• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.15 no.1
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• pp.45-54
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• 2011

A program aiming at predicting dynamic characteristics of a Liquid Rocket Engine(LRE) was developed and examined to trace entire LRE operation. In the startup period, transient characteristics of the propellant flows were predicted and validated with hydraulic tests data. An arrangement of each component for the pipelines was based on an operating circuit of open cycle LRE. The flow rate ratio for the gas generator and the main chamber was determined to mimic that of real open cycle LRE. Individual component modeling at its transient was completed and was integrated into the system prediction program. Essential parameters of the component dynamic characteristics were examined in an integrated fashion.

• Fire Science and Engineering
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• v.20 no.3 s.63
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• pp.21-28
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• 2006

Since hot toxic gas included in the fire is the most principal reason of the death and has the fluid mechanical characteristics unlike air, smoke control method appropriate for the figure and structure of a fire room is needed and each unit of the smoke control system requests high performance according to this characteristics, for which performance test procedures and evaluation criteria must be established. Domestic criteria involved with the smoke control consist of the pre-investigation by documents and the part inspection, which has lots of problems because they are far from the performance based evaluation method compared with the references of developed countries. Consequently, domestic and international references were compared and analyzed, problems being emerged and standardization scheme of the test procedure was presented.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.05a
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• pp.105-109
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• 2003

A new scaling method for the prediction of gas turbine components characteristics using experimental data of gas turbine test unit has been proposed. In order to minimize the analyzed performance error in the this study, firstly component maps were constructed by real experimental performance data at some operating conditions and a polynomial obtained from scaling factors at given conditions, and then the simulated performance using the identified maps was compared with the performance result using the currently used traditional scaling method. In comparison, the performance analysis result by the currently used traditional scaling method was met well agreed with the real engine performance at most off-design points except for the design point. However the performance analysis result using the newly proposed scaling method had good agreement with the experimental results within maximum 5％ error.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.172.1-172.1
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• 2012

위성은 발사 후 임무수행을 위하여 필수적인 자세정보를 획득해야 한다. 별 추적기는 궤도상에서 별의 위치를 파악하여 상대적인 위성의 위치를 확인하는 데에 사용하는 감지기이다. 별 추적기는 태양, 지구, 달 등의 광원으로부터 오는 빛을 차단해 주는 시야각제한기(baffle), 광학계소자(CCD) 및 렌즈, 열제어소자(cooler) 그리고 전원 및 전자박스 등으로 구성된다. 위성은 발사 전 조립시험 기간 동안 전자파, 진동, 열/진공 등의 환경시험 통하여 수차례의 성능 유무를 확인한다. 이 환경시험 전과 후에는 위성의 모든 전장품의 기능시험을 수행하여, 각 전장품의 환경영향 유무를 판별한다. 특히 벌 추적기 관련시험으로, 광학계 성능 검증을 위한 광학적 자극시험과 전자박스의 구동확인을 위한 전자박스 점검시험이 있다. 본 논문에서는 지상에서 수행한 별 추적기의 기능시험 결과를 분석하여 건정성 동향을 분석하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.151.1-151.1
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• 2012

우주발사체와 발사지원설비를 연결하여 추진제 공급과 전기신호 송수신 등을 가능하게 하는 메커니즘을 엄브리칼 장치라고 한다. 국내 우주발사체의 경우 액체산소와 케로신을 추진제로 사용하며, 질소, 공기 및 헬륨 등의 가스를 밸브구동, 공간 퍼지, 추진제 가압에 이용한다. 본 논문에서는 우주센터의 발사대설비에 적용된 엄브리칼 장치 중 추진제 및 고압가스 공급을 위한 자동체결장치(auto coupling device)의 구성, 기능 및 발사 준비를 위한 프로세스에 대해 기술하고 있다. 자동체결장치는 발사체 하부 두 곳에 연결되며, 산화제 공급측의 체결장치(coupling device 1)와 연료 공급측의 체결장치(CD 2)로 구성된다. 이 장치는 발사체와의 접촉면에서 기밀을 확보한 상태에서 내부의 탱크, 밸브, 인터스테이지 등에 추진제 및 각종 가스를 공급하는 통로역할을 하며, 발사준비가 완료된 후에는 발사체 이륙 전 또는 이륙과 동시에 발사체로부터 자동으로 분리된다. 각각의 체결장치 구성품으로는 발사체 이륙시 발생하는 고온의 화염으로부터 장치를 보호하는 PD(protective device), 접촉면에 기밀을 제공하고 추진제 누출을 방지는 MCP(multi-channel plate), 접촉면을 보호하기 위한 덮게, 각종 연결 배관의 전진과 후진을 위한 캐리지, 발사체와의 체결을 지지하는 그립 등이 있다. 발사 준비를 위해서 사전에 장치의 독립운용시험을 통해 각 구성품의 상태와 기능을 점검하고 장치의 작동성을 검증한다. 이후 발사체를 모사하는 기체 및 관제설비와 종합적으로 연계 시험과 모사시험을 수행하여 최종적으로 발사준비상태를 확인하게 된다. 이러한 자동체결장치의 운용 경험은 한국형발사체의 지상지원설비 개발에 활용할 수 있을 것이다.

• Transactions of The Korea Fluid Power Systems Society
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• v.3 no.3
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• pp.8-13
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• 2006

It is very important for the manufacturers to predict the life of hydraulic system components according to the results of life tests. Since it takes too much time to test the hydraulic system components until failure, the no-failure test method is applied for the life test of them. If the shape parameter of Weibull distribution, the number of samples, the confidence level, and the assurance life are given, the no-failure test times of hydraulic system components can be calculated by given equation. Here, the procedures to obtain the no-failure test times of the hydraulic system components such as hydraulic motors and pumps, hydraulic cylinders, hydraulic valves, hydraulic accumulators, hydraulic hoses, and hydraulic filters are described briefly.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.4
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• pp.328-336
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• 2008

The shock tunnel as a hypersonic ground test facility was designed, constructed and its performance test was conducted to reproduce the high speed flow which the hypersonic propulsion system is encountered. The design points were understood and the conceptual design was completed using the quasi one dimensional operation analysis code. After that, the specific performance and compartment design were completed using CFD simulation as the part analysis. The facility was then constructed according to those design results and the performance test was conducted for various operation conditions. In this paper, we suggested the compartment design method using CFD analysis, construction process and various performance test results in detail.

• Journal of the KSME
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• v.57 no.11
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• pp.33-38
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• 2017

이 글에서는 한국항공우주연구원에서 보유 중인 가스터빈 개발에 필요한 고공환경시험설비 및 주요 구성품 성능시험설비를 소개하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.713-716
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• 2010

Slosh and vibration effects of fuel inside of fuel tank can be occurred due to the acceleration and flight speed during the rotorcraft flight. It can lead to the failure of internal fuel component and fuel tank skin can be damaged. This is directly related to human survival. Military specification (MIL-DTL-27422D) specifies that stability of aircraft fuel tank and internal component against slosh &vibration load shall be verified through the qualification test procedures. This report shows the establishment of slosh and vibration test facility and KUH fuel tank qualification test result.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.135.2-135.2
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• 2012

일반적으로 전자파챔버는 패러데이 케이지(Faraday Cage)라고 불리는 금속재질의 차폐구조물과 구조물 내부에서 발생할 수 있는 전자파의 반사를 억제하는 전파 흡수체로 구성되어 있다. 전자파 환경시험의 무결성을 유지하기 위해서는 챔버 내부에서 발생하는 전자기파가 외부로 나가는 것이 차단되어야 하며 역으로 챔버 외부에서 발생하는 전자기파도 챔버 내부로 유입되지 않도록 전자파챔버 차폐완결성이 유지되어야 한다. 이를 정량적으로 측정함으로서 전자파챔버의 차폐율(Shielding Effectiveness)이 정의될 수 있다. 이상적으로는 전자파챔버의 차폐구조물이 이음새 없이 완벽한 차폐완결성이 유지되어야 하나, 시험품의 이동을 위한 도어 및 외부 EGSE와 시험품간 전기적인 연결을 위한 포트 플레이트의 설치로 인해 완벽한 차폐완결성을 유지하는 것은 불가능하다. 따라서, 본 논문에서는 항공우주연구원에 설치된 전자파챔버의 일반 차폐면, 도어, 포트 플레이트에 대한 차폐율 측정을 통해 차폐율을 정량적으로 검증하였다. 또한, 본 측정 경험과 결과 분석은 전자파 챔버에서 이뤄지는 전자파환경시험의 신뢰성을 증진하고 향후 전자파 챔버 유지보수 및 대형 위성의 전자파 환경시험을 위한 대형 전자파 시험시설의 성능시험을 위해 활용될 수 있을 것이다.