본 논문은 HDS를 통해 헬리콥터 로우터 블레이드 동적 특성을 분석하는 기법 및 하중 분석 기법을 포함하고 있다. 헬리콥터의 진동 특성을 결정짓는 블레이드의 동적 특성을 분 석하기 위해 로우터 회전속도에 따른 고유 진동수 및 고유 모드를 구하였다. 헬리콥터 로 우터의 운용 회전속도(Ω)의 정수배(NΩ)와 회전하는 로우터 블레이드의 고유 진동수와 근 접성을 검토함으로써 헬리콥터에 전달되는 진동을 예측할 수 있게 된다. 또한 블레이드에 서 생기는 공력 하중을 정확히 예측함으로써 동체에 전달되는 진동하중을 구할 수 있게 된다. 로우터 블레이드 동역학적 설계시 필수적인 2가지 기법의 기본적인 내용을 기술함으 로써 헬리콥터 설계 과정을 수립하고자 하였다.

본 연구에서는 현재 개발중에 있는 복합재료 선미익 항공기의 날개에 작용하는 하중해석을 수행하였다. 중량, 공력계수, 구조설계속도, 하중 등을 계산하기 위해 사용된 Tool은 Excel에서 운용되는 Visual Basic 프로그램으로 계산에 많은 도움을 주었다. 하중해석에 기본적으로 요구되는 항공기의 형상치수, 부품의 종류 및 중량 그리고 좌표계 등은 Catia 모델링, 실제측정 또는 재료밀도 값 등을 이용해 구하였으며, 이들 자료를 통하여 항공기의 중량, 무게중심, 관성모멘트, 구조설계속도, 날개의 하중분포, 힘과 모멘트 등을 계산하였다. 또한 항공기의 날개 및 동체의 임계하중 조건을 선정하는데 필수적인 항공기의 V-n 선도를 도시하였으며, 이 V-n 선도는 항공기의 최대중량 2,573 파운드 및 해면고도조건에서 설계속도 $V_A$, $V_C$, $V_D$ 및 하중계수 +3.8G, -1.52G에 대한 비행범위를 제시하고 있다. 앞으로는 V-n 선도로부터 선정된 임계하중을 이용하여 해석된 동체 및 날개에 대한 하중을 제시하고자 한다.

본 논문의 목적은 실제 관성항법센서를 사용하여 개발된 스트랩다운형 관성항법시스템 및 이용 알고리즘에 대한 성능 및 오차를 평가하는 것이다. 시험은 관성항법센서의 조합을 두가지로 나누어 수행하였는데, 서로 다른 바이어스를 갖는 중급의 가속도계와 저급의 가 속도계가 사용되었으며, 자이로의 경우는 FOG(Fiber Optic Gyro)를 사용하였다(SDINS-1, SDINS-2). 관성항법시스템의 성능을 평가하기 위해서 두가지의 시험이 수행되었으며, 3축 운동 시험대를 이용한 지상정지시험과 차량을 이용한 단거리 주행시험을 수행하였다. 단거 리 주행시험의 결과는 정확도 20 mm를 갖는 DGPS(Differential GPS)의 시험결과와 비교 하였으며, 결과 및 오차를 나타내었다.

1997년 12월 다목적 실용위성 1호의 설계가 실제적으로 종료된 이후 항공우주연구원에 서는 다목적 실용위성2호에 대한 개념설계가 시작되었다. 설계의 기본 방향은 다목적 실용위성 1호 설계를 근간으로 하여 새로운 탑재체를 장착하는 것으로 설정되었으며 초기 설계 단계에서는 개략적인 탑재체에 대한 정보를 이용하여 전체 시스템의 구성에 대한 연구가 주로 이루어졌다. 본 논문에서는 예비설계의 주요 단계별로 수행하였던 기계 시스템 분야의 설계내용을 수록하였으며 향후 차세대 위성의 타당성 검토나, 예비설계 수행 시 참고가 될 수 있도록 하였다.

수명 12년의 중형급 정지궤도 통신위성의 추진시스템 개념설계과정이 기술된다. 임무해석을 통해 주어진 전속도 증분량(ΔV)을 사용하여 임무수명기간동안 필요한 추진제 양이 계산되었으며 이 값을 기초로 하여 연료탱크와 산화제 탱크의 형상을 설계하였고 필요한 가압제의 양과 가압제 탱크의 압력을 구할 수 있었다. 구조계와 Trade-Off Study를 통해 추력기의 배치와 로켓엔진의 개수, 탱크의 배치 등을 결정하였으며 전체적인 추진시스템 개념설계 형상이 최종적으로 제시된다.

다목적 실용위성의 자세제어계 mode는 크게 Sun, Maneuver, Science Mode로 나누어진다. 이중 Manuever Mode는 다시 Attitude Hold submode 와 Δ-V Burn submode로 나누어진다. 본 논문은 지상으로 송신된 playback 데이터를 이용하여 자세제어계 Maneuver Mode의 동작상태를 주로 분석하였다. Maneuver Mode중 attitude hold submode에서의 nadir pointing performance, 그리고 Δ-V Burn submode에서의 pitch/ roll 90도 maneuver 후 추력기 점화 과정에 대한 성능 분석을 수행하였으며 자세제어계 서브시스템 설계 규격을 만족함을 검증하였다.

본 논문은 다목적실용위성 전력시스템의 초기 설계과정으로, 2000년 11월 ASTRIUM과 KARI에서 진행한 다목적실용위성 2호기 전력시스템의 용량설계와 태양전지 어레이의 설계를 기술하였다. ASTRIUM은 다목적실용위성 2호기 전력시스템의 기본설계를 위하여, ASTRIUM의 기존 위성 프로그램인 CHAMP 위성과 GlobalStar 위성에 적용한 전력설계 개념을 고려하였다. 그러나 전력시스템의 설계는 전력운용 개념, 각 전장품 및 전력원의 특성에 따라 설계가 다르다. 그리고 ASTRIUM사의 전력시스템 운용개념은 다목적실용위성 1호기와 다르며, 전력시스템에 사용한 전력원과 각 전장품의 상이한 특성으로 전력시스템의 설계에 근본적인 차이가 있음을 미리 밝혀둔다. 따라서 본 논문은 2호기의 제안서에 기술된 내용을 중심으로 ASTRIUM과 KARI에서 수행한 2호기 전력시스템의 기본설계를 요약하였다.

본 연구는 차세대 국내 통신위성 전력계 서브시스템 비행모델 설계의 기본 지침서로 사용하기 위한 것이다. 이러한 목적을 위해 전력계 시스템은 모든 기대되는 위성 임무기간동안 서브시스템 규격서에 제시된 성능요구사항을 만족시키기 위해 설계되어졌다. 조절된 전력 버스는 전력제어 및 분배장치로부터 다양한 위성부하까지 42.5V로 분배되어지고 태양전지 어레이들은 6개의 패널로 구성하였다. 한 패널은 3개의 회로로 구성되며 각 회로는 7개의 스트링으로 설계되어졌다. 배터리 시스템은 2개의 배터리로 구성되어졌으며 각 배터리는 26개(IPV) NiH2셀로 구성되어졌다. 배터리는 80% DOD(Depth of Discharge)에서 에너지의 2878Watt-hours를 공급할 수 있는 용량으로 설계되어졌다.

위성체내에 보유할 수 있는 연료량은 위성의 총 질량에 영향을 미치므로 제한적이며, 위성의 수명을 결정하는 가장 큰 요소이다. 따라서 추력기를 사용하는 자세제어 로직의 설계시 지향정밀도 뿐만 아니라 연료의 효과적인 사용을 고려하여야 한다. 본 연구에서는 연료 절감을 위한 효율적인 퍼지 제어기를 제안되었다. 제안한 제어기는 두 단계의 퍼지 제어기이며, 첫 번째 단계의 퍼지 제어기는 자세 지향을 위해, 두 번째 단계의 연료 절감을 위해 사용하였다. 이를 예시하기 위해 다목적 실용위성의 여러 모드들 중 추력기를 사용하는 태양지향모드에서 연료 소비를 절감하는 퍼기 제어로직을 설계하였다. 또한, 퍼지제어기의 성능을 비교하기 위해 다목적 실용위성에 실제로 적용된 PD 제어기의 제어 결과와 비교하였다.

본 논문에서는 "3단형 과학로켓 (기본형)" 의 탑재부의 구조설계에 대하여 기술하였다. 탑재부는 KSR-III 기본형의 2단에 해당하며, 로켓의 임무수행과 관련한 과학탑재부, 지상국의 자료송수신을 위한 탑재부(전자), 로켓의 자세제어를 담당하는 탑재부(자세제어)의 세부분으로 구성된다. 로켓의 임무가 성공하려면 각 탑재물이 임무수행 기간 중에 안전하게 동작해야 하며, 이를 위해서는 각 탑재부의 요구조건을 만족해야 한다. 본 연구에서는 KSR-III의 탑재부의 기본설계를 바탕으로 상세한 탑재부의 구성과 탑재물 배치를 수행하였고, 요구조건을 만족하도록 설계를 변경/ 적용하였다.

고속비행 중의 공력가열과 같은 외부 열전달로부터 외피 구조물과 내부 탑재물을 보호하기 위하여, KSR-III의 외피에 단열처리가 필요하였다. 일련의 시험과 분석을 통하여 선정된 단열재인 BMS 10-102는 스프레이 가공 형식의 점착성 물질로서 외피에 도포 후 경화시키며, 낮은 열전달율과 낮은 밀도와 같은 특성을 지녀 우수한 단열효과를 기대할 수 있다. 본 연구에서는 KSR-III 기본형 설계에서 대표적인 다층구조인 노즈 페어링부의 honeycomb 샌드위치 구조에 대한 단열해석을 수행하였다.

비행하는 로켓의 위치 및 궤도는 로켓의 비행 안정성을 판단하는 중요한 요소이다. 일반적으로 사용되는 추적시스템은 레이다를 사용하여 로켓에 탑재된 트랜스폰더와 통신하면서 얻어지는 데이터와 안테나의 위치 정보를 이용하여 로켓의 위치 및 비행방향에 대한 정보를 취득한다. 레이더 트랜스폰더시스템은 1개의 안테나를 수신 및 송신시 공유하고 있으므로 송신단 및 수신단과 안테나 사이에는 서로간의 신호 간섭을 최소화하기 위해 서큘레이터를 사용하였으며 입력되는 신호가 약속된 신호와 일치하는지를 판단하기 위해 신호해독기를 포함하고 있어야 한다. 본 논문에서는 레이다를 이용하여 로켓의 위치 및 궤도를 추적하는데 필수적으로 사용되는 트랜스폰더시스템을 개발하였다.

로켓 추진에 의한 동력 비행 중 비행체의 자세제어를 위해, 대기권내 비행에 있어서는 공력비행 조정익으로 조종할 수 있으나 공기가 희박한 높은 고도나 대기권 밖에서의 비행은 추력벡터제어에 의존할 수밖에 없다. 추력벡터제어 방법으로 현재 여러 가지 장치가 개발되어 사용되고 있는데 본 연구는 로켓이 비행하는 동안 김발에 의해 연결된 로켓엔진 전체를 움직여 엔진에서 발생한 추력의 방향을 조종하여 로켓의 자세를 제어하는 김발엔진구동 추력벡터제어방식에 대한 내용을 다루었다. 로켓에 적용 가능한 김발엔진 구동장치로는 전기유압식, 전기기계식, 공압식 장치 등이 있으나 큰 동력이 요구되는 시스템에서는 대부분 출력 대 무게비가 높은 전기유압식 구동장치가 사용된다. 본 연구에서는 KSR-III의 추력벡터제어를 위해 사용되는 전기유압식 김발엔진 서보구동시스템을 상세모델링하였고 이에 기초하여 시뮬레이션을 수행하였다. 그리고 시뮬레이션 결과와 실제 시스템을 대상으로 시험한 결과를 비교하여 모델을 검증하였다.

기존의 축소(Ⅰ) 기본형 엔진에 대한 연소 시험을 실시한 결과 분사면의 내열 특성이 불량한 것으로 판명되었다. 이에 기본형 엔진의 설계를 다각도로 수정한 축소(Ⅰ) 수정형 엔진을 제작 하게 되었다. 주요 설계 파라미터는 주분사기의 배열, 주분사기의 충돌각, 내열 코팅이었으며, 이들에 대한 시험적 연구를 수행하고 각 디자인에 따른 엔진 성능 및 내열 성능을 비교하였다. 내열 성능은 직교배열의 경우, 주분사기 충돌각이 작은 경우, 내열 코팅이 있는 경우 증가하는 경향을 보여주었다. 그에 따른 엔진 성능의 변화를 살펴보면 5% 범위 이내에서 성능 차이를 보이며 방사배열의 경우가 직교배열의 경우보다 성능이 높고, 주분사기 충돌각 15°의 경우가 20°의 경우보다 오히려 높게 나타났다. 이러한 현상은 고주파 불안정성과 관련성이 있을 것이며, 향후 시험을 통해 검증할 예정이다.

킥모터용 노즐목에 사용되는 공간적으로 보강된 탄소/ 탄소 복합재료의 기계적 물성치를 예측하고, 전체 노즐의 기계적 거동해석을 수행하였다. 이러한 3차원 등가물성치는 노즐의 기계적 거동해석에 필요한 3차원 물성치로 이용된다. 노즐목에 사용되어지는 공간적으로 보강된 복합재료는 그 구조에 따라서 물성치분포가 달라지므로 물성치 예측 프로그램을 개발하였다. 지금 개발되고 있는 킥모터용 노즐은 노즐목의 graphite 또는 공간적으로 보강된 탄소/ 탄소 복합재료, 노즐머리부분과 확장부의 carbon/ phenol, 그리고 확장부 외피의 강철로 구성되어있다. 추력에 가장 큰 영향을 미치는 노즐목의 변형형상은 4-D 탄소/ 탄소 복합 재료가 가장 균일하고, 작은 변형형상을 나타내었다. 이러한 해석 결과에 더하여 4D 탄소/ 탄소 복합재료 노즐목과 그라파이트 노즐목을 가진 모타 시험이 수행되었다.

액체로켓용 터보펌프시스템의 주요한 구성품의 하나로서 고압 터보펌프의 구동에 사용되는 터빈시스템 설계에 대한 연구가 수행되었다. 터빈시스템은 가스발생기에서 발생된 고온/ 고압의 연소가스의 운동에너지를 펌프를 구동시킬 수 있는 기계적 에너지로 전환하는데, 노즐을 통해 연소가스의 운동 에너지를 증가시켜 펌프와 동일 축으로 연결된 동익을 회전시킨다. 액체로켓엔진의 시스템설계의 결과로 주어지는 압력비, 일량, 입구온도, 입구압력 등의 요구조건하에, 이를 만족시키는 터빈 시스템(노즐 및 동익)의 설계연구가 수행되었다. 터빈시스템은 입/ 출구 압력비에 따라서 개방형(Open Type)과 밀폐형(Closed Type)으로 나눌 수 있는데, 개방형의 경우 높은 압력비와 소량의 유량을 필요로 하며 충격형(Impulse Type)의 동익이 사용되며, 낮은 압력비와 다량의 유량을 필요로 하는 밀폐형의 경우 반동형(Reaction Type)의 동익이 사용된다. 시스템의 단순화 및 효율화를 위해서 본 연구에서는 개방형 터빈시스템이 채택되었으며, 특히 개방형 터빈의 특징인 소량의 유량이 터빈을 구동하므로 효율을 증가시키기 위해서 부분분사노즐(Partial Admission Nozzle)이 채택되었으며, 이의 효율에 미치는 영향이 연구되었다. 공기역학적 이론과 실험에 근거한 이론이 사용되었으며, 차후에 항공우주연구원에서 터빈 상사시험을 통하여 본 연구에 적용된 설계를 검증하고자 한다.

본 연구에서는 대기복사모델인 MODTRAN를 이용해 다목적실용위성 2호 탑재체인 Multispectral Camera (MSC)의 입사복사량에 대한 계산을 수행하고 그 결과를 분석해 본다. 모델계산은 4 계절 조건을 모의실험하기 위해 1월 15일, 4월 15일, 7월 15일과 10월 15일에 대해 중위도 동절기 및 하절기, 그리고 US 표준대기를 사용했다. 다목적실용위성 2호 궤도 조건과 각 계절에 대한 대표적인 태양천정각 (solar zenith angle)을 이용하였다. 시정거리는 대류권 에어로솔 소광계수 (tropospheric aerosol extinction)에 해당하는 50 km를 사용하고 지표의 알비도는 맑은 날 지구 연평균 값에 해당하는 0.135가 사용되었다. MSC 계약서 값은 위 일반적 조건을 가정하고 얻은 모델 계산 총복사량보다 MSC 관측 파장대역 대부분에서 상당히 크다는 것을 알게 되었다. 이들 결과로부터 향후 획득될 MSC영상은 비교적 어두운 영상이 될 것으로 추론 되며 이에 대한 대책이 검토되고 수립되어야 하겠다.

본 논문에서는 위성탑재용 고해상도 카메라 광학부의 예비설계 내용을 소개하고 차기 위성탑재체 개발에 필요한 기술적 제안사항을 수록하였다. 위성탑재용 고해상도 전자광학카메라 개발을 위한 광학 설계로서, 685㎞ 고도에서 지상 해상도 5m 성능을 가진 카세그레인 응용 Catadioptric 설계와 Unobscured Reflective Triplet 설계를 각각 수행, 그 spot diagram 및 MTF 등을 분석하였으며 이를 제작하는데 필요한 재질과 궤도상 운용조건까지 고려하여 실제 개발에 충분한 성능을 가진 광학설계 임을 입증하였다. 또한 차세대 위성탑재용 분광영상카메라(Hyperspectral Imager) 개발을 위하여 HSI Development Model을 설계하고 제작하였는데 그 설계 내용을 본 논문에 수록하였다. Off-axis 2-mirror 체계인 Telescope 부분과 Collimator-Grating-Reimaging lens cell로 이루어진 항우연 HSI DM의 광학 설계를 소개하고, 약 25%에 이르는 MTF성능을 포함한 설계부터 성능특성까지 주요기술사항을 기록하였다.