• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.18 no.2
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• pp.107-113
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• 2014

In this paper, controller Propose to prevent compressor surge and improve the transient response of the fuel flow control system of turbojet engine. Turbojet engine controller is designed by applying Artificial Neural Network PID control algorithm and make an inference by applying Artificial Neural Network Error Back Propagation Algorithm. To prevent any surge or a flame out event during the engine acceleration or deceleration, the ANN PID controller effectively controls the fuel flow input of the control system. ANN PID results are used as the fuel flow control inputs to prevent compressor surge and flame-out for turbo-jet engine and the controller is designed to converge to the desired speed quickly and safely. Using MATLAB to perform computer simulations verified the performance of the proposed controller. Response characteristics pursuant to the gain were analyzed by simulation.

• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.17 no.1
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• pp.107-114
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• 2013

In this paper, we propose controller to control the acceleration of unmanned aircraft turbojet engine. The high-gain observer to estimate the rotational speed of compressor is used, and the turbojet engine controller applying fuzzy heuristic techniques and PID control algorithm are designed. fuzzy PID controller produces the flow control input to prevent the surge and flame-out phenomena at the acceleration and deceleration of the turbojet engine. The standard acceleration is set and the fuel flow control is defined by the fuzzy heuristic. Computer simulations are performed using MATLAB in order to verify the performance of the proposed controller.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.16 no.1
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• pp.97-103
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• 2022

An aircraft component can only be mounted on an aircraft if it has been certified to have a structural robustness under flight load conditions. Among the major components of the aircraft, a pylon is a structure that connects external equipment such as an engine, and external attachments with the main wing of an aircraft and transmits the loads acting on it to the main structure of the aircraft. In civil aircraft, when there is an incident of fire in the engine area, the pylon prevents the fire from spreading to the wings. This study presents the results of structural static tests performed to verify the structural robustness of a fuel pylon used to mount external fuel tank in an aircraft. In the main text, we present the test set-up diagram consisting of test fixture, hydraulic pressure unit, load control system, and data acquisition equipment used in the structure static test of the fuel pylon. In addition, we introduce the software that controls the load actuator, and provide a test profile for each test load condition. As a result of the structural static test, it was found that the load actuator was properly controlled within the allowable error range in each test, and the reliability of the numerical analysis was verified by comparing the numerical analysis results and the strain obtained from the structural test at the main positions of the test specimen. In conclusion, it was proved that the fuel pylon covered in this study has sufficient structural strength for the required load conditions through structural static tests.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2010.11a
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• pp.89.2-89.2
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• 2010

고체산화물 연료전지는 $800{\sim}1000^{\circ}C$인 고온에서 작동하므로 적용되는 밀봉재의 요구조건은 매우 중요하다. 본 연구에서는 SOFC 밀봉재로서 $SiO_2-B_2O_3-RO$계 결정화 유리를 선정하였으며 작동온도 부근에서 결정화를 유도하여 고온점성유동을 제어하고자 하였다. 따라서 $SiO_2-B_2O_3-RO$계에 RO인 CaO, SrO, BaO, MgO를 상호 치환하였을 때 결정상의 생성, 생성온도, 생성결정의 종류가 sealing 특성에 어떠한 영향을 주는가를 검토하였다. 결정화유리를 $800^{\circ}C$로 유지하였을 때 생성되는 주 결정상은 Calsium silicate, Strontium silicate, Barium silicate, Magnesium silicate이였으며 Strontium silicate 의 생성속도가 가장 빨랐으며 결정상은 불산으로 에칭하여 SEM으로 관찰하였다. Barium silicate를 유도한 결정화 유리가 $800^{\circ}C$에서 1000시간 유지하였을 경우 가장 내화학성이 우수하며 강도값도 154MPa로 가장 높았다. 또한 부분 결정화를 통해 $800^{\circ}C$ 점성유동이 제어됨을 고온현미경을 통해 관찰하였다.

• 한국신재생에너지학회:학술대회논문집
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• 2009.06a
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• pp.825-828
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• 2009

고형원료인 폐기물의 감량화 및 자원화 기술 중 가장 대표적인 기술로 폐기물의 소각(incineration)기술과 가스화(gasification)용융기술을 들 수 있다. 폐기물 가스화 기술은 폐기물 내의 탄소, 수소 성분을 가스화하여 CO, $H_2$가 주성분인 합성가스(synthesis gas, syngas)로 전환하여 불연물은 용융되어 환경적으로 무해한 슬래그로 회수하는 기술이다. 폐기물 가스화 용융 시스템으로 발생된 합성가스를 재순환하여 사용하는 합성가스 재순환시스템을 통해 가스화에 필요한 열을 시스템 내에서 대체하여 사용하는 기술개발은 폐기물 가스화 용융기술의 경제성을 높일 수 있다. 본 연구에서는 고형 폐기물 가스화반응에 의해 발생되는 합성가스를 재순환하여 폐기물 가스화 용융 시스템내의 자체 에너지원으로 활용할 수 있도록 하는 합성가스 재순환 시스템 및 버너의 운전특성을 고찰하였다. 합성가스의 재순환 장치에서의 운전 압력 제어 및 유량제어를 통해서 안정적인 합성가스 재순환 성능과 재순환버너의 연소 성능을 유지할 수 있었다. 합성가스 재순환버너에 의한 16,800 $kcal/Nm^3$ 조건 및 33,600 $kcal/Nm^3$ 조건에서 운전시에도 가스화기의 운전온도는 안정적으로 유지됨에 따라 생산된 합성가스의 가스화기 보조연료 대체 및 에너지절감이 가능한 것으로 판단된다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.90-90
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• 2003

한국항공우주연구원은 액체추진기관 시스템을 이용한 3단형과학로켓(이하 KSR-III)을 국내 최초로 개발하여 비행시험을 수행하였다. 액체추진기관 로켓의 비행시험을 위해서는 이전의 고체 추진기관을 이용한 과학로켓 1, 2와는 달리 비행시험 조건에 부합하게 액체추진제 및 가압제 등을 공급하는 지상설비가 필요하다. 이에 한국항공우주연구원은 독자적으로 비행시험에 필요한 제반 설비를 갖춘 발사장을 구축하였다. KSR-III는 압축 헬륨가스(GHe)를 이용하여 연료(Jet A-1)와 산화제(LOx)를 가압하여 추력을 얻는 액체추진기관 시스템이다. 따라서 발사장에서의 지상공급설비는 유공압 설비와 발사시나리오에 따라 해당 부품을 제어하고 자료를 저장하는 제어/계측 설비 및 기타설비들로 구성되어 있다. 지상공급설비 중 유공압 설비는 LOx의 저장 및 기체 내 산화제 탱크의 충전을 위한 산화제 공급설비, Jet A-1의 저장 및 기체 내 연료 탱크의 충전을 위한 연료 공급 설비, 지상설비용 밸브구동 및 기체 내부 퍼지 등에 필요한 질소($N_2$)를 저장/공급하는 설비, 기체내부 밸브 구동 및 가압제로 사용되는 기체헬륨(He)을 저장/공급하는 설비들로 구성되어 있다. 이러한 구축된 공급설비는 기능시험, 연계시험 등의 각종 입증시험을 통해 그 성능을 검증한 후 단인증모델(SQTM)을 이용하여 발사 시나리오에 따른 추진제 공급능력을 입증한 후 KSR-III의 비행시험을 성공적으로 수행하였다. 수행된 연구결과는 향후 건설되어질 우주센터내의 발사장 기반설비 설계의 기초 자료로 활용할 수 있을 것이다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.11a
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• pp.544-547
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• 2011

This paper describes on hardware simulation of passive power control of propulsion system for electric propulsion aircraft of KARI. The propulsion system uses hybrid power system that is composed of solar cell, fuel cell and battery. The fuel cell is replaces by simulator due to its difficulty in handling while the other components are the same as that will be used on board. As the result, reliable power supply for propulsion is confirmed and each power source is well operated showing its characteristics.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2008.05a
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• pp.295-298
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• 2008

In this paper, prototype dynamic modeling scheme to control ramjet propulsion systems were proposed. From the physical understandings of engine system, a typical 2nd-order system model was applied to simulate the dynamic characteristics of fuel supply system. The shock location varience in diffuser to chamber pressure fluctuation is calculated so that the out of phase between two signals was observed.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.202-206
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• 2009

We studied the spray characteristics of the high-speed rotating fuel injection system. The diameter of in-line injection orifices are varied from 1mm to 5mm and the number of in-line injection orifices are varied from 3 to 12. Droplet size, velocity and spray distribution were measured by the PDPA(Phase Doppler Particle Analyzer) system and spray was visualized. From the test results, the liquid column generated from the injection orifice is mainly controlled by the rotational speeds. Also diameter of injection orifices and number of injection orifices have influence on the diameters of droplet. Consequently, we find out that the basic mechanism of controlling the droplet size is the liquid film thickness in the injection orifice.

• The Journal of the Korea Contents Association
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• v.11 no.8
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• pp.468-474
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• 2011

Reducing agent was used as process variable for Pt catalyst production process. By using six sigma the optimum operating variables condition for particle size and ICP yield were deduced. With the help of fractional factorial design the major variables were reduction temperature and process time. Also, the optimum number of reduction process, reduction temperature, quantity of reducing agent and process time were 1, $67-88^{\circ}C$, 0.5 ml and 10minutes, respectively.