항공기용 가스터빈엔진에 대한 경제적인 시험 기법 개발을 위해 천이상태 성능 시험 결과로부터 정상상태 성능을 예측할 수 있는 방안을 모색했다. 천이상태 성능과 정상상태 성능이 서로 달라지는 현상의 원인을 동역학적 천이 효과, 열적 천이 효과, 공기역학적 천이 효과로 구분하고, 각각을 모델링해서 엔진의 천이상태 성능을 통해 정상상태 성능을 계산하는 보정 인자를 정량화했다. 먼저 천이상태 성능시험 시 나타나는 엔진 입ㆍ출구의 온도 변화가 엔진 성능에 미치는 영향을 보정했고, 그 후 도입된 보정 인자를 사용해 정상상태 성능을 예측했다. 이렇게 예측된 결과와 실제 정상상태 성능시험 결과를 비교한 결과, 연료 소모량의 차이 3.68% 이내로 정상상태 성능을 예측할 수 있었다.

본 논문에서는 비행선의 정점체공을 위한 자동조종장치 예비 설계 결과를 다루었다. 이를 위해 비행선의 선형 운동방정식을 유도하였다. 그리고 선형 모형을 이용하여 비행선의 순항 모드의 정점 체공 모드에 적합한 제어 법칙을 제시하였다. 선형 시뮬레이션 결과를 통하여 정점 체공 자동비행이 가능함을 확인할 수 있었다.

본 논문은 소형 커나드 항공기의 정안전성 비행 시험을 통해 얻어진 자료를 분석해 정적 공력 미계수를 추정하는 방법을 제시하였다. 최대공산추정법을 통해 얻어진 공력 미계수와 본 논문에서 제시된 방법을 통해 얻어진 결과를 함께 비교하여 정확성을 검증하였다. 제시된 계수 추정 방법을 통해, 제한된 비행시험 자료만으로도 신뢰할 수 있는 공력 미계수를 추정할 수 있었다. 그 결과, 제시된 방법은 비행시험 데이터 해석에 보편적으로 사용되는 최대공산추정법과 같은 파라미터 식별기법의 결과를 검증, 보완할 수 있는 기준 데이터를 제공할 수 있다.

전기체 구조시험에서 사용되는 시험설비는 규모가 크고 여러 시스템들이 상호 유기적인 결합체계를 이루고 있다. 이 시험설비를 구성하는 여러 요소들이 비정상적인 작동을 하게 되면, 구조시험의 진행이 영향을 받게 되며 몇몇 중요 요소들은 구조시험의 돌발적인 중지를 유발하게 된다. 따라서 이들 중요 요소들은 시험동안 감시의 대상이 되며, 이를 위한 감시 시스템이 필요하게 된다. 본 논문에서는 전기체 구조시험 설비 감시 시스템 개발과 관련하여 감시 및 지시 대상 항목 선정, 시스템 설계에 대하여 소개하였다. 본 논문에서 소개된 감시 시스템은 현재 T-50 전기체 정적 시험에 성공적으로 활용되고 있으며, 향후 피로시험에 적용할 수 있도록 확장할 예정이다.

본 논문에서는 차세대 로터 시스템의 핵심 기술인 고성능, 저소음 로터 블레이드 개발을 위한 로터 형상 설계 및 공력/소음 해석 결과를 정리하고 해석 기법을 소개하였다. 먼저 패들형 블레이드를 기본 모델로 베인팁 개념을 적용하여 저소음 특성을 갖는 로터 블레이드 평면형상을 결정한 후, 설계된 차세대 로터 블레이드 즉 NRSB-I의 소음특성을 해석하고 그 결과를 BERP 블레이드와 비교 검토하였다.

신뢰성 예측의 목적은 시스템의 임무를 달성하기까지 기대되는 신뢰성을 평가하여 시스템의 설계가 할당된 요구조건을 만족하도록 이루어졌는지를 확인하는 것이다. 또한 FMECA를 통하여는 설계상의 잠재적인 위험요소를 식별하여 설계의 개선 및 공정의 개선을 도모 할 수 있다. 본 기술 논문은 아리랑 위성 2호기에 대해서 수행된 신뢰성 및 FMECA 결과를 요약하고 있다.

우주공간상의 위성체는 아주 미세한 크기에 불과하지만 여러 가지 원인에 의한 외부교란토크를 받는다. 외부교란토크는 위성체의 궤도 운동뿐만 아니라 위성체의 자세에도 큰 영향을 미친다. 저궤도위성의 자세동역학에 작용하는 외부교란토크는 다양하다. 이러한 것들 중 중요한 4가지 원인은 중력경도, 지구자기장, 태양복사압 및 대기저항 등을 들 수 있다. 본 연구에서는 저궤도위성과 같은 저궤도위성에 작용하는 외부교란토크를 상세히 분석하고 저궤도위성 자세동역학에 미치는 외부교란토크의 영향을 상세히 기술한다.

지구 관측 위성은 크게 광학 관측 위성과 레이더 관측 위성으로 분류할 수 있다. 위성의 형태는 임무의 종류에 따라 결정된다. 광학 위성의 경우 높은 지상 해상도가 요구되는 경우 적당하며, 기상 조건에 관계없이 영상을 얻기 위해서는 레이더 관측 위성이 적합하다. 국내에서도 정보의 중요성이 증가됨에 따라 위성의 필요성이 증가되었다. 이러한 이유로 본 논문에서는 지구 관측 위성의 개발 동향 및 현황을 기술하였다. 이러한 위성 기술의 추세를 고려하여 국내 위성 개발이 계획되어야 할 것이다.

대부분의 위성 설계에서 우주 방사선에 의한 메모리 데이터 보호를 위해 오류정정회로를 내장하며, 동시에 오류의 누적을 방지하기 위해 주기적으로 메모리 내용을 읽는 알고리즘을 적용하고 있다. 소프트웨어에 의한 읽기 알고리즘을 적용하는 KOMPSAT 2호기의 경우 메모리 소자에 대한 방사능 영향 시험을 수행하지 않아 1호기에 비해 다소 큰 오류 가능성이 예측되었다. 소프트웨어 알고리즘 변경으로 읽기 작업을 하도록 결정하였으나 하드웨어에 의해 더 빠른 속도로 오류를 정정하도록 하는 방법도 연구되었다. 본 논문은 이러한 연구 결과로서, 최소 1.88분 정도의 주기로 1 Gbits의 메모리 영역을 읽음으로서 하드웨어만으로 메모리 내용을 보존할 수 있는 방법에 대하여 논의하였다.

본 연구는 임무완성기간까지 다목적실용위성 2호기의 각 표면에 축적되는 입자오염량을 분석한 것이다. 이를 위하여 위성체의 조립 및 시험 기간 및 환경조건을 가정하였다. 본문에서 보여지는바와 같이 다목적실용위성2호의 조립 및 시험이 잘 관리되어지는 조건에서 수행된다면, 위성체의 각 표면에 축적되는 입자 오염량은 적정한 수준내로 관리 될 수 있다. 10,000 class의 발사장 환경을 기준으로 할때, AIT와 발사장에서의 조립 및 시험으로 인해 MSC 및 STA의 내구경에는 500PPM, 외부 표면에는 20000PPM, 위성체의 수평면에는 14000PPM, 수직면에는 1400PPM, radiator에는 1000PPM 및 solar array에는 300PPM의 입자오염량이 축적될 것으로 예상된다.

본 연구에서는 전력 컨버터를 병렬 사용하는 여러 가지 모듈화 방법과 전류제어 방법, 컨버터를 병렬 사용할 경우 발생하는 모듈 간 전류 불균형(current unbalance)의 원인과 해결 방법에 대해서 알아보며, 각각의 모듈화 방법의 장단점과 전류 제어방법의 특성을 해석한다. 기존의 모듈화 및 전류 제어방법에서 unregulated bus 방식을 사용하는 위성의 solar power regulator용 컨버터의 모듈화에 적용 가능한 응용 방법을 검토한다. 마지막으로 적용 가능한 응용방법을 2-병렬 모듈 컨버터에 적용하여 시뮬레이션과 prototype 제작을 통한 실험으로 적용 가능성을 확인한다.

멀리 떨어진 장소의 시계를 동기시키기 위해 사용하는 일반적인 방법에 대한 조사 연구를 수행하였다. 현재까지 사용되었거나 사용 중인 시각동기 방법은 여러 가지가 있는데 크게 세가지 범주로 분류할 수 있다. 첫 번째는 지상망에 의한 방법, 두 번째는 GPS/NAVSTAR 위성망에 의한 방법, 그리고 세 번째, 정지위성에 의한 시각동기 방법이다. 특히 GPS/NAVSTAR 위성망은 무선 디지털 통신용 기지국의 시각동기에 사용되고 있으며, 이것의 백업 시스템으로써 정지위성에 의한 시각동기 방법이 연구되고 있다. 본 논문에서는 세 가지로 분류된 각각의 시각동기 방법에 대해 설명한다.

본 연구는 통신위성 전력제어장치(Power control&Distribution Unit)의 설계 및 해석에 관한 내용을 기술한다. 위성체 전력제어장치는 임무기간동안 각 서브시스템과 탑재체에 충분한 전력을 공급하여야 하며, 또한 우주환경 하에서 높은 신뢰성 및 성능이 요구된다. 전력제어 및 분배장치의 제어회로를 위해 버스전압검출 및 필터회로, 오차신호 증폭회로 그리고 SAS 및 BPC 오차신호 회로가 포함되었다. 설계된 제어보상회로에 대한 주파수 응답특성분석을 통해 각 회로의 위상여유와 이득이 분석되었다. 또한 배터리 충/방전을 위한 BPC회로 분석을 통해 배터리 충전 연속모드, 배터리 방전 연속/불연속 모드에서의 입출력 전달함수가 제시되었다.

본 논문에서는 3단형 과학로켓 KSR-III의 발사에 사용된 지상 추진제 공급설비를 소개하고 설비의 구성, 개발현황에 대하여 기술하고자 한다. 발사장 내의 추진제 공급설비는 KSR-III의 비행시험을 위해 발사 시나리오에 따라 발사체에 추진제 및 가압제를 각 요구조건에 부합하게 공급하는 설비이다. 구현된 공급설비는 크게 추진제 및 가압제 저장/공급 설비와 제어계측 설비로 구성되며 각종 입증시험과 연계시험을 통하여 그 성능 검증을 마친 후 KSR-III 비행시험에 성공적으로 사용되었다.

전체 시스템을 구성하는 각 서브시스템들은 제작 및 조립된 후 자체 기능 및 성능시험을 수행하게 된다. 이러한 각 서브시스템들이 서로 연계되어 동작할 경우에는 그라운드 및 EMI 노이즈 등 여러 가지 요인에 의해 비정상적인 동작을 유발할 수 있으며, 비행시험 전에 확인절차를 반드시 거쳐야 한다. 본 논문에서는 KSR-III 1단 룰 자세제어 시스템에 대한 인증시험 절차 및 결과에 대하여 기술하였다.

비행하는 로켓의 위치 및 궤도는 로켓의 비행 안정성을 판단하는 중요한 요소이다. 일반적으로 사용되는 추적시스템은 Radar를 사용하여 로켓에 탑재된 트랜스폰더와 통신하면서 얻어지는 데이터와 안테나의 위치 정보를 이용하여 로켓의 위치 및 비행방향에 대한 정보를 취득한다. 본 논문은 Radar를 이용하는 시스템에 비해 정밀도는 떨어지나 전체 시스템의 구성이 단순하고 쉽게 탑재하여 활용할 수 있는 Ranging System의 구성 및 역할에 대하여 소개한다. 이 Ranging System은 Telemetry System을 탑재하고 있는 비행체에서 조그마한 변화를 주어서 사용할 수 있으므로 다양한 시험용 비행체에 적용이 가능하리라 생각된다.

발사를 위해 로켓과 지상 장비를 작동시키고 제어하는 과정에서 시나리오는 운영 및 통제의 지침 역할을 한다. 따라서 시나리오를 작성하는 것은 로켓 발사 작업을 준비하는 첫 번째 작업으로서, 발사를 성공적으로 수행하기 위한 핵심적인 임무 중 하나이다. KSR-III 비행시험 시나리오는 발사를 준비하기 위해 로켓과 지상 장비를 작동시키는 순차적인 작업 명령의 시퀀스이다. 본 논문에서는 발사 시나리오 개발에 UML 객체 모델링 방법을 적용한다. 먼저, 발사 시스템의 각 서브시스템을 객체로 모델링하고 각 두 서브시스템 간의 인터페이스를 association link로 모델링한다. 이를 통해 얻어진 최종적인 KSR-III 발사 시스템 객체 다이어그램은 데이터와 명령의 흐름, 통제, 상호작용 등을 분석하는데 사용된다. 전체 시나리오는 사전 시나리오, 본 시나리오, 비상시 조치사항 등으로 구성된다.

전자 장비들은 전자파 간섭을 통해 다른 시스템에 영향을 주어서 오작동을 야기할 수도 있고 혹은 다를 시스템에 의해 자신이 오작동을 일으킬 수도 있다. 따라서 전자 장비들은 다른 시스템이 오작동을 일으키지 않는 범위에서 전자파 간섭을 주고 다른 시스템에서 전자파 간섭을 일으켜도 오작동을 일으키지 않도록 설계되어야 한다. 전자 장비들이 이러한 조건을 만족하는지를 확인하기 위해서는 전자파 환경시험을 하여야 한다. 본 논문에서는 KSR-III 김발엔진 구동 시스템에 있는 전자 장비들의 전자파 환경 규격과 시험 절차 및 결과를 소개하고자 한다.

KSR-III 주 엔진에서 발생한 연소불안정 방지를 위한 필름 냉각방식의 내열재 배플을 장착한 확대비 5.04의 엔진의 40초 연소시험을 수행하였다. 시험 조건은 KRS-III 새로 설정한 설계점 조건으로 산화제 공급유량 42.04kg/sec, 연료공급 유량 17.96kg/s를 공급조건으로 설정하였다. 연소불안정을 방지하기 위해 필름 냉각방식의 내열재 배플을 장착한 EM#11호기 설계점 연소시험을 한 결과 설정 연소시간인 40초 동안 연소불안정이 발생하지 않았다.

KSR-III의 탑재부를 보호하고 있는 nose fairing은 목표 고도에 도달하면 화약 폭발에 의한 분리 장치의 작용으로 탑재부가 주어진 임무를 수행할 수 있도록 로켓으로부터 떨어져 나가도록 설계되어 있다. 이때 분리된 fairing이 로켓에 부딪치지 않고 안전하게 분리될 수 있게 하기 위해서는 적절한 크기의 분리력이 가해져야 하며, 이러한 분리력의 결정에 있어서 공기의 영향이 거의 없는 고도도 조건을 가정하였다. 그러나 KSR-III의 설계가 진행됨에 따라 발사체의 임무에 수정이 가해졌으며, fairing의 분리도 고도고가 아닌 공력의 영향이 상당 부분 남아 있는 고도 45km에서 이루어질 것으로 예상됨으로써 이러한 새로운 조건에서도 충분히 안전한 분리를 이룰 수 있는 지의 여부에 대한 확인이 필요하게 되었다. 본 연구에서는 병렬형 부스터 분리 운동 해석을 위해 개발되었던 6자유도 운동방정식 해석 프로그램인 PASEM을 fairing 힌지를 모사할 수 있도록 수정을 가하여 fairing의 분리 운동을 예측하였다. 먼저 지상 시험 결과와의 비교를 통하여 힌지 운동 모사의 정확도를 검증하고 정확한 분리 조건을 설정하였다. 다음으로 고도 45km에서 받음각, 중력 작용 방향, 돌풍의 존재 여부 등을 바꾸어 가며 안전한 분리가 가능함을 판단하였으며, 힌지 이탈각을 60도에서 45도로 줄여줌으로써 훨씬 더 안전한 분리가 가능함을 확인하였다. 또한 발사 당일의 기상 조건의 변화에 따라 분리 고도가 40km로 낮추어져도 안전한 분리한 가능함을 알 수 있었다.

국내 최초로 통신, 해양, 기상 3분야 복합 임무를 수행하는 정지궤도 위성인 통신해양기상위성이 2003년부터 개발되어 2008년 발사 예정이다. 본 연구에서는 통신해양기상위성의 기상관측 탑재체인 기상 영상기(Imager)의 개발을 위해 정지궤도 위성 기상 영상기의 Modulation Transfer Function (MTF) 특성을 연구하고 현재 운영 또는 개발 중인 정지궤도 기상 영상기 기술을 고려하여 기상 영상기의 분광 채널별 MTF 한계값을 분석하였다. 10㎛ 이상의 장파장 적외선에서 회절 현상으로 인해 현저히 낮은 MTF가 얻어질 수 있으므로 기상 영상기의 개발시 장파장 적외선 채널의 MTF 성능에 대한 주의가 요구된다.

2002년 7월부터 2003년 11월까지 항우연에서 직수신한 MODIS 자료를 이용하여 한반도 여러 지역의 top-of-atmosphere(TOA) radiance 및 그 계절변동을 분석하였다. MODIS의 공간분해능과 한반도 특성에 맞게 광범위하게 분포하는 동일한 특성을 갖는 지역을 선택하여 농경지역, 수림지역, 담수지역, 해수지역, 도시지역, 습지, 대기영역(구름)을 선택하였다. 한반도의 선택된 지역에 대해 TOA radiance값이 지표특성에 의존적임을 알 수 있었다. 또한 MOIDS 관측이 일반적으로 알려져 있는 지구복사특성을 잘 묘사하고 있음을 이해하게 되었다. 본 저자들은 이 연구가 초다중분광(hyperspectral) 자료해석에 기초정보를 제공하기를 기대한다.

일반적인 영상처리는 원시영상을 표준영상과 부가가치영상으로 제작하고 생성된 데이터들과 보조 데이터들을 정기적으로 저장하며, 외부 사용자들에게 영상을 제공하기위해서 검색 데이터들을 Update하는 것이라고 할 수 있다. 표준영상을 제작하기 위해서는 EOC 처리시스템 소프트웨어를 사용하고, 이 데이터들로부터 부가가치영상물을 제작한다. 이렇게 만들어진 데이터들은 인터넷을 통해 외부사용자들에게 검색을 가능하게 하고, 영상을 신속하게 제공받을 수 있다. 본 기술논문에서는 EOC 처리시스템에 관해 간략히 설명하고, 위성으로부터 받은 원시영상을 표준영상으로 처리하는 과정을 체계적으로 정리하였다.

신뢰성이란 부품이나 시스템이 얼마나 오랫동안 안심하고 사용할 수 있는가를 정량적 수치로 표현하는 미래의 품질 개념으로 앞으로 제품의 국제적인 경쟁력을 갖추기 위하여 필수적으로 요구되는 기술이다. 국내에서도 제품의 신뢰성 향상에 대한 관심과 필요성이 더욱 고조됨에 따라, 정부에서도 세계적 수준의 신뢰성 평가 인프라를 구축하기 위해 “신뢰성 향상 기반 구축사업”을 적극적으로 추진하고 있으며, 대학, 연구기관 및 전자, 자동차, 중공업 등 수출업체에서 신뢰성에 관한 연구 및 시험평가센터를 설립하여 본격적으로 신뢰성 문제를 다루고 있다. 본 논문에서는 신뢰성 향상 사업에 대한 국내의 현황을 소개하고 항공우주분야에 대한 신뢰성 인증제도 도입의 필요성에 대하여 검토하였다.

항공우주비행체에 사용되고 있는 복합적층재 구조물에 대한 저속충격 하중이력을 해석하는 방법들에 대하여 고찰하였다. 저속충격문제 연구 초기인 1980년대에 사용된 고전적인 해석방법의 물리적 의미를 살펴보았고, 정현파의 형상으로 가정하여 근사적으로 충격하중 이력을 계산하는 방법에 대해서 살펴보았다. 접촉법칙의 접촉계수나 지수의 크기와 충격하중이력의 해석결과에 미치는 영향을 분석하였고, 결과적으로 선형화된 접촉법칙을 사용하여 충격하중이력을 정확히 해석할 수 있음을 파악하였다. 뿐만 아니라 본 논문에서 제시된 해석 방법을 사용함으로써, 범용 유한요소해석 코드를 사용하여 충격문제를 용이하게 해석할 수 있음을 보였다.