• 공업화학
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• 제26권6호
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• pp.666-673
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• 2015

본 연구에서는 고온영역에서 NOx를 제어하기 위한 선택적 환원촉매(SCR)의 연구를 수행하였다. 제조된 촉매들의 구조적 특성 및 흡 탈착 특성을 확인하기 위하여 XRD, FT-IR 분석을 수행하였다. Anatase $TiO_2$ 지지체의 경우 미미한 NOx 전환율을 나타내었으며, 이에 W을 활성금속으로 하여 제조한 $W/TiO_2$ 촉매에서 우수한 NOx 제거 능력을 보였다. 특히 $400^{\circ}C$ 이상의 고온영역에서 순수 $TiO_2$의 NOx 전환율보다 W이 함유된 $W/TiO_2$의 촉매에서 급격한 활성 증가를 확인할 수 있었다. 또한, 장시간의 열충격에 따른 반응활성이 감소되는 현상이 억제됨을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.111-118
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• 2007

현재 개발 중인 KSLV-I은 2단으로 구성된 발사체이며, 1/2단은 어댑터 링을 사용하여 연결한다. 단 조립 후에 1/2단 통신을 위해 사용되는 케이블은 외부로 노출된다. 또한 1/2단 분리를 위하여 어댑터 링에 장착되는 8개의 파이로 볼트도 외부로 노출된다. 이처럼 외부로 노출되는 케이블이나 작동 시 파편 및 충격으로 인한 피해가 우려되는 부분에는 부품과 구조물을 보호하기 위해 일반적으로 카울을 사용하고 있다. KSLV-에서는 용도에 따라 2종의 카울(엄비리컬 카울, 파이로 볼트 카울)을 설계하였다. 카울은 외부로 노출되었기 때문에 공기 유동으로 발생되는 열과 압력 하중을 받게 된다. 따라서 카울은 열과 압력 하중에 대한 구조 강도를 해석을 통하여 검증하여야 한다. 본 연구에서는 열 하중을 제외한 압력 하중에 대한 구조 해석을 수행하였다. 구조 해석 결과 파이로 볼트 카울은 구조해석 결과로부터 구조 강도면에서 안전함을 확인하였지만, 엄비리컬 카울의 경우 주어진 압력하중으로 인해 파손됨을 확인하였다. 하중 조건을 만족시킬 수 있도록 엄비리컬의 카울의 형상을 변경하였으며 추가적으로 구조 해석을 수행하여 하중 조건을 만족함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권10호
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• pp.745-752
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• 2020

SpaceX Falcon 9에 탑재된 초음속 그리드핀 유동에 관한 수치해석을 통하여 해당 그리드핀의 공력특성을 평가하였다. 3차원 정상 수치해석 계산의 효율성 향상을 위하여 단위 그리드핀 개념을 도입하였다. 본 연구에서는 발사체의 받음각, 외부 프레임, 그리고 커넥팅 로드 등의 영향성을 보정하는 전후 처리과정을 개선하였고, 이에 따라 최종 공력계산의 정확도가 과거 연구에 비하여 향상되었음을 확인하였다. 이후 천음속과 초음속 비행조건에서 다양한 받음각을 갖는 SpaceX Falcon 9 그리드핀의 공력특성을 평가하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권3호
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• pp.274-280
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• 2016

2015년 발사예정인 우주기반기술 검증용 큐브위성 STEP Cube Lab.의 주요 탑재체인 열선절단방식 힌지구동형 구속분리장치는 높은 체결력 및 저충격 구현의 장점으로 초소형위성 전개구조물의 구속/분리에 적용이 용이하며, 기존 나일론선 절단방식의 낮은 체결력 및 복수구조물 적용에 따른 시스템 복잡화의 단점을 극복가능하다. 본 논문에서는 인증모델 검증시험이 완료된 구속분리장치의 궤도검증 임무수행을 목적으로 체결력 검증 및 전개 확인 신호 획득이 가능한 비행모델을 설계/제작하였으며, 탑재체 레벨에서의 발사 및 궤도환경 검증시험을 수행하여 설계 유효성을 입증하였다.

• 한국해양학회지
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• 제25권4호
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• pp.240-244
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• 1990

아산화 및 저온의 코아 퇴적물 중 부시료 채취시 실험자에게 미치는 온도 충격과 글러브박스내의 공기를 질소가스로 교체할 때의 난점을 개선하기 위하여, 이동이 가능 하고 냉장고와 기체교환풍성을 가진 글러브박스를 제작.실험했다. 본 글러브박스는 3$0^{\circ}C$의 실온에서 200미터의 기체를 5분 이내에 2$^{\circ}C$$\pm$2$^{\circ}C$로 냉각시킬 수 있다. 또한 기 체교환풍선을 이용해 글러브박스내의 기체를 질소가스로 쉽게 교체할 수 있다. 이 글 러브박스는 태평양의 클라리온, 클리퍼톤 균열대 지역에서 수행된 KODOS-89 탐사에서 성공적으로 작동되었으며, 얻어진 공극수 자료로부터 퇴적물 시료의 가열 또는 산화의 흔적을 찾을 수 없었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권8호
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• pp.767-773
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• 2010

본 논문에서는 위성 본체에 장착된 탑제체를 위성으로부터 분리하기 위한 비폭발식 분리 메커니즘을 제안하였다. 작동기로서 경제적이고 신뢰성 있는 유성기어가 통합된 소형 직류모터를 채택하였다. 제안된 분리장치는 별도의 지그나 구조물 없이도 재장전이 용이 하도록 하였으며, 단순한 구조로 제작이 수월한 장점이 있다. 완성된 분리장치는 분리반응속도 측정시험, 최대분리가능하중 측정 시험, 최대발생충격 측정 시험을 통하여 그 성능을 입증하였고, 진동시험, 열진공 시험을 통하여 우주 환경에서 사용 가능함을 보여주었다. 개발된 인공위성용 비폭발식 분리장치를 통하여 그동안 사용되었던 폭발식 분리장치 등의 해외위성용 분리장치를 대체 할 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.795-801
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• 2014

STEP Cube Lab.은 조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실에서 개발 중인 극초소형 위성으로 구분되는 1U 큐브위성으로, 논문 연구 실적으로만 그친 우주핵심기술을 발굴 및 탑재하여 궤도 검증 실시 및 해당 분야 기술의 지적 저변확대에 공헌을 목표로 한다. 이에 본 논문에서는 주요 탑재체인 가변방사율 라디에이터, 무충격 구속분리장치 그리고 MEMS 고체추진로켓 등을 탑재하여 극한 우주 열환경에서의 위성 시스템과 탑재 체의 안정적인 궤도 운용 및 기술 검증을 위해 시스템 통합 열해석 및 열제어를 실시하였으며, 이를 통해 해석결과 분석 및 열제어 설계의 타당성을 입증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.103-113
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• 2004

위성은 조립 및 시험 완료 후 운반 및 발사 순간부터 임무 궤도로 진입할 때까지 발사체에 의한 정하중, 동하중 및 충격하중을 겪게 되며, 임무궤도에서 열진공, 복사 및 미세중력 환경하에 놓이게 되어 위성의 설계, 제작, 조립 및 시험 시 이들 발사환경과 우주환경을 고려하여 개발을 수행하여야 한다. 본 논문에서는 HAUSAT-1 피코위성의 구조 열해석과 설계 결과를 논의하고, 발사 과정과 우주에서 겪게 되는 환경을 모사한 발사환경 및 우주환경시험의 결과를 논의한다. HAUSAT-1 위성의 기계시스템은 인증 수준의 진동시험과 열진공시험 후에도 안정하다는 것을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.70-77
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• 2014

본 논문은 한국형 2.75 인치 로켓 추진기관의 독자 모델 개발에 관하여 기술하였다. 개발된 한국형 2.75 인치 로켓 추진기관은 추진제 그레인의 형상변경을 통하여 화염안정성을 증대시켰으며, 점화장치에 EMI 필터를 장착하여 우발점화 방지기능을 추가하였다. 그리고 노즐 형상 변경 및 날개 수 증가를 통하여 비행안정성의 향상을 가질 수 있었다. 지상연소시험 및 온도충격시험을 통해 추진제의 성능을 검증하였으며, 약 210 발의 비행시험을 통해 기 배치된 추진기관과 비행성능이 동일함을 입증하였다. 성능개량과 더불어 한국형 독자모델 개발로 인한 지적재산권 문제 극복에 기여할 수 있는 근간을 마련했다는데 그 의의가 있다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.44.4-45
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• 2009

과학기술위성 3호의 주탑재체인 MIRIS (Multi-purpose InfraRed Imaging System) 적외선우주관측카메라의 인증모델이 조립을 마치고 현재 성능시험이 진행 중이다. MIRIS 적외선광학계는 구경 80mm의 광시야(f/2) 굴절식 망원경으로서, 총 5매의 렌즈로 구성되어 있다. 렌즈들은 S-FPL53, S-TIH6, Fused Silica 등의 재료를 사용해 가공되었으며, MIRIS 관측 파장대역($0.9\sim2.0{\mu}m$)에서 투과율이 극대화되도록 반사억제 코팅이 적용되었다. MIRIS 광학계 및 광기계부 설계에 있어서의 주요 고려사항은, 1) 상온에서 조립된 상태에서 발사 시 위성체가 받는 충격과 진동을 견뎌낼 것, 그리고 2) 발사 후 위성 궤도상에서의 복사냉각을 통해 180K로 열수축된 상태에서 최적의 광학성능을 발휘할 것 등이다. 이러한 설계 개념을 바탕으로 MIRIS 광학계를 제작하였으며, 조립된 인증모델은 진동시험 및 열진공시험을 통과하였다. 이 발표에서는 MIRIS 적외선우주관측카메라 광학계의 인증모델 제작 과정과 부품별 시험, 그리고 조립 후 상온 및 저온성능시험 결과에 대하여 논의 한다.