• 베이커리
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• no.6 s.431
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• pp.65-68
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• 2004

• Monthly Duck's Village
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• s.72
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• pp.108-109
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• 2009

• 베이커리
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• no.4 s.309
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• pp.34-48
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• 1994

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.162.1-162.1
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• 2012

한국형 달 착륙선의 안전하고 효율적인 달 착륙을 위해 임무 시나리오 시뮬레이션을 수행하였다. 달 착륙은 보통 두 가지 방법이 사용되는데, 지구에서 출발하여 달에 도착한 후 달착륙지에 직접 착륙하는 방법과 달의 주차궤도를 돌다가 달 착륙지에 착륙하는 방법이 있다. 미국의 Surveyor호는 직접 착륙 방법을 사용하였고 아폴로 시리즈는 달 궤도를 공전하다가 착륙하는 방법을 사용하였다. 본 연구에서는 두 가지 방법을 모두 사용하여 착륙 임무 시나리오를 시뮬레이션을 수행한 후 장단점을 비교분석하였다. 달 주차궤도를 이용한 착륙은 달고도 100km에서 공전을 하다가 고도 15km까지 하강한 후 Powered descent 단계를 통해 착륙지에 착륙하는데 Powered descent 단계는 다시 감속단계, 접근 단계, 최종 하강 단계로 나뉘어진다. 달 착륙선은 나로우주센터에서 KSLV-2에 실려 2025년에 발사되며, 달 착륙지는 달의 과학적 임무를 고려하여 달 남극 근처로 가정하였다. 달 착륙 시뮬레이션을 통해 달 착륙선의 비행 궤적과 필요한 연료량 계산 등의 정보를 통해 직접 착륙 방법과 달 주차궤도를 이용하는 방법의 장단점을 확인할 수 있었다.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1997.05a
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• pp.298-303
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• 1997

실제의 격납건물의 구조는 하부 원통형의 구조를 가지는 영역과 상부 돔 형태와 굴뚝 형태의 구조를 가지는 영역으로 나눌 수 있다. 하부 원통형의 구조만을 고려한다면, 고온의 철제 벽면과 콘크리트 벽면 사이의 gap 크기에 비해서 원통의 반지름이 상대적으로 매우 큰 값을 가지기 때문에 2차원 무한평판으로 가정하는 것이 가능하다. 그러나 돔 및 굴뚝 영역에서는 높이가 높아질수록 돔 단면직경이 감소하고 굴뚝 영역도 유동단면적이 작은 원통의 구조를 가져 2차원 무한평판의 가정에 많은 무리가 따른다. 앞에서 명시한 세 가지의 격납건물 형태에 있어서 ASPWR의 경우는 굴뚝을 포함한 영역까지도 무한평판으로 가정하는 것이 가능하나(돔에서의 열전달 단면적이 하부의 열전달 단면적에 비해 매우 작다는 가정을 한다면) 나머지 AP600과 HWRF의 격납건물에 있어서는 상부까지도 무한평판 가정을 사용하는 것에는 무리가 있다. 본 연구에서는 일반적인 유체해석 코드인 FLUENT V4.3을 이용하여 실제 격납건물 구조에 대한 분석을 시도하여 무한평판 구조에 대한 가정이 과도한 열전달량을 예측하고 있음을 확인하였다.

• Product Safety
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• s.259
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• pp.10-11
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• 2015

• KOREAN POULTRY JOURNAL
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• v.51 no.5
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• pp.220-221
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• 2019

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.26 no.2
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• pp.171-186
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• 2009

Various Earth-Moon transfer trajectories are designed and analyzed to prepare the future Korea's Lunar missions. Minimum fuel trajectory solutions are obtained for the departure year of 2017, 2020, 2022, and every required mission phases are analyzed from Earth departure to the final lunar mission orbit. N-body equations of motion are formulated which include the gravitational effect of the Sun, Earth and Moon. In addition, accelerations due to geopotential harmonics, Lunar J2 and solar radiation pressures are considered. Impulsive high thrust is assumed as the main thrusting method of spacecraft with launcher capability of KSLV-2 which is planned to be developed. For the method of injecting a spacecraft into a trans Lunar trajectory, both direct shooting from circular parking orbit and shooting from the multiple elliptical intermediate orbits are adapted, and their design results are compared and analyzed. In addition, spacecraft's visibility from Deajeon ground station are constrained to see how they affect the magnitude of TLI(Trans Lunar Injection) maneuver. The results presented in this paper includes launch opportunities, required optimal maneuver characteristics for each mission phase as well as the trajectory characteristics and numerous related parameters. It is confirmed that the final mass of Korean lunar explorer strongly depends onto the initial parking orbit's altitude and launcher's capability, rather than mission start time.

• Proceedings of the KAIS Fall Conference
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• 2003.06a
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• pp.119-121
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• 2003

마이크로 가스센서를 개발하기 위하여 가장 핵심적인 부품인 마이크로 핫플레이트에 대한 열전달을 해석하였다. 상용 열유동 해석 전용 프로그램인 FUENT를 이용하여 발열부와 주위의 실리콘 기판의 온도분포를 구하였다. 발열부에서는 전기저항에 의해서 일정한 양의 열이 균일하게 발생한다고 가정하고 그 열이 실리콘 기판의 끝을 통하여 빠져나간다고 가정하여 정상상태의 온도분포를 구하였다. 해석한 온도분포를 이용하여 균일한 온도분포를 얻을 수 있도록 발열선의 배치를 변화시켜가며 마이크로 핫플레이트의 설계를 완성하였다.

• Proceedings of the SAREK Conference
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• 2008.06a
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• pp.323-327
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• 2008

본 연구는 판형 핀-관 열교환기의 열전달 특성을 상용 CFD 코드인 SC/Tetra를 사용하여 해석한 내용에 관한 것이다. 해석조건은 입구속도 0.63 m/s, 튜브온도 $44.5^{\circ}C$이다. 해석 열교환기는 총6가지로 검토하였으며 각각의 온도분포와 유동패턴을 해석하고 판형 핀-관 열교환기의 열전달 특성을 비교 검토하였다.