• Aerospace Engineering and Technology
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• v.1 no.2
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• pp.173-178
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• 2002

Traditionally, for space program whose operation environment is severe, high reliability parts, that is class s microcircuit, JANS level semiconductor, and ER passive parts, are reliable choices. But in some case, we must use 'Non-standard Part' which is not verified as high reliability standard part. To use 'Non-standard Part' in space application, the manufacturer should qualify the part and screen potential week part from the flight lot. In this technical memo, I introduce the flight part verification process for KOMPSAT 1 and KOMPSAT 2 program.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.6 no.1
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• pp.65-73
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• 2008

As the system requirements of performance, weight, cost are increasing, the needs of electronic parts which have high performance and efficiency are growing. To satisfy such requirements, demand of high performance and rapid upgraded commercial parts is also increasing compared to NASA or ESA standard parts. Especially, commercial PEM(Plastic Encapsulated Microcircuit) parts are applied in many space programs and research is continuing to broaden its application area. In this paper, concerns and verification trends of commercial PEM parts in space applications are introduced.

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 1990.04a
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• pp.76-82
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• 1990

근년에 들어 우리 인류 사회는 우주 개발, 원자력 산업, 일렉트로닉스 산업 분야등에 걸친 눈부신 발전을 이루게 되며서 보다 극한적인 가혹한 환경 조건하에서도 뛰어난 내열성, 내식성, 기계적 강도, 전.자기적 특성등을 가지며 칫수의 정밀도가 좋은 재료를 필수로 하게 되었다. 이에따라 최근 새로이 등장하게 된것이 전기.전자 기능 등의 기능성을 지닌 기능 재료, 내열 구조 재료, 고강도 재료 등으로서 우수한 성능를 갖는 화인 세라믹스인데 이는 요즘 전세계적 으로 미래지향적 고부가가치의 전기.전자 부품, 기계 부품, 광학 부품 및 그 밖의 기타 첨단 산업 분야의 전반에 걸쳐 주목받고 있는 신소재이다. 즉, 종래의 전통적인 세라믹스로서 인식 되어 왔던 세라믹스 재료를 전혀 새로운 생각을 갖고 미래지향적 신소재로 만든 화인 세라믹스 재료가 등장하게 된것이다. 그러나 화인 세라믹스 부품의 제조에 있어서는 소결과정에서의 재료 수축을 피할 수 없는바, 단순 성형, 소결 과정으로만 끝나 실용화되는 제품을 제외한 정밀 기계, 구조용 부품등으로의 활용을 위해선 최종적인 재료의 정도를 내기 위한 기계 제거가공의 후가공 공정을 필수로한다.

• KIPE Magazine
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• v.14 no.1
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• pp.26-33
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• 2009

광대역 반도체중에서도 SiC(Silicon Carbide)는 우수한 전기적, 기계적, 열적, 화학적, 광학적 그리고 생체 적합성 등으로 인하여 지난 반세기 동안 급속히 발전하고 있는 SiM/NEMS(Micro/Nano Electro Mechanical System)를 대처할 수 있는 차세대 M/NEMS로써 고온, 고압, 고진동, 고습도 등의 극한 환경에서도 사용 가능한 자동차, 선박, 우주항공, 산업 프랜트용 마이크로 센서 및 액츄에이터, 초고주파수 정보통신용 부품 그리고 바이오 센서 등의 분야에 크게 주목을 받고 있다. 본 논문에서는 현재 SiC M/NEMS의 연구개발 현황에 대해서 소개하고자 한다.

• Journal of Applied Reliability
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• v.10 no.3
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• pp.171-182
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• 2010

The reliability prediction analysis is a feedback tool that designer uses to provide insight into the component designs. This insight may indicate sensitive components within the design. This paper examines predicted failure rates for hybrid dc-dc converter for spacecraft using MIL-HDBK-217F prediction methodology. The results from part count/stress analysis represent priority components that affect the converter failures. The high priority components are analyzed to find out stress factor based on MIL-HDBK-217F. This information provides an opportunity for designer to improve the reliability of the product in development process.

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 1993.04b
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• pp.66-70
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• 1993

미세드릴가공은 드릴 직경의 소경화로 발생하는 공구강성저하, 지동 발생, 칩배출 곤란 등으로 인해 수많은 기계가공 중에서도 가장 어려운 가공 중의 하나이며 이로인해 설계의 단계에서 가능한 피하고있는 실정이다. 그러나 근래 각종 제품의 소형 경량화 추세가 일어나면서 미세구멍가공 기술에 대한 중요성이 높아지고 있으며, 특히 시계부품, 소형 정밀 부품, 연료분사용 노즐, 광파이버 관련품, 우주항공기 부품 등에 수요가 급증하고 있다. 또한 최근 전기.전자 공업의 발달과 함께 등장한 표면실장기술(SMT)은 프린터 배선기판의 고밀도화를 더욱 진전시켰으며 이는 구멍밀도, 구멍지름의 미소화 등 미세구멍가공 관점에서 보완해야 할 기술적인 과제를 남겨 놓았다. 본 연구는 미세드릴가공의 메카니즘을 규명하고 그 문제점을 해결하여 미소경 드릴링 머신을 개발하는 데 주력함과 동시에그 절삭현상의 기초적인 연구를 수행하였다

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.2
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• pp.175-181
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• 2018

Electric pump system is new technology for next generation propulsion unit. The system has simple structure which dose not need gas generator, injector and turbine and might better pump for low cost and low payload rocket. Therefore, this paper suggests conceptual design of electric-pump Permanent-Magnet Synchronous Motor (PMSM) which has 50 kW & 50,000 RPM for rocket. To satisfy the system's requirement, electromagnetic analysis is conducted for suitable inner and outer diameter of stator and rotor which uses 4000 Gauss cylinder magnet and Inconel 718 can to fix whole rotor. Futhermore, to confirm rotational vibration, rotordynamics analysis is conducted. By this analysis, Campbell diagram is printed. From the diagram, natural frequency could be determined for the only motor and dynamo meter test bench.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2007.07a
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• pp.1520-1521
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• 2007

고분자 전해질 연료전지(PEMFC, polymer electrolyte membrane fuel cell)는 수소이온특성을 갖는 고분자막을 전해질로 사용하는 연료전지로서 무공해 차량의 동력원, 가정용 발전, 우주선용 전원, 군사용 전원 등 매우 다양한 부분에서 사용되어질 것으로 사료된다. 하지만 현재 높은 가격과 짧은 수명 등의 문제로 상용화에 이르지 못하고 있다. 고분자전해질 연료전지의 스택 가격을 부품별로 조사하여 보면 분리판이 전체 스택가격의 60% 정도가 가장 높은 비중을 차지하며 기체 확산층으로 사용되는 탄소재료가 12%,전해질이 10%, 촉매가 8% 정도를 차지한다. 촉매 또한 저가의 비귀금속 촉매를 개발하거나 백금 촉매의 성능을 향상시켜 촉매 사용량을 낮춤으로써 가격을 낮추기 위한 연구가 진행되어지고 있으며 전해질로 사용하는 고분자막도 가격이 매우 높은 Nafion 대신 저가 고분자를 개발하거나, 또는 가능한 얇은 전해질을 사용하기 위한 노력이 이루어지고 있다. 하지만 아직까지는 뚜렷한 진척성과가 없는 것으로 알려져 있다. 그래서 본 연구에서는 고분자 전해질 연료전지의 고분자 Membrane의 특성을 향상시키고 또한 박막의 배양성과 특성에 대해서 고찰해 보고자한다.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.11 no.2
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• pp.30-34
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• 2017

This paper is concerned with product assurance for the secondary payload, which is used for technology and science research, in the satellite system, which consists primarily of the spacecraft and the primary payload (a high-resolution optical camera). The Korean satellite development program has successfully insured the safety of the spacecraft and primary payload. However, given the limits of budget and schedule, it is very important to establish adequate product assurance for the secondary payload, which has a lower priority than the spacecraft or primary payload. This paper studies the concept of product assurance for the secondary payload of technological and scientific equipment.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.16 no.6
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• pp.106-113
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• 2022

The structural safety of the basic design model of the linear actuator for the individual blade pitch control of eVTOL personal aircraft was investigated. Stress analysis based on the finite element method was conducted, and the margin of safety was calculated to examine the structural safety under stall load conditions. Additionally, fatigue analysis was conducted to evaluate the fatigue life of the linear actuators under operating conditions. The load history with the blade pitch angle was calculated using multi-body dynamics analysis, and the static load analysis was used to obtain the stress distribution for the rated load. As a result, it was confirmed that the safety margins exceeded zero, and the fatigue lives of all linear actuator components exceeded 107 cycles, indicating a safe structural range.