• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.10 no.3
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• pp.109-117
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• 2006

Hot firing performance test of hydrazine decomposition catalyst used for monopropellant thruster of satellite and launch vehicle was performed on the ground. A test equipment for hot firing performance measurement of catalyst test was developed in collaboration with Hanwha Corp., and the catalyst firing performance were tested with the equipment. After a reaction delay time, a catalyst activity and a granule stability were measured for 2 times, satisfactory results were obtained such as 25msec, 2%, $704^{\circ}C$ for each test items on the average. In addition, the current development status of domestic prototype catalyst and its decomposition performance test results are presented.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.46.2-46.2
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• 2009

탑재소프트웨어는 위성의 자세, 전력, 열 제어를 담당하는 소프트웨어로서 위성의 탑재컴퓨터 상에서 실행된다. 탑재소프트웨어는 추력기, 배터리, 온도조절장치와 같은 위성의 하드웨어 장치를 자치적으로 관리한다. 지상에서 위성을 운영할 수 있도록 탑재소프트웨어는 지상으로부터 명령을 받아서 처리하고, 위성의 텔레메트리 데이터를 지상으로 전송한다. 위성의 탑재소프트웨어를 프로그래밍하기 위하여 C 언어와 ADA 언어가 주로 사용된다. 이 논문에서는 소프트웨어 디자인과 하위레벨 프로그래밍 관점에서 C 언어와 ADA 언어를 비교 분석한다. 프로그래밍언어는 소프트웨어 디자인과 불가분의 관계에 있다. 이 논문은 프로그래밍언어와 함께 다목적실용위성과 통신해양기상위성의 소프트웨어 디자인을 소개한다. 다목적실용위성의 탑재소프트웨어는 절차 지향언어인 C로 작성되었으며, 함수 호출을 기반으로 설계되었다. 통신해양기상위성의 경우, 객체지향언어인 ADA로 작성되었으며, HOOD(Hierarchical Object-Oriented Design) 기법에 따라 모델링되었다. 탑재소프트웨어 프로그래밍언어는 위성의 탑재 하드웨어와 직접적으로 상호작용하도록 요구된다. 이 논문은 C와 ADA 언어가 메모리주소 및 로우 스토리지를 다루는 방법을 보여준다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.1 no.1
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• pp.65-71
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• 2002

KOMPSAT-1 AOCS mode divided into three major mode like Sun, Maneuver, Science Mode. The Maneuver mode consist of attitude hold and Δ-V Burn submode. This paper focus on the analysis of AOCS Maneuver Mode characteristics based on on-orbit playback data. The nadir pointing performance of attitude hold submode and the process for Δ-V Burn firing with plus/ minus 90 degree pitch/ roll maneuvering was verified. And also verified that the on-orbit performance meets the AOCS subsystem specification as designed.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.7
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• pp.703-711
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• 2008

In this paper, stabilizer which maintains the mixture ratio of gas generator of LRE has been introduced. Design criterion for the ideal performance of stabilizer was derived. Significant parameters on the performance of stabilizer were identified through mathematical model and gas generator system analysis. Also, simulation and test results of the gas generator system showed fair agreement, thus proving the validity of the mathematical model of the stabilizer.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.5
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• pp.390-396
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• 2007

In the present study, we have developed a flapping wing using a smart material to mimic the nature's flyers, birds. The wing consists of composite frames, a flexible PVC film and a surface actuator, and the main wing motions are flapping, twisting and camber motions. To change the camber, a Macro-Fiber Composite(MFC) is used as the surface actuator, and it's structural response is analyzed by the use of piezoelectric-thermal analogy. To measure the lift and thrust simultaneously, a test stand consisting of two load cells is manufactured. Some aerodynamic tests are performed for the wing in a subsonic wind tunnel to evaluate the dynamic characteristics. Experimental results show that the main lift is mostly affected by the forward velocity and the pitch angle, but the thrust is mostly affected by the flapping frequency. The effect of the camber generated by the MFC actuator can produce the sufficient lift increment of up to 24.4% in static condition and 20.8% in dynamic condition.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.139-145
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• 2006

LRE(Liquid propellant Rocket Engine) is one of the important parts to control the trajectory and dynamics of rocket. The purpose of control of LRE is to control the thrust according to requiredthrust profile and control the mixture ratio of propellants fed into gas generator and combustor for constant mixture ratio. It is not easy to control thrust and mixture ratio of propellants since there are co-interferences among the components of LRE. In this study, the dynamic model of LRE was constructed and the dynamic characteristics were analyzed with control system as PID control and PID+Q-ILC(Iterative Learning Control with Quadratic Criterion) control. From the analysis, it could be observed that PID+Q-ILC control logic is more useful than standard PID control system for control of LRE.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.613-615
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• 2009

This paper is to introduce Hanwha Aerospace R&D Center's development status of TVC(Thrust Vector Control) system and control valves for Korean space launch vehicles. With the successful development of KSR-III TVC system, Hanwha have developed TVC system and RCS control valves for KSLV-I. Also, in the advance research area of KSLV-II, Hanwha have participated in LOx and fuel flow control valves and LOx shut-off valve development in the engine supply system. Based on the accumulated experiences and technologies in the aerospace key components and system development, Hanwha will make an important contribution to KSLV-II development in the future.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.2
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• pp.164-170
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• 2007

In this paper, the development results of electromechanical TVC actuation system is described in the aspect of design, analysis, manufacturing and test. The kinds of prime power for TVC actuation system is classified by the variety of propulsion system of launch vehicle. The electric power by battery is the sole candidate for prime power of TVC actuation system at the view point of feasible domestic infra technologies for the present. The characteristic analysis study is performed between electromechanical and electrohydraulic actuation system with respect to power efficiency, performance and weight efficiency. The electromechanical actuation system has superiority of power and weight efficiency according to less opportunity of power conversion process.

• Journal of the Korea Institute of Military Science and Technology
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• v.1 no.1
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• pp.166-188
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• 1998

본 논문에서는 쿼터니온 궤환 개념이 기존의 오일러각 궤환 개념에 비해 추력벡터제어(Thrust Vector Control) 방식을 사용하는 전술 유도탄 자세제어에 보다 효과적으로 적용될 수 있음을 보인다. 오일러각 궤환 방식을 택한 기존의 자세제어기에서 오일러각 궤환 부분을 쿼터니온 궤환으로 적절히 바꾸어 주게 되면 자세명령 크기 변화에 따른 시간응답 특성의 변화를 줄일 수 있으며, 쿼터니온 궤환 방식을 택할 경우, 우주비행체 자세제어 분야에서 활발히 연구되고 있는 고유축(Eigen Axis) 회전에 의한 자세변환을 수행할 수 있는 자세제어기 설계가 가능하다. 고유축 회전은 최단경로에 의한 자세변환 개념이므로, 이러한 능력을 갖춘 자세제어기는 신속한 자세변환이 필요한 전술 유도탄의 초기비행에 매우 효과적으로 이용될 수 있다. 더욱이, 제어법칙에 공력모멘트를 보상하는 항을 추가하게 되면 변화가 심한 공력 모멘트가 유도탄의 회전운동에 미치는 영향을 줄일 수 있어 고유축 회전성능을 보다 개선시킬 수 있다. 우선, 오일러각 궤환보다 쿼터니온 궤환이 유리한 점을 논하고, 쿼터니온 궤환에 근거한 자세제어기의 설계 개념과 제안된 제어기에 의해 구성되는 폐루우프에 대한 안정성 문제를 다룬 후, 시뮬레이션을 통해 그 타당성을 검증한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.04a
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• pp.2-2
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• 1999

액체추진제 로켓엔진에서 분사기의 미립화 및 혼합 특성과 그에 따른 연소 특성은 성능과 안정성을 결정하는 중요한 파라미터이며 분사기는 제한된 설계 조건하에서 최대의 열방출율을 발휘하도록 설계되어야 한다. 여기서 연소효율은 연료와 산화제의 혼합특성과 충돌 분무의 미립화의 정도에 의해 결정되므로 충돌 분무 유동성의 혼합, 미립화 특성과 이에 따른 인조성능 특성을 명확하게 밝힘으로써 최대 엔진성능을 위한 설계가 가능하게 된다. 분사기의 설계에는 분사요소형태, 분사공의 형상 및 유동시스템 등이 포함되며 특히 분사요소 형태의 선택에는 추진제, 연소실냉각방법, 연소실 형상, 자동조건 및 엔진의 수명 등이 중요한 제한조건으로 고려된다. 이런 형태의 분사 요소들 중, 충돌형 분사기는 저장성 추진제를 사용하는 중, 저추력의 액체추진제 로켓엔진에 주로 사용된다. 이 분사형태는 미립화 성능이 높지 않고, 분사공 직경 및 운동량비에 따른 혼합성능이 만감하며 blow apart 등에 의한 열부하 혹은 안정성에 대한 문제가 있으나 양호한 혼합효율, 신뢰성과 제작의 용이함으로 인하여 광범위하게 사용된다.