• 한국지구과학회지
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• 제27권7호
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• pp.778-786
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• 2006

In Korea, the ozone profiles have been acquired by using ozonesonde at Pohang station of the Korea Meteorological Administration (KMA) since 1995. These ozone soundings were performed at 0500 UTC on a weekly basis (every Wednesday) in a clear sky. The ozonesonde is equipped with the model 5A ECC sensor, which is one of the most common ozonesonde systems. There have been no attempts to evaluate the Pohang ozonesonde profiles compared with satellite. This paper will provide the first evaluation results for the ozonesonde profiles against HALogen Occultation Experiment (HALOE) measurements over Korea. During 1995-2004 periods, a total of 450 and 188 ozone profiles were obtained from the ozonesonde measurements from HALOE measurements over Korea, respectively. Hence, a total of 34 coincident profile pairs are extracted. Among those total profiles, 26 profiles from ozonesonde are compared against nearly coincident HALOE measurements in time and space. For ozone profiles, the results of statistical analyses showed that the best agreement between two measurements occurs in the 20-25 km and 30-35 km region, where the mean and RMS percent differences are less than ${\pm}5$ and 14%, respectively. For temperature profiles, the mean and RMS percent differences in 20-25 km region are estimated to be about -0.1 and 1.7%, respectively. According to the scatter plots between two measurements, ozone data are strongly correlated each other above 20 km altitude range with more than 0.8 correlation coefficients. It is found that the altitude (pressure level) differences between two measurements would mainly lead to the discrepancy (over 40% below 18 km) below 20 km in ozone profiles.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.56-64
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• 2004

본 연구에서는 소형위성발사체의 고체모터 가동노즐용 추력벡터제어 구동장치를 제어하기 위한 컴퓨터 하드웨어 설계에 관한 내용을 기술하였다. 구동장치 제어 컴퓨터는 관성항법장치로부터 제어명령을 받아 작동기를 구동하는 장치로, 발사체 내외의 다른 장비들과 통신을 하는 기능도 갖추고 있다. 구동장치 제어 컴퓨터는 고속의 제어 알고리즘 연산에 적합하도록 디지털 시그널 프로세서를 주 프로세서로 채택하여 KSR-III의 아나로그 제어기와 비교할 때 안정성과 신뢰성, 유연성을 더 갖추도록 설계하였다. 설계된 제어 컴퓨터는 여기 프로그램 개발용 타겟 보드 제작을 거쳐 1차 시제품으로 개발되었다. 여기에서는 최상위단계의 설계 요구조건과 하드웨어 구성, 지상지원장비에 대해서도 기술하였다.

• Composites Research
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• 제28권3호
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• pp.130-135
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• 2015

이 논문은 저궤도 우주환경하에서 그래핀 충진 고분자 나노복합재료에 대한 물성 변화를 고찰하였다. 고분자 기지재와의 적합성과 원자산소 공격에 대한 탄소재료의 저항성을 향상시키기 위해 유기실란으로 그래핀 옥사이드의 표면을 실란처리를 수행하였다. 실란이 그래핀 옥사이드 표면에 결합여부를 XPS 장비를 사용하여 분석하였다. 실란 처리된 그래핀 옥사이드와 실란 처리하지 않은 그래핀 옥사이드를 강화재로 사용한 나노복합재료를 제작하여 순수 에폭시와 인장물성을 비교하였으며, 모사된 저궤도 우주환경에서의 물성 변화를 관찰하였다. 그 결과 실란처리를 하여 그래핀 나노 복합재료를 제작할 경우 우주환경요소 중 원자 산소에 저항성을 가지는 것을 확인하였으며, 실란처리를 하지 않은 경우에는 오히려 성능이 감소함을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1202-1208
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• 2010

추진제가 배출되는 동안 발사체 추진제탱크의 압력을 유지하기 위해 필요한 가압가스의 요구량을 예측하는 것은 가압시스템의 설계를 위해 반드시 필요하다. 추진제탱크로 유입되는 가압가스의 온도는 가압가스의 요구량에 가장 큰 영향을 미치는 요소로서, 저장탱크의 무게, 열교환기의 크기 등 가압시스템의 개발에 있어 중요한 설계기준이 된다. 이에 극저온 추진제탱크 내에 저장된 추진제를 가압하여 배출하는 실험을 수행하였고, 가압가스 온도 조건에 따른 가압가스 요구량과 얼리지 온도분포를 측정하였다. 그 결과 가압가스의 온도가 높을수록 요구량 자체는 감소하였지만, 이상적인 가압가스 요구량 대비 실제 필요량의 비율은 증가하였다.

• Composites Research
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• 제17권3호
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• pp.15-22
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• 2004

위성 발사체의 추진 기관에 의한 음향 하중은 이륙 시 작용하는 주요한 동적 하중 중 하나로서, 이에 의한 위성이나 탑재물의 파손이 보고되고 있다. 위성이나 탑재물에 작용하는 음향 하중의 강토를 저감하기 위해서는 노즈 페어링의 구조 설계 시 차음 성능을 고려한 설계가 필요하다. 특히 복합재 구조의 경우 금속재 구조에 비해 비강성이 커서 음향 하중의 차음 측면에서는 불리하다. 본 논문에서는 위성 발사체의 노즈 페어링용 복합재 평판의 차음 특성을 살펴보았다. 노즈 페어링 구조로 사용 가능한 4종의 복합재 구조에 대하여 무한판 이론 및 통계적 에너지 해석법(SEA)을 이용하여 차음 성능을 평가하였다. 해석 결과를 토대로 두 종류의 복합재 평판을 제작하여 이에 대한 차음 성능을 측정하고 예측치와 비교를 수행하였다. 이를 바탕으로 무게 대비 차음 성능이 우수한 노즈 페어링용 복합재 구조를 선정할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권5호
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• pp.447-454
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• 2016

우주파편의 증가는 지구궤도 환경을 날이 갈수록 복잡하게 만들고 있고 우주상황인식(SSA)의 중요성은 날로 높아지고 있다. 우주상황인식의 필수적인 분야인 우주물체 감시 및 추적은 미국과 유럽을 비롯한 세계 각국에서 활발히 연구가 진행되고 있으며, 레이더는 우주물체 감시 및 추적에 중추적인 역할을 하는 센서이다. 한국은 현재 다목적실용위성 등 다수의 저궤도위성을 운영 중이지만, 위성과 우주물체간의 충돌 감시를 위한 전용레이더는 보유하고 있지 않다. 하지만 한국항공우주연구원 나로우주센터는 발사체 궤적을 추적하기 위한 레이더를 고흥과 제주에 각각 운영하고 있다. 본 논문에서는 나로호 발사체 추적레이더를 국제우주정거장 추적에 사용하기 위해 운용개념을 개발한 내용과 국제우주정거장을 추적한 내용을 기술한다. 또한 추적결과 획득한 레이더 데이터를 이용하여 국제우주정거장을 궤도결정한 내용을 기술하고 TLE와 비교하여 궤도결정의 유효성을 분석하였다.

• Tribology and Lubricants
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• 제32권5호
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• pp.154-159
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• 2016

This paper presents an experimental study of the leakage performance and endurance performance of a mechanical face seal in the 7-ton-class turbopump of the Korea Space Launch Vehicle 2 third-stage engine. We install a mechanical face seal between the fuel pump and turbine to prevent the mixing of the fuel and turbine gas. We design and manufacture a prototype mechanical face seal, which has two parts, namely, a bellows seal assembly and mating ring. We set up a test facility to measure the leakage and endurance of the mechanical face seal. For the similarity tests, we use water under real operating conditions such as high rotational speed, high temperature, and high pressure. Through investigation of the leakage and carbon wear rate, it is possible to evaluate the performance of the mechanical face seal. The results of the leakage and endurance performance test demonstrate the absence of any leakage from the prototype mechanical face seal after a trial run and clarify that the acceptable wear rate fully satisfies the turbopump requirements. Finally, we install a qualified mechanical face seal in a 7-ton-class turbopump and perform a validation test in the turbopump real-propellant test facility in the Korea Aerospace Research Institute. The test results confirm that the mechanical face seal works well under real operating conditions.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2002년도 춘계학술대회논문집
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• pp.441-447
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• 2002

KSR-III(Korea Sounding Rocket - III), which is being developed by Space Technology R&D Division of KARI(Korea Aerospace Research Institute) will be launched in late 2002. It is a three-stage, liquid propellant rocket which can reach 250 km altitude and will carry out observation of ozone layer and scientific experiments, such as microgravity experiment, and atmospheric measurement. KSR-III is believed to be an intermediate to the launch vehicle capable of carrying a satellite to its orbit. Space Test Department of KARI performed GVT(Ground Vibration Test) fer KSR-III EM at Rocket Test Building of KARI. GVT is very important for predicting the behavior of rocket in its operation, developing flight control program and performing aerodynamic analysis. This paper gives an introduction of rocket GVT configuration and information on test procedures, techniques and results of It. In this test. to simulate free-free condition, test object hung in the air laterally by 4 bungee cords specially devised. For the excitation of test object, pure random signal by two electromagnetic shakers was used and total 22 frequency response functions were achieved. Polyreference parameter estimation was performed to identify the modal parameters with MIMO(Multi-Input-Multi-Output) method. As the result of the test, low frequency mode shapes and modal parameters below 60Hz were identified

• 한국항공우주학회지
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• 제34권1호
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• pp.110-115
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• 2006

과학기술위성2호(STSAT-2)는 우리기술에 의해 만들어지는 KSLV 발사체에 실리는 첫 위성이다. 현재 STSAT-2의 관제를 위한 지상관제용 제어시스템(GBC)은 EM(Engineering Model)개발이 완료되어 성능검증 까지 마친 상태이며 최종 납품모델을 제작 중에 있다. GBC는 크게 2가지 기능을 가지는데 하나는 지상 수신안테나들(1.5M, 3.7M, 13M)과 관제컴퓨터들 사이에 연결패스를 자동으로 만들어 주는 것과 다른 하나는 위성과 데이터를 송수신 하는 것이다. GBC는 거의 모든 기능 (MODEM, PROTOCOL, GBC system control)을 FPGA에 담고 있다. GBC의 FPGA에 구현되어있는 MODEM은 두 개의 uplink FSK modulators(1.2[kbps], 9.6[kbps])와 여섯개의 downlink FSK demodulators(9.6[kbps], 38.4[kbps])로 구성되어있다. 과학기술위성 2호의 GBC는 물리적으로 과학기술위성 1호의 관제 시스템보다 매우 작아졌으며 기능은 더 풍부해진 특징을 가지고 있다. 이 논문은 GBC의 구조, 성능, 실험결과에 관한 것이다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.121-127
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• 2007

본 연구에서는 발사체 추진제 탱크에 적용되는 압력 릴리프 밸브에 대한 모델링 방법을 제시하였다. 압력 릴리프 밸브의 유동저항은 밸브 스탬의 정지 위치에 대한 이동거리에 의해서 결정된다. 밸브 스탬의 위치는 스탬의 질량, 스프링의 탄성계수, 마찰저항, 차압 등에 의존하며 일반적으로 시스탬 운용 시간에 걸쳐 변하게 된다. 본 연구에서는 이러한 밸브 스템부 운동 및 그에 따른 유동저항의 천이를 제시하였다. 다른 종류의 밸브와는 달리 압력 릴리프 밸브는 일반적으로 밸브 전 후단의 차압이 크기 때문에 밸브목 근처에서 유량이 음속에 의해 제한되는 쵸킹 현상이 발생한다. 따라서 압력릴리프 밸브 설계 시에는 이러한 쵸킹 현상을 고려해야 하며 본 논문에서는 쵸킹을 고려한 경우와 고려하지 않은 경우에 대한 결과를 비교하여 제시하였다. 또한 스탬부 직경 및 스프링 탄성계수에 의한 밸브의 벤트 성능을 제시하였다.