인공위성의 전력 시스템을 보호하기 위해서 퓨즈나 LCL (Latching Current Limiter) 등을 부하와 전원 공급 장치 사이에 연결한다. 본 논문에서는 인공위성에서 장착되는 퓨즈의 용량 선정 기법에 대해 논하였다. 퓨즈 용량 선정 방법에 대해 기술하였고, 병렬 (Parallel) 퓨즈 연결 방식을 수학식으로도 단일 (Single) 퓨즈 연결 방식으로 나타낼 수 있음을 보였다. 또한, 퓨즈에 연결되는 부하의 정확한 전류 특성이 알려지지 않은 상태에서 적절한 퓨즈 선정 기법을 새롭게 제시하였다.

국내 최초의 인증용 민수 항공기(KC-100) 개발을 위하여 수행한 전기체 정적구조시험에 대하여 소개하였다. 구체적인 내용으로는 시험요구도, 시험프레임, 주요 시험장치들인 하중 부가장치, 중량보상장치, 시험체 자세구속장치 및 잭킹 장치에 대하여 자세하게 설명하였고 특히 하중작용을 정확하게 부가하기 위하여 시험체의 설치와 하중부가치구의 설치에 대한 합치성을 보이는 과정을 자세하게 소개하였다. 전기체 하중시험 15가지와 국부하중시험 7가지 총 22가지 시험조건에 대하여 성공적으로 시험 수행하였고 시험 데이타들을 확보하였다.

무베어링 로터 허브시스템 개발에서 할당된 공기역학적 허브 항력 요구도를 분석하여, 요구도에서 제시된 방법으로 입증 가능하도록 요구도를 구체화 시켰다. 초기 허브 형상에 대해 공력계수에 기반하여 항력 예측을 수행하였으며, 요구도 충족을 위한 설계 변경안을 제시하였다. 최종 형상에 대해 전산유체기법을 사용하여 항력 예측을 수행하였으며, 그 결과 구체화된 요구도를 만족시킴을 확인할 수 있었다. 또한 기 개발된 헬리콥터의 추세선으로부터 유추할 수 있는 허브 항력의 범위 내에 있음을 확인할 수 있다.

본 논문에서는 천리안위성의 자세에 영향을 미치고 있는 외란과 그 영향을 KARI 지상국에 수신된 정상모드 텔레메트리를 통해 분석하였다. 천리안위성은 2010년 6월 26일에 쿠루 발사장에서 성공적으로 발사된 후 궤도상시험까지 마치고 현재까지 약 1년 6개월간 주요 임무인 기상과 해양 관측을 완벽하게 수행하고 있다. 천리안 위성 자세에 영향을 미치는 외란으로는 태양에 의한 것, 탑재체 미러 기동과 지구센서 미러 및 휠 기동에서 발생되는 스파이크에 의한 것 등이 주로 관측되었다. 이외에 운용을 하면서 발생된 특이한 자세영향을 분석한 결과를 정리하였다.

지상에서 위성체 총조립 및 시험(AIT; Assembly, Integration & Test) 단계와 발사 후 위성 운용 단계에서 저궤도 관측위성에 대한 다양한 상태 정보들은 위성으로부터 수신한 원격 측정 (Telemetry) 데이터를 통해서 알 수 있다. 하지만 매초 단위로 위성으로부터 수신되는 수많은 원격 측정 데이터들을 모두 일일이 실시간으로 모니터링 하여 위성의 이상 유무를 판별하기는 거의 불가능하다. 특히 저궤도 관측위성은 발사 후 주기적으로 지상국과 교신하는 짧은 시간 내에 위성으로부터 수신한 원격 측정 데이터로부터 위성의 상태를 빠르게 판단해야 하고, 경우에 따라서는 위성의 긴급한 상황을 극복할 수 있는 조치를 위성과의 짧은 교신 시간 내에 완료해야 한다. 따라서 위성으로부터 수신한 원격 측정 데이터들을 선별하고 필요에 따라서 가공하여, 신속하고 요약된 정보를 시각화된 그림이나 도표 등으로 모니터 화면상에 시연해주는 MIMIC은 위성 시험 단계에서 뿐만이 아니라 위성 운용 단계에서도 필수적이다. 본 문서에서는 저궤도 관측위성인 다목적 실용위성에서 현재 개발 완료되어 사용되고 MIMIC에 대한 설계 및 구현 사항에 대해서 자세히 기술한다. 또한 MIMIC의 개발환경과 향후 추가적으로 보완 개발될 MIMIC에 대한 개선 사항들에 대해서도 설명한다.

위성의 기본적인 상태를 모니터링하며 자세 제어 및 위성 고유의 임무를 수행하는 위성비행소프트웨어는 운용 환경 및 그 특수성으로 인하여 매우 높은 수준의 신뢰성이 요구된다. 이를 위하여 개발 과정에서 다양한 활동이 이루어지게 된다. 실제 하드웨어 또는 하드웨어를 모사하는 시뮬레이터를 통해 위성비행소프트웨어를 동작시키고 지상 명령의 전송, Telemetry의 수신을 통한 검증의 경우, 매우 다양한 지원환경이 요구된다. 위성비행소프트웨어팀에서는 이러한 검증 활동을 보다 효과적으로 수행하고 이를 통해 소프트웨어의 신뢰성을 향상하고, 다양한 위성 개발에 공통으로 사용될 수 있는 위성 비행 소프트웨어 통합 검증 시스템을 구축하고 있다. 본 논문에서는 위성비행소프트웨어의 효과적인 검증을 위한 통합 검증 시스템의 설계 및 구축 방안에 대하여 소개한다.

나로호 발사를 위해 사용된 발사대 지상 설비중 하나인 발사대 온도 제어 시스템의 시스템 설계 자료를 분석하였다. 러시아에서 한국항공우주연구원에 제공한 CDP 자료를 참고하여 발사대 온도 제어 시스템의 공기 생산부(UPV), 공기 가열부(UNG) 및 공기 분배부(URG)의 열수력 설계를 분석하였다. 또한 공기 가열부 및 공기 분배부에 대한 수치 해석을 수행하고 측정 결과와 비교하여 두 결과가 일치함을 확인하였다. 마지막으로 발사대 온도 제어 시스템의 단열 설계 기법을 분석하였다. 본 연구를 통해 검증된 기법은 앞으로 한국형 발사체를 위한 시스템 수정 및 설계시 유용하게 사용될 것이다.

공기를 이용한 축소형 4 노즐 클러스터드 엔진 저부 유동에 대한 CFD 해석을 수행하여 수치 방법에 대한 비교와 저부 유동을 분석하였다. 해석결과 Roe나 AUSM의 공간 차분법에 따른 차이는 없었으며, Spalart-Allmaras 1 방정식 난류 모델이 SST k-${\omega}$ 모델이나 k-${\varepsilon}$ 모델에 비하여 본 연구에 비교적 적합한 것으로 나타났다. 클러스터드 엔진 저부 영역은 팽창된 노즐 플룸이 서로 만나면서 고압의 정체 영역을 일부 형성하며, 일부의 플룸이 저부 방향으로 역류 팽창하는 것이 관측된다. 저부로 팽창된 플룸은 노즐과 노즐 사이의 최소 공간으로 정의되는 "최소 배출면"을 통해 외기로 빠져 나가는 데 저부면에 가까울수록 더욱 빠른 속도로 빠져나가고 경험적 이론과 다르게 노즐과 노즐 사이의 공간 전체가 유동의 목을 형성하는 것이 아닌 것으로 확인된다. 또한 노즐 벽면 온도가 역류 플룸의 온도에 큰 영향을 끼치는 것을 확인하였다.

발사체에서 요구되는 고추력을 생성하기 위해서는 고추력 엔진 1기 혹은 낮은 추력의 엔진 여러 기를 클러스터링하는 방법을 사용한다. 각각의 장단점이 있지만, 발사체를 구성하는 시점에서 가용한 엔진 혹은 개발 가능한 엔진을 사용하여 요구 추력을 생성하게 된다. 한국형발사체의 1단 추진기관 시스템에 요구되는 추력은 300톤급으로 단일 엔진 시스템으로 구성하기에는 현 수준에선 무리가 있다고 판단되어 75톤급 액체 엔진 4기를 클러스터링하여 구성한다. 본 자료에서는 한국형발사체의 1단 클러스터드 엔진 배치에 대한 개념에 대해 다룬다.

연소기용 연료개폐밸브는 파일롯 공압으로 포핏을 열고 스프링 힘에 의해 닫음으로써 로켓엔진의 연료 유량을 제어한다. 현재 개발 중인 연소기 연료개폐밸브는 액추에이터에서 압력이 제거되더라도 유로부에 해당 압력이 존재한다면 스스로 열림을 유지하는 방식으로 설계되어 있다. 밸브의 성능을 평가하기 위해 밸브가 열리고 닫히는 특성에 따라 힘 평형 상태를 분석할 필요가 있다. 이를 위하여 밸브의 포핏이 열리기 위한 파일롯 압력과 닫히기 위한 유로부 압력을 힘 평형에 의해 조절되도록 설계하였다. 또한, 상용 소프트웨어인 Fluent CFD 해석을 통해 밸브의 고유유량계수를 구해보았다. 예측과 해석을 통해 획득된 결과들은 실험 결과와 비교하였다.

가스발생기 산화제 개폐 밸브에 사용되는 주름관의 구조 해석 및 시험이 수행되었다. 이 주름관은 극저온에서 압축 변위와 높은 외압 하중을 받는다. 구조 해석은 상온 및 극저온에서 EJMA (Expansion Joint Manufacturing Association) 표준 및 상용 유한 요소 해석프로그램인 Abaqus v6.9를 이용하여 수행되었다. 스프링 강성, 응력 및 피로 수명 해석 결과들이 비교되었고 유한 요소 해석 결과에서 접촉 및 재질의 소성에 의한 영향을 살펴보았다. 또한 파열 시험과 관련된 유한 요소 해석 결과도 제시되었다.

비냉각형 열상 시스템에 대한 관심이 국방 및 항공우주 분야에서 증가하고 있다. 특히, 국방분야 무기체계에서는 무인화 및 주야간 적군 탐지를 위한 요소기술로 활용되고 있다. 비냉각형 열상 시스템의 연구 분야 중 저비용, 저전력, 소형화를 위한 비냉각형 TEC(Thermal Electric Cooler)-less 열상 시스템에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. 그러나 TEC-less로 운영하기 위해서는 최적화된 불균일보정 계수의 추출 및 적용이 요구된다. 본 논문에서는 TEC-less로 최적화 된 보정 계수 획득 방법으로 선형 보간법을 이용한 보정 계수 추정 방법인 DCCE-LI(Dynamic Calibration Coefficient Estimation with Linear Interpolation)을 제안하고, 실험을 통해 제안 기법이 기존의 정적 보정 계수를 적용한 것에 비해 IR 영상 품질이 우수하고, 실시간 보정 계수 추정이 가능함을 보인다.

천리안 위성 임무 운영 관련하여, 전구(Full Disk: FD) 영상 및 2개의 인접 확장북반구(Extended Northern Hemisphere: ENH) 영상들에 대한 기상 관측 임무와 동서방향 위치유지(East West Station Keeping: EWSK) 기동 임무가 서로 충돌할 경우, EWSK의 시간 이동을 통해 큰 기상영상들의 손실을 줄일 수 있다. 이를 위해 FD 및 2개 ENH 영상의 기상관측임무를 피하는 EWSK 시간 이동에 대해 충돌 확률을 고려한 해석적 방법을 제시하여 이론적 고찰을 수행하였으며, 천리안위성 운영에도 시험적으로 적용하였다. 이론적 고찰 결과와 시험 운영 결과를 종합하여 기상영상 회피 EWSK 시간 이동이 천리안위성 연료 소모에 미치는 영향에 대한 연구 결과를 제시하였다. 본 연구 결과는 천리안 기상 임무 활용의 극대화에 기여할 수 있을 것으로 기대한다.

애자일(Agile)은 논증 가능한 구체적인 목표(사람, 협조, 반응성, 작동하는 소프트웨어)를 위해서 창시된 소프트웨어 개발 방법론으로, 소프트웨어 엔지니어링뿐만 아니라 여러 전문 분야에 적용되고 있다. ESA (European Space Agency)의 경우 애자일의 대표적인 방법인 스크럼 (Scrum)을 중심으로 지상국 분야의 소프트웨어 개발에 애자일을 적용하였다. 본 논문에서는 애자일 기술의 동향을 살펴보고, 이를 도입한 ESA 지상국 소프트웨어 개발의 최근 사례를 분석한다.

본 연구는 수치지형도 기반의 수치고도모델 생성 방법에 따른 정사영상 품질변화를 분석하는데 목적이 있다. 이를 위하여 우선 축척 1/5,000 수치지형도의 등고선만을 사용한 수치고도모델(Case1)과 등고선과 표고점을 함께 사용한 수치고도모델(Case2)을 제작하여 수치고도모델 자체 제작 정확도를 검증하는 한편 이들 수치고도모델을 이용하여 시범지역에 대한 아리랑위성 2호 정사영상을 생성하였다. 실험결과 경사지와 산지도로와 같은 지형에 있어서는 Case2가 효과적이고, 넓은 평지의 경우 갑작스런 높이차로 인한 왜곡을 방지하기 위해서는 Case1을 사용하는 것이 효과적인 것으로 나타났다.

본 논문을 통해 로켓 연소후류 전산해석에 적합한 단일화학종 비반응 해석 모델을 소개하였다. 이 모델의 기본적 개념은 고온 공기에 대한 동결 유동해석 기법에서 출발하였으나, 연소 후류에 대한 CEA 해석을 통해 구한 분자량 및 비열 값의 보정을 통해 동결 유동해석의 단점을 보완하였다. 단일화학종 비반응 해석모델과 유한속도 화학반응 해석 모델의 비교를 통해, 유사한 해석 결과를 얻는데 비반응 모델이 해석시간을 약 1/5 정도로 감소할 수 있음을 확인하였다.

지난 2009년과 2010년 2회 비행시험을 수행한 나로호는 나로우주센터에서 발사준비 및 발사작업이 진행되었다. 발사관제시스템은 우주센터의 발사패드에 총조립된 상태로 장착된 발사체에 대한 발사작업을 위하여 발사체, 발사대, 추진지상공급계 등 외부시스템에 대한 명령을 전달하고 데이터를 실시간 모니터링하여 발사준비 프로세스를 총괄 운용한다. 발사관제시스템의 서브시스템인 상단 발사관제시스템은 나로호 상단에 대한 지상 발사작업을 제어 및 감시할 수 있도록 개발되었으며 나로호 비행시험을 통해 발사준비 프로세스 자동 및 수동처리, RCS 충전, 상단 온도환경상태 감시 등의 요구 기능들이 모두 설계 기준에 부합하는 것으로 확인되었다. 본 논문에서는 상단 발사관제시스템의 핵심 기술과 특성을 기술하며 발사운용 결과를 분석하였다.

상평면상에서 추력기를 사용하는 자세제어 시스템의 리밋 사이클을 해석하는 새로운 기법이 논문에 의해서 제안되었다. 그러나 이것은 소프트 시뮬레이션상에서 Haloulakos 방식보다 제안 방식이 정확함을 보였지만, 실제 시스템으로 검증하지는 못하였다. 그래서 저자의 제안 방식을 KSLV-I 추력기 자세제어 시스템에 대한 실시간 모의시험으로 검증하고, 리밋 사이클 해석에 대하여 실시간 모의시험 결과와 이론적으로 구한 값을 비교/분석하였다.

본 논문에서는 나로호 2단 킥모터 TVC 노즐에 대한 행정확인시험 방법과 행정확인시험 데이터로부터 TVC 운용 특성을 분석하는 과정 및 결과에 대해 다루었다. 개루프 행정확인 시험을 통해 TVC 스트로크와 포텐셔미터 전압 간의 관계를 분석하고, 폐루프 행정확인시험을 통해 노즐정렬오차, TVC 구동오차, TVC 중립위치, 플렉스씰 노즐의 회전중심위치, 비행시험후 분석에 사용할 노즐각 환산계수 등을 분석할 수 있음을 보였다. 아울러, 나로호 1호기 및 2호기 TVC 시스템에 대해 행정확인시험을 수행한 결과 TVC 운용 관련 모든 파라미터가 정상 범위 내에서 설정되었음을 정량적인 수치로써 제시하였다.

본 논문에서는 주어진 발사체의 상단부 유도 방식 선정을 위해서 외연적 유도 알고리듬에 대해서 다루었다. 지구를 평평하게 가정함으로써 얻어지는 매우 단순화된 형태의 알고리듬으로 온보드 응용에 있어서 유리한 유도 방식에 대해서 다루었다. 그러나 주어진 발사체에 적용한 결과 단순한 time-to-go 예측 방정식은 유도 성능을 저하시키는 특성을 보여, Saturn이나 H-II 발사체 사용되었던 정밀한 예측 방법을 도입하였다. 최종적으로 모의시험을 통해 단순한 형태의 유도 방식은 폭넓은 응용을 위해서는 time-to-go 예측 및 중력에 의한 속도 이득을 개선해야 함을 알 수 있었다.

본 논문에서는 초경량항공기의 사고 예방을 위한 실시간 안전진단 시스템(Health and Usage Monitoring System; HUMS)을 개발함에 있어 Test-bed 항공기에 HUMS를 적용한 주익 제작 과정을 살펴보고자 한다. 대상 항공기는 Jabiru-UL 모델이며, 주익 내부에 설치한 센서는 광섬유센서, 압전센서 및 스트레인 게이지이다. 센서 설치 후 조립을 완료한 주익에 대한 각 센서의 동작 여부에 대한 계측시험을 수행하였다. 조립 완료한 주익은 항공기에 장착되어 HUMS의 운영 성능 향상을 위한 데이터 획득 및 고장검출 알고리즘의 검증을 위한 Test-bed로 활용하고자 한다.

본 논문에서는 축소 로터의 성능시험과 축소 헬기 Flight Test Bed 개발이 가능한 헬리콥터 섀시다이나모미터(HCDS)를 개발하여 지상시험을 수행하였다. 축소 헬기는 엔진 출력에 따른 컬렉티브 피치각의 상호 관계로부터 로터의 일정 회전속도에 대한 추력과 동력의 변화를 확인하고, 그 결과로 OGE에서의 정지비행효율(F.M.)이 0.76으로 비행시험 가능성을 점검하였다. 본 헬리콥터 섀시다이나모미터(HCDS) 시험 결과는 축소 헬기 개발과 로터 블레이드의 성능 평가에 활용할 것이다.