• 한국음향학회지
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• 제35권6호
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• pp.411-418
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• 2016

본 논문에서는 초저음파 신호를 이용하여 탄도미사일 발사위치를 추정하는 새로운 방법을 개발하였다. 양구와 철원에 설치된 기상청의 초저음파 관측망을 이용하여, 북한의 탄도미사일 발사시 발생한 초저음파 신호를 분석하였다. 신호의 탐지 및 발생위치 추정을 위하여 시간-주파수 분석, 도달 지연시간 측정 방법 및 구 삼각공식 등을 적용하였으며, 발사원점과 약 3 km 정도 차이가 나는 곳을 발사지점으로 추정하여 개발된 알고리즘의 정확도를 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제24권4호
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• pp.48-54
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• 2020

미국, 유럽, 일본, 중국 등 우주 선진국에서 효율성 및 저비용을 목표로 차세대 상업용 발사체를 위한 연구가 활발하게 진행되고 있다. 본 논문은 지상운용시스템을 포함한 발사체 에비오닉스 시스템에 대한 최근 기술동향들을 조사하고 소개하는 것이다. 탑재장치의 경우 개발 기간을 단축하고 비용을 절감하기 위해 기능별로 장치를 표준화하고 시스템 요구조건 변경에 유연하게 대응하도록 모듈화를 진행한다. 또한 모든 장치간 인터페이스에 통신망을 적용하고 강력한 자가진단 기능을 탑재장치에 포함시킴으로써 지상시스템과의 인터페이스에 자동화·단순화를 실현하여 효율적인 발사체계시스템을 구축하고 있음을 확인한다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.232-241
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• 2004

항공우주연구원에서는 KSLV용 추진기관 종합시험설비를 구축, 운영함으로써 발사체 추진기관의 각 구성품의 조립성 및 시스템 적합성을 검증하고, 연소시험을 포함한 각종 시험을 통해 구성품의 성능 확인 및 추진기관 시스템에 대한 종합적 인증(Qualification)을 하고자 한다. 아울러 발사 환경을 모사할 수 있어, 추진기관 구성품 및 시스템의 최종 환경시험이 가능할 뿐 아니라 발사시 추진기관의 성능을 예측할 수 있다. 본 논문에서는 상기 목적을 위해 구축되는 추진기관 종합시험 설비(Integrated Power Plant Test Facility)의 개념설계(Conceptual Design Analysis)과정을 통해 도출된 설계 개념을 정리하여 기술하고자 한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.166.2-166.2
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• 2012

국내에서 개발한 고기동 저궤도 위성이 일본 다네가시마 우주센터에서 2012년 5월 18일 발사되었다. 자세제어계는 위성의 임무수행을 완수할 수 있도록 발사 후부터 위성 수명 기간 동안 자세명령을 생성하고 제어 및 결정을 하며, 궤도 조정과 모멘텀 덤핑등의 임무를 수행한다. 이러한 임무 수행을 가능하게 하기 위해 자세제어계는 적절한 센서와 구동기 조합을 사용하여 추력기 기반 안전모드, 궤도 조정을 위한 Del-V Burn 기동 모드, 태양지향 서브모드 및 목표지향 서브모드 등을 설계했다. 고기동 위성의 초기 운용 중 자세제어계는 자세제어계 하드웨어의 초기 구동 및 점검을 수행하고 설계한 각 모드의 기능과 성능 확인을 수행하게 된다. 본 연구는 성공적으로 완료한 자세제어계 하드웨어의 초기 점검 결과를 소개하는 것이 목적이다. 초기 운용은 위성이 발사된 직후 탑재컴퓨터가 깨어나면서부터 시작되는데, 발사 후 최초 접속시 추력기 기반 안전모드에서 태양 획득 성능 및 제어 성능을 확인한 후 정상 상태 모드인 태양지향 자세로 전환하기 위해 자세제어계 하드웨어인 별 추적기, 자기토커, 반작용휠의 초기 구동 및 점검을 수행하였다. 본 연구에서는 각 하드웨어의 초기 구동 점검과 성능 및 기능 요구조건 만족에 대한 성능 분석 결과를 정리하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.898-903
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• 2011

위성발사체 액체추진기관 구성품은 발사체의 발사 준비 및 비행을 위해 다양한 작동 mode 및 다양한 환경에서 설계된 성능을 보장하여야 한다. 설계 요건을 충족하는 개발이 이루어졌는지 그리고 개발, 인증, 수락, 조립, 발사 전 시험, 발사 및 비행운용 등의 모든 개발/운용 단계에서 발생 가능한 환경에서 정상작동을 보장하는지를 확인하는 일련의 시험을 통과하여야 실제 목표 궤도에 위성을 투입하기위한 발사체에 장착이 가능하다. 이러한 시험들에 대한 요건들은 이미 발사체 선진국에서는 수십 년의 경험을 바탕으로 그 기준을 마련하고 있다. 현재 한국형발사체 개발을 추진 중인 한국에서도 지난 10여 년간의 액체추진기관을 이용한 발사체 개발에 대한 연구/개발이 있어왔으며, 그 간의 경험을 바탕으로 국내 실정에 맞는 액체추진기관 구성품에 대한 시험요건 구축이 필요하다. 본 논문에서는 국내에서 설정 가능한 액체추진기관 구성품 시험요건에 대한 기준을 고찰하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제21권2호
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• pp.153-166
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• 2004

향후 우리나라의 행성 탐사 임무에 대비하여 행성 근접 통과를 이용한 목성 탐사 임무의 최적 발사 가능 시기에 대한 연구를 수행하였다. 본 연구를 통해서 관련 비행 궤적을 설계할 수 있는 자체적인 프로그램을 개발하였으며 일련의 과정을 통해 그 성능을 검증하였다. 목성까지의 비행 궤적 중 직행 임무(Direct mission), 단일 행성 근접 통과를 이용한 임무(Single planet gravity assist mission) 그리고 복수 행성 근접 통과를 이용한 임무(Multi planet gravity assist mission)에 대한 비행 궤적을 각각 설계하였으며 이에 대한 최적의 발사시기를 선정하였다. 목성 탐사 비행 궤적 중, 지구-화성-지구-목성의 비행 궤적 (Earth-Mars-Earth-Jupiter Gravity Assist, EMEJGA Trajectory)을 갖는 복수 행성 근접 통과 임무가 약 29.231$Km^2$/$S^2$의 발사 에너지($C_3$)값을 필요로 하였으며 이는 직행 임무의 발사 에너지($C_3$)값 75.756$\textrm{km}^2$/s$^2$및 화성 근접 통과만을 고려한 단일 행성 근접 통과 임무의 발사 에너지($C_3$)값 63.590$Km^2$/$S^2$보다 현저하게 낮은 수치이다. 이러한 결과는 행성간 탐사선의 비행 궤적 설계 시 행성 근접 통과를 고려하였을 경우 발사 에너지의 절감 효과 및 한번의 발사로 하나 이상의 행성의 탐사가 가능함으로 임무의 효율성을 증대시킬 수 있다는 사실을 보여 주고 있다. 또한 복수 행성 근접 통과를 이용하였을 경우 요구되는 총 임무 기간은 약 4.6년으로 직행 혹은 단일 행성 근접 통과를 이용하였을 경우(각 약2.98년 및 약2.33년의 총 임무 기간)에 비해 임무 기간이 길어지는 단점이 있음을 확인 시켜 주고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권11호
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• pp.914-921
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• 2017

우주발사체 고공환경모사의 실험적 연구는 우주발사체 발사 및 임무완수에 대한 독자적 기술력 확보를 위해 중요하다. 본 연구는 한국형발사체(Korean Space Launch Vehicle; KSLV-II)의 발사 후 마하수 6을 돌파하는 고도 65 km 조건을 선정하였다. 지상시험장비중 하나인 충격파 터널을 이용하여 고공환경모사를 수행하였다. 유동발달 이후 공기열역학적 특성과 수직 및 경사충격파 확인을 위해 선두부 모델의 정체 압력과 정체 열 유량, 그리고 반구형상 모델의 충격파 이탈거리 측정을 통해 유동검증을 수행하였다. 추가적으로 발사체 측면과 저부면 현상연구에 사용되는 시험모델의 자유류 회복을 위한 충격파 상쇄 기법을 개발 및 검증하였다. 세 가지 유동검증 결과를 통해 이론값과 약 ${\pm}3%$ 이내의 오차를 갖는 정확한 유동이 발달되었음을 확인하였다. 그리고 충격파 상쇄기법을 갖는 천이구간 축소 모델의 경사충격파 경사각과 수평 평판모델의 경사각, 그리고 모델 측면 정압력의 실험값과 이론값의 오차가 각각 2%, 그리고 1% 으로 확인되었으며, 이를 통해 해당 충격파 상쇄 기법의 합리적인 효과가 검증되었다.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2018년도 추계학술대회
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• pp.144-146
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• 2018

해상에서 안개 등 시계불량 시 항행 위험을 알려주는 중요한 기능을 하는 레이다 비콘은 세계에서 5 ~ 6 종류를 사용하나, 발사부호 및 발사주기의 조정이 어려운 실정이며, 레이다비콘의 정상적 동작 여부를 확인하기 위해서는 선박의 레이다를 작동시켜 그 동작 여부를 확인하는 방법을 사용하는 등 유지관리가 어려운 실정이다. 이러한 불편을 해소하기 위해 본 연구에서는 전 세계에 상용되는 레이콘을 하나의 기기에서 감시 제어 및 조정기능을 할 수 있는 장치를 전 세계에서 처음으로 개발하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제1권3호
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• pp.319-336
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• 2021

본문은 과학관측임무 초소형위성인 SNIPE(Scale magNetospheric and Ionospheric Plasma Experiment)의 시제인증모델(EQM)에 대한 발사환경시험 수행 결과 및 이를 통해 얻을 수 있는 신뢰성 있는 초소형위성 개발 방향에 대해 논한다. SNIPE는 우주기상관측을 포함한 다양한 탑재체를 지닌 6U급 초소형위성으로 4기가 편대비행을 하며 임무를 수행한다. 다수의 비행모델 제작 전 시제인증모델을 통해 먼저 설계 및 제작의 유용성을 검증하고자 하였다. 시제인증모델의 발사환경시험은 2019년 1차 시험이 수행되었고, 여기서 발견된 일부 문제점을 교정하여 2021년에 2차 시험을 수행함으로써 모든 문제가 해결되었음을 확인할 수 있었다. 두 차례의 시험에서 특이할 점은 1차 시험의 발사관과 2차 시험의 발사관이 다르다는 점인데, 1차 시험용 발사관과 달리 2차 시험의 발사관은 내부의 초소형위성을 고정하는 기능이 있어서 내부 초소형위성이 실제 받는 구조적 하중이 1차 시험에 비해 훨씬 경감되었다는 점이다. 본 논문은 두 시험의 결과로 나타난 특징을 분석하고, 차후 여타 초소형위성의 구조 설계에 반영할 수 있는 지침들을 제시하였다.

• Korean Chemical Engineering Research
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• 제61권2호
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• pp.208-216
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• 2023

본 연구는 Delphi/AHP 기법을 사용하여 발사장 주변 및 비행경로의 해상안전 강화를 위한 위협요인 및 중요도를 분석하였다. 우선 Delphi 기법으로, 발사체/공공안전 전문가 집단을 대상으로 4개 질문(발사안전통제 필요성, 발사 공공안전 확보 최우선 고려사항, 해상안전 확보를 위하여 개선할 사항, 해상안전 위협요인)에 대하여 20개 항목으로 답변을 도출하였다. 이를 기반으로 AHP 기법으로 각 항목의 중요도를 평가하였다. AHP 분석결과 4개 질문에 대한 평균 일관성 비율은 4.8%이고, 각 측정지표의 일관성 비율은 3.9~5.7%로써 CR ≤ 0.1(10%) 보다 낮으므로 모두 일관성이 있음을 확인하였다. 중요도와 우선순위를 고려한 결과, 발사안전통제가 필요한 이유로 발사 사고 시 인적, 물적으로 큰 피해가 발생 가능성 때문(0.36)으로, 발사안전통제에서 최우선으로 고려할 사항은 위험구역 내 인원, 장비, 시설의 안전 확보(0.31)로 나타났다. 또한, 발사 해상안전 위협요인으로 가장 우려되는 항목은 통제해역 내 선박의 무단 진입, 통제 불가 상황(0.30)이며, 현재 개선하여야 할 대책으로는 이러한 상황을 법적으로 통제할 수 있는 근거마련(0.32)이 가장 시급하다고 나타났다. 본 논문은 위협요인을 전문가 의견 수렴을 통하여 도출하고, 중요도 및 우선순위를 객관적으로 평가한 부분에 의미가 있다. 향후 위험성 평가 및 안전통제 계획수립 단계에서 중요한 기초자료로 활용될 수 있을 것으로 기대한다.