• Proceedings of the Optical Society of Korea Conference
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• 2003.02a
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• pp.280-281
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• 2003

본 연구는 전자파, 표류전압, 정전기 등 위험한 환경에서 충분한 안전성과 우수한 성능을 보이며 금속발열선(HBW)에 비해 빠른 작동시간을 가지는 반도체브리지 착화장치를 개발하여 로켓 추진기관 및 자동차 에어백 (Air-Bag)에 적용하는데 그 목적이 있다. 로켓 추진기관 착화장치 및 안전장치에는 고도의 안전성 및 신뢰성이 요구되어 기존의 금속발열선 착화장치보다 전자파, 표류전압, 정전기 등 위험한 환경에서 충분한 안정성과 제품의 신뢰도를 향상시킬 수 있는 신기술 착화장치 설계사양이 요구되며 자동차 에어백용 인플레이터(inflater)는 에어백에 공급하는 가스를 발생시키기 위한 초기 구성품으로 자동차의 특성상 높은 작동신뢰성 유지와 주변 환경으로부터의 안전성이 요구되어 현존하는 금속발열선형 착화장치를 대체하는 반도체브리지 착화장치 개발이 필수적인 상황이다. (중략)

• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
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• 2018.07a
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• pp.55-56
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• 2018

화력발전소의 중요 구성품인 보일러 튜브의 예기치 못한 누설 사고로 인해 수억원에 해당하는 손실이 발생하고 있다. 본 논문에서는 보일러 튜브의 누설 감지를 위해 유전 알고리즘을 이용하여 추출 가능한 특징들 중 누수 감지에 유용한 특징들을 선택하고, 선택된 특징으로 서포트 벡터 머신을 이용하여 보일러 튜브의 누설 감지하는 방법을 제안한다. 이는 뛰어난 성능을 보였으며, 향후 본 기술을 이용하면 발전소의 손실 예방에 크게 도움이 될 것으로 기대된다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.50.3-50.3
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• 2009

지구관측용 광학탑재체를 탑재한 저궤도위성은 내부부품보호를 위해 표면처리와 같은 수동적 기법과 히터동작과 같은 능동적 기법을 함께 사용을 한다. 내부열손실을 막기 위해 위성외부의 거의 모든 부분을 단열재(MLI)로 감싸게 되며, 각 단열재는 견고하게 고정이 된다. 광학탑재체는 구성품의 보호와 최적성능의 영상획득을 위해 다수의 히터가 장착되는데, 각 히터는 가열대상물의 온도를 실시간으로 측정하여 미리 설정된 On/Off 온도를 기준으로 제어가 된다. 궤도상에서 탑재체가 겪게 되는 다양한 궤도열환경 시나리오에 대한 열해석결과를 이용하여 히터의 위치, 용량 및 제어온도가 결정된다. 궤도상 운용 중, 위성을 보호하는 단열재 사이에 미세한 틈이 발생한 가상적인 상황을 가정하여, 탑재체 히터의 임무주기변화와 탑재체 운용에의 영향을 분석한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.1057-1059
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• 2017

In development of liquid-propellant rocket engine, engine gimbaling requires various types of bellows movements and cryogenic insulation is applied with movement-based design and material on each axial and circular bellows. Cryogenic insulation of Bellows for high pressure line and recirculation line are necessary to maintain cryogenic temperature for engien efficiency and protect from heat transfer and radiation of high temperature components during engine gimbaling.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2015.07a
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• pp.165-166
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• 2015

본 논문은 새로운 단일전력변환 SEPIC(Single-Ended Primary-Inductor Converter)-ZETA 절연형 양방향 컨버터를 제안한다. 제안된 컨버터는 SEPIC과 ZETA 컨버터가 결합된 구조로 절연을 통해 안정성을 강화했고, DC측 리플 전류가 낮아 에너지 저장장치의 수명을 연장시킨다. 그리고 SEPIC 컨버터 모드(DC/AC)와 ZETA 컨버터 모드(AC/DC)에서의 입출력 전압비가 동일해 양방향 제어 알고리즘이 간단하다. 또한, 기존 two-stage 구성의 양방향 컨버터와 달리 회로가 단순하며, 단일전력변환을 통한 고효율 저비용의 장점을 가지고 있다. 본 논문에서는 이론적 해석 및 제안한 컨버터의 250W급 시작품을 이용한 실험결과를 통해 컨버터의 우수성 및 성능을 검증한다.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2015.11a
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• pp.35-37
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• 2015

본 논문은 전력구 내 지중선에서 발생하는 상용주파수(60 Hz) 자기장을 이용한 2 W급 무선전력 수신장치를 제안한다. 제안하는 수신장치는 자성체와 구리도선을 포함하는 수신 코일, 장치의 개폐를 위한 손잡이, 직렬공진회로 및 정류기를 포함하는 부가회로로 구성된다. 수신장치는 3상 지중선 중 하나에 설치되어 전력구 내 조명 및 온습도 센서를 구동하는데 사용 가능하다. 수신장치의 자성체로는 높은 기계적 강도 및 포화 자속밀도를 가지는 규소강판 박편이 사용되었으며, 직렬공진회로를 사용하여 최대전력을 수신하였다. 수신장치의 공진회로는 3 이하의 낮은 공진계수를 가지기에 50 Hz 및 60 Hz 지중선에 범용으로 사용이 가능하다. 사용된 규소강판 및 구리선의 무게와 가격의 곱을 성능지수(Figure of Merit)로 선정하여 이를 최소화하는 설계를 수행하였다. 제작된 시작품의 무게는 약 750 g중으로 2.2 W LED부하 구동이 가능하며, 이때 지중선의 전류는 $100A_{rms}$로 가정하였다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.13 no.3
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• pp.20-26
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• 2009

Turbopump test for a 30-ton-thrust liquid rocket engine was carried out using real-propellant. Liquid oxygen, kerosene, cold hydrogen gas were used for the oxidizer pump, the fuel pump, and the turbine, respectively. The turbopump was reliably operated at the design and off-design conditions and the performance requirements were satisfied, which implies that the turbopump development at the engine subsystem level is successfully accomplished in the point of performance validation. This paper presents the results of a test where the turbopump was run for 75 seconds at three operating modes. In terms of performance characteristics of pumps and turbine, the results of turbopump assembly test using real-propellant showed a good agreement with those of the turbopump component tests using simulant working fluid.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.11a
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• pp.359-365
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• 2008

Turbopump test for a 30-ton-thrust liquid rocket engine was carried out using real-propellant. Liquid oxygen, kerosene, cold hydrogen gas were used for the oxidizer pump, the fuel pump, the turbine, respectively. The turbopump was run stably at the design and off-design conditions and the performance requirements were satisfied, which implies that the turbopump development at the engine subsystem level is successfully accomplished in the point of performance validation. This paper presents the results of a test where the turbopump was run for 75 seconds at three operating modes. In terms of performance characteristics of pumps and turbine, the results from turbopump assembly test using real-propellant showed a good agreement with those from the turbopump component tests using simulant working fluid.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.17 no.4
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• pp.87-94
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• 2023

This paper addresses the installation and modification design of airframe structures for new and modified equipment installations that are essential for aircraft performance improvement. Typical performance improvement equipment mounted on the exterior of the aircraft include antenna, radar, electro-optical/infrared (EO/IR), and self-protection system equipment, which require structural reinforcement, modification, and mounting design of the green aircraft for operation. In the interior of the aircraft, console and rack structures are modified or added according to user operation requirements. In addition, this is accompanied by the installation design of equipment to be replaced and added for performance improvement, and the according modification of environmental control system components for internal cooling. The engineering process and cases in which airworthiness was verified through the detailed design of airframe structures with structural integrity, operability, and maintainability of performance-improved aircraft are presented.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.18 no.1
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• pp.16-25
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• 2014

The system analysis and design program of the liquid rocket engine has been developed for preliminary conceptual design process. The program consists of modular programs analyzing the main thruster, the gas-generator, turbo-pumps, the turbine, pipes, valves and so on. Each module has been developed in order to estimate performance, weight, and shape parameters of the components. The results of them have been verified with experimental data or other programs.