• Composites Research
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• 제36권2호
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• pp.132-139
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• 2023

추진제 탱크의 경량화를 위해 비강도가 우수한 탄소섬유 강화 복합재를 이용하여 라이너 없이 복합재 추진제 탱크를 제작하기 위한 연구를 수행하였다. 본 연구에서는 MEOP 1.7 MPa의 내압을 지탱할 수 있는 직경 800 mm의 복합재 추진제 탱크 축소형 시제를 설계하였고, 보스 또한 동일한 복합소재로 제작하여 무게를 줄였다. 라이너 없이 탱크를 제작하기 위해 분리형 맨드릴을 이용하였고, 맨드릴의 무게도 줄이고 경화 과정에서 맨드릴의 팽창을 줄여 치수안정성을 도모하기 위해 복합재로 맨드릴을 제작하였다. 맨드릴 상에 탄소섬유 직물 소재를 핸드레이업 공정으로 적층한 후 오토클레이브 경화 과정을 거쳐 시제품을 제작하였다. 시제품 제작 후, 상온 보증압 시험과 헬륨 기밀 시험, 그리고 상온 반복 내압 시험과 파열 시험을 수행하여 내압 강도 및 기밀 성능 요건을 충분히 만족함을 확인하였고 파열압에 대한 안전여유가 충분함을 확인하였다. 본 연구 결과를 발사체 연료탱크 개발에 적용함으로써 발사체 전체 경량화에 기여할 수 있고, 향후 극저온 성능까지 검증한다면 극저온 산화제탱크 제작에도 활용할 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권5호
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• pp.419-426
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• 2018

심우주 탐사 임무를 수행하는 경우 발사체의 최상단에 궤도전이를 위한 고체 또는 액체 엔진이 장착된다. 궤도 전이 과정에서 추력 비정렬 오차가 존재할 경우, 시간이 지남에 따라 탑재체의 자세각 오차가 급속히 증가하여 임무의 성패에 직접적인 영향을 미칠 수 있다. 이러한 추력 비정렬 오차를 줄이는 방법으로는 스핀안정화 방식 또는 3축 자세제어 방식이 있으며, 이 중 시스템 단순화 및 구조 경량화 측면에서 강점을 가지는 스핀안정화 방식이 많이 사용된다. 스핀 안정화를 적용하는 방법 중 하나는 발사체의 스핀테이블 시스템을 사용하는 것이다. 본 연구에서는 스핀테이블이 탑재체 분리 후 거동에 미치는 영향을 분석하였다. 분석에 필요한 스핀테이블의 기능을 모사할 수 있도록 기초 설계를 수행하였으며, 이를 적용하여 스핀테이블의 거동을 모사하는 시뮬레이션 환경을 구축하였다. 스핀테이블의 유무에 따른 탑재체의 거동 및 스핀테이블의 효과를 분석하였고 스핀테이블 시스템의 구성요소 중 분리스프링의 공차에 의한 탑재체의 분리 후 거동 해석을 수행하였다.

• Journal of Advanced Marine Engineering and Technology
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• 제38권1호
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• pp.99-104
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• 2014

본 논문에서는 탄화수소화재 조건에 따른 방화 댐퍼의 내화성능 평가에 대한 선행논문 실험체 -1(126 mm, $136^{\circ}C$)에 대하여 H-120 등급 방열성 확보가 가능한 최적의 코밍 방열 조건을 도출 하고자 노출면 코밍 방열 두께와 비 노출면 코밍 방열 길이 변화를 변수로 하여 내화실험을 수행 하였다. 내화실험 결과 실험체-2(88 mm, $171^{\circ}C$)는 H-120 방열성 허용기준을 만족하였으나, 실험체-3(50 mm, $185^{\circ}C$)은 110분에 방열성능 허용기준을 초과하는 것으로 나타나 실험체-2의 방열 조건이 실험체-1로부터 경량화가 가능한 최적의 방열 조건으로 확인 되었으며, 온도상승에 대한 비교결과 노출면 코밍 방열두께가 감소될 경우 방열재 표면온도는 격벽을 통한 전도열에 의한 영향 크며, 코밍 표면온도는 블레이드와 노출면 코밍으로부터 방사되는 복사열에 의한 영향이 큰 것으로 판단된다.

• 한국음향학회지
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• 제35권6호
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• pp.480-490
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• 2016

풍력터빈의 대형화와 경량화에 따라 풍력터빈에 작용하는 동하중에 의한 진동 응답이 크게 발생할 수 있다. 특히 공진에서는 큰 진동 응답이 발생하므로 설계 시 정확한 고유진동수의 예측이 요구된다. 이를 위해 풍력터빈 지지구조와 지반에 대한 연성해석이 요구되는데, 일반적으로 유한요소에 기반한 수치적인 방법이 주로 이용된다. 그러나 유한요소 해석은 파일-지반 모델링 및 연산에 많은 노력과 시간을 요구하므로 초기 설계 단계에서는 활용에 많은 제약이 따른다. 반면, 지반을 선형화한 이론 해석은 모델이 단순하고 연산 시간이 매우 짧으므로, 해석의 신뢰성이 확보된다면 지반-지지구조의 거동 특성을 초기에 예측하는데 유용한 도구가 될 수 있다. 본 논문에서는 이론 해석을 이용해 지반에 인입된 파일에 대한 파일-지반 연성해석을 수행하였다. 해석 시 지반의 변형은 탄성 범위 이내에 있다고 단순화하여 파일은 보로, 지반은 연속체로 모델링하였다. 본 연속체 모델을 이용해 파일 상단에 수평 하중 또는 모멘트가 작용할 때 발생하는 파일의 횡변형을 구하고, 파일의 세장비에 따른 영향계수를 도출하였다. 그리고 이를 유한요소해석을 기반으로 한 문헌의 결과와 비교함으로써 해석 결과의 신뢰도를 평가하였다. 이를 통해 연속체 모델의 해석은 세장비가 큰 파일에 대해서는 유효한 반면 약 3 이하의 낮은 세장비를 가지는 파일에서는 신뢰성이 떨어짐을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권10호
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• pp.966-978
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• 2011

분출냉각은 높은 압력과 온도의 가혹한 환경에서 운용되는 고성능 액체로켓과 공기흡입엔진을 위한 가장 효과적인 냉각방법이다. 분출냉각이 적용되는 경우, 연소기 라이너와 터빈 블레이드/베인은 다공질 벽면을 통과하는 냉각재(공기 또는 연료)뿐만 아니라 차단막으로 작용하는 벽면을 빠져나온 냉각재에 의해 냉각된다. 이러한 냉각기술의 실용화는 가용한 다공질 재료의 부재로 인해 제한을 받아왔다. 그러나 금속결합 기술의 발전으로 확산접합과 식각된 얇은 금속판으로 제작한 Lamilloy$^{(R)}$와 같은 다층 기공 구조물이 개발되었다. 그리고 또한 경량 세라믹 매트릭스 복합재료가 개발됨에 따라 분출냉각은 근래 고성능 엔진 냉각을 위한 유망 기술로 여겨지고 있다. 본 논문에서는 분출냉각의 최근 연구동향 및 가스터빈, 액체로켓 및 극초음속 비행체 엔진에 이의 적용사례를 고찰하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권11호
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• pp.115-120
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• 2005

본 논문에서는 과학기술위성 2호 대용량 메모리 유닛(Mass Memory Unit, MMU)의 시험모델(Engineering Model, EM)을 개발하고 기능 및 성능 시험한 결과를 제시하였다. 성능 구현에 필요한 로직들을 별도의 전용 칩들을 사용하지 않고 하나의 FPGA에 구현함으로써 대용량 메모리 유닛을 소형화, 경량화하고 저전력으로 사용할 수 있도록 하였다. 대용량 메모리는 2Gbits SDRAM 모듈을 사용하였으며 파일 시스템을 운용하여 지상국에서의 데이터 관리가 용이 하도록 하였다. 대용량 메모리에서 발생하는 SEU(Single Event Upset)를 극복하기 위해서 RS(207,187) 코드가 소프트웨어로 구현되어 있어서 187바이트당 10바이트의 에러를 복구할 수 있다. 또한 탑재체 데이터의 수신 성능을 검증하기 위해서 시뮬레이터를 제작 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.629-634
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• 2011

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 및 설계점 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정하고, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 데이터를 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/($lb^*h$)이 예측되었다. 설계점 계산결과를 기준으로 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과, 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.97-102
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• 2013

초고속 비행체에 적용 가능한 소모성 터빈엔진 개발을 위한 사전연구를 수행하였다. 엔진 요구도 결정을 위한 가상 운용임무형상을 선정한 후, 유사급 엔진과 참고문헌 등을 통해 확보된 설계변수 값을 활용하여 설계점 해석을 수행하였는데, 해면고도, 마하수 1.2 조건에서 터빈입구온도 3,600 R에 대한 설계점 계산결과, 비추력 2,599.4 ft/s, 비연료소모율 1.483 lb/(lb*h)이 예측되었다. 두 가지 임무형상에 대한 엔진 성능해석결과로부터 엔진 최대 순추력을 결정하는 설계변수는 천음속 및 낮은 초음속영역에서는 터빈입구온도, 높은 초음속 영역에서는 압축기 출구온도임을 확인하였다. 이밖에도 단순, 저가, 경량의 터빈엔진형상으로 축류형 다단압축기와 직류형 연소기, 1단 축류터빈, 고정 수축팽창 노즐이 적용된 단순터보제트엔진을 제시하였다.

• 전기전자학회논문지
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• 제22권3호
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• pp.522-531
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• 2018

FIPS 186-2에 정의된 224-비트 소수체 타원곡선 암호와 2048-비트 키길이의 RSA 암호를 단일 하드웨어로 통합 구현한 공개키 암호 프로세서 EC-RSA를 설계하였다. ECC의 스칼라 곱셈과 RSA의 멱승 연산에 공통으로 사용되는 유한체 연산장치를 32 비트 데이터 패스로 구현하였으며, 이들 연산장치와 내부 메모리를 ECC와 RSA 연산에서 효율적으로 공유함으로써 경량화된 하드웨어로 구현하였다. EC-RSA 프로세서를 FPGA에 구현하여 하드웨어 동작을 검증하였으며, 180-nm CMOS 셀 라이브러리로 합성한 결과 11,779 GEs와 14 kbit의 RAM으로 구현되었고, 최대 동작 주파수는 133 MHz로 평가되었다. ECC의 스칼라 곱셈 연산에 867,746 클록 사이클을 소요되어 34.3 kbps의 처리율을 가지며, RSA의 복호화 연산에 26,149,013 클록 사이클이 소요되어 10.4 kbps의 처리율을 갖는 것으로 평가되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권5호
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• pp.366-372
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• 2013

한국형 달탐사선은 국가 우주개발계획에 따라 한국형 발사체인 KSLV-2(Korea Space Launch Vehicle 2)에 탑재하여 2020년 이후 발사될 예정이다. 한국형 달탐사선은 무인 탐사선으로 궤도선과 착륙선 2종으로 구성되며 발사체의 탑재능력에 따라 발사중량 550kg 이내의 소형 경량으로 개발되어야 한다. 달탐사선 구조체는 임무 탑재장비의 수용 뿐 아니라 발사 및 운용환경에서 견딜 수 있도록 충분한 강성과 강도가 요구된다. 본 논문에서는 한국형 달탐사선 구조모델의 설계에 대한 선행 연구결과를 기술한다.