• 한국항공우주학회지
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• 제35권11호
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• pp.1022-1027
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• 2007

베어링 지지부가 터보펌프용 인듀서의 성능에 미치는 영향에 대하여 실험적 및 계산적 연구가 수행되었다. 양정, 효율, 인듀서 슈라우드 압력 분포 등을 측정하였으며 유동해석 계산결과와 비교하였다. 유동해석결과는 실험결과와 비교하여 전체적으로 잘 일치하는 결과를 얻었다. 그러나 입구의 역류가 심해지는 저유량 작동조건에서는 계산값과 시험값이 다소의 차이를 보였다. 역류가 심해지는 저유량에서 베어링 지지부가 역류의 발달을 방해하여 인듀서의 수력성능을 향상시키는 것을 관찰하였으며, 베어링 지지부의 설치는 흡입성능에 큰 영향을 미치지 못함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1061-1067
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• 2017

1960년대 이후부터 하이드라진($N_2H_4$)은 로켓, 인공위성 또는 심우주 임무용 추진제로 사용되어 왔다. 하지만 하이드라진의 높은 독성과 운영비용으로 이온성 액체 추진제(ADM, HAN) 및 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)과 같은 친환경 추진제에 대한 요구가 증가하고 있다. 아산화질소 연료 혼합물(NOFB)은 이원추진제가 갖는 높은 성능과 단일추진제의 단순한 공급시스템 장점을 모두 갖는 추진제로서, 적절한 취급방법과 설계가 적용된다면 전통적인 하이드라진 추진 시스템을 대체할 만한 추진제로 사용가능할 것이다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제21권4호
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• pp.361-370
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• 2004

본 연구에서는 행성간 탐사선의 정밀궤도결정에 필수적인 심우주 추적망(Deep Space Network, DSN) 관측모델을 개발하였다. DSN 관측모델은 DSN 관측시 발생하는 오차를 모델링하여 실제 DSN 관측값과 동일한 관측값을 생성하는 역할을 수행한다. 본 연구의 목적은 행성간 탐사선 정밀궤도결정 과정의 일환인 DSN 관측모델을 개발하는 것이다. DSN 관측모델에는 대류층, 이온층과 안테나 옵셋 오차 모델을 포함시켰으며 임무에 따라 변하는 파라미터 값도 적용하였다. 또한 DSN 관측모델을 3개의 DSN 지상국에서 방위각-고도 마운트를 사용하는 모든 안테나에 대해 구현하였다. 고려한 오차모델의 결과값과 JPL 결과값을 비교해 본 결과, 모든 오차모델 값이 JPL에서 제시한 허용오차 범위인 $10\%$ 내에 있음을 확인하였다. 오차모델과 파라미터를 고려하여 실제 관측과 동일한 DSN 관측값을 생성하였으며, 이를 통해 본 연구에서 개발된 관측모델이 향후 우리 나라 행성간 탐사 임무시 정밀궤도 결정을 위한 관측모델로 활용 가능함을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제24권1호
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• pp.79-90
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• 2007

지구와 태양 사이의 중력 평형점에서 혜일로 궤도로 운용되며, 심우주 반사율(albedo)을 측정코자 하는 EARTHSHINE 미션의 과학적 목적에 최적화된 아몬라 가시광 채널의 성능 인증 모델용 광학 시스템 개발을 완료하였다. 아몬라 광학계 설계 요구사항에 부합하는 설계안과 공차분석 결과를 바탕으로 광학 시스템의 설계, 부품 제작, 결합, 정렬, 성능 검증까지의 전 공정을 순수 국내 개발하였으며 특히 측정된 부품들의 광파면 오차를 결합 및 성능 평가 공정에 역투입하는 신 공법에 의하여 성능 검증을 실시하였다. 최종 결합 및 정렬이 완료되어 측정한 아몬라 광학계의 광파면 오차는 중심 시야에서 RMS 0.091 wave(기준 파장: 632.8nin)이며, Ensquared Energy(EE) 성능은 61.7%($14{\mu}m$ 이내), 변조전달함수(MTF) 성능은 35.3%(기준 주파수: $35.7mm^{-1}$)이다. 위 결과들은 아몬라 가시광 채널의 요구사항을 모두 만족시킴으로써 개발된 아몬라 가시광 채널 광학계가 EARTHSHINE 미션의 과학목적을 완수할 수 있음을 증명하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.88-88
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• 2003

로켓 엔진 시스템에는 가압가스로 추진제를 엔진으로 공급하는 가압 시스템과 터보펌프를 이용해 엔진으로 고압의 추진제를 공급하는 터보펌프 시스템으로 나눌 수 있으며 터보펌프 시스템은 다시 Gas Generator를 이용하는 개방형 엔진과 Prebumer를 이용한 폐쇄형 엔진인 다단 엔진으로 구분할 수 있다. 로켓의 엔진 시스템은 Turbine, Turbopump, Gas Generator, Thrust Chamber, Tube, Valve, Propellant Tank 등 각 구성품 간에 서로 상호간섭이 매우 심한 공정이다 로켓 엔진 시스템은 이와 같은 상호간섭에 의해 추력 제어 및 혼합비 제어, 추진제 소진 제어 적용 시 정확하고 강인한 제어를 수행하여야 한다. 이를 위해 정확한 동특성 모델을 구축하는 것이 중요하며 모델을 통해 적절한 제어 시스템을 선택하여야 한다. 그러나 현재 국내에는 이에 대한 연구가 미미하며 해외의 경우 로켓은 특수 분야에 속함으로 공개되어 있지 않다. 로켓에 대한 개발 연구에 있어서는 위와 같은 작업이 선행되어야 하며 이에 대한 선행 연구로 한국항공우주연구원에서 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진 시스템에 대한 연구를 진행하고 있다. 본 논문에서는 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진시스템에 대한 동특성 모델을 구성하였다. 배관부, 터빈, 펌프, 밸브, Gas Generator, 재생냉각, 추력연소실 등 엔진 시스템을 구성하는 구성품에 대한 동특성 모델을 구성하였으며 이를 matlab의 simulink를 통해 각 구성품을 연결하여 최종 엔진시스템의 동특성 모델을 구성하였다. 구성된 동특성 모델을 통해 각종 변화(추진제 밀도 변화, 추력 변화, 혼합비 변화 등)에 대한 엔진 시스템 변화를 예측하여 정확한 엔진 시스템에 대한 이해를 넓혔으며 추력 제어 및 혼합비, 추진제 소진 제어를 최적으로 할 수 있는 제어 시스템 구축을 위한 기초 자료로 이용할 수 있을 것이다.

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제33권1호
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• pp.121-146
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• 2018

전통 국제법에 따르면 국제법의 유일한 주체인 국가만이 국제법상 국가책임을 질 수 있었다. 그러나 국제법의 주체가 점차 다양화되고 국가 활동의 범위가 확대됨에 따라 개인 및 민간 기업의 행위에 대해서도 국가가 국제책임을 부담하는 것이 국제 판례와 국가 관행을 통해 인정되어 왔다. 이를 성문화한 것이 유엔 국제법위원회의 2001년 '국제 위법행위에 대한 국가책임 초안'이다. 그러나 민간 기업 등 사인에 의한 인공위성, 우주발사체 등의 발사 및 운영 등에 관한 국가책임은 일반 국제법상 국가책임의 예외로써 다루어져 왔다. 즉, 민간 기업의 우주활동에 대한 국가책임은 항상 우주조약 등 국제우주법의 체계 내에서만 논의되어 왔다. 2018년 2월 6일 미국의 민간 기업인 스페이스엑스의 팰컨 헤비 발사에서 보는 바와 같이, 민간 기업의 우주활동은 통신위성 등의 제조와 운영, 우주발사체의 발사 등에 국한되지 않고 화성 등의 심우주탐사로 확대되고 있다. 다시 말하면, 일반 국제법상 국가의 국제책임의 예외로써 다루기에는 민간 기업이 매우 광범위한 우주활동을 하고 있다. 그러므로 우주활동에서 민간 기업에 대한 국가의 국제책임을 국제우주법의 관련 규정을 훼손하지 않고 일반 국제법의 시각에서 해석해 보는 것도 의미가 있다. 이 논문은 '국제 위법행위에 대한 국가책임 초안'에 기초하여 사인의 우주활동에 대한 국가책임의 성립 요건을 분석해 보고자 한다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제24권4호
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• pp.435-448
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• 2021

This study describes the depth and straight motion control performance depending on control surface combinations of a supercavitating underwater vehicle. When an underwater vehicle experiences supercavitation, friction resistance can be minimized, thus achieving the effect of super-high-speed driving. Six degrees of freedom modeling of the underwater vehicle are performed and the guidance and control loops are designed with not only a cavitator and an elevator, but also a rudder and a differential elevator to improve the stability of the roll and yaw axis. The control performance based on the combination of control surfaces is analyzed by the root-mean-square error for keeping depth and straight motion.

• 항공우주기술
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• 제6권1호
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• pp.237-244
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• 2007

표적위치 추정은 정찰용 무인기의 주요 기능 중 한가지로, 다양한 용도로 활용되고 있으나 랜덤 측정 오차로 인하여 잡음이 심한 표적위치가 추정되는 것이 일반적이다. 본 논문에서는 무인기 위치 및 자세와 광학장비 시선벡터에 대하여 칼만필터를 이용하여 최적의 상태를 추정한 후 이를 이용하여 표적위치를 계산함으로써 표적위치 오차를 감소시키는 방안을 제안하였다.

• 제어로봇시스템학회지
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• 제2권3호
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• pp.42-60
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• 1996

이 글에서는 원격제어 시스템의 역사, 적용에서 이론까지 간략하게 다루어 보았다. 과학기술이 발달하고 생활수준이 향상됨에 따라 인간은 소위 3D 직종을 기피하려는 경향을 갖게 되었다. 또한 작업환경의 변화가 심하고 위험한 심해저나 원자력 발전소, 우주공간에서의 작업 등은 인간이 맡게 되면 엄청난 인건비가 소요되고, 작업자의 안전을 보장할 수가 없게 된다. 로봇을 이용하여 이러한 작업들을 대치하게 될 경우 무엇보다도 작업자를 보호할 수 있다는 장점이 있다. 그러나 순간적인 판단과 작업을 반복하거나 돌발적인 사고에 대처하는 능력이 로봇에게는 절대적으로 부족하기 때문에, 반대급부적으로 원격 제어 시스템의 가치가 점점 높아지고 있다. 원격 제어 시스템은 우주공간, 방사능 지역 등에서의 작업시 인간을 보호하고, 작업의 효율성 증대에 기여할 뿐만 아니라, 최근에 활발히 연구가 진행되고 있는 초정밀 로봇을 이용한 원격 수술(telesurgery)이나 사람이 들 수 없는 무게를 작업자의 의도대로 다룰 수 있게 하는 등 인간의 한계를 극복하는 데도 큰 몫을 담당할 것으로 기대되기 때문에 계속적인 연구를 필요로 하고 있다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2012년도 제42회 동계 정기 학술대회 초록집
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• pp.116-116
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• 2012

위성의 발사, 천이궤도, 운영궤도 등에서 위성체에 주어지는 극한 온도와 진공상태에서 위성체와 열제어시스템이 요구 조건을 만족시키는가를 확인하기 위하여 열진공시험을 수행한다. 우주에서 일어나는 환경변화는 극도로 심해서 지상에서 이와 유사한 열적 환경을 모사하는 방법은 쉽지가 않고, 일반적으로 위성체에 대한 열진공/평형 시험을 위해서는 열유속 흡수법과 열유속 투사법의 두 가지 방법을 사용한다. 한국항공우주연구원에서는 종래 접촉식 히터를 위성체에 직접 부착하는 방법에서 탈피하여 새로이 IR Lamp를 이용한 열유속 흡수법을 이용하여 위성체에 계산된 열유속을 인가하는 방법으로 위성체 열진공/평형시험을 수행하였으며, IR Lamp는 요구되는 100W~400W 사이의 열량을 오차 범위 5% 이내로 인가하여 균일한 온도 분포를 유지하고 성공적인 시험을 수행하였다.