발사체에서 추진제는 발사체 전체 중량의 대부분을 차지하는 것으로 추진제의 탑재량 오차 및 잔류량의 오차는 발사성능에 매우 큰 영향을 미치게 된다. 즉, 발사체의 총추력 오차를 발생시키게 된다. 그러므로 추진제 잔류량을 최소화하는 것이 발사체 성능을 최적화 하는 방법이다. 이에 대한 방법으로 지금까지 연구된 것은 발사체에 능동제어 개념을 도입해서 추진제를 완전 소진시키는 방법과 추진제 잔류량을 최소화하기 위해 확률적인 방법으로 연료의 추가탑재량을 계산하는 방법이 연구되어졌다. 본 연구에서는 한국형 발사체 개발에 본 개념을 적용하여 추진제 잔류량을 최소화하기 위해 탑재해야할 연료 추가탑재량과 그때 남는 추진제 잔류량을 예측해 보았다.

수정된 NASA SP-8072 분포 음원 방법 (Method 2)를 이용하여 KSLV-I의 발사 음향 하중을 예측하고, 이 결과를 비행 시험시의 측정 결과와 비교하였다. 2차 비행 시험시에 케이블 마스트의 4개소에서 발사 음향 하중을 측정하였고, 인터스테이지의 텔레메트리 데이터도 입수하여 비교하였다. 예측된 음향 하중 스펙트럼은 측정 스펙트럼과 유사한 피크 주파수 및 형태를 가지며 약 7dB의 안전 여유를 가지고 예측됨을 알 수 있었다.

KSLV-I 상단부 이송 항목 중 KARI가 직접 이송하는 VEB 조합체는 진동 및 충격에 민감한 전기 전자 부품과 유공압 부품을 다수 포함하고 있어, 이송에 특별한 주의가 요구된다. VEB 조합체 이송 요구 조건을 만족시키기 위해 환경제어장치가 구비된 이송 컨테이너를 제작하였다. 제작한 이송 컨테이너의 성능 검증 및 이송 조건(이송 속도, 이송 경로 등) 타당성 확인을 위해 엔지니어링모델을 이용한 4회의 이송 시험을 수행한 바 있다. 본 논문에서는 기존의 VEB 조합체 이송 이력과 발사2호기 VEB 조합체 이송 개요 및 결과 등을 정리하였다.

본 연구에서는 터보펌프 터빈 블레이드 형상을 구성하고 있는 요소들 중 슈라우드와 필릿, 그리고 블레이드 모서리 둥글기가 블레이드의 응력에 미치는 구조적인 영향을 조사하였다. 슈라우드는 터빈의 공력적 효율을 높이기 위하여 흔히 삽입되는 링 형상의 테두리이며, 모든 블레이드와 연결되어 있어 블레이드의 변형을 구속하는 역할을 한다. 한편 블레이드와 허브면, 그리고 블레이드와 슈라우드면 사이의 모서리에는 보통 응력 완화를 위하여 적정 반지름을 가진 필릿이 삽입되고 블레이드 모서리에는 적절한 둥글기가 삽입되는데, 본 연구에서는 슈라우드의 두께와 필릿, 그리고 모서리 둥글기의 반지름 변화에 따른 블레이드 최대 응력을 조사하여 이들 형상 요소가 터보펌프 블레이드의 안전성에 미치는 영향을 규명하였다.

다공성 소재의 열 확산도 측정 시스템을 개발하였다. 열확산도를 측정하는 다양한 시스템이 있지만 다공성 소재의 열확산도를 측정하는 것은 기존의 시스템으로는 어렵다. 본 논문에서는 주기가열법을 이용한 열확산도 측정시스템 및 장비의 검증에 대하여 정리하였다. 주기가열법을 검증하기 위해서 사용한 표준시편은 세라믹 소재를 사용하였다. 그 결과 표준값과 측정값이 일치함을 보였다. 다공성 소재 적용을 위하여 검증한 시편은 폴리스티렌 폼이었다. 진공에서 열확산도 값도 측정하였는데, 진공에서 열확산도는 대기조건과 비교하여 63% 감소함을 보였다. 두 결과 모두 측정값과 표준값은 10% 오차 범위 이내에 있었다.

본 연구는 직접대역확산방식(DSSS)에 대한 기술검토 자료로서 현재까지 직접대역확산방식이 적용되고 있는 통신시스템들을 알아보고 각각의 주파수, 코드길이, 확산이득, 데이터 전송속도 등의 대역확산 규격에 대하여 소개한다. 또한 발사체에 직접대역확산방식을 적용하기 위해 고려되어야 하는 사항에 대하여 알아보고 특히 도플러천이(Doppler Shift)가 직접대역확산방식의 동기획득에 미치는 영향에 대하여 기존에 연구된 사례들을 조사하고 정리하였다. 도플러천이에 대한 영향을 다루는 이유는 발사체와 같이 빠르게 이동하는 시스템에 있어서 도플러천이는 DSSS시스템의 코드추적에 주요오차요인으로 작용한다. 따라서 시스템에 적용을 위해서는 이에 대한 검토가 필요하다.

추진제탱크 가압가스 요구량 예측을 위해 개발된 수치해석 모델을 사용하여 운용조건에 따른 가압가스 요구량 변화를 살펴보았다. 한국형발사체 1단 산화제탱크의 개념설계 결과를 기준 모델로 정하였고, 산화제탱크로 유입되는 가압가스의 온도, 산화제의 체적유량, 산화제탱크 길이 대 직경의 비를 운용 변수로 선정하였다. 가압가스 요구량 및 질량유량, collapse factor, 얼리지 온도분포를 예측하였고, 그 결과 가압가스의 온도가 가압가스 요구량에 가장 큰 영향을 미침을 확인하였다. 또한 얼리지에 대한 에너지 분석을 통하여 추진제탱크의 가압효율을 계산하였고, 유입된 가압가스 에너지 중 추진제탱크 벽면을 통한 열손실이 가장 큼을 확인하였다.

본 연구에서는 기존의 가스발생기 사이클 액체로켓 엔진 모드해석 프로그램(GEMAT)을 개선하여 엔진 구성품이 가지는 성능 분산으로 인한 시스템 수준에서의 성능 분산을 계산 하는 프로그램을 개발하였다. 본 프로그램을 이용하여 엔진 내부 인자의 성능 분산을 보정하기 위해 필요한 각 배관에서의 보정용 여유차압을 산정하는 방법을 제시하였다. 또한 이를 활용하여 기존의 엔진 보정 방법을 보완하여 보정용 차압을 최적화하고 이를 통해 펌프 토출압을 감소시키거나 연소실의 연소압을 높임으로써 전체 엔진의 비추력 향상을 꾀할 수 있는 보정 방법을 제시하였다.

일반적으로 압축성과 비압축성에 따라 사용되는 밸브의 유량 관계식은 다르다. 본 논문에서는 유체에 따라 유량 실험에 수행했고, 고유유량계수를 측정했다. 압축성 및 비압축성 유체에 대한 실험 결과, 고유유량계수는 정확히 일치했다. 1/2" 솔레노이드 밸브에 대한 유량실험 결과 고유유량계수는 약 2 이다. 실험을 통해 확보 된 솔레노이드 밸브의 고유유량계수는 아메심으로 모델링하여 밸브의 유동특성을 예측했다.

발사체의 추진공급계 시스템에서 사용되는 충전/배출 밸브는 지상에서 작동하며 구동가스 공급에 의해 극저온 산화제를 산화제 탱크에 주입 또는 배출하는 역할을 한다. 유즈노이사에서 설계한 산화제 충전/배출 밸브의 설계 자료를 검토하여 수정하였다. 충전/배출 밸브의 제작에 앞서 설계 검증 및 기본적인 작동 특성을 분석하기 위해 AMESim 상용코드를 이용하여 해석 모델을 구성하였다. 밸브 모델을 이용해서 설계 변수에 대해 동특성 해석을 수행하여 밸브 개폐 작동 시간, 작동 성능, 개방 압력을 예상하였다. 본 연구 결과는 한국형 발사체 추진공급계 충전/배출 밸브의 설계 및 선행 연구에 적용할 수 있을 것으로 판단된다.

본 논문에서는 발사체 상단의 유도 방식 선정을 위해서 Saturn 발사체의 주차 궤도 및 달 전이 궤도 투입에 성공적으로 사용된 IGM을 개선한 외연적 유도 알고리듬에 대해서 다루었다. 이 알고리듬을 주어진 발사체의 상단부인 2단 및 3단 구간에 적용할 경우에 대해서 유도 성능을 분석하였다. 3-자유도 모의시험을 통해 궤도 투입시점에서의 위치 및 속도 정밀도를 계산했으며, 개략적으로 투입지점을 계산함으로 해서 생기는 유도 알고리듬의 성능 저하를 보완하기 위한 방법을 제안하였다.

본 논문에서는 롤 자세운동이 발생하는 상황에서 안정적인 피치/요 자세제어를 위한 항법쿼터니언 기반 자세제어기 구조를 설계하고, 발사체 6자유도 시뮬레이션을 통해 설계된 제어기의 성능평가를 수행하였다. 항법쿼터니언 자세제어기는 기존 KSR-III, KSLV-I 상단부 자세제어기 설계 경험을 기반으로 고안되었고, 탑재소프트웨어 내에서 효율적인 자세제어 변수 사용 및 KSR-III, KSLV-I 상단부 제어기와 동일한 성능 확보 관점에서 설계되었다. 제안된 새로운 자세제어기 타당성 분석을 위하여 방위각 전환을 위한 롤 기동, 롤 자세제어가 수행되지 않는 두 비행조건에 대해 6자유도 시뮬레이션을 수행, 자세제어 성능을 평가하고 탑재 소프트웨어로서 적용 가능성을 확인하였다.

지상관제용 텔레메트리 데이터처리시스템(Line-telemetry DPS)은 나로호 발사체의 지상 운용 또는 비행시험 중 상단부에 탑재된 원격측정시스템으로부터 RS-422 인터페이스를 통해 PCM 데이터를 수신하고 데이터처리 후 9개의 TLM(Telemetry) 콘솔을 통해 상단시스템의 상태를 모니터링 하는 시스템이다. Line-telemetry DPS (Data Processing System)는 데이터 취득 및 decommutation을 위한 취득(Acquisition) 서버와 시스템을 관리하는 관리(Management) 서버 그리고 각 탑재 시스템을 모니터링하기 위한 9개의 콘솔로 구성된다. Line-telemetry DPS는 UTC(Universal Time Coordinated) 동기되어 상단부 탑재 원격측정 시스템의 원시(raw) 프레임과 decommutation된 온보드 파라미터를 실시간 검출, 저장, 분배 기능을 수행한다. 본 논문에서는 나로호 상단부의 원격측정시스템에 대한 간략한 소개, 지상 및 비행시험을 위한 Line-telemetry DPS의 기능 및 설계, 비정상 알람 파라미터 설정 정보, 지상/비행시험절차 및 결과에 대해 기술하고자 한다.

나로우주센터 추적레이더가 획득한 실시간 위치 정보는 발사통제시스템에서 위치, 속도, 비행궤도 표시, 예상궤도 진입여부 및 안전을 위한 비행종료시점 판단 등의 중요한 데이터로 사용된다. 추적레이더에서 발사통제시스템으로 전송하는 표적의 위치 정보는 추적레이더 중심의 좌표값 데이터이며, 발사통제시스템에서 추적레이더로 전송하는 Slaving 데이터는 발사대 중심의 좌표값 데이터이다. 이렇듯 추적레이더와 발사통제시스템 간의 송수신 데이터는 각 시스템에 맞게 적절하게 좌표 변환이 수행되어야 한다. 본 연구에서는 나로우주센터 추적레이더 간의 상호 데이터 송수신 및 발사통제시스템과의 데이터 통신에 사용되는 각각의 좌표계 및 좌표계 간의 좌표 변환에 대해 기술하였다.

액체로켓엔진용 산화제펌프의 수류시험을 상온에서 실시하였다. 수력성능시험 결과, 펌프의 양정 계수는 회전수가 커질수록 약간 감소하였고, 효율은 회전수가 커질수록 증가하였다. 흡입성능시험 결과, 유량비 92% 이하의 낮은 유량비에서 흡입성능이 떨어지는 것으로 나타났다. 또한, 시험 중 측정한 고주파 신호를 이용하여 펌프의 진동 특성을 분석하였다.

본 연구는 중앙 물분사 방식을 채택한 액체로켓엔진 후류의 냉각에 대해 전산유체역학을 통한 특성을 고찰하였다. 중앙 물분사 방식의 냉각은 측면 물분사 방식과는 달리, 잘 알려져 있지 않기 때문에 다양한 물분사량과 유량을 통해 효율적으로 후류를 냉각시킬 수 있는 조건을 찾았으며, 해석을 통해 후류의 변화 특성을 살펴보았다. 이로부터 물분사 유량이 총추진제 유량의 2배 이상, 위치는 L/De=1.2일 때가 적당함을 알 수 있었다.

본 연구에서는 지구저궤도위성 GPS 안테나 후판 크기를 변경을 반영하고 궤도 열해석을 수행하여 안테나 온도 조건을 만족하는지 검토하였다. 해석 조건은 안테나 쪽으로 가장 많은 외부 열유입이 예상되는 고온 임무말기(End-of-Life) 안전모드를 중점적으로 검토하였다. 안전모드에서는 태양전지판이 상시 태양을 지향하게 설계되어 있으며 별도의 임무기동이 없기 때문에 안테나 후판 관점에서는 최대 열유입이 예상되는 모드라고 볼 수 있다. 허용 온 도내 유지를 위해 방열 테이프 적용이 결정되고 필요 면적을 해석하였으며, 최저 온도 조건 확인을 위해서 저온 임무초기(Begin-of-Life) 안전모드도 검토를 수행하였다.

저궤도 관측위성에는 버스 히터, 탑재체 히터, 배터리 내부 히터 등 다양한 히터들이 각각의 해당 영역에 대한 열제어를 위해 존재한다. 이러한 히터들의 제어는 서미스터에 의해 수행되거나 비행소프트웨어에 의해 제어될 수 있다. 각 히터들은 설치된 위치, 텔레메트리로 전송하기 위한 분류, 사용되는 서브시스템 등에 따라서 여러 형태의 그룹으로 나눌 수 있으며, 비행소프트웨어에서는 히터제어를 위한 정보들을 다양한 배열에 저장하는데 각 히터마다 고유의 인덱스를 부여하여 구분하는 방법을 사용할 수 있다. 각 히터들이 분류하는 방식에 따라 서로 다른 그룹에 속하기도 하고 비행소프트웨어 로직에서 사용되는 히터정보가 어느 히터, 또는 어느 그룹의 정보인지를 판별하는데 어려움이 있을 수 있다. 본 문서에서는 저궤도 관측위성의 일반적인 히터 제어를 위한 비행소프트웨어의 설계에 대해 기술하고, 히터들의 그룹 및 배열의 활용과 특별한 관리가 필요한 히터들의 제어방식에 대하여 설명한다.

세계적 기후온난화와 이상기온현상으로 최근 급변하는 농업환경에 대응하기 위해서는 농작물 작황관리 및 예측시스템의 과학화를 통한 정부차원의 대처능력 개선이 시급하다. 농업분야에서 위성정보의 활용은 고해상도 광학 및 레이더 영상의 상용화와 더불어 정밀농업이라는 새로운 가능성을 열어주고 있다. 본 연구에서는 최근 농업분야에서 주목을 받고 있는 RapidEye 위성영상을 사용하여 우리나라 농촌지역의 토지이용유형별 분광식생지수의 시계열 특성을 살펴보았다. 식생과 비식생지역 간에 뚜렷한 시계열 변화양상이 나타났으며, 식생지역 내에서도 산림 수종별, 논 그룹별로 식생지수의 시계열 변화에 차이가 관찰되었다.

천리안위성은 대한민국 최초의 정지궤도 지구관측위성으로써 기상탑재체와 해양탑재체를 이용하여 24시간 지구관측 임무를 수행한다. 위성은 궤도상 시험을 성공적으로 완료하고 2011년 4월부터 정상운영 중이다. 본 논문에서는 천리안위성 기상탑재체의 스캔미러 방사율 보정 알고리즘 및 이의 소프트웨어 구현에 대해서 설명한다.

본 논문에서는 자동으로 GPS 원시데이터를 이용한 정밀궤도를 결정하는 시스템의 개발에 대해 기술하였다. 수 m 이상의 궤도결정 정밀도를 요구하는 일상적인 궤도데이터 처리 과정에 비해 1m ($1{\sigma}$) 혹은 서브미터 이하의 정밀한 궤도를 요구하는 궤도데이터 처리에는 보다 복잡한 처리과정을 요구한다. 본 논문에서는 정밀궤도결정을 자동으로 처리하기 위한 시스템 구성 및 시험결과에 대해 기술하였다. 구현된 정밀궤도결정 자동화 시스템은 위성관제를 위한 비행역학시스템의 일부로써 활용할 수 있으며, 저자에 의해 기존에 개발된 궤도운용 자동처리 시스템과 연계하여 다중 위성 정밀궤도결정 시스템으로 응용이 가능하다.

100인승 이하의 쌍발 터보프롭 항공기의 날개 형상에 대한 최적 설계를 수행하였다. 최적설계는 2단계로 이뤄져 있는데 먼저 꼬리날개의 높이에 대한 방향안정성을 분석하였고 방향 안정성을 갖는 높이에 대해 순항조건에 대해 항력을 최소로 하는 날개의 최적형상을 결정하였다. 방향안정성 분석은 Vorstab를 통해 이뤄졌고, 최적형상은 Piano를 활용하여 결정하였으며 공력해석은 점성을 고려한 Fluent 코드를 활용하였다. 최적설계 결과 약 10 count의 항력을 감소하였다.

최근 항공기의 성능향상 및 경량화 등의 필요에 의해 많은 항공기 특히 소형항공기 구조물에 있어 복합재료의 사용이 증가되고 있다. 그러나 복합재료의 복잡한 기계적 거동 특성 및 파손양상 등으로 인하여 그 사용에는 많은 제한이 따르고 있는 실정이다. 복합재에 발생하는 저속충격은 외관상 드러나지는 않기 때문에 복합재 구조물을 설계하는 데 있어 매우 중요하며, 특히 충격 후 충격손상으로 야기되는 층간 분리등은 구조물의 압축강도를 현저하게 저하시킬 수 있다. 본 연구에서는 적층복합재 구조물의 저속충격에 의한 손상거동 및 충격 후 잔류압축강도를 수치적으로 예측하였다. 예측 된 충격하중 이력곡선과 충격후의 압축 강도를 시험결과와 비교하였고 잘 일치함을 확인 할 수 있었다.

본 연구는 저궤도의 태양동기궤도 위성에 미치는 외란 토크의 크기와 영향을 해석하였다. 위성체 좌표계에서 보았을 때, 지구 지향 자세에서 최대 토크는 약 $8.3{\times}10^{-4}$ Nm로 한 궤도당 약 1.4 Nms 의 모멘텀이 축적되고, 태양지향 자세에서의 최대 토크는 약 $1.6{\times}10^{-3}$ Nm로 한 궤도당 약 3.0 Nms 의 모멘텀이 축적된다. 한 궤도당 축적되는 모멘텀의 양은 토커의 크기를 결정하는 설계 기준 자료로 사용되는데, 현재 사용 가능한 자기 토커의 한 궤도당 모멘텀 덤핑 용량을 고려했을 때, 위성의 임무 수행을 위해 적절한 선택임을 확인하였다.