본 연구에서는 전진익 소형기 항공기 형상에 대한 공력해석을 수행하였다. 전진익 소형 항공기는 주익의 평면형상이 후퇴각을 가진 스트레이크(strake) 형태의 안쪽(inboard) 날개와, 전진각을 가진 바깥쪽(outboard) 날개가 결합되어 있는 형태로 구성되어 있다. 이와 같은 두개의 다른 형태의 날개 평면형상의 결합으로 킹크(kink)로 정의되는 날개의 불연속선이 존재하게 되어, 이 부분에 의한 날개 공력특성의 면밀한 분석이 요구되었다. 전진익 소형 항공기에 대한 기본적 공력계수의 산출 및 유동해석은 해석방법 간의 차이에서 기인하는 정확도를 분석하기 위해 4가지의 방법으로 계산을 수행하였다. 항공기 형상에 대한 격자생성의 용이성을 위해 중첩격자기법(Chimera grid)을 적용하였다. 본 해석을 통하여 전진익 소형기 형상에 대한 기본적인 공력계수의 도출과 함께 주익에 대한 공력특성이 분석되었다.

50m급 비행선의 구조설계를 위한 하중해석을 수행하였다. 하중해석을 위한 비행선 기동 조건을 정의하였다. 비행선의 공기력 모델링, 중량 모델링, 부력 모델링을 수행하였으며, 기동조건을 만족하는 조종면 거동을 산출하였다. 각 기동에 대한 비행선의 하중계수를 산출하였다. 각 하중계수에 대한 하중분포를 산출하고, 전단력 및 굽힘 모멘트 분포를 산출하였다. 꼬리날개 및 곤돌라 설계하중을 산출하였다.

본 연구는 탄소섬유 복합재료 사각튜브의 압축 에너지 흡수 특성을 실험적으로 규명하였으며, 유한요소해석을 통해서 그 특성을 예측하였다. 압축 속도는 0.003mm/sec 와 0.3mm/sec로 하여 사각튜브에 가하였으며, 적층각 별로 실험을 하여 각각에 대한 압축 에너지 흡수 특성인 최대 압축하중과 평균하중을 찾았다. [0/90]₄와 [0/±45/90]₂의 특정 적층각을 가지는 사각튜브에 대해 유한요소해석을 수행하여 최대 압축하중을 예측하였다. 유한요소모델은 좌굴해석을 통해서 나온 형상과 원래 형상을 중첩하였으며, 해석방법은 Tsai-Wu criteria를 사용하였다. 실험으로부터 최대 압축하중은 인 사각튜브에서 나타났고 평균 압축하중은에서 나타났으며, 특정각을 가지는 사각튜브에 대한 최대 압축하중 예측은 실험과 거의 일치하였다.

전기체 정적시험 시험을 수행하기 위해 개발된 기술과 시험치구 설계에 대하여 설명하였다. 개발된 기술은 치구설계에 설계기준으로 사용하는 설계기준하중 산출기술, 하중부가 장치 설계기술, 중량보상장치 설계기술, 시험체 자세제어장치 설계기술, 시험장비 구성설계 및 과하중방지 기술이다. 이와 같이 개발된 시험기술을 적용하여 설계된 시험치구를 이용하여 고등훈련기 전기체 정적 시험인 설계제한하중 시험이 성공적으로 수행되었다.

본 논문에서는 지상 관제국과 2005SAT 위성 사이에서 RF 신호로써 명령 및 원격측정 데이터를 전달하는 기능을 수행하는 원격측정명령계 RF 서브시스템의 개념설계 단계의 링크버짓 해석을 수행하였다. 링크버짓 성능분석을 위해 업링크 및 다운링크 과정으로 나누고 업링크에 대해서는 위성체에서 전력흐름밀도 및 명령수신기에서 여유를 계산하고 다운링크에 대해서는 다운링크 EIRP 및 지상국에서 C/ $N_o$ 및 $E_b$/ $N_o$ 여유를 계산하여 전체적인 통신성능 여유를 만족하는지 조사를 하였다. 업링크 링크버짓 분석결과 명령수신기에서 충분한 전력 수신 여유가 있었으며 다운링크 링크버짓 분석결과 지상국에서 C/ No 및 $E_b$/ $N_o$의 여유가 적정함을 확인하였다.

위성 추진계는 궤도 천이와 수정 및 제어에 사용된다. 저궤도 위성의 단기추진제 공급 시스템은 추력기 연소실로 연료를 밀어내어 공급한다. 추력기에 의해 생성되는 추력은 연소실로 공급되는 연료량에 종속된다. 만약 위성에 탑재된 명령기로부터 추력기 밸브에 개폐 신호가 주어지면 밸브는 개방되거나 닫힌다. 개방된 추력기 밸브를 통해 연료가 유입될 때 밸브의 자동에 의한 순간적인 흐름 단절은 압력파에 의한 비정상 압력을 발생시킨다. 이 논문에는 래칭 밸브와 추력제어 밸브의 작동에 의한 다목적실용위성 2호 추진계의 비정상 압력이 예측되어 있다. 시간-종속 유체질량 및 운동량 방정식은 특성곡선해법(MOC)으로 계산된다.

위성의 전력시스템은 임무기간 동안, 성공적인 임무수행을 위하여 위성의 탑재체와 위성버스에 충분한 전력을 공급하여야 한다. 전력시스템의 설계는 위성이 임무를 수행할 우주환경, 임무기간, 임무특성, 그리고 할당된 예산 등에 따라 설계의 방향이 결정된다. 즉, 1차 전력원으로 사용할 태양전지의 선정, 2차 전력원인 배터리의 선정, 그리고 각 전장품의 사양이 임무특성과 예산에 따라 결정된다. 위성의 전력시스템 설계는 다른 시스템의 설계에 큰 영향을 미칠 수 있다. 보다 많은 전력을 공급하기 위하여, 일차 및 이차 전력원을 크게 설계하는 것은 바람직하지 못하다. 위성의 필요한 전력보다 크게 설계된 전력시스템은 1차 및 2차 전력원의 잉여전력에 따른 열 발생문제, 임무수행에 따른 자세제어 문제, 각 전장품의 전력 용량 문제, 그리고 발사체의 선정 및 발사비용 등의 문제를 일으킨다. 특히, 저궤도의 경우에는 orbit drag 현상에 따른 위성의 궤도 유지보수를 위하여 추진제의 용량설계에 큰 영향을 줄 수 있다. 따라서, 전력시스템의 최적설계와 효율적인 운용을 위한 여러 기술이 개발되고 있다.

위성 영상 품질 인자들 중에서 위성 영상 탑재체에 의해 결정되는 인자들의 특성을 조사하였고 그들의 특성을 연구하였다. 위성 영상은 일차적으로 위성영상탑재체에 의해 생성되므로 위성 영상의 품질은 위성영상탑재체의 성능에 크게 의존한다. 따라서 위성 영상품질 인자로서 탑재체 성능 인자를 고려하여야 한다. 탑재체 성능 인자는 대략적으로 관측파장대역(Spectral Band), 지상화소거리(Ground Sample Distance: GSD) 결정 인자, 관측폭 결정 인자, 탑재체 Modulation Transfer Function (MTF), 탑재체 신호대잡음비(Signal to Noise Ratio: SNR), 여러 탑재체 복사 응답 특성 인자, Pixel Registration, 탑재체 보정 등이 있다.

본 연구에서는 인공위성의 정현파 가진시험을 위한 여러 입력, 요구조건 그리고 노치예측 해석에 대한 내용을 정리하였다. 노치예측 해석에서는 인공위성의 가진위치 하중 및 중요 내부연결점의 하중을 구하였고, 이 값들을 이용하여 각 부위의 한계하중 및 안전여유를 검토한 후 정현파 가진시험에 이용할 입력을 생성하였다.

본 논문에서는 3단형 과학관측로켓(KSR-III)에 탑재될 과학탑재부 시스템에 대하여 기술하였다. 과학탑재부에는 크게 오존측정기, 이온층 전자측정기, 대기광도계, 자력계 등이 있으며 선별적으로 탑재되어 한반도 상공의 고층 대기 상태에 대한 연구를 수행할 예정이다. 오존측정기는 한반도 상공의 오존 기둥 밀도를 측정하며 전자측정기는 이온층의 전자밀도와 전자온도를 측정한다. 대기광도계는 중간권의 대기광을 측정하며 자력계는 로켓 자세정보와 로켓이 비행하는 고도에서의 자기장 섭동량을 측정한다. 탑재체들은 현재 개발이 완료된 상태이며 지상 보정 실험도 수행하였으며 각종 환경시험을 통과하였다.

우주 발사체 및 과학관측로켓에 유발되는 음향 하중의 주 원인은 추진기관의 제트 소음에 의한 것이다. 따라서 성공적인 임무 수행을 위한 음향 하중의 저감을 위해서는 반드시 추진 기관의 제트 소음(초음속)의 특성을 파악하는 것이 필요하다. 이를 위해 먼저 제트 유동에 의한 음향 하중의 발생 메카니즘을 살펴보았다. 그리고, 음향 하중에 영향을 주는 인자를 도출하고, 도출된 인자에 따른 음향 하중의 특성 변화를 살펴보았다. 3단형 과학 관측 로켓(KSR-III)의 음향 하중의 시공간적인 특성을 엔진 연소 시험시 측정된 소음 신호를 이용하여 분석하였다. KSR-III의 음향 하중의 최대값은 250 Hz, 500 Hz의 옥타브 밴드에 집중되어 있으며, 공간적으로 랜덤함을 알 수 있었다. 또한 추후 음향 하중의 특성 파악을 위한 자체적인 연구 방향을 제안하였다.

본 논문에서는 KSR-III 김발엔진 구동장치 서보필터 설계 방안에 대한 연구 결과를 정리하였다. 비선형 해석모델에 대한 선형 근사모델을 기준으로 서보필터 설계를 수행하였다. 서보필터의 기본 형상으로서 설계 및 제작의 편의성 관점에서 2차의 Butterworth 저주파 필터를 우선적으로 고려하였다. 저주파 필터만을 사용할 경우 발생하는 불안정성 문제를 해결하기 위해 1차의 보상기를 추가하였다. 전체 로켓 시스템의 위상 안정성 여유와 공진 이득 감쇠를 동시에 고려할 경우, 2차의 Butterworth 필터로는 설계에 한계가 있었으며, 노치 필터를 사용해야 함을 알 수 있었다. 결과적으로, KSR-III 김발엔진 구동장치용 서보필터로는 2차 저주파 노치필터를 궤환신호와 명령신호 간의 오차 신호에 위치시키는 것이 효과적이라는 결론을 얻었다. 여기서 제시한 서보필터 형상을 토대로 추후 KSR-III 비행용 서보필터 제작 및 시험이 이루어질 예정이다.

3단형 과학로켓의 주엔진 추진제의 분사균일성에 대하여 수치해석을 수행하고 설계 개선안을 도출하였다. 분사기 유로는 동일한 압력강하를 가지는 다공성 매질로 처리하였다. 산화제와 연료 모두 공급 유로의 반대쪽에서 분사속도가 높은 것으로 예측되었으며 이는 유동정체에 따른 정압 상승에 기인한다. 산화제 매니폴드 내부의 수직분리판에 유로를 구성함으로써 매니폴드 중심과 외곽에서의 분사균일성을 향상시킬 수 있었다. 산화제 공급유로가 경사를 가지더라도 분사균일성과 압력손실에 미치는 영향은 거의 없었다. 또한 산화제/ 연료에 대한 분사속도로부터 혼합비의 분포를 예측하였다.

본 논문에서는 KSR-III 주 엔진 연소시험설비를 활용한 수류시험 및 연소시험 과정에서 극저온 추진제인 액체산소의 냉각단계, 충진단계, 연소시험 공급 단계에서 액체산소의 상태량을 시험설비의 각 위치에서 분석함으로써 향후 안정된 공급을 위한 설비 및 운용조건을 선정하는데 주안점을 두었다. 이를 위해 각 단계에서 기체와 극저온 추진제의 상호 작용이 발생하는 가압탱크에서의 가압기체 및 액체산소의 상태량을 파악하였으며, 연소시험시 엔진 메니폴드에서의 액체산소의 상태량을 분석하였다. 또한 냉각 및 충진시에 대기압 vent에 액체산소의 거동을 파악함으로서 냉각을 효율적으로 할 수 있는 방안을 분석하였다. 또한 산소 공급 설비와 로켓엔진 매니폴드에 정압센서와 동압센서를 장착하여 1KHz의 sampling rate로 측정하였다. 오리피스 사이즈는 지름 32.5mm 38mm, 가압 압력 23Bar, 29Bar, 41Bar에 대해 시험을 수행하였다. 오리피스 사이즈를 증가시키고 가압 압력을 낮춘 결과 엔진 내에 공급되는 액체산소의 섭동량이 감소하는 것이 관찰되었다.

다목적 실용위성 1호의 OSMI 센서의 동작 특성을 이용하여 달을 촬영할 수 있다. 달은 대기가 없고 태양광의 반사율이 일정하기 때문에 OSMI 센서의 방사 보정을 위한 적합한 광원이 될 수 있다. 다목적 실용위성 1호의 정상 운용 과정에서 OSMI를 이용하여 달 촬영을 수행하기 위해서는 비정상적 운용 모드 발생 가능성이 높기 때문에 다목적 실용위성 1호의 운용, 달, 태양의 정보들을 고려한 최적화된 달 촬영 계획이 수립되어야 한다. 하지만 결정하기 위해서 많은 시간이 소비되고 효율성이 떨어지는 단점이 있다. 이에 본 연구에서는 달 촬영을 위한 고속 시뮬레이터를 개발, 구현한다. 시뮬레이터는 OSMI를 이용한 달촬영 가능 시간을 결정하고 영상에 맺힐 달의 좌표, 달의 위상을 결정한다. 다목적 실용위성 1호의 궤도 예측 및 자세 정보, 달의 위치 정보, 태양의 위치 정보를 획득하기 위해서 STK(Satellite ToolKit)를 이용하였으며, 본 연구를 통해 개발된 시뮬레이터에 의해 달 촬영 가능 시간 결정 과정의 효율성은 획기적으로 증대하였다.

본 연구는 KOMPSAT-1 EOC 영상의 기하정확도를 향상시키고자 수행되었다. 많은 EOC 영상의 지상위치오차를 분석하였고, 그 오차가 시스템내의 시간 부정확성과 자세데이터의 오차로 인한 것임을 알 수 있었다. 그 개선방안으로 Ancillary 데이터의 시간데이터와 자세데이터를 재구성하였고, 이를 적용하여 영상처리한 결과에서 EOC 영상데이터의 기하정확도가 향상되는 것을 확인하였다.

국제우주정거장 (International Space Station; ISS) 건설은 미국을 비롯한 러시아, 유럽연합 11개국, 일본, 캐나다, 브라질 등 16개국이 참여하고 있으며, 1998년 11월 시작하여 2006년 완성을 목표로 수행중인 대규모 프로그램이다. 현재 한국항공우주연구원은 ISS에 탑재 될 과학 탑재체의 탑재체 지원모듈 (Payload Support & Interface Module; PSIM) 에 대한 개발 및 제작을 통하여 ISS 사업 참여를 추진하고 있다. 본 프로젝트가 성공적으로 이루어질 경우 한국은 향후 ISS의 외부탑재모듈 사용권과 ISS를 활용한 각종 연구 및 활동에 참여할 가능성이 높아지게 될 것이다. 따라서 이러한 과제 추진과 더불어 향후 한국이 ISS를 이용하여 탑재체를 탑재할 수 있는 외부탑재모듈에 대한 이용준비도 함께 하여야 하며, ISS의 외부탑재모듈 (EXPRESS Pallet, JEM-EF, Columbus- EPF)을 이용한 우주 및 지구과학 분야의 활용을 위하여 각 탑재 모듈에 대하여 조사하였다.

고고도에서의 정점체공 능력을 기반으로 각종 관측 및 통신중계 업무를 수행할 수 있는 중형비행선 개발에 필수적으로 요구되는 증명제도 중 형식증명을 위한 각 나라별 기술기준들을 비교 분석하였음.

전자부품 높은 신뢰성이 요구되며 극한의 운용 환경을 견디어야 하는 우주 프로그램에는 High-Reliability Part로 분류되는 Class S 이상의 Microcircuit, JANS 급 이상의 Discrete Semiconductor, 그리고 ER(Established Reliability) 등급 R 수준 이상의 Passive 소자들이 주로 사용된다. 그러나 일부 부품에 대해서는 High-Reliability Part로서 검증되지 않은 이른바 비표준 부품을 사용해할 경우가 빈번하게 생기고 있다. 이 경우 위성의 제작자는 자체적으로 부품을 검증하여 잠재적인 결함이 있는 부품들을 Screening할 수 있어야 한다. 본 기술 논문에서는 아리랑위성 1호기 및 2호기 개발을 통해서 이루어진 부품 검증과정을 간략히 소개하고자한다.

본 연구는 장기체공성 향상을 위한 개량형 무인기의 구조설계에 관한 방법 및 절차를 소개한 것이다. 상온 경화용 복합재료를 날개 전체에 적용하였다. 운반 및 보관의 용이성을 고려하여 날개 구조물을 3개로 분리하였고, 구조물의 경량화 및 강성의 증가를 위하여 샌드위치 구조물을 스킨 전영역에 적용하였고, 제한하중 4g에 해당되는 하중조건에서 구조강도시험을 수행하여 구조설계와 제작성을 점검하였다.