• 한국항공우주학회지
• /
• 제41권3호
• /
• pp.233-239
• /
• 2013

화학수소화합물 수소저장방법을 이용한 100 W 급 연료전지 시스템을 소형 무인항공기의 추진시스템으로 적용하는 연구를 수행하였다. 소형/경량 수소 발생 제어장치와 연료전지/배터리 하이브리드 전력 공급 방법으로 효율성 및 안정성을 증대하였다. $NaBH_4$ 수용액을 이용한 수소 발생장치와 Dead-end 형식의 PEMFC를 이용한 연료전지 시스템의 지상, 비행 시험이 수행되었다. 연료전지 스택을 안정적으로 운전하고, 높은 효율을 얻기 위해 45 kPa의 압력을 가하는 방법을 적용하였다. 수소 발생 시스템 내부 압력을 이용한 수소 발생 제어 장치는 45~55 kPa 사이에서 유지되며 안정적으로 수소가 공급되는 것을 확인하였다. 그 결과, 100 W 연료전지 시스템이 소형 무인항공기 적용하기에 무게 및 소비 전력을 만족함을 확인하였고, 시험비행을 통해 성능을 입증하였다.

• Nuclear Engineering and Technology
• /
• 제55권12호
• /
• pp.4335-4349
• /
• 2023

Nuclear marine propulsion has been emerging as a next generation carbon-free power source, for which proper passive residual heat removal systems (PRHRSs) are needed for long-term safety. In particular, the characteristics of unlimited operation time and compact design are crucial in maritime applications due to the difficulties of safety aids and limited space. Accordingly, a compact and long-term-operable PRHRS has been proposed with the key design concept of using both air cooling and seawater cooling in tandem. To confirm its feasibility, this study conducted system design and a transient analysis in an accident scenario. Design results indicate that seawater cooling can considerably reduce the overall system size, and thus the compact and long-term-operable PRHRS can be realized. Regarding the transient analysis, the Multi-dimensional Analysis of Reactor Safety (MARS-KS) code was used to analyze the system behavior under a station blackout condition. Results show that the proposed design can satisfy the design requirements with a sufficient margin: the coolant temperature reached the safe shutdown condition within 36 h, and the maximum cooling rate did not exceed 40 ℃/h. Lastly, it was assessed that both air cooling and seawater cooling are necessary for achieving long-term operation and compact design.

• 한국추진공학회지
• /
• 제17권4호
• /
• pp.56-62
• /
• 2013

액체로켓엔진의 초기 개념설계를 위한 시스템 통합 해석 및 설계 프로그램을 개발하였다. 개발된 프로그램은 주어진 요구조건과 입력 변수들에 대한 시스템 성능해석을 수행하고 유전 알고리즘 등의 최적화 기법을 통하여 높은 비추력과 추력중량비를 갖는 설계변수의 조합을 찾아낸다. 사용자의 편의를 위해 간단한 GUI를 구성하고 프로그램의 설계 결과는 형상 파라미터를 가시화하여 확인할 수 있도록 CATIA와 연동하여 3차원 도면으로 나타낼 수 있도록 하였다. 본 연구는 이후 우주발사체의 기본 설계에서 추진기관의 선정 및 해석 과정에 활용될 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제47권7호
• /
• pp.525-534
• /
• 2019

물로켓은 우주발사체와 동일한 기본원리를 가지는 가압식 액체추진제 로켓이다. 물로켓은 청소년용 과학교육 교보재 수준을 훨씬 넘어, 대학 수준의 액체 로켓 및 발사체 체계 공학 교육의 도구로 활용될 수 있다. 본 논문에서는 물로켓의 추진 및 비행 원리와 이론을 대학 학부의 로켓 공학 교육 수준에서 고찰하였다. 아울러 발사체와 발사대, 탑재체, 회수 및 고도 장치와 방법 등 체계 수준의 물로켓 설계와 운영에 대한 사항들을 정리하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권9호
• /
• pp.41-47
• /
• 2005

임무분석, 단배분, 추진해석, 형상, 공력해석, 중량해석 그리고 궤적해석을 포함하는 발사체 개념설계 과정을 정립하였다. 개념설계 결과, 1단에 Hybrid Engine을 적용한 초음속(M=1.5) 공중발사 로켓이 설계되었다. 최상의 시스템 대안을 선택하기 위해서, 순차적 최적화를 이용하여 1단 추진 시스템 형태와 발사속도에 대한 trade study와 baseline 공중발사 로켓의 타당성 검토가 수행되었다. Trade study 결과, 공중발사 로켓 시스템에서 가장 중요한 요소인 총 중량과 단위 위성중량 당 총 중량 비가 큰 차이를 보이지 않았다. 따라서 초음속 발사에서 안전성을 지닌 Baseline 공중발사 로켓 시스템이 타당한 것을 확인할 수 있었다.

• 우주기술과 응용
• /
• 제3권2호
• /
• pp.165-198
• /
• 2023

2021년 국제 우주감시학회(AMOS)에 발표된 논문에 따르면, 저궤도 우주공간의 우주물체 간 충돌가능성은 작동중인 위성이 아니라 발사체 상단, 폐위성 등 우주 쓰레기에 의한 충돌확률이 높고, 우주교통관제(space traffic management)를 통해 그 충돌 가능성을 줄일 것을 제안하고 있다. 이러한 배경에 최근 우주공간에 위성 등 우주물체의 급속한 증가로 우주 쓰레기(debris) 문제가 국제적인 주요 도전과제로 부각되고 있고, 이에 지난 2022년 9월 뉴욕에서 열린 유엔총회에 한국을 포함한 유엔 회원국들이 수직발사식 위성요격미사일(anti-satellite, ASAT) 실험을 실시하지 않도록 하는 결의안 채택을 통해 전세계 8개국(23년 6월 기준 13개국)이 ASAT 실험을 실시하지 않기로 했다. 또한, 우주 쓰레기를 줄이기 위한 방안이 민간 분야에서 활발히 연구되고 있는데, 이러한 우주 쓰레기 상용서비스는 필요시 군사적으로도 사용이 가능할 것으로 판단된다. 이에 우주 쓰레기 제거기술 현황, 우주위협 평가 및 궤도 상 랑데부 및 근접기동작전 사례에 대해 알아보고, 우주 강국의 우주 쓰레기 제거기술을 활용한 우주무기 개발 개연성에 대해 고찰하겠다. 그리고 미래 우주전장을 대비하기 위한 우주기동전(space maneuver warfare) 이해를 통해 새로운 우주추진체계의 개발 필요성에 대해 제언하고자 한다.

• Journal of Communications and Networks
• /
• 제7권4호
• /
• pp.450-461
• /
• 2005

In this paper, we derive analytical expressions for the exact pairwise error probability (PEP) of a space-time coded system operating over spatially correlated fast (constant over the duration of a symbol) and slow (constant over the length of a code word) fad­ing channels using a moment-generating function-based approach. We discuss two analytical techniques that can be used to evaluate the exact-PEPs (and therefore, approximate the average bit error probability (BEP)) in closed form. These analytical expressions are more realistic than previously published PEP expressions as they fully account for antenna spacing, antenna geometries (uniform linear array, uniform grid array, uniform circular array, etc.) and scattering models (uniform, Gaussian, Laplacian, Von-mises, etc.). Inclusion of spatial information in these expressions provides valuable insights into the physical factors determining the performance of a space-time code. Using these new PEP expressions, we investigate the effect of antenna spacing, antenna geometries and azimuth power distribution parameters (angle of arrival/departure and angular spread) on the performance of a four-state QPSK space-time trellis code proposed by Tarokh et al. for two transmit antennas.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권6호
• /
• pp.596-604
• /
• 2010

이중램제트(이중연소 및 이중모드) 추진기관의 작동특성 및 주요 설계인자를 파악하기 위하여 램제트/스크램제트 추진기관에 대한 공기 및 열역학적 관점에서 이론적인 분석을 수행하였다. 엔진의 효율계수를 적용한 열역학 사이클 해석을 수행하여 각 추진기관의 성능특성을 파악하고, 흡입구 성능 특성, 연소기 입구 마하수, 연소기 형상 및 당량비(연료분사량)에 따른 성능민감도를 분석하였다. 이를 바탕으로 이중램제트 추진기관의 성능설계방향을 제안한다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제18권1호
• /
• pp.154-164
• /
• 2017

This work conducts a validation study for the XH-59A helicopter using a rigid coaxial rotor system in order to establish the techniques of the conceptual design and performance analysis for the lift-offset compound rotorcraft. As a tool for conceptual design and performance analysis, NDARC (NASA Design and Analysis of Rotorcraft) is used for the present study. An assumed mission profile is considered for the conceptual design of the XH-59A. As a validation result of the design, the dimensions and weight of the XH-59A are appropriately designed when compared to the target values since the relative error is less than 0.5%. Then, performance analyses are conducted for the designed XH-59A model with and without auxiliary propulsion in hover and forward flight conditions. The present analyses show good validity since the prediction results compare well with both the flight test and previous analyses. Therefore, the techniques for the conceptual design and performance analysis of the lift-offset compound helicopter are overall considered to be appropriately established. In addition, this study investigates the influence of the lift-offset on the rotor effective lift-to-drag ratio of the XH-59A helicopter with auxiliary propulsion. As a result, the improvement of the rotor effective lift-to-drag ratio can be obtained by appropriately increasing the lift-offset in high-speed flight.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
• /
• pp.246-249
• /
• 2009

산소를 추진제로 사용하는 발사체를 발사하기 위한 발사대 및 그것을 시험하기 위한 설비를 보유하고 있는 건물은 언제나 누출된 산소로 인한 화재 및 폭발의 위험성을 지니고 있다. 또한 질소, 헬륨 등과 같은 각종 고압가스류를 사용하고 있기 때문에 밀폐된 공간에서의 가스 누출로 인한 질식사의 위험에도 노출되어 있다. 따라서 이러한 공간 내의 공기 중 산소 농도를 관리하여 발생할 수 있는 사고를 미연에 예방할 수 있어야 한다. 본 논문에서는 산소 농도 관리의 방법과 시스템 구성 및 적용 결과를 정리하였다.