• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제18권3호
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• pp.512-521
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• 2017

This paper reports development process of a university-based sounding rocket using simplified hybrid rocket propulsion system for low-altitude flight application. A hybrid propulsion system was tried to be designed with as few components as possible for more economical, simpler and safer propulsion system, which is essential for the small scale sounding rocket operation as a CanSat carrier. Using blow-down feeding system and catalytic ignition as combustion starter, 250 N class hybrid rocket system was composed of three components: a composite tank, valves, and a thruster. With a composite tank filled with both hydrogen peroxide($H_2O_2$) as an oxidizer and nitrogen gas($N_2$) as a pressurant, the feeding pressure was operated in blowdown mode during thruster operation. The $MnO_2/Al_2O_3$ catalyst was fabricated for propellant decomposition, and ground test of propulsion system showed the almost theoretical temperature of decomposed $H_2O_2$ at the catalyst reactor, indicating sufficient catalyst efficiency for propellant decomposition. Auto-ignition of the high density polyethylene(HDPE) fuel grain successfully occurred by the decomposed $H_2O_2$ product without additional installation of any ignition devices. Performance test result was well matched with numerical internal ballistics conducted prior to the experimental propulsion system ground test. A sounding rocket using the developed hybrid rocket was designed, fabricated, flight simulated and launch tested. Six degree-of-freedom trajectory estimation code was developed and the comparison result between expected and experimental trajectory validated the accuracy of the developed trajectory estimation code. The fabricated sounding rocket was successfully launched showing the effectiveness of the simplified hybrid rocket propulsion system.

• 한국항공우주학회지
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• 제47권10호
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• pp.728-737
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• 2019

본 연구에서는 초소형 위성을 이용한 위성 편대 및 군집 운용 시 실시간으로 위성 간의 상대 위치 정보를 제공할 수 있는 통합 항법용 모듈형 온보드 컴퓨터(On-board Computer, OBC)를 개발하였다. 모듈은 구조적으로는 큐브위성의 기준 규격에 맞게 설계하되 사용자가 원하는 무선 통신모듈 및 항법용 Global Positioning System(GPS) 장비를 적용할 수 있도록 확장성을 고려하였다. 개발된 OBC는 제품 개발 및 제작 이후 야외 테스트를 통해 저전력 Micro Controller Unit(MCU)로 군집 운용을 수행하는 초소형 위성들의 통합 항법 및 실시간 데이터 동기화 요구 처리속도를 만족함을 확인하였다. 또한, 열진공, 방사능 시험을 거쳐 우주급 환경에서 정상 작동함을 확인하였으며, 진동시험의 경우 underfill 공정을 추가하면 정상적으로 요구조건을 만족할 수 있음을 확인하였다. 이를 통해 향후 수요가 늘어날 군집 운용을 위한 위성군 개발의 핵심 부품인 OBC의 대량생산 체계를 구축하였다.

• Design & Manufacturing
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• 제16권4호
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• pp.67-74
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• 2022

Injection molding is a cyclic process comprising of cooling phase as the largest part of this cycle. Providing efficient cooling in lesser cycle times is of significant importance in the molding industry. Recently, lots of researches have been done for rapid cooling of a hot-spot area using CO2 in injection molding. The CO2 flows under high pressure through small, flexible capillary tubes to the point of use, where it expands to create a snow and gas mixture at a temperature of -79℃. The gaseous CO2 removes heat from the mold and releases it into the atmosphere. In this paper, a CO2 cooling module was applied to an injection mold in order to cool a large area cavity uniformly and quickly, and the cooling performance of the injection mold was investigated. The product was a high-curvature molded part with a molding area of 300x100mm. Heat cartridges were installed in a stationary mold, and CO2 cooling module was inserted inside a movable mold. Through structural analysis, it was confirmed that the maximum deformation of mold with CO2 cooling module was 0.09mm. A CO2 feed system with a heat exchanger was used for cooling experiments. The CO2 was injected into the holes on both sides of the supply pipe of the cooling module and discharged through hexagon blocks to cool the mold. It took 5.8 seconds to cool the mold from an average temperature of 140℃ to 70℃. Through the experiment using CO2 cooling module, it was found that a cooling rate of up to 12.98℃/s and an average of 10.18℃/s could be achieved.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1217-1222
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• 2010

본 논문은 근접감시 무인항공기(KUS-9)의 비행제어 소프트웨어(S/W) 개발 과정과 모델기반 개발 기술 적용 결과를 다룬다. 대표적인 상용 모델기반 설계도구인 MATLAB $Simulink^{(R)}$를 활용하여 통합개발 환경을 구축하고 비행제어법칙, 운용로직, 비행 시뮬레이션 모델, HILS(Hardware-in-the-Loop Simulation) 시스템 모델을 설계하였다. 설계 과정에서 요구사항 충족을 위한 시뮬레이션 및 동료검토를 수행하고 DO-178B 검증 도구를 이용하여 모델을 검증한 후 S/W시험 도구를 통해 C코드의 무결성을 검증하였다. 탑재 소프트웨어는 두 기종의 하드웨어 및 실시간운용체제(${\mu}C$/OS-II, VxWorks)에 탑재하여 HILS시험과 비행시험을 수행하였다. 모델기반 개발 기법을 적용함으로써 S/W 재사용성과 확장성을 확보하고 자동코드생성 기술을 이용하여 고신뢰 비행제어 S/W를 단기간에 성공적으로 개발하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권4호
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• pp.1-8
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• 2018

형식증명승인은 외국 감항당국으로부터 형식증명을 받은 후 국내로 도입되는 항공기, 엔진, 프로펠러에 대한 형식설계 검증을 통해 항공기의 안전성을 확인하는 것을 말한다. 우리나라는 항공안전법 제21조 "형식증명승인"에 따라 국내로 수입되는 항공기에 대한 설계 적합성을 확인하고 있다. 최근 미국, 중국, 싱가포르 등으로 구성된 Validation Principles Working Group은 위험평가 기반의 형식증명승인 모델을 개발하였으며 국제 표준화를 위해 노력하고 있다. 이에 따라, 위험평가기반의 형식증명승인 모델을 분석하고, 우리나라의 형식증명승인 제도의 개선방향을 고찰하였다.

• 한국안전학회지
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• 제26권1호
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• pp.8-14
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• 2011

Noise and vibration are likely to disturb the sensory system of human body leading to psychological stress and thereby property damage. In this research, a cut out switch(COS) with a built-in acoustic absorber along with a COS fuse broken was developed to reduce percussion noise. This new system is based on a design approach that combines existing absorber systems: expansion type, resonator type, and acoustic absorber type silencer The noise performance of the new system was simulated using the $SYSNOISE^{TM}$ software under optimized parameters: the diameter of perforated plate 2 mm, the plate thickness 3 mm, the width of expansion room 25 mm, the impinging vortex room 14 mm, and the noise absorbtion room 10 mm. The results showed that it reduced noise by approximately 41.1 dB compared to the current systems available in the market. Furthermore, it showed reduced noise by approximately 12 dB more than a product with an acoustic absorber of the Fault Tamer(USA).

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.299-304
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• 2013

이온성 액체 추진제인 HAN은 무독성의 높은 저장성을 갖는 단일 추진제로서 메탄올을 혼합하여 비추력을 향상시켜 하이드라진을 대체할 수 있을 있다. HAN은 하이드록실아민과 질산의 산-염기 반응을 통해 합성하며, 메탄올과 8.2:1의 비율로 혼합한다. HAN의 분해를 위해서 이리듐 촉매를 사용하며, 하나의 오리피스를 갖는 1 N급 추력기를 사용하여 HAN/메탄올 추진제의 성능 평가를 수행하였다. 메탄올 연소로 인해 반응 생성물의 온도가 높기 때문에 디스트리뷰터의 열적 안정성을 향상시키기 위해 세라믹 재료를 적용하였다. 완전한 분해를 위해서는 최소 $400^{\circ}C$의 예열 온도를 필요로 하였다. 높은 $C^*$ 효율을 얻기 위해서는 가압 압력이 높아져야 했으며, 이로 인해 촉매 상단의 분해 성능이 저하되면서 전체 추력기 성능 저하가 유발되었다. 이를 해결하기 위해 미세한 금속 메쉬를 인젝터 후단에 삽입하여 추진제의 분무 특성을 향상시켰으며, 실험 결과 촉매의 성능 저하 현상이 개선되었음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권12호
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• pp.1069-1075
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• 2017

최근 우주 기술이 발달함에 따라 전 세계적으로 위성 시장, 특히 소형 위성 시장이 크게 성장하고 있다. 이러한 위성 시장의 성장세 속에서 발사체 시장 역시 성장세를 보이고 있으며 이에 따라 저비용 발사에 대한 수요가 점점 증가하고 있다. 저비용 발사를 위한 방안에는 저비용 추진제를 사용하는 엔진 개발, 제품 생산 및 운송비용 절감 등 다양한 방법이 존재하지만, 발사 비용을 가장 크게 줄이는 방법은 바로 사용한 발사체를 다시 사용하는 것이다. 재사용 발사체의 시작은 유인 우주선으로 유명한 미국의 Space Shuttle이라 할 수 있다. 하지만 Space Shuttle의 경우 재사용이라고 불리기는 하지만 재사용 할 수 있는 부분이 한정되어 있고, 발사 효율이 떨어져 재사용 발사체 임에도 불구하고 상당히 고비용이었다. 최근에는 미국의 SpaceX와 Blue Origin을 중심으로 상업적 목적의 재사용 발사체가 개발 되고 있고 재착륙 시험에 성공하였다. 뿐만 아니라, SpaceX의 경우 이전 재착륙을 성공한 1단 발사체를 정비하여 다시 발사하는데 까지 성공하기도 하였다. 이러한 추세에 따라 유럽, 인도와 같은 국가에서도 현재 재사용 발사체 연구에 심혈을 기울이고 있다. 그리고 Blue Origin을 포함한 미국의 Virgin Galactic, XCOR 등은 민간 유인 우주여행과 같은 재사용 기술을 이용한 상품화도 시도하고 있다. 재사용 기술이 확립되면 세계 발사체 시장의 판도가 바뀔 수 있기에 재사용 기술 동향의 정기적인 확인은 필수적이라 할 수 있다.