data of the AETF. The final verification will be completed compared with real transient operation data. The verified AETF simulation model will be used for the facility control parameters optimization, which results in the stable altitude environment condition regardless of a drastic change in engine operation condition.

발사체 고공환경모사 시험설비 내부 유동장 전산유동해석

김영훈(Younghoon Kim),옥호남(Honam Ok),김인선(Insun Kim) 한국추진공학회 2013 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2013 No.5

발사체 킥모터의 고고도 작동 성능을 확인하기 위한 고공환경모사 시험설비 내부 유동장을 전산유동해석기법을 이용하여 해석하여 결과를 분석하였다. 유동장 해석에는 상용 유동해석 소프트웨어 FLUENT를 이용하였으며, 실제 시험결과와 유동장 해석을 통해 얻은 결과를 비교하였다. 또한 전산유동해석 결과와 시험결과가 비교적 잘 일치하는 것을 확인하였다. The internal flow characteristics in the launch vehicle high altitude simulation test facility are predicted using CFD method. The commercial CFD solver FLUENT is used to calculate the flow parameters in the test facility. The predicted results are compared with the experiment results. The predicted thrust has a better agreement with the experiment data.

유한요소기반 다중스케일 연성파손모사 기법을 이용한 원주방향 균열이 존재하는 탄소강 실배관의 파손예측 및 검증

한재준(Jae-Jun Han),배경동(Kyung-Dong Bae),김윤재(Yun-Jae Kim),김종현(Jong-Hyun Kim),김낙현(Nak-Hyun Kim) 대한기계학회 2014 大韓機械學會論文集A Vol.38 No.7

본 논문은 유한요소 기반 다중스케일 연성파손모사 기법을 이용하여 결함이 존재하는 실배관의 파괴거동을 예측한다. 수정응력 파괴변형률 모델을 손상기준으로 선정하고 유한요소 손상해석을 통해 균열진전을 모사한다. 기준식의 결정에는 인장시험과 파괴인성시험 결과만이 요구되며 온도 288oC SA333 Gr. 6 탄소강에 적용하여 결과를 제시하였다. 요소크기-의존성 임계손상모델을 도입하여 손상해석의 수치해석적인 불안정성을 개선하였다. 본 연구에서 제안하는 가상시험법의 검증을 위해 미국 바텔연구소에서 수행한 실배관 실험결과와 예측결과를 비교한다. This paper describes multi-scale based ductile fracture simulation using finite element (FE) damage analysis. The maximum and crack initiation loads of cracked components were predicted using proposed virtual testing method. To apply the local approach criteria for ductile fracture, stress-modified fracture strain model was adopted as the damage criteria with modified calibration technique that only requires tensile and fracture toughness test data. Element-size-dependent critical damage model is also introduced to apply the proposed ductile fracture simulation to large-scale components. The results of the simulation were compared with those of the tests on SA333 Gr. 6 full-scale pipes at 288oC, performed by the Battelle Memorial Institute.

고체추진제 가스발생기를 이용한 축소형 고공환경모사 시험

김용욱(Yong-Wook Kim),이정호(Jung-Ho Lee),유병일(Byung-il Yu),조상연(Sang-Yeon Cho),오승협(Seung-Hyub Oh) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1

원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 추진기관에서 발생하는 고온 연소가스의 모멘텀을 이용하여 비교적 간단하게 안정된 고고도 환경을 모사할 수 있다. 디퓨저를 이용한 고공모사 시험에서 추진기관의 연소시간이 긴 경우, 고온의 연소가스가 디퓨저 내벽면에 직접 닿기 때문에 반복적인 사용을 위해 이 부위에 대한 냉각대책이 필요하다. 디퓨저 내부로 분사되는 냉각수가 디퓨저 작동특성에 미치는 영향을 파악하고자 축소형 연소실험을 수행하였으며, 본 논문은 실험방법과 그 결과에 대해 기술하고 있다. 고체 추진제를 연료로 하는 가스발생기를 이용하여 추진기관을 모사하였으며, 일반 수돗물을 냉각제로 사용하였다. Cylindrical supersonic exhaust diffuser, which utilizes the momentum of high temperature gas exhausted from nozzle, provides simple methods for obtaining stable and low pressure around the propulsion system. Hot zone on which exhausted gas from nozzle exit impinges directly should be cooled to avoid melting of diffuser. This paper describes method and result of subscale high altitude simulation test with water cooling. Subscale gas generator with solid propellant was used for hot gas source and tap water for coolant.