• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2002.04a
• /
• pp.77-77
• /
• 2002

초소형 공중발사체 설계 시 하이브리드 모터의 적용가능성에 대한 연구를 실시하였다. HTPB/LOX를 추진제로 하여 마차바퀴형 연료 그레인, 산화제 탱크 가압방식을 사용하였고, 성능특성을 계산하기 위하여 하이브리드 연료의 연소율이 일정하다고 가정 하였다. 본 연구에 사용된 임무는 중량 3.5kg의 나노위성을 근지점 고도 200km, 원지점 고도 1,500km의 타원궤도로 진입시키는 것을 목적으로 하는 로켓의 1단 부분에 관한 것으로 1단의 발사속도는 M=1.3, 발사고도는 12km, 연소종료 고도는 40km이다. 1단에 대한 페이로드 중량은 127.5kg이고, 속도증가분($\Delta$V)은 3,330m/s이다. 모선은 F-4E를 사용하였고 모선의 특성상 발사체의 총 중량이 1,000kg이하로 제한되고 길이와 직경이 5m${\times}$5m로 제한되나 1단에 대한 길이의 제한조건은 현재까지 명확히 정립되지 않은 상태이다. 설계과정에서의 변수는 연료 그레인 포트 개수, 초기 산화제 플럭스, 연소실 압력을 사용했고, 설계 제한조건은 추진제 중량, 평균 비추력, 평균 추력, 연소시간, 1단 길이, 직경, 연소시간이고, 이들의 범위는 모선의 특성과 초소형 공중발사체의 임무특성에 맞게 설정하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2006.11a
• /
• pp.251-254
• /
• 2006

Micro thruster is a key technology in the micro/nano satellite. MSPT has been attracted attention as a one of possible solution for micro thruster MSPT as a systems four components. It is composed of nozzle, igniter, combustion chamber and propellant. This paper surveys varioud MSPTs which have been reported. The model of MSPT arrays for total impulse of 1 mNs is proposed. Combustion chamber is designed and fabricated.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2010.04a
• /
• pp.35.2-35.2
• /
• 2010

전리층의 총전자수는 이중주파수 GPS 관측정보에 의해 추정될 수 있다. 그러나 GPS 신호에 의해 추정된 총전자수 값은 'DCB(Differential Code Biases)'라 불리는 GPS 위성과 수신기의 하드웨어 바어어스에 의해 영향을 받는다. 이러한 하드웨어 바이어스는 전리층 총전자수 추정의 정확도에 심각한 영향을 줄 수 있기 때문에 반드시 고려해야만 한다. 수신기의 하드웨어 바이어스는 수십 나노초(nano-seconds)에 도달할 수 있고, 수신기의 타입 또는 주변 온도 그리고 수신기 모델마다 다를 수 있다. 이 연구에서는 한국천문연구연과 국토해양부에서 운영하는 GPS 기준국 관측정보를 활용하여 각각의 수신기 바이어스를 1시간 간격으로 추정하고, 변화 특성을 분석한다. 일부 GPS 수신기 바이어스는 IGS (International GNSS Service)에서 제공하는 수신기 바이어스와 그 결과를 비교하여 검증한다. 또한 한반도 상공의 전리층 총전자수 추정과 GPS 수신기 바이어스의 영향을 제시한다.

• Korean Journal of Optics and Photonics
• /
• v.33 no.5
• /
• pp.218-229
• /
• 2022

We have investigated reliable inspection methods for finding the defects generated during the manufacturing process of lightweight, large-aperture satellite telescope mirrors using silicon carbide, and we have measured the basic physical properties of the mirrors. We applied the advanced ceramic material (ACM) method, a combined method using liquid-silicon penetration sintering and chemical vapor deposition for the carbon molded body, to manufacture four SiC mirrors of different sizes and shapes. We have provided the defect standards for the reflectors systematically by classifying the defects according to the size and shape of the mirrors, and have suggested effective nondestructive methods for mirror surface inspection and internal defect detection. In addition, we have analyzed the measurements of 14 physical parameters (including density, modulus of elasticity, specific heat, and heat-transfer coefficient) that are required to design the mirrors and to predict the mechanical and thermal stability of the final products. In particular, we have studied the detailed measurement methods and results for the elastic modulus, thermal expansion coefficient, and flexural strength to improve the reliability of mechanical property tests.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.41 no.2
• /
• pp.150-155
• /
• 2013

We present a kevlar rope based Non-Explosive Actuator(NEA) device which has simple structure and is activated by burning Ni-Cr wire. Through performance test, we find it can be operated under various pre-load by simply changing turn number of Ni-Cr wire. It shows release time of 680ms and shock level of 110G under pre-load of 6.0kN. Launching environment and space environment tests are planned to verify performance of the NEA based on European Satellite Agency test manual. Conclusively, we expect the proposed NEA can be applicable to release solar panel and fairing separation.

• Journal of the Korean Magnetics Society
• /
• v.18 no.2
• /
• pp.58-62
• /
• 2008

$Ni_{0.4}Zn_{0.4}Cu_{0.2}Fe_2O_4$ ferrite was fabricated by solid stat reaction method and sol-gel method. Because of the drawbacks of each method, we combined these two methods together. We proposed and experimentally verified that nanocrystalline ferrite additive was effective on improving the densification behavior and magnetic properties of NiZnCu ferrites for multilayer chip inductors. The initial permeability of the toroidal core Sample with 20 wt% nanocrystalline ferrite increased from 78.1 to 178.2 as annealing temperature is increased from $880^{\circ}C$ to $920^{\circ}C$. The density, shrinkage and saturation magnetization were increased with increasing annealing temperature, which was attributed to the decrease of additive grain size and increase of sintering density.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
• /
• 2005.05a
• /
• pp.949-952
• /
• 2005

According to the national space program in Korea, is satellites will be launch into space up to 2015. Especially, KARI is going to develope of its own a high resolution camera of less than 1m to be mounted on next Multipurpose Satellite. When performing testing of large spacecraft or hardware that will be launched into orbit, it is necessary to conduct a testing with space-simulated environment. To achieve this requirement, thermal vacuum chamber is generally used. KARI has been developed a very Large Thermal Vacuum Chamber(LTVC) from 2003 to accomodate future space program, such as KOMPSAT, COMS, and Launch vehicles. This new facility will be used to qualify the first self developed High Resolution Camera, which will be loaded on KOMPSAT-3. To perform an optical test for space camera, it is necessary to provide vibration free environment. Thus the vibration responses on the optical table due to external vibration should be minimized by using a special isolation system. In this paper, we propose the concept design of vibration isolation system for the development of the high resolution camera.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2009.05a
• /
• pp.365-368
• /
• 2009

A new concept of a small thruster for altitude control of a micro/nano class satellite is developed, which utilizes the pulsed laser energy. As the laser-based thruster does not require burning of any fuel, it gives promise of small satellite design criteria, namely light weight and cost effectiveness. In this paper, we develop gel-type material for generating strong plasma plume for enhancing thrust for propulsion. Moreover, we quantify the level of thrust via the momentum coupling coefficient measured by the pendulum system. We discover that the driving force is significantly improved via the gel-typed propellant for laser ablation.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
• /
• 2011.02a
• /
• pp.372-372
• /
• 2011

염료 감응형 태양전지는 상,하판 투명전극(TCO), 나노입자의 다공질 TiO2, 염료 고분자 층으로 구성된 광전극과 투명전극 및 백금(Pt) 박막으로 구성된 상대전극 그리고 두 전극 사이를 산화 환원용 전해질 용액으로 채우고 있는 구조이다. 이 구조에서 투명전극(TCO)은 재료비의 많은 부분을 차지하므로 제작비용 절감을 위한 TCO-less에 관한 연구가 활발히 진행 중이다. 본 연구에서는 TCO-less 염료 감응형 태양전지 제작을 위해 이중층 Ti 전극 구조를 제안하였다. 제작과정은 광조사 부분을 확보한 유리기판에 e-beam 증착법을 이용해 Ti 전극을 증착시킨 후 TiO2를 Ti전극과 일부 중첩하여 인쇄하고 그 위에 두 번째 Ti전극을 제작한다. 이중층 Ti전극 구조는 SEM, EIS 등의 분석장비를 사용하였고 기존 FTO 구조에 비해 단락전류밀도, 에너지 변환효율은 감소하였으나 직렬 내부저항이 약 27% 감소하여 fill factor가 28% 향상된 결과를 얻을 수 있었다.

• Proceedings of the KSR Conference
• /
• 2003.05a
• /
• pp.712-717
• /
• 2003

지능 재료를 이용한 디바이스는 자연계에 존재하는 생명체와 같이 내.외부 환경 변화에 대응하여 스스로 변하는 능동적 기능을 갖고 있기 때문에 시스템 성능의 극대화 및 유지비용의 최소화를 가져오게 된다. 이러한 지능재료 기술은 지난 10여년 전부터 연구되었는데 대표적인 웅용을 보면, 산업, 항공, 교통, 운송 분야의 능동 소음 및 반능동 진동제어; 복합 재료 손상위치 탐지시스템, 손상구조 건전성 평가시스템, 교량, 저장탱크, 건물, 유조선, 대형 구조물의 건전성 평가 시스템; 초정밀 직진 안내기구, 나노 스테이지, 절삭오차 보정용 엑츄에이터, 초음파 회전모터, 지능유압 서보밸브, 변형 거울 등의 모터/엑츄에이터; 자동차 엔진 성능제어, 흡배기구 압력측정, 가속도 센서, 자이로센서, 에어백 센서, 타이어 센서 등의 지능 MEMS/NEMS 센서; electronic article 정찰, 도서태그, 비접촉 항공 운송물 분류 및 보안시스템, 전자 운전자 식별시스템, 광섬유 건물 보안 시스템, 지능 신경망 형상 인식 시스템 등의 보안 시스템; 지능항공기 구조물, 인공위성안테나, 헬리콥터 회전익 등의 형상제어가 있다. 본 논문에서는 지능재료 기술을 정리하고 차세대 철도차량 기술에 지금까지 적용한 예를 소개하며 향후 적용할 수 있는 분야들을 가능성 및 실용성 면에서 소개하고자 한다.