• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2011.07a
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• pp.1260-1261
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• 2011

LSM기반의 초고속자기부상열차는 고전압, 대전류의 추진 전력을 공급할 수 있도록 설계되어진 특수한 형태의 추진 인버터와 주행시 부상공극변동에 대해서도 강인한 부상특성을 제공할 수 있도록 개발된 부상제어시스템이 필요하다. 본 논문은 550km/h급 초고속자기부상 시스템에 대한 설계기술의 확보를 위한 것으로, 실 규모시스템 구현에 앞서 축소모형으로 각각의 시스템 구성품을 개발하되 실규도 시스템에 적용하는 방식의 2스텝의 추진용 인버터시스템과 전류원 초퍼기반의 부상시스템 토플로지를 구성하고 그 제어특성의 시험 및 평가를 위해 시뮬레이션을 수행하여 그 가용성을 확인하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.77-77
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• 2002

초소형 공중발사체 설계 시 하이브리드 모터의 적용가능성에 대한 연구를 실시하였다. HTPB/LOX를 추진제로 하여 마차바퀴형 연료 그레인, 산화제 탱크 가압방식을 사용하였고, 성능특성을 계산하기 위하여 하이브리드 연료의 연소율이 일정하다고 가정 하였다. 본 연구에 사용된 임무는 중량 3.5kg의 나노위성을 근지점 고도 200km, 원지점 고도 1,500km의 타원궤도로 진입시키는 것을 목적으로 하는 로켓의 1단 부분에 관한 것으로 1단의 발사속도는 M=1.3, 발사고도는 12km, 연소종료 고도는 40km이다. 1단에 대한 페이로드 중량은 127.5kg이고, 속도증가분($\Delta$V)은 3,330m/s이다. 모선은 F-4E를 사용하였고 모선의 특성상 발사체의 총 중량이 1,000kg이하로 제한되고 길이와 직경이 5m${\times}$5m로 제한되나 1단에 대한 길이의 제한조건은 현재까지 명확히 정립되지 않은 상태이다. 설계과정에서의 변수는 연료 그레인 포트 개수, 초기 산화제 플럭스, 연소실 압력을 사용했고, 설계 제한조건은 추진제 중량, 평균 비추력, 평균 추력, 연소시간, 1단 길이, 직경, 연소시간이고, 이들의 범위는 모선의 특성과 초소형 공중발사체의 임무특성에 맞게 설정하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.11a
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• pp.533-536
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• 2009

The power control system of Smart UAV is similar to the propeller pitch governing concept of turboprop aircraft. The pilot inputs the engine power directly and the pitch governor controls the rotational speed of proprotor. In this paper, the engine status data from ground test of Smart UAV, such as the relationship of PLA vs. Gas generator speed and power are compared with the result of engine performance calculation program.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2009.05a
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• pp.61-64
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• 2009

A study on the variation of combustion performance by oxidizer/fuel ratio was conducted. Shower head type injector was used. Injector propelled by liquid kerosene and liquid hydrogen peroxide. The designed operation condition for thrust and combustion pressure were 200N and 10bar. It is found that optimum oxidizer/fuel ratio.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1999.10a
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• pp.25-25
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• 1999

응답 함수는 추진제의 연소 불안정성을 예측하는데 사용되는 중요한 측정 방법중 하나이다. 복사 열속과 압력은 연소 불안정을 일으키는 주요인으로 알려져 있다. 최근에는 레이저 기술의 발달로 비접촉 방식으로 외부에서 연소장을 교란하여 불안정성을 판단하는 실험 연구가 많이 이뤄지고 있다. 이러한 실험 연구에 대한 해석 및 예측을 위하여 많은 연구자들이 이론 응답 함수를 구하려는 노력들을 하고 있다. De Luca 등이 복사열에 대한 응답 함수를 제안한데 이어 Brewster 등은 QSHOD 가정과 추진제 내부로의 복사열 흡수비를 고려하여 응답 함수를 구하였다 Lee 등은 ZN 방법을 사용하여 Brewster의 응답 함수를 재계산 하였다. 이와 같은 이론 응답 함수들은 연소 불안정성에 대한 유용한 정보들을 제공하였음에도 불구하고, 현상을 너무 단순화하였다는 한계를 가지고 있다.

• Environmental and Resource Economics Review
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• v.29 no.2
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• pp.293-312
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• 2020

코로나19의 확산으로 야기된 경기침체를 극복하기 위해 세계 각국이 적극적인 확장 재정정책을 도입하고 있다. 1930년대 대공황 시기와 비교되며 '뉴딜식' 정책이 제안되기도 하는데, 그중 하나가 이른바 '그린뉴딜'이다. 그린뉴딜은 경기부양을 목적으로 환경 분야 지출을 확대하는 것으로서, 재정정책과 환경정책 두 가지 측면의 효과를 모두 '주목적'으로 하는 정책 수단이다. 우리 정부도 경기를 부양하고 포스트 코로나19 시대에 대응하기 위해 그린뉴딜을 한 축으로 하는 '한국판 뉴딜' 정책 추진 방안을 발표하였다. 최근 녹색전환과 기후변화 대응의 필요성에 대한 사회적 관심이 높아지면서 그린뉴딜 추진 방안과 관련하여 다각도로 구체적인 논의가 이루어지고 있다. 이 글은 환경 분야 사업을 그린뉴딜 방식으로 추진할 때 기대되는 재정 정책 및 환경정책 측면에서의 효과를 고찰하는 한편 향후 국내 코로나19로 야기되는 경기침체에 대응하기 위한 목적으로 그린뉴딜을 추진할 때 염두에 두어야 할 정책적 고려사항을 제안한다.

• Proceedings of the Korea Technology Innovation Society Conference
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• 2017.11a
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• pp.1373-1373
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• 2017

오늘날 ICT는 타산업과의 융합을 통한 경제성장의 핵심수단 및 사회이슈를 해결할 도구로서 인식되고 있으나, 우리나라의 R&D 성과활용은 기술개발의 성공률에 비해 매우 낮은 수준이다. 이는 R&D의 공급자인 연구자 중심의 기획, 기술개발 추진이 주된 원인으로 지적되고 있다. 이에 따라, 수요자의 요구에 부합되는 시장성 있는 제품 서비스 구현이 R&D 추진의 중요한 요소로 대두되고 있으며, 기획에서부터 실사용자의 요구사항을 도출하고 기술개발과정에서 지속적으로 사용자의 피드백을 통해 수정해 나가는 리빙랩 방식의 적용이 절실히 필요한 상황이다. 그러나, 그동안 리빙랩 R&D는 사회문제해결형 또는 지역환경개선형에 집중해서 추진되어 왔다. 본 논문에서는 중소기업 R&D사업에의 리빙랩 도입 방안에 대해 검토해보고 이를 통해 기술개발 결과물의 사업화 가능성을 향상시키기 위한 효율적인 R&D 추진방안에 대해 제안하고자 한다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.24 no.4
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• pp.73-78
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• 2020

The main reasons that ignite the propellant in the process of producing solid rocket motor are worker mistakes, wrong working process, mechanical defects, impact, friction, electrostatic and short circuits. In the past decades, many accidents have occurred in the process of producing solid rocket motor, accidents investigation have confirmed that the sensitivity of electrostatic is very high under specific condition. In this paper, we analyzed overseas accident cases and measured the sensitivity of electrostatic in the situation of confinement and pressure load by considering the manufacturing process. As a result of the test, the sensitivity of propellant was increased in the situation of confinement and pressure load and the propellant reacted more sensitively to electrostatic in the situation of confinement than pressure load.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2006.11a
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• pp.7-10
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• 2006

In order to inject satellites into a target orbit, launch vehicles should have a precise attitude and control system capable of controlling three axises of pitch, yaw and roll. For launch vehicles, there are two types of attitude control system currently in popular use; the first one is a cold gas method, and the other is a liquid propulsion system using a single and dual property propellant. The purpose of this paper is to analyze the characteristics of thrust control system using said propellant, thereby providing for a rationale for its application to the upper stages of launch vehicles, in terms of the simplicity of the system, economics of structure and operation.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.11a
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• pp.275-281
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• 2007

For a cooling performance research of the combustor operated in a extreme environment of a high temperature and high pressure, we accomplished a cooling performance analysis. Generally a heat transfer characteristic in cooling passage is known well experimentally and theoretically, however heat flux in the combustion chamber isn't. In this study, fluid flow combined with heat transfer analysis is accomplished about a combustor nozzle. We tried to analyze the cooling performance with a heat transfer characteristic of a gas and coolant side in the view point of quantity on the mass flow rate to be supplied to the cooling channel. And finally, evaluation on the thermal safety of nozzle wall material was accomplished.