고흥항공센터는 전남 고흥 간척지에 위치하며 길이 700m, 폭 25m의 활주로를 통해 국내에서 개발된 무인기의 비행시험장으로 활용되고 있으며 비행체 조립 및 점검을 위한 시험동을 갖추고 있다. 항공센터에서 이루어지는 개발 항공기들의 항공안전을 위하여 비행시험 지원설비를 구축하고 있으며 현재 지상감시시설로서 1090ES ADS-B를 구축하였다. ADS-B는 차세대 항행감시 장비로서 위성항법과 데이터 통신을 기반으로 항행정보를 실시간으로 공유할 수 있으며 구축된 ADS-B 지상국과 ADS-B 송신기간 지상 및 비행시험을 통하여 ADS-B 지상국의 정상적인 운용과 비행시험 활용 가능성을 확인하였다.

기존의 헬리콥터 로터 시스템에서 기계적 힌지/베어링 부품을 복합재 빔 구성품으로 대체하여 중량과 부품수를 줄인 무베어링 허브 시스템을 설계하였으며, 그 중 중요 구성품인 유연보와 토크튜브에 대한 피로 안전수명 해석을 수행하였다. VABS를 이용한 2차원 단면 해석 수행을 통해 인장, 굽힘 및 뒤틀림 강성을 도출하였으며 2차원 탄성 보 모델에 대한 단면 구조해석 방법을 적용하여 각 단면에 발생하는 변형율을 계산하였다. 각 복합재 소재에 대한 S-N 곡선을 Wohler equation을 적용하여 생성하였으며, 정적구조해석을 통해 피로파손에 취약할 것으로 판단되는 영역에 대한 피로해석을 수행하였다. 헬리콥터 운영시로부터 구성품에 발생하는 하중은 CAMRAD II를 통해 계산하였으며, 하중해석 결과를 HELIX/FELIX 표준 하중 스펙트럼에 적용하여 무베어링 로터 허브 시스템의 하중 스펙트럼을 생성한 후, 이를 통해 최종적으로 피로 안전수명을 산출하였다.

본 논문에서는 충격하중과 잔류 에너지 등의 충격거동에 대한 영향을 확인하기 위하여 항복응력, 탄젠트 강성계수 및 파단 변형률을 변화시켰다. 그리고 섬유금속 적층판의 좌굴거동을 수치해석을 이용하여 수행하였다. 좌굴 성능을 비교하기 위하여 섬유금속 적층판과 알루미늄 판에 대해 인장 및 압축하중에 대한 여러 가지 경우의 해석을 수행하였다. 또한 정적 성능을 평가하기 위하여 박스 보 구조물의 정적해석을 수행하였다. 알루미늄 2024 박판과 유리섬유/에폭시 프리프레그로 만든 섬유금속 적층판에 대한 저속충격 해석을 수행하였다. 그리고 좌굴 및 정적해석 결과를 이용하여 섬유금속 적층판과 알루미늄의 성능을 비교하였다. 구조적 성능 비교를 위하여 동일한 무게의 알루미늄 2024 박판에 대한 해석을 수행하였다.

인공위성은 예측 가능한 데이터를 이용하여 자신의 상태를 스스로 파악하며, 자연적으로 발생할 수 있는 일시적인 문제가 아니거나 오류가 전이되어 더 큰 문제를 발생시킬 수 있다고 판단될 경우를 대비하여 지상국과의 접속이 없는 상태에서도 스스로 고장 관리를 수행할 수 있도록 설계되어 있다. 태양 센서를 이용한 정상상태에서의 자세 오류 감지도 이러한 고장관리 항목 중의 하나로 사용될 수 있다. 본 연구에서는 회전하는 태양전지판에 장착되어 있는 태양 센서 데이터를 이용한 오류 감지 방법을 제안하였다. 태양전지판의 운용 방법에 따라 정상적인 상태에서 발생할 수 있는 태양 센서의 오차를 예측하고 이 예측된 값으로부터 벗어나는 정도를 파악하여 오류를 감지하도록 하였다. 또한, 식구간 존재 시에는 태양센서가 그 출력을 내지 못하므로 오류 감지에 문제가 없도록 보정하였다. 마지막으로 궤도 상 데이터를 이용하여 제안된 방법의 타당성을 검증하였다.

저궤도 위성을 운영하는 지상국에서는 10분 내외의 교신 시간 동안 위성의 건강 상태를 확인한 후 영상 촬영을 위한 임무 명령을 전송하거나 촬영한 영상을 수신한다. 제한된 교신 시간동안 매일의 임무를 위한 일련의 절차를 완료하기 위해 위성 및 지상국 시스템에서는 적절한 수준의 자율성이 적용되어 있다. 예를 들어 위성의 자세 및 궤도를 유지하기 위한 제어 로직은 운영자의 개입 없이도 오랜 시간동안 자동으로 수행되어야 하므로 높은 자율성을 갖는 부분이다. 이와는 대조적으로 위성의 고장 관리 로직의 경우 고장 상황 인지 및 안전 조치는 위성에서 자동으로 수행되지만 대체적으로 고장의 원인 판단 및 복구 절차는 지상에서 수행하도록 설계하므로 상대적으로 낮은 자율성을 갖는 부분이라 할 수 있다. 위성의 자율성 수준은 지상국 운영에도 영향을 준다. 지상국에서는 촬영 임무를 위한 일련의 명령 세트 등을 생성한다. 위성이 좀 더 높은 수준의 자율성을 갖는다면, 지상국에서 수행하는 동작의 일부를 위성에서 수행할 수 있을 것이며 지상국의 절차를 간소화할 수 있을 것이다. 이 논문에서는 위성의 자율성 수준에 대해 논의하고 적절한 자율성 수준을 위한 설계 개념을 제안한다.

본 논문에서는 3구 추력기 2모듈 형태의 추력기시스템 기준으로 발사체 상단 자세제어용 추력기시스템 명령생성방식 2가지를 제시한다. 하나는 혼합오차함수를 이용하는 방식이고, 다른 하나는 명령혼합함수를 이용하는 방식이다. 시뮬레이션을 통해 두 방식을 비교 분석한 결과, 제어축 간의 상호 간섭, 각축 제어기의 독립적인 설계와 분석 용이성, 비행성능 예측 가능성 등의 관점에서 명령혼합 알고리듬이 상대적으로 유리함을 보인다.

비행종단수신기는 발사체 비행 중 발생할 수 있는 비정상 상태에 대비하여 비행을 중단시키는 지상 명령을 수신하는 장치이다. Secure 톤은 IRIG에서 규정한 7개의 음성 주파수 대역 톤 신호 중 2개의 톤을 조합하여 11개의 연속적인 부호로 명령 포맷을 구성한다. 한국형발사체 탑재를 고려해 개발 중인 비행종단수신기는 Secure 톤에 암호화 기능을 추가한 MHA 명령 방식을 적용하였다. 제작된 비행종단수신기의 성능 및 기능을 점검하기 위해선 동일한 규격의 RF 신호를 발생함과 동시에 수신기의 외부 출력 포트를 모니터링하고 RS-422 통신을 제어하며 시험 데이터 저장 기능을 제공하는 점검장비가 필요하다. 본 논문에서는 비행종단수신기 인터페이스 및 적용된 명령 방식에 대한 간략한 설명과 함께 LabVIEW 기반으로 제작된 점검장비의 하드웨어 구성, 소프트웨어 구현 및 기능 점검 결과에 대해 기술한다.

다단연소사이클 로켓엔진 개발의 일환으로 산화제 과잉 예연소기의 단독 연소시험이 수행되었다. 산화제 과잉 연소라는 특성상 비교적 투명한 상태의 후류를 볼 수 있었고, 예연소기 연소시험 중 배출되는 화염을 일반 캠코더와 열화상 캠코더를 이용하여 촬영하였으며, 이를 통해 화염의 형태와 온도분포 등을 관찰할 수 있었다. 배기 플룸 구조와 특성을 좀 더 명확히 파악하기 위하여 열유동 수치해석이 함께 수행하였다. 연소는 고려하지 않았으며, 배기가스와 주변공기의 혼합은 화학종 수송 모델을 사용하였고, 서로 다른 난류 모델을 적용하여 해석을 수행하였다. 시험과 해석 결과를 비교함으로서 플룸의 내부구조를 파악하였고, 적용된 해석모델의 타당성을 검증할 수 있었다.

액체 로켓 엔진에 대한 에너지 밸런스 해석, 모드 해석, 비정상 해석 프로그램을 소개하였다. 유사 프로그램에 대한 결과, 공개된 실험 결과와 비교하여 해석 방법을 검증하였다. 에너지 밸런스 해석은 초기 개발 단계에서 활용된다. 모드 해석은 엔진 작동 조건, 시험조건 설정 및 엔진 성능 분산 분야에 활용된다. 비정상 해석을 통하여 추진제 유량, 추력, 비정상 조건에 대한 임펄스를 예측할 수 있다. 비정상 해석은 시동/종료 시퀀스 설정에 필수적이다. 본 해석 프로그램들은 한국형 발사체 엔진 개발에 활용될 것이다.

본 연구에서는 다양한 열팽창계수 예측기법을 활용해서 섬유강화 복합재료 라미나 등가 열팽창계수 예측을 수행하였다. 등가열팽창계수를 예측하는 많은 식들이 제안되어 왔지만 사용대상에 따라 제약이 있거나, 예측결과가 시험결과와 잘 일치하지 않는 문제점을 갖고 있다. 본 연구에서 실제 복합재료 형상과 유사한 대표체적요소를 선정하여 유한요소 모델링을 수행하고 여기에 주기적 경계조건을 부여하여 재료의 등가열팽창계수를 예측하였다. 예측결과를 기존의 예측식 및 시험결과와 비교하여 그 성능을 검증하였으며, 별추적기 지지구조물의 열지향오차해석을 수행하고 다양한 예측물성을 따라 그 정확도를 검토하였다.

위성의 임무를 성공적으로 수행하기 위해서는 복잡한 처리 절차와 이를 위한 명령이 필수적이다. 이를 위해 절대 시간 명령과 순차 명령 집합이 적용되어 위성의 운용에 사용되고 있다. 이러한 명령 체계는 순차적인 제어 흐름을 처리할 수는 있으나 해당 시점에서의 여러 조건에 대한 다양한 의사 결정 및 이에 따른 분기를 처리하기 힘들다는 단점이 있다. 이를 해결하기 위해 한국항공우주연구원 위성비행소프트웨어팀에서는 기존의 순차명령집합인 RTCS의 기본 형태를 유지하고 1 바이트의 연산 코드를 추가함으로써, 조건 판단 및 분기가 가능한 조건형 순차명령 집합인 RTCSC를 개발하였다. 여기서는 OBCP, VML 및 IP와 같은 위성 운용을 위한 On-Board Control System으로서의 RTCSC의 설계 및 그 구현에 대하여 소개한다.

한국항공우주연구원(이하, 항우연)은 2017년에 시험용 달 궤도선을 2020년에 달 궤도선 및 착륙선 발사를 계획하고 있다. 달 궤도선이 달 궤도 진입(LOI) 기동을 수행할 경우 온 보드에 탑재된 유한 분사 방식의 추력기를 이용하기 때문에 임무계획 단계에서 이러한 내용을 고려하여 LOI 기동 전략을 수립해야 한다. 유한 분사 모델을 이용한 LOI 기동 전략 및 요구되는 속도증분(${\Delta}V$)은 분사시점의 위성 자세, 추진체의 종류, 추력기의 추력 레벨 및 분사 시점에 따라서 달라진다. 본 논문은 해외 우주국 달 궤도선의 LOI 기동 사례를 기술하고, 이를 기반으로 한국형 달 궤도선의 LOI 기동 전략을 구체화 하였다. 또한 이와 관련된 시뮬레이션을 수행함으로써 한국형 달 궤도선에 적합한 추력 레벨 및 분사 시점 등을 도출하였다.

본 논문에서는 해외 달 탐사의 사례를 통해 임무장비를 조사하고 하루 전송되는 데이터량을 확인하였다. 데이터 저장공간과 데이터 전송속도(8.4 Mbps 이하)를 만족하기 위해 가용한 범위내의 값을 이용하여 S 및 X 대역 통신 링크 버짓을 통해 확인 하였다. 이 결과를 활용하면, 달 탐사선의 하루 생산량 데이터 및 센서 획득 정보의 범위를 정할 수 있을 뿐만 아니라, 전송을 위해 계산된 파라미터 값으로부터 달 탐사 통신시스템의 개발 사양을 정할 수 있을 것이다.

우주 탐사를 향한 인류의 도전은 이제 태양계 바깥으로 확대되고 있다. 2010년대 전후의 우주 탐사 무대는 달에서 벗어나 주로 화성, 금성, 그리고 소행성(Asteroids)이 되고 있다. 우주선이 지구에서 멀어 질수록 여러 가지 기술적인 도전을 받고 있는데 통신 프로토콜이 대표적인 하나이다. 본 논문에서는 심우주 탐사선과 통신을 위해서 국제적으로 사용되고 있는 통신 프로토콜 기술을 소프트웨어적인 측면에서 분석한 결과를 기술하였으며 이는 2017년에 한국으로는 최초로 발사되는 시험용 달 궤도선 개발에 중요한 참고 연구가 될 것으로 판단된다.

미국 NASA는 자국 우주발사시스템 분야 인력양성을 위해 대학생 대상의 로켓 경진대회를 2006년부터 매년 개최하고 있다. 본 논문은 교육 프로젝트 일환으로 미국 젊은이들에게 우주 임무에 필요한 과학, 기술, 공학, 수학(STEM) 분야에 관심을 고취시키기 위한 NASA 주관 대학생 로켓 경진대회인 NASA Student Launch에 대한 의미와 운영 방식에 대한 분석을 한다. 아울러 국내 대학생 로켓 경진대회 활동을 간략히 소개한다.

본 논문에서는 JSpOC에서 제공하는 CSM을 이용하여 아리랑 위성과 천리안 위성의 접근상황을 연도별, 위성별로 분석하였으며, 동일한 접근상황에서 다수의 CSM이 존재할 경우 최소근접거리를 기준으로 CSM의 일관성을 분석하였다. 그리고 한반도에 가상의 레이더 시스템이 존재할 경우 CSM에 포함된 물체에 대한 관측시간과 빈도를 계산하였으며, 이를 통해 한반도의 우주파편 관측을 위한 레이더 시스템의 효용성을 분석하였다. 나아가 해외 레이더 시스템의 운용 현황과 상세 규격을 파악하여 우리나라에서 필요한 적절한 수준의 레이더 시스템의 요구조건을 수립하고, 이를 만족하기 위한 레이더 파라미터를 설계하였다.

멀티로터 비행체는 헬리콥터와 같은 제자리 비행이 가능하면서 구조적으로 간단한 형태를 가지며 상대적으로 높은 추력을 가지는 장점으로 인해 다양한 분야에서 활용되고 있다. 최근 레저용으로 개발된 Parrot사의 AR.Drone은 사용자를 위한 내부 안정화 루프를 탑재하고 있기 때문에 초보자들도 쉽게 조정할 수 있으며, SDK(Software Development Kit)를 제공함으로서 멀티로터를 이용한 연구에 쉽게 활용할 수 있는 특징이 있다. 또한 크기가 상대적으로 작으면서 저가이기 때문에 군집비행에 적용되기 적합한 비행체이다. 이에 본 논문에서는 다수의 AR.Drone을 이용하여 실내 군집비행을 위한 제어기 개발과정에 대해서 소개하고자 한다.

최근 쿼드콥터에 대한 관심이 증가하면서 방송에서 군에 이르기까지 다양한 분야에서 활용되고 있다. 특히 다수의 쿼드콥터를 동시에 제어하는 군집 비행 연구는 중요 임무 수행 성공 확률을 높일 수 있고, 예술과 융합되어 군무를 수행하는 등 다양한 응용에 활용될 수 있다. 본 논문에서는 AR.Drone을 활용하여 실내에서 모션 캡쳐 기반으로 다수의 비행체가 서로의 위치를 파악하고, 시나리오에 맞춰 정해진 임무를 수행하기 위해 개발된 군집 비행 시스템을 소개한다.

부가처리시스템(Value-Added Processing System, VAPS)은 아리랑위성 영상자료 후처리를 위하여 개발되었으며 최근 VAPS의 성능 개선을 위하여 소프트웨어 버전과 하드웨어 사양이 변경되었다. 본 연구는 기존 VAPS(ver.1.0)의 성능 개선에 대해서 설명하고 개선된 VAPS(ver.2.0)에 대한 체계적인 성능 평가에 목적이 있다. 이를 위하여, 남한과 북한에서 실험지역(test-bed)을 선정하고 이들 지역에 대한 아리랑위성 2호, 3호 영상자료를 이용하여 자료처리 실험을 수행하였다. 결론적으로 VAPS(ver.2.0)는 정사영상과 모자이크영상 등과 같은 높은 레벨의 제품을 생성할 수 있는 능력이 있으며, 특히 그래픽처리장치(Graphic Processing Unit)를 사용하는 ver.2.0의 경우 자료처리 속도가 ver.1.0에 비해 최대 10배 이상 향상된 것으로 나타났다.

본 논문에서는 JSpOC에서 제공하는 TLE 데이터를 이용하여 지구 저궤도 상에 존재하는 인공적인 우주물체의 궤도수명을 예측하였다. 이를 위해 1957년부터 현재까지 우주파편 개체수의 변화를 관찰하여 우주파편 생성의 요인과 현재 남아있는 물체들의 현황을 파악하였으며, 현재 지구 저궤도 상에 존재하는 총 11,792개의 물체에 대해 2050년까지 궤도전파를 수행하여 궤도수명을 분석하였다. 효율적인 계산을 위해 STK/Lifetime Tool을 사용하였으며, 재진입 시 지상에 낙하할 가능성이 있는 폐위성이나 로켓동체와 같이 질량 대비 단면적이 큰 물체에 대해 연간 재진입 빈도를 분석하였다. 분석 결과 2050년까지 매해 위성과 로켓동체는 약 9개가 재진입하며, 지상에 피해를 줄 수 있는 규모는 약 2-3개로 나타났고, 전체 분석 대상의 약 40%이상은 200년 이상의 궤도수명을 가지는 것으로 나타났다.