• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년도 제31회 추계학술대회논문집
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• pp.411-415
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• 2008

이 논문은 고도모사 시험설비의 전체 사양을 결정에 관계되는 엔진 입구에서의 고도비행 경험을 위한 모의대기 요구 조건, 모의 비행중 쇼요되는 연료 소모량 및 공급 방법, 시험모드별 냉각부하 예측, 효과적인 압력 회복률을 위한 배기 이젝터의 최적형상 결정에 관한 고려사항을 기술하였다. 이를 위하여 엔진의 연료소모량을 고려한 엔진 배기가스의 온도 및 배출량 등의 계산을 수행되었다.

• 천문학논총
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• 제11권1호
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• pp.163-175
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• 1996

We propose the development and test result of new optical axis alignment system for the interchangeable F/8 secondary mirror of the BOAO 1.8m telescope system. Since the original system was not equipped with a suitable optical alignment facility, the whole alignment process was performed by hand. It was necessary at least three persons working more than 2 nights and the altitude of the telescope could not exceed 10 degrees, in such altitude the alignment quality was not so good by atmospheric effect. The new system adopts position readable motorized system and remote control operation by the computer installed in observation room, which reduces the number of workers to only one and eliminates the altitude restriction. The defocused CCD image pair obtained at higher altitude makes the aberration estimates more accurately and the number of required alignment loops is reduced from 10 to 4. The system has been installed on September 1, and performed alignment three times. The test results show that the system is stable and accurate, gives better optical performance of the telescope under F/8 focus. We hope to emphasize the fact that the new system will increase observation time of the telescope by about 20 nights per year assuming one alignment in every month.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1148-1152
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• 2017

고고도용 로켓은 지상에서의 대기압에 비하여 매우 낮은 압력조건에서 작동한다. 따라서 고고도용 로켓 실험을 지상에서 구현하기 위해서는 충분히 낮은 압력환경을 조성해 주어야 한다. 이를 위한 고고도 모사용 실험설비 중 하나인 Center Body diffuser를 작동함에 있어서 Center Body의 위치가 진공도와 시동압력에 미치는 영향을 연구하기 위하여 ANSYS FLUENT를 통하여 수치해석을 진행하였다. 본 연구의 결과는 향후 고고도 모사용 Center Body Diffuser를 운용하는데 있어서 실질적인 Data Base로써 가치가 있다고 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.200-203
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• 2011

Supersonic ejectors are simple mechanical components, which generally perform mixing and recompression of two fluid streams. Ejectors have found many applications in engineering. In aerospace engineering, they are used for high altitude testing (HAT) of a propulsion system by reducing the pressure of a test chamber. It is composed of three major sections: a vacuum test chamber, a propulsive nozzle, and a supersonic exhaust diffuser (SED). This paper aims at the improvement in HAT facility by focusing attention on the vertical firing rocket test stand with shock generators. Shock generators are mounted inside the SED for improving the pressure recovery. The results clearly showed that the performance of the ejector-diffuser system was improved with the addition of shock generators. The improvement comes in the form of reduction of the starting pressure ratio and the vertical height of test stand. It is also shown that shock generators are useful in reducing the total pressure loss in the SED.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.1160-1164
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• 2017

본 연구에서는 루츠 펌프와 스크류 펌프를 이용한 진공 펌프 시스템을 이용해, 1 kg/s의 공기가 공급되는 시험장치에서 챔버 내의 압력을 2500 Pa로 유지할 수 있는 고도모의 시험장치를 설계하였다. 설계를 위해, 저유량의 공기 공급 조건에서, 소정의 펌프 조합을 이용해 실험을 수행하였다. 이를 통해, 1 kg/s급의 유량이 공급되는 시험장치를 위해서는 11대의 루츠 펌프와 33대의 스크류 펌프가 필요하다는 것을 확인할 수 있었다. 실험 결과를 이론 예측 결과와 비교하였다. 하지만, 이론적으로 예측한 흡입 유량은 실험 결과보다 20 %에 가깝게 많게 나왔다. 이는 조합 실험시, 루츠 펌프 전후단에 걸리는 차압이 높아서 발생한 것으로 여겨진다. 따라서 앞에서 제시한 것보다 더 많은 스크류 펌프를 설치할 경우, 보다 높은 진공도를가지는 시스템의 구축이 가능해질 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권10호
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• pp.871-876
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• 2016

생산 초기의 초음속 항공기는 블리드 에어 덕트에 존재하는 생산용 자재의 부가 물질이 가열될 경우 조종실에 타는 냄새와 유사한 비정상적인 냄새가 조종실로 유입된다. 조종사가 이와 같은 냄새를 엔진의 화재와 같은 비상 상황으로 오인하는 것을 방지하기 위해 비정상적인 냄새의 원인 물질은 시험 비행 전에 burn-in test를 통해 제거되어야 한다. 그러나, 현재의 절차의 최고 온도보다 고고도 비행의 최고 온도가 더 높기 때문에 냄새를 완벽히 제거 할 수 없다. 본 논문은 고고도 비행의 열적 상황을 분석하여 개선된 burn-in test 절차를 제시한다. 비연속적인 유량 조절, 단위 시간당 높은 온도 변화율, 응축기와 터빈의 한계 온도 차이 때문에 현재의 절차로는 고고도 조건을 모사하지 못하는 것이 확인되었다. 이러한 한계를 극복하기 위해 램에어 입구 제어를 통해 연속적 유량 조절이 가능한 burn-in test 절차를 제시하였다. 제시된 방법을 통해 블리드 에어 온도가 지상에서 고고도 비행 조건 이상임을 확인하였으며, 비행 시험을 통해 비정상적인 냄새를 제거할 수 있음을 검증했다.

• 한국유체기계학회 논문집
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• 제14권1호
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• pp.42-47
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• 2011

Measurement uncertainty analysis of fuel flow using turbine flowmeter was performed for the case of altitude engine test. SAE ARP4990 was used as the fuel flow calculation procedure, as well as the mathematical model for the measurement uncertainty assessment. The assessment was performed using Sensitivity Coefficient Method. 11 parameters involved in the calculation of the flow rate were considered. For the given equipment setup, the measurement uncertainty of fuel flow was assessed in the range of 1.19~1.86 % for high flow rate case, and 1.47~3.31 % for low flow rate case. Fluctuation in frequency signal from the flowmeter had the largest influence on the fuel flow measurement uncertainty for most cases. Fuel temperature measurement had the largest for the case of low temperature and low flow rate. Calibration of K-factor and the interpolation of the calibration data also had large influence, especially for the case of very low temperature. Reference temperature, at which the reference viscosity of the sample fuel was measured, had relatively small contribution, but it became larger when the operating fuel temperature was far from reference temperature. Measurement of reference density had small contribution on the flow rate uncertainty. Fuel pressure and atmospheric pressure measurement had virtually no contribution on the flow rate uncertainty.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제20권3호
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• pp.345-351
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• 2017

A wind tunnel test for the scaled parachute models was performed to verify aerodynamic characteristics for practical usage of Korean low cost low altitude aerial delivery system. The cruciform shaped cargo parachute models for heavy and light weight were ejected into wind tunnel test section; and the drag forces acting on the models in steady condition were measured in accordance with velocity. Also, the maximum opening forces during inflation were obtained and captured by a high speed camera to analyze the inflation characteristics and evaluate the design of the low cost aerial delivery system. The results showed a reliable stability and met the design requirement of delivery operation system for R.O.K Air Force.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.136-141
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• 2008

원통형 초음속 디퓨저를 사용하면 추진기관에서 발생하는 고온 연소가스의 모맨텀을 이용하여 비교적 간단하게 안정된 고고도 환경을 모사할 수 있다. 디퓨저를 이용한 고공모사 시험에서 추진기관의 연소시간이 긴 경우, 고온의 연소가스가 디퓨저 내 벽면에 직접 탈기 때문에 반복적인 사용을 위해 이 부위에 대한 냉각대책이 필요하다. 디퓨저 내부로 분사되는 냉각수가 디퓨저 작동특성에 미치는 영향을 파악하고자 축소형 연소실험을 수행하였으며, 본 논문은 실험방법과 그 결과에 대해 기술하고 있다. 고체 추진제를 연료로 하는 가스발생기를 이용하여 추진기관을 모사하였으며, 일반 수돗물을 냉각제로 사용하였다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제25권2호
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• pp.199-207
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• 2014

고 고도 전자기 펄스(HEMP: High-altitude Electromagnetic Pulse)용 필터는 펄스 전류 주입(PCI: Pulsed Current Injection) 인수시험을 통해 인수기준을 충족하더라도, 실제 부하 장비를 연결하여 장비 운용 상태에서 실시하는 PCI 검증 시험수행 시에는 부하 장비의 전자기 전도 내성 수준에 따라서 장비가 손상될 수도 있다. 본 논문에서는 HEMP 방호시설에서 PCI 검증 시험 수행이 어려운 경우, 이에 대한 방안으로서 HEMP 필터의 PCI 인수시험 잔류 전류 측정값과 부하 장비의 과도 전자기 전도 내성 기준 값에 대한 특성인자(norm) 비교를 통해 필터 잔류 전류가 부하 장비에 미치는 영향분석 방법을 제안하였다. C4I(Command, Control, Communications, Computer, and Intelligence) 쉘터용으로 제작된 HEMP 필터와 쉘터 탑재장비를 활용하여 HEMP 필터 PCI 인수시험, 과도 전자기 전도 내성 시험 및 PCI 검증 시험을 수행하였고, 결과를 분석하였다.