• 해양환경안전학회지
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• 제19권6호
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• pp.666-673
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• 2013

본 연구는 빠른 운항 속도와 짧은 운용 시간을 요구하는 임무에 활용될 저가 소형 자율 무인잠수정에 고가 대형 관성 측정 장치를 대신하여 사용할 수 있는 저가 소형 자세 측정 장치 개발 및 성능 검증을 수행하였다. 저가 소형 자세 측정 장치 개발을 위해서 MEMS 기술을 적용한 gyro, accelerometer 및 magnetometer 채택하여 MEMS 기반 하드웨어를 제작하였으며, 좌표 변환 공식과 칼만 필터를 적용하여 자세 계산 알고리즘을 구현하였다. 또한 개발된 MEMS 기반 자세 측정 장치에 대한 기본 성능 검증을 위한 지자기센서 검증 시험, 정적 자세 시험, 차량 시험, 운동 모사 장치 시험을 수행하였으며, 각각 시험 결과를 제시하였다. 지자기센서 검증 시험 결과 외부 자기장 보정을 통하면 개발된 MEMS 기반 자세 측정 장치의 측정 결과가 외부 자기장에 강인함을 확인하였으며, 정적 자세 시험 및 차량 시험을 통하여 자세 변화가 크지 않는 환경에서 자세 측정 오차가 $0.5^{\circ}/hr$ 임을 확인하였다. 운동 모사 장치 시험을 통하여 5분 내외 자세 변화가 큰 운동 중에도 자세 측정 오차가 발산하지 않고 $1^{\circ}/hr$ 이내임을 확인하였다. 상기 시험 결과로부터 개발된 MEMS 기반 자세 측정 장치가 목표 성능인 $1^{\circ}/hr$이내 roll, pitch, yaw 오차를 보여주고 있음 확인하였으며, 이로부터 20분 내외 운용 시간 동안 정확한 자세 정보 제공 가능성을 확인할 수 있었다.

• 한국항공운항학회지
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• 제26권2호
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• pp.76-82
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• 2018

A test simulator is needed to develop a fuel quantity measurement system that takes into account the roll and pitch motion of the aircraft. In this paper, we develop a test simulator that consists of attitude simulation equipment, fueling equipment, and data storage equipment. The attitude simulation equipment simulates the aircraft attitude. It is manufactured to operate pitch angle and roll angle movement. The fueling equipment supplies fuel to the supplementary fuel tank. The data storage equipment collects and stores the measured data. We also develop an automation software that operates the test simulator and collects data automatically. The test simulator has been automated to prevent testers from being exposed to toxic fuel. Through automation software, the collection period is reduced by one quarter compared to manual collection. The developed fuel quantity measurement system is verified through the test simulator.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권11호
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• pp.927-933
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• 2020

본 논문에서는 항공기 자세 변화를 고려한 항공기 보조연료탱크 연료량측정시스템을 제시하였다. 개발된 연료량측정시스템은 연료센서, 데이터 처리장치, 계기 및 센서 데이터로부터 연료량을 추정하는 소프트웨어로 구성되었다. 지상에서의 롤 및 피치 자세 변화를 모사하기 위해 모사시험 장치가 개발되었다. 모사시험장치를 이용하여 다양한 연료량, 롤 및 피치 각도의 센서 데이터를 자동으로 측정하여 트레이닝 데이터 세트를 획득하였다. 연료량을 추정하는 연료량 측정 소프트웨어를 트레이닝 데이터 세트와 함께 삼선형보간법을 사용하여 개발하였다. 개발된 연료량측정시스템은 참값을 알고 있는 테스트 데이터 세트의 연료 추정 오차를 측정하여 검증하였다. 테스트를 통해 개발된 연료량측정시스템의 오차가 TSO-C55 문서의 기준을 충족하는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2003년도 제21회 추계학술대회 논문집
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• pp.35-38
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• 2003

위성체와 발사체의 자세제어에 적용 가능한 1 N급의 추력기 개발 및 시험과정에 대해 기술하였다. 엔진의 특성 및 성능이 진공을 모사한 시험장치에서 연소 시험을 통해 평가되었다. 추력기의 성능 평가는 정상모드 및 펄스모드에서 추진제의 주입 압력을 변화시켜가면서 수행되었으며 시험 장치와 절차에 대해서도 간략히 기술하였다.

• 한국원자력학회:학술대회논문집
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• 한국원자력학회 1996년도 추계학술발표회논문집(1)
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• pp.177-182
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• 1996

Remote nuclear cask handling device (RNCHD)는 사용후 핵연료cask의 원격 조작에 있어서 안전성과 성능을 향상을 목적으로 한다. RNCHD의 한부분인 grapple은 사용후 핵연료cask의 이동 및 수송 또는 용기뚜껑의 개폐를 위하여 cask의 벽에 대각선으로 돌출되어있는 두 개의 trunnion에 삽입되어야한다. 그러나 trunnion으로의 grapple 삽입은 용기중심과 grapple 장치 중심사이의 위치와 방향편차 때문에 어렵게된다. 인공신경망은 grapple에 설치된 광전센서를 사용하여 용기의 중심으로 부터 grapple 장치의 상대적 위치를 계측하기위해 사용된다. 인공신경망 학습은 광전센서값과 grapple의 상대적 위치와 방향사이의 함수적 관계를 추론하기 위해 수행된다. 이렇게 측정된 RNCHD의 중심위치는 grapple의 자세를 맞추기 위한 제어입력값으로 제공된다. 인공신경망 학습을 위한 데이터는 grapple 장치와 trunnion을 모사한 1/2 스케일의 실험장치를 사용함으로써 얻어진다. 학습된 인공신경망은 학습에 사용 안된 센서입력값, 즉 새로운 grapple의 위치에 대해서도 정확성을 가지고 grapple 장치의 위치와 방위를 측정할 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권3호
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• pp.23-31
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• 2019

현대의 위성들의 설계요구조건은 운용되는 목적에 따라 다양해진다. 기존 중/대형 위성과는 달리 저궤도에서 운용되는 소형위성의 경우 군사적인 목적을 나타내기도 한다. 그렇기 때문에 고해상도의 사진 및 영상 수요가 증가하며 다표적 관측이 중요하게 된다. 이에 다표적 관측을 하기 위해서 위성의 기동성은 중요한 설계변수이다. 기동성이 증가하기 위해서 소형화가 되면 전체 질량관성모멘트가 감소하기 때문에 위성의 강성을 높여야한다. 본체에 비해서 강성이 낮은 태양전지판의 경우 진동이 발생하기 때문에 영상획득에 큰 영향을 미친다. 이러한 진동특성을 확인하기 위하여 본 연구에서는 위성을 축소모델로 제작하여 자세기동을 모사하기 위한 실험 치구를 도입하였고, 위성의 강성을 모사하기 위한 모사장치를 제시하였다. 또한 실험방식은 스텝모터를 이용하여 와이어의 감는 길이에 따라 위성의 기동각을 모사하였으며, 기동실험 시 발생되는 위성의 본체 및 태양전지판에 대하여 진동특성을 실험적으로 검증하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.401-405
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• 2017

연속가변 추력기는 비행체의 위치 또는 자세 변경 및 연소실 내부의 압력 조절을 위하여 정밀 추력 조절이 요구된다. 이를 위하여 연소실 내부의 노즐 목 근처에 설치된 핀틀 구조물을 앞/뒤로 움직여 추력을 조절하고, 핀틀 구조물을 움직이기 위하여 구동장치를 사용한다. 본 논문에서는 연속가변 추력기용 구동장치를 개발하였으며, 운용조건에서의 부하를 모사하기 위한 부하시험장비를 개발하였다. 또한, 개발된 부하시험장비를 이용하여 구동장치의 성능 시험을 수행하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1998년도 제10회 학술강연회논문집
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• pp.31-31
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• 1998

위성체의 보조추진시스템은 임구궤도까지의 궤도진입 및 임무궤도상에서의 속도 또는 자세제어에 필요한 임펄스를 제공한다. 단일하이드라진 추력기는 하이드라진(H$_2$H$_4$)과 자발적 촉매(Shell 405)의 발열 및 흡열 열분해 반응에 의해 발생하는 질소($N_2$), 수소(H$_2$), 암모니아(NH$_3$), 혼합가스를 노즐을 통해 방출하므로써 요구되는 impulse를 얻는다. 단일하이드라진 추력기 설계는 주입기, 촉매대, 노즐과 기타 설계 형태에 따른 다지관, 링, 스크린, 지지판 등의 부수적인 부품으로 구성된다. 추력기 제작 과정은 크게 piece-parts 기계가공, HEA(Head End Assembly)와 TCA(Thrust Chamber Assembly)로 구성되고 각 세부공정마다 전수시험 및 검사를 가진다. 연소시험설비는 최소 모사진 공 수준이 고도 100,000 ft(8.4 torr)를 만족시킬 수 있는 진공설비, 시험제어부, 성능변수 측정 및 처리부, 추진제 가압 공급부, 기타 환경 안전 및 부대 설비로 구성된다. 추력기 연소성능시험 절차는 추진제 충전 및 오염 여부 표본 검사, 가압 및 공급 라인 이상여부 확인, 추력기 장착, 추진제 가압 및 공급, 시험장치 보정, 진공 모사 및 연소성능시험, data 처리 등으로 구성된다.

• 한국추진공학회지
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• 제1권1호
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• pp.8-23
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• 1997

스탠포드 대학의 expansion tube 장치를 이용한 램 가속기의 유동장의 실험적 연구와 비교를 위하여 정상 및 비정상 상태의 수치모사를 수행하였다. 수소/공기 연소에 대하여 9 화학종 19 반응 단계를 가지는 Jachimowski의 화학반응 모델을 이용하여 화학 반응 유동에 대한 Navier-Stokes 방정식을 시간 정확도를 가지는 완전 내재적수치 기법을 이용하여 해석하였다. 정상 상태 가정을 이용한 수치해석은 $2H_2$＋$O_2$＋$17N_2$에 대하여 쉴리렌 및 OH PLIF 을 이용하여 실험적으로 얻어진 영상과 부합하는 좋은 결과를 보였으나 $2H_2$＋$O_2$＋$12N_2$ 혼합기에 대해서는 충격파 교차점 후방의 연소 영역을 모사하지 못하였다. 따라서 이 경우에 대하여 비정상 수치 모사를 수행하였으며 자세한 유동 안정화 과정을 보여 주었다. 비정상 수치 모사의 결과로부터 실험적으로 얻어진 영상은 유동 안정화 단계의 일시적 상태의 결과로 보인다. 충격파 교차점 후방의 연소 영역은 유동이 안정화되는 초기 단계에 존재하는 강한 경사 충격파가 교차하여 발생하는 수직 폭굉파의 결과이다. 최종 단계에서 충격파 교차점 이후의 연소 영역은 사라지며 정상 상태의 결과가 얻어진다. 램 가속기 모델 내부의 화학반응 유동이 안정화되는데 필요한 시간은 실험적인 시험 시간과 비교하여 매우 긴 것으로 보인다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권7호
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• pp.594-599
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• 2017

본 논문에서는 GK2 위성의 최종 조립시험단계의 극성시험 과정에서 태양센서에 전기자극을 주어 자세오차를 다양하게 모사하는 지상시험장치(Test-aid)의 개발과 검증에 관한 내용을 정리한다. 본 논문에서 GK2 위성에 사용되는 태양센서 Test-aid는 2축 아날로그 태양센서를 대상으로 시험하는 것으로 고장으로 인한 백업을 고려하여 Test-aid의 국산화를 진행하였다. 또한, 시험을 통해 천리안위성에 사용되었던 Test-aid 특성과 국내업체를 통해 제작된 Test-aid의 특성이 기존 장비를 대체할 수 있음을 확인하였다. 본 논문에서 소개하는 국내 제작된 Test-aid는 기존의 천리안위성에 사용되었던 Test-aid와 달리 차이점이 생길시 제어기의 튜닝 기능을 이용하여 기존장비와 동일한 성능을 구사할 수 있음을 보였다.