• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2004.10a
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• pp.34-36
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• 2004

Cable 접속장치인 정격 25.8kV 600/1200A Plug-in socket의 절연설계, 전계분포해석 및 열계해석을 위하여 전자계 및 열해석 프로그램인 Flux2D를 이용하여 simulation하였다. Plug-in접속장치의 shield형상을 변화하면서 각종 금구류 및 접속장치의 절연물의 연면전계강도를 계산하여 기준전계와 비교 검토하여 전계해석 하였다. 해석결과 shield 의 위치와 형상의 변화에 따라 socket내부의 전계강도를 완화시키는 중요한 역할을 하고 있음을 보여주고 있다. 열해석은 도체저항의 Joule 열원으로 입력하였으며, 정상상태에서의 은도 분포는 설계에 영향을 주지 않는 것으로 분석되었다.

• Proceedings of the Korea Society for Energy Engineering kosee Conference
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• 1995.05a
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• pp.150-156
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• 1995

보일러 화로내의 3차원 복사열전달 현상을 비교적 간단하게 수행할 수 있는 프로그램을 개발하여 중유를 연료로 사용하는 산업용 보일러의 화로해석을 수행하였다. 프로그램 개발시에는, 공학적으로 수용이 가능한 범위내에서의 경험값 및 가정을 도입하여 화로내에서 존재하는 현상들을 해석하기 위한 연립편미분방정식을 가능한 분리(decoupling)시켜 3차원 복사열전달 현상을 비교적 간단하게 수행할 수 있게 하였으며, 특히 보일러 제조업체의 설계부서에서 직접 화로해석을 수행하고 그 결과를 기본설계에 반영할 수 있게 시도하였다. 실제 보일러의 화로에 대한 설계자료를 이용하여 화로해석을 수행하였으며, 그 결과의 신뢰성을 입증하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.2
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• pp.76-82
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• 2003

To guarantee the proper functions of a satellite in the extreme space environment, the several test models are developed generally. There are advantages that the design and the analysis of Flight Model(FM) can be validated through these test models, and the functional reliabilities can be increased by reflecting the modifications on the final design of FM. The integration and test of Structure & Thermal Model(STM) of KOMPSAT, being currently developed, have been completed. In this paper, the processes of design and analysis of the STM propulsion system, one of the KOMPSAT modules, are described.

• ETRI Journal
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• v.7 no.3
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• pp.30-34
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• 1985

전자장비가 요구되는 신뢰도 및 적절한 응답 속도를 가지기 위해서는 부품 및 장비에 대한 열설계를 통하여 장비의 온도를 특정지워야 한다. 본 고찰에서는 장비의 열설계에 대한 기본적인 사항으로서 열설계에 필요한 인자들을 소개하고 예로서 PCB의 열전달 과정을 해석함으로써 온도 제어를 위한 방법을 제시한다.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1998.05a
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• pp.699-706
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• 1998

한국원자력연구소에서는 원자력중장기연구의 일환으로 한국형 표준원전을 모의하는 종합열수력실증실험을 계획하고 있으며, 현재 실험장치에 대한 척도해석(Scaling Analysis), 예비해석(Scoping Analysis) 및 개념설계를 수행하고 있다. 본 논문에서는 영광 3/4호기를 대상으로 척도해석을 통하여 실험장치를 개념설계하고, 저온관 6인치 소형냉각재 상실사고에 대하여 예비해석을 수행한 결과를 보여준다. 개념설계된 실험장치는 높이비가 참조원자로와 동일하고, 체적비가 1/200이다. 실험장치의 개념설계는 이상유동에 대한 3단계 척도법을 적용하였으며, 개념설계의 타당성을 입증하기 위해 RELAP5/MOD3.1 코드를 사용하여 정상상태 및 저온관 6인치 소형냉각재 상실사고시 계통의 거동을 예비 계산하였다. 실험장치에 대한 예비해석결과 사고 거동이 참조원자로와 잘 일치하는 것으로 나타났다. 또한 수평관 및 주냉각재펌프의 척도기준이 사고의 진행과정에 영향을 미치는 중요한 인자로 밝혀졌다

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.6
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• pp.455-466
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• 2020

In this study, we built a thermal model for SNIPE 6U nano-satellite which has scientific mission for measuring science data in near Earth space environment and described thermal design based on the thermal model. And the validity of the thermal design was verified through the on-orbit thermal analysis. The thermal design was carried out mainly on the passive thermal control techniques such as surface finishes, insulators, and thermal conductors in consideration of the characteristics of the nano-satellite. However, the components with narrow operating temperature range and directly exposed to the orbital thermal environments, such as a battery and thrusters, are accomodated with heaters to satisfy the temperature requirements. On-orbit thermal analysis conditions are based on the basic orbital conditions of the satellite, and thermal analysis was performed for Normal mode, Launch & Early Orbit Phase (LEOP), Safehold mode, and Maneuver mode which are classified by the power consumption and the attitude of the satellite according to the mission scenario. The analysis results for each mode confirmed that every component satisfies the temperature requirement. In addition, the heater capacity and duty cycle of the battery and thruster were calculated through the analysis results of the Safehold mode.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.14 no.1
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• pp.8-15
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• 2020

In this paper, we propose a container wall and its boundary layer insulation design method that can maintain the temperature inside the spacecraft shipping container constantly under the condition that the heat or the external temperature changes severely to safely transport the satellite to the launch site. We will examine if the temperature inside the satellite shipping container is kept constant through the heat flow analysis and the satellite heat transfer analysis for the external environment of the satellite shipping container. Through the flow analysis inside the container, the flow distribution around the satellite in the container is analyzed, and the auxiliary fan, air conditioning system and special grill guide structure design for improving and optimizing heat flow performance are proposed.

• Proceedings of the Acoustical Society of Korea Conference
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• autumn
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• pp.311-314
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• 1999

본 연구에서는 저주파 대역에서 고출력 수중 음향센서로 사용되는 Class IV Flextensional 트랜스듀서의 여러 설계변수들에 따른 음압 변화 및 열 발생 경향성을 유한요소 해석법으로 해석하였다. 나아가 해석되어진 결과를 바탕으로 최대 음압을 구현하고, 열 발생이 최소인 중심 주파수 1 kHz를 가지는 Class W Flextensional 트랜스듀서의 최적구조를 설정하였다. 본 연구에서 설정한 최적구조는 기본모델에 비해 음압이 2배 이상 크고, 열 발생은 아주 작은 것으로 나타났다. 본 연구의 결과는 향후 다양한 중심 주파수 및 최대 음압을 구현하고 열 발생이 최소인 Class W Flextensional 트랜스듀서를 설계함에 있어 유용한 자료로 활용될 수 있을 것이다.

• Journal of the KSME
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• v.49 no.6
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• pp.39-44
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• 2009

이 글에서는 전자기-열-구조 연성의 멀티피직스 해석을 통한 시스템 설계에 대한 과정과 방법들을 설명하고자 한다.

• Journal of Space Technology and Applications
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• v.3 no.3
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• pp.257-279
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• 2023

Korea Aerospace Research Institute has developed 6U Nano-Satellite high resolution video and image (HiREV) for the purpose of developing core technology for deep space exploration. The 6U HiREV Nano-Satellite has a mission of high-resolution image and video for earth observation, and the thermal pointing error between the lens and the camera module can occur due to the high temperature in camera module on mission mode. The thermal pointing error has a large effect on the resolution, so thermal design should solve it because the HiREV optical camera is developed based on commercial products that are the industrial level. So, when it operates in space, the thermal design is needed, because it has the best performance at room temperature. In this paper, three passive thermal designs were performed for the camera mission payload, and the thermal design was proved to be effective by performing on-orbit thermal analysis.