• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.5
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• pp.420-427
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• 2008

For simulation of a fin unfolding motion for the various aerodynamic conditions, equations and moments applying to the unfolding fin were modelled. Aerodynamic roll moment consists of the static roll moment and the damping moment, which were obtained through wind tunnel tests and numerical analyses respectively. Panel method was used to compute the roll damping coefficient with deflected fin, whose angle was equivalent to angle of attack due to the deployment motion. Roll damping coefficient is a function of angle of attack, sideslip angle, and deployment angle but not of angular velocity of deployment. Simulation with aerodynamic damping model gave more similar deployment time compared to fin deployment test results.

• Proceedings of the Safety Management and Science Conference
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• 2000.05a
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• pp.427-434
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• 2000

본 연구에서는 품질기능전개(QFD)를 품질전개, 기술전개, 원가전개, 신뢰성전개로 구분하여 각 단계에서 실무적으로 고려해야 할 중요한 사항을 제안한다. 품질전개에서는VOC로 J.D.Power사의 시장품질조사 방법을 활용할 것을 제안하며 기술전개에서는 새로운 SPC 공정도와 작업표준 작성방안을 제안한다. 끝으로 신뢰성 전개에서는 BOM의 구조분석과 RBD, FTA 통합기능분석, FMEA의 체계적인 정리 등의 3단계 전개방안을 제안한다.

• Proceedings of the Korean Nuclear Society Conference
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• 1995.10a
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• pp.61-66
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• 1995

이 논문의 목적은 육방형 핵연료집합체로 구성된 3차원 노심을 해석하기 위한 다항식전개법을 개발하는 것이다. 이를 위해 3차원 육방형 핵연료 집합체를 6개의 3차원 프리즘노드로 분할하였다. 그리고 각 꼭지점에서의 점중성자속, 프리즘 각면의 면중성자속과 노드평균중성자속을 미지변수로 하여 다항식전개법에 의해 프리즘노드내의 중성자속분포를 근사하였다. 각 중성자속간의 관계식으로서 프리즘노드내에서의 노달중성자평형식, 두 노드사이의 면에서의 중성자류 연속관계식, 각 꼭지점에서의 중성자누설평형식을 사용하였다. 다항식전개법은 해석함수 전개법에 비해 약 3배정도 빠르며 4군확산방정식에도 훌륭이 적용되었다. 그리고 VVBR-1000 3차원 벤치마크 문제에서 최대출력오차 2.6%, VVER-440 3차원 벤치마크 문제에서 12 평면과 24평면으로 나눈 경우 각각 최대출력오차 15%와 6.6%, SNR 3차원 문제에서 8 평면과 16 평면으로 나눈 경우 각각 최대오차 5.4%와 2,6%를 보였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.9
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• pp.851-858
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• 2008

In this paper, the wrinkling behavior of vertically creased corner-loaded square membranes was studied using geometrically nonlinear post-buckling analysis. The membranes were modeled using shell elements, and the meshes were seeded with semi-random geometrical imperfection to instigate the buckling deformation. A pristine and creased membranes with various initial deployment angles were considered in the analyses and the results were compared. Results showed that local wrinkles initiated near the corner where the higher load was applied, which grew to form a single diagonal global wrinkle as the load ratio increased. It was also found that the local wrinkle initiation and the global wrinkle formation were significantly dependent on the initial deployment angles.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.198.2-198.2
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• 2012

태양 전지판의 전개 여부는 저궤도 위성의 발사 성공 여부를 판단하는 가장 중요한 항목 중 하나이다. 태양 전지판이 성공적으로 전개되어야만 태양 지향 자세제어에 의해 위성 운용에 필요한 전력 생성이 가능하기 때문이다. 그러므로 발사 후 지상국 교신을 통해 최우선적으로 태양 전지판의 전개 여부를 판단한다. 태양 전지판의 전개 여부는 다양한 실패 상황에 가정해 총 5가지 조건을 통해 판단한다. 첫째, SAR1, SAR2의 입력 전류가 모두 0.8A보다 커야 한다. 만약 하나라도 0.8A 미만이라면 한 개 이상의 태양 전지판이 전개되지 않고 1번 태양 전지판이 태양 지향을 하지 못하는 상황이다. 둘째, SAR1 입력 전류와 SAR2 입력 전류의 값이 유사해야 한다. 만약 입력 전류 값이 크게 차이가 난다면 2번과 3번 태양 전지판 중 하나만 태양 지향을 하는 경우이다. 셋째, CSSA#5 출력 전류가 3.2mA보다 커야 한다. 만약 3.2mA보다 작다면 2번과 3번 태양 전지판의 전개가 실패하고 1번 태양 전지판이 태양 지향을 하는 경우 또는 1번 태양 전지판이 전개 실패하고 태양 지향을 하는 경우이다. 넷째, S/C Roll, Pitch, Yaw rate이 모두 0.2 deg/sec 보다 작아야 한다. 만약 body rate이 크다면 1번 태양 전지판의 전개 실패 상황을 예상할 수 있다. 다섯째, 각 태양 전지판의 온도 차이가 $35^{\circ}C$ 보다 작아야 한다. 만약 온도 차이가 크다면 1번 태양 전지판 전개 실패 상황에서 2번과 3번 태양 전지판이 태양 지향을 하는 경우이다. 총 다섯 가지의 조건을 모두 만족해야만 태양 전지판이 성공적으로 전개되었다고 판단한다. 태양 전지판의 전개 판단은 위성이 발사체에서 분리되고 약 4500초 이후 시점에 스발바드 지상국과의 교신을 통해 확인되었다. 이 시점의 SAR1 입력 전류는 약 2.00A, SAR2 입력 전류는 약 1.93A였기 때문에 모두 0.8A보다 크고 서로 유사한 값임을 확인했다. CSSA#5의 출력 전류는 약 3.5mA의 값을 나타냈다. S/C Roll rate은 -0.0084 deg/sec, Pitch rate은 -0.0072 deg/sec, Yaw rate은 -0.0303 deg/sec의 값을 나타냈다. 각 태양 전지판의 최대 온도 차이는 $7.7^{\circ}C$의 값을 나타냈다. 5가지 조건을 모두 만족함으로써 태양 전지판 전개는 성공적으로 수행된 것으로 판단했다.

• Journal of the Korean Magnetics Society
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• v.18 no.1
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• pp.36-38
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• 2008

We calculate the electron scattering amplitude with reduced angular momentum expansion(RAME) and compare it with the plane wave approximation. By using WKB approximation it is shown that the curvature correction factor given by RAME is originated from the source wave centrifugal potential energy. The factor also can be understood as an effective wave number correction factor in plane wave approximation. Angular momentum and its relationship with scattering amplitude is explicitly shown.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.202-202
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• 2012

항공우주연구원에 설치되어있는 태양전지판 무중력 전개시험장치는 지상 전개시험 시 지구 자중으로 인해 발생하는 하중과 마찰력을 상쇄하여 우주 궤도상에서 전개되는 것과 동일하게 태양전지판이 전개되도록 구성되어 있다. 이를 위해 에어베어링을 사용하여 전개 시 발생할 수 있는 전개방향으로의 마찰력을 상쇄하고, 지구 중력으로 인한 영향이 없도록 하기 위해 중력축에 대해 각 레일이 수평이 되도록 정밀하게 정렬되어야 한다. 본 연구에서는 천리안위성의 정밀조립 및 전개시험에 사용되었던 태양전지판 무중력 전개시험장치를 차기 정지궤도위성의 대형 태양전지판에 적용하였을 때에도 전개시험이 가능한 지를 카티아 디지털 목업 시뮬레이션을 사용해 모사하고 검토되어야 할 주요 사항들에 대해 분석하였다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.27.3-27.3
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• 2009

인공위성이 발사체로부터 분리되면, 인공위성은 가장 먼저 태양 전지판을 전개한 후 전력을 생산한다. 전력은 인공위성의 운영에 반드시 필요하므로, 태양전지판의 성공적인 전개는 인공위성의 성공적 임무 수행의 필수 요소이다. 따라서, 태양전지판 또는 태양전지판의 전개장치 개발시에는 태양전지판이 이상없이 전개되는지를 확인할 수 있는 태양전지판 전개해석을 반드시 필요로 한다. 현재 개발중인 저궤도 지구관측위성의 경우, 3장의 태양전지판이 사용이 되며, 각 태양전지판의 전개 및 고정은 힌지 및 스트럿으로 이루어진 태양전지판 전개장치에 의하여 이루어진다. 이 논문에서는 다물체 동역학 해석프로그램인 Recurdyn을 이용하여, 상세 태양전지판 전개해석을 수행하고자 한다. 이전 연구에서는 기본적인 전개해석 모델을 수립하여, 태양전지판의 기본 전개거동을 확인할 수 있었다. 그러나, 태양전지판이 완전히 전개된 이후에 고정되는 부분의 모델링이 복잡하여, 단순하게 가정하여 전개해석을 수행하였다. 이러한 가정은 태양전지판의 전개 입장에서는 좀 더 극한상황이 되었으며, 이러한 환경하에서도 충분히 태양전지판이 잘 전개됨을 확인할 수 있었다. 이 논문에서는 간략화된 태양전지판 고정장치 및 기타 다른 부분들을 좀 더 상세모델링 하여, 전개 거동이 좀 더 실제에 가깝도록 하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.3
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• pp.283-292
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• 2009

Considering an integral equation governing the motion of unfolding fin, an algebraic equation was acquired to get estimated minimum deployment energy required for the successful fin unfolding under the given wind condition. To complete the integration of moment, some approximations had to be introduced particularly to frictional moment and aerodynamic damping for which deployment angular speed of the unfolding fin was modelled as a function of deployment angle only with assumed profile using expected maximum angular speed. Technique for the estimation of the minimum required deployment energy was finalized by introducing the ideal deployment angular speed representing work done by the fin unfolding device alone during fin unfolding and was confirmed by comparing results from simulation with various aerodynamic conditions and profiles of the hinge torque.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.10
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• pp.905-911
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• 2007

In this paper, geometrically and materially non-linear finite element analyses were performed to study the crease behavior of thin membranes. The cross-section of the membrane was modeled with 2-dimensional plane strain elements. To simulate the creasing process, the membrane mesh was folded, compressed to prescribed crease gauge by activating two rigid contact surfaces, and then released to give the crease topology. Various crease gauges were considered to investigate the effect of crease intensity on the initial deployment angle. The crease geometry was also obtained by experiments and the results were compared.