일반적으로 조류충돌 안전성 입증에 대한 규정은 고정익 항공기 중 FAR Part 23급 커뮤터 및 FAR Part 25급 민간항공기 부류의 항공기에 국한되어 적용되고 있다. 이는 상대적으로 낮은 비행속력과 주로 개인용 항공기로의 활용 등의 이유로 조류 충돌에 대한 위험성이 낮게 평가되었기 때문이다. 하지만 최근의 지점 간 운송을 목적으로 하는 Air-Taxi 등의 수요 증가로 인한 소형항공기 운항시간 증가 예측과 급격한 수요의 VLJ(Very Light Jet)등은 FAR Part 23급 Normal, Utility급 항공기의 조류 충돌 안전성에 대한 규정 적용 및 안전성 향상에 대한 필요성을 증가시키고 있다. 본 연구에서는 외연적 유한요소 해석을 이용한 소형항공기 주익에 대한 조류 충돌 안전성 평가와 Crushable Foam을 적용한 안전성 향상방안을 제시하고 있다.

현재 항공기 조종사와 지상관제사간의 공대지 통신은 주로 음성통신과 텍스트 기반의 데이터 통신으로 이루어지고 있다. 국제민간항공기구(ICAO)에서 현 공대지 통신의 정확도와 효율성을 높이기 위한 기술로 디지털 데이터 통신 기술이 제안하였다. 그 중 하나인 VDL M2 시스템은 VHF 대역을 사용하는 디지털 데이터 통신 링크로, 기존의 음성통신과 텍스트 기반의 ACARS 데이터 통신을 대체할 수 있을 것으로 기대된다. 본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 개발한 VDL M2 시스템을 구성하는 소프트웨어의 설계 및 구현결과에 대해 기술하였다.

본 논문에서는 놋취가 있는 복합적층판의 강도를 예측하는 여러 가지 파손모델을 검토하였다. 놋취가 존재하는 복합적층판의 대표적인 정적 실험결과를 공개된 문헌을 통하여 수집하였다. T300/5208에 대한 강도데이타를 분석하였으며 파손모델에 관련된 여러 가지 매개변수를 결정하였다. 놋취 강도 데이터를 여러 가지 파손모델과 비교하였다.

풍동시험의 벽면효과 보정방법이 풍동시험 조건에서 수행된 전산해석결과에 적용되었다. 보정을 마친 양력계수는 벽면이 없는 조건에서 수행된 전산해석 결과와 잘 일치하지만 보정된 항력계수는 벽면효과가 제거된 결과와 약간의 차이를 보인다.

항공기의 변수 추정을 위해서는 비행시험을 통해 얻어진 데이터를 이용해야한다. 비행 시험의 문제점으로 비행중에는 데이터를 재조정하기가 힘들다. 이러한 점을 감안하여 본 논문에서는 변수추정을 위한 비행시험을 대신해서 선회 비행 데이터를 사용하여 주파수영역에서 변수를 추정하는 상용화된 변수추정프로그램(CIFER)으로 스마트 무인기 40% 축소기의 동적 파라미터를 추정하였다.

It is challenging to build the integrated information system for a large scale cooperative R & D project. To develop the aircraft program which especially has several leading agencies and is supported by many demestic/foreign participating companies, the common data flow in harmony is the core factor to achieve a development goal. For this, the development are carried out maintaining the existing management systems of agencies and companies. As a first step, the standard for the common data information and the classification category of technical data are defined. Second, the work flow standards are also set. Based on the foundation, the efficient technical data management system are built including the function of storage, inquiry, revision, link, approval, submission, etc.

5MW급 발전용 가스터빈의 주요 구성품 중 압축기에서의 성능시험 및 해석을 위해 측정 파라미터와 그 파라미터를 계측하기 위한 센서류를 선정하고자 한다. 축류압축기의 경우 각 단의 케이싱에서 정압 분포를 평균하여 계측하고, 내부 유동장에서 Kiel 온도관을 이용하여 전압 및 전온도 분포를 계측한다. 원심압축기의 경우 임펠러 출구의 허브면과 팁면에서의 정압 분포는 일반적으로 상당한 차이가 존재하므로 각 면에서 정압을 측정하여 평균하고, 디퓨저 내부와 디스월러 내부에서의 정압 분포를 계측하기 위해 한 피치에서 5개의 유선을 따라 10 곳에서 정압을 측정하고자 한다. 또한 압축기 내 유동특성과 동익-정익간의 상호작용을 고찰하기 위해 5공 피토관을 이용하여 내부 상세유동을 계측한다.

지식경제부 과제인 중형위성급 제어모멘트자이로 성능검증모델 개발 사업을 수행하면서 연구한 CMG 클러스터의 구동법칙에 대해 알아본다. 본 논문에서는 MP, SR, SR 탈출/회피 구동법칙에 대해 비교를 하고, 각 구동법칙의 성능을 시뮬레이션과 실험을 통해서 확인해보았다.

우주 환경에서 동작하는 위성의 전자회로를 설계할 때는 지상에서 동작하는 상용 회로 설계와는 다른 고려 요소들이 존재한다. 그 이유는 첫째, 위성은 우주 방사능 등에 직접적으로 노출된 우주 환경에서 동작하기 때문이고, 둘째, 한번 궤도로 올라간 위성에 대해서 수리나 노화에 따른 교체가 불가능하기 때문이다. 이러한 상황에서 주어진 임무 기간 동안 아무런 문제없이 임무를 잘 수행하는 전자회로를 설계하기 위해서는 지상에서 동작하는 회로의 Worst Case Analysis보다 훨씬 엄격한 조건의 WCA를 적용해야 한다. 본 논문에서는 ESA에서 제시하는 WCA에 관한 규격서인 ECSS-Q-30-01A에서 WCA를 위해 고려해야할 입력요소들과 WCA 적용 방법을 정리하고, 실제로 저궤도 On-Board Computer에 구현된 간단한 회로를 가지고 WCA 적용 사례를 제시하고자 한다.

본 논문에서는 우주 플라즈마 환경에서 정전기의 충전/방전 미카니즘 및 이에 대한 시스템 영향과 저궤도 위성 시스템의 설계규격에 대하여 고찰하였다. 우주의 플라즈마 환경에서 위성시스템에 대한 정전기 방전의 문제는 시스템 개발초기에 주의 깊게 다루어져야 한다. 일반적으로 정전기 방전과 관련한 시스템 설계는 전자파양립 성 규격에 나타나 있으며, 이들 규격에는 접지, 본딩, 차폐, 전도성 코팅, 전기적인 인터페이스 설계 등이 있다. 우주환경에서 충전은 위성체 표면위의 각각의 위치에 차등전위를 증가시키게 된다. 만약 이러한 충전이 스레쉬홀드까지 지속된다면, 경우에 따라서 위성 시스템에 심각한 영향을 줄 수 있다. 이러한 현상은 임무, 전기적/기계적 구성, 전원 및 궤도환경에 따라 결정된다. 그러므로 관련된 규격은 시스템 설계 및 운용환경에 맞게 테일로어링(tailoring) 되어야 하며, 시스템의 안전성을 위한 설계에 주의를 기울여야 한다.

우주환경시험팀에서는 발사환경 시 진동 시험을 위해 진동 테스트 장비를 운영 중에 있으며 이를 이용하여 여러 위성 프로그램의 환경시험을 성공적으로 수행하였다. 발사체 및 대형위성의 진동시험을 위한 대형 전자기 시스템의 요구를 충족시키기 위해, 직경 3m급 헤드익스펜더를 가진 대형 멀티 전자기 가진 시스템을 개발하고 있다. 개발 시스템은 160 kN의 추력을 가진 3대의 가진 시스템으로 구성되어 있으며 최대 8톤급 시험체의 진동시험과 300 kNm의 횡 하중 지지할 수 있도록 설계되었다. 본 연구에서는 대형 멀티 전자기 가진 시스템 개발 과정에서 요구되는 각 요소의 설계에 대한 연구 결과를 소개하고자 한다.

본 연구에서는 우주에서 가시광 영역으로 지구의 지표면을 고해상도로 촬영하는 위성탑재카메라를 위한 복사에너지 신호량을 모델링하였다. 복사에너지 모델링은 광원으로서의 태양과 지구대기 및 지표면 반사도, 카메라의 특성 등을 포함하며 최종 계산 결과는 광전자카메라의 광검지기에서 생성되는 전자의 수로 나타난다.

본 연구에서는 통신해양기상위성 형상을 갖고 훨모멘텀 제어를 위해 추력기를 사용할 때 발생되는 3축 궤도병진 운동에 관하여 분석하였다. 또한, 통신해양기상위성은 롤/요 훨모멘텀 제어를 위해 사용되는 추력기의 성능 감소를 균일하게 하기 위해 주기적으로 조합군을 변경하도록 설계하였기 때문에 조합군 변경시에 발생되는 3축 궤도병진 속도 차이가 발생하게 된다. 따라서 본 연구에서는 COMS 추력기 조합군 변경시 발생되는 3축 궤도병진 속도를 최적화하였다.

2009년에 발사될 통신해양기상위성은 다중화 구조설계를 통해 발생 가능성이 있는 고장으로부터 자동 회복을 수행할 수 있도록 자동조치기능이 탑재되어 있다. 본 연구에서는 자이로 센서의 고장이 COMS 임무에 미치는 영향을 살펴보고 장치 레벨의 자이로 센서 고장 처리를 위한 고장감지 방법과 기준, 고장고립과 회복 동작에 대한 메커니즘을 분석하였다 또한 시뮬레이터를 이용하여 고장 발생에 대한 자동조치 동작검증 결과를 확인하였다.

액체로켓 연소기의 제작에 필수적인 재생냉각 노즐의 벌징공정에 대한 연구를 수행하였다. 벌징공정을 개발하기 위하여 벌징시험용 재료에 대한 인장시험을 수행하여 기계적인 물성 값들을 획득하였다. 벌징공정을 완료하기 위해서는 벌징치구가 2개 또는 3개 필요하였다. 재료의 네킹이 벌징공정에서 발생되는 주된 실패 원인이었으며, 재료의 그레인 사이즈가 이 네킹 발생에 큰 영향을 미침을 본 연구에서 나타났다. 그레인 사이즈를 조절한 재료로 현재 개발된 벌징공정을 이용하여 축소형 및 30톤 실물형 재생냉각 노즐의 제작을 성공적으로 수행함으로서 본 연구에서 개발된 벌징공정의 적용성 및 유용성을 보여주었다.

본 논문에서는 TVC 배터리의 설계 개념, 특성과 환경 및 성능 시험 결과에 대해 간략히 보인다 KSLV-I 상단에 탑재되는 TVC 배터리는 168개의 소니 18650VT 고전력 리튬이온 셀을 사용하며, 84개의 셀을 직렬로 구성한 후 각 열을 병렬로 2개 연결하여 추력 벡터제어(TVC) 시스템의 미션에 요구되는 전압(공칭 270V)과 전류를 공급한다. TVC 시스템의 부하 특성은 짧은 시간 동안 높은 전류 출력을 요구하는 펄스의 형태를 가진다. 무게를 최소화하며 시스템 요구 전력을 공급하기 위해 18650VT 셀을 적용하였다. 18650VT 셀은 고전력 응용분야를 위해 설계된 모델로 10C 연속 방전 능력을 갖고 있다.

KSLV-I PLF의 음향 하중 저감 시스템의 성능을 검증하기 위해 음향 시험을 수행하였다. 실측한 음향 하중 저감치를 설계 기준과 비교하여 약 3dB 이상의 안전여유를 확보하고 있음을 알 수 있었다. 또한 음향 하중 저감 시스템을 적용하지 않은 PLF 구조체에 대한 음향 시험을 통해 음향 하중 저감 시스템에 의한 삽입 손실 증가치도 예시하였다.

비행안전분석은 우주발사체 발사운용시의 안전보장을 위하여 반드시 수행되어야 하며, 여러 가지 비정상 비행상황에 대한 위험분석을 포함한다. 비행안전 분석시스템은 요구되는 다양한 반복적 계산과 결과 생성 및 도시화를 한 시스템 내에서 처리할 수 있도록 하여 사용자 편의성을 증가시키도록 개발되었으며, 또한 삼차원 지구면 상에 결과를 표시하도록하여 보다 실질적인 결과 표현이 가능하도록 하였다. 개발된 비행안전 분석시스템은 소형위성발사체 발사운용을 위해 사용된다.

KSLV-I의 상단부 킥모터의 정확한 성능예측을 위해서 슬래그 적층량을 예측하였다. 수치해석의 타당성을 확인하기 위해 KM 4호기의 질유량에 대한 시험값을 비교하였다. 비행중 KM 슬래그 적층해석을 위해 각 시점별 내부유동 현상을 해석하였다 알루미늄 액적의 궤적을 통해 슬래그가 모터 내부에 적층되는 현상을 나타내었다. 유동현상 및 액적의 적층현상을 Flunet 6.3을 사용해서 수치해석을 수행하였다. 슬래그 적층량을 예측하는데 비행중의 가속도, 액적 출발점 위치, 액적의 크기 등에 대한 영향을 분석하였고 이를 고려하여 총 슬래그 양을 예측하였다. 이 예측값을 지상시험 결과를 이용해서 예측되는 슬래그양과 비교하였다.

보기는 특별한 지상이송장치로서 총조립 발사체를 단별조립동에서 발사 장까지 운반하는 수단뿐만 아니라 발사운용을 위한 주요한 도구로서 사용된다. 이런 보기의 다양한 역할로 인하여, 요구되어 지는 기술적 요건들은 복잡하다 특히 발사 운용 부분은 보기뿐만 아니라 여러 가지 지상 장비들이 함께 얽혀있고, 전체적인 발사운용에 대한 이해가 없이는 그 기술 요구조건을 정립하기도 힘들다. 이를 위해 이 문건은 보기에 의한 발사운용과정을 정리하고, 이를 바탕으로 보기의 기술적 요건을 정리하였다.

1차원 설계에서 설계된 2단형 터보펌프 터빈에 대한 유동해석을 수행하고 결과를 비교 분석하였다. 1단 동익에 대한 계산결과로부터 가장 우수한 1단 익형을 선정한 후 정익의 입 출구 높이 변화에 따른 터빈의 성능변화를 고찰하였다. 2단 전체에 대한 계산을 수행하고 같은 출력의 단단형 터빈에 비해 높은 비출력을 갖는 터빈의 설계가 가능함을 확인하였다.

본 연구에서는 액체로켓엔진의 가스발생기와 연소기의 연소현상을 화학평형의 관점으로 접근하여 주어진 압력과 혼합비 하에서 연소가스의 화학조성을 Gibbs 자유에너지 최소화기법을 이용하여 계산할 수 있는 프로그램의 개발을 다루었다. 기존에 개발되어 연소해석에 광범위하게 사용되고 있는 NASA의 CEA code와의 해석결과 비교를 통하여 새로 개발된 연소해석 프로그램의 정확성을 검증하였다.

추력제어를 목적으로 제작된 제어밸브를 AMESim 시뮬레이터를 통해 모델링을 수행했다. 제어밸브와 유사하게 모델링하여 여러 물리적인 동특성을 시뮬레이션을 통해 예측했다. BLDC 모터를 이용하는 제어밸브 제어를 위하여 속도제어기법을 제안했으며, 시뮬레이션 및 시험을 통해 그 성능을 증명했다. 제어밸브에 대한 2차 필터(Pre-Filters)를 사용하여 적절한 안정성 이득을 확보했다. BLDC 모터의 속도제어 기법을 이용하는 제어밸브는 PI 게인 스케줄링 기법 보다 시스템 활용 시 용이하고, 유량제어 시험결과를 통해 시스템에 적용 가능성을 시사했다.

본 연구에서는 다양한 기체를 사용한 액체로켓엔진의 시동특성 및 적합성, 그리고 호환성 등에 대해 고찰하였다. 엔진의 시동특성은 파이로 시동기 및 헬륨 기체 시동에 대해 고찰하였으며, 파이로 시동기 및 헬륨, 수소+질소 혼합기체 그리고 공기 등을 구동매질로 할 때의 시험 적합성과 호환성 등에 대해 고찰하였다. 대부분의 기체가 엔진의 시동특성과 호환성을 만족시키는 것을 알 수 있었으나, 공기의 경우 저추력의 경우에만 사용할 수 있는 것을 알 수 있었다.

COMS RF호환성 시험에서 단일 동축 선로가 사용되도록 결정됨에 따라 서로 다른 주파수의 신호를 하나의 이동경로에서 교환될 수 있도록 하는 RF지원 장비가 필요하게 되었다. 이러한 RF지원 장비는 단일 동축 선로와 연동하여 정상운영에서의 위성과 지상국간의 경로손실을 모사 할 수 있어야 한다. RF지원 장비의 설계를 위해 우선 각 단품들의 측정데이터를 반영한 level diagram을 수행하였고 이로부터 위성과 지상국간의 통신환경을 적절히 모사 할 수 있음을 확인하였다. RF지원 장비가 조립된 후에 수행된 시험을 통해서 tunable attenuator를 이용하여 위성의 MODCS와 TC&R에서 요청한 input dynamic range 가 만족됨을 확인하였다. 현재 완성된 RF지원 장비는 향후 예정된 COMS RF 호환성 시험에서 사용될 것이다.

고해상도의 인공위성 데이터로부터 지상좌표를 해석하는 센서모델링 기술은 위성영상자료의 활용 확대 및 신뢰성 확보에 가장 중요한 연구부분으로서 이에 대한 연구과 증가되고 있다. 본 연구는 이러한 요구조건을 기본을 하여, 고해상도 인공위성에서 기본적으로 탑재되어 있는 GPS, Star-tracker, Gyro 등의 센서로부터 측정된 위성의 위치, 속도, 자세 및 시간 정보를 이용하여 위성자료로부터 지상좌표를 해석하는 direct sensor model (DSM)과 위성의 궤도 정보를 얻을 수 없는 경우나 궤도에 대한 정보가 불확실하여 물리적 센서모델로는 지형보정을 수행할 수 없는 경우에 사용될 수 있는 rational function model (RFM)의 적용하여 지상좌표를 해석하는 방법에 대해 살펴보고자 한다.

현대의 민간용 회전익 항공기는 모든 기상조건에서 비행할 수 있는 운용 능력이 요구되고 있으며 이에 따라 결빙 환경에서의 회전익 항공기 운항 안전과 인증에 대한 관심이 대두되고 있다. 또한, 항공기의 결빙은 항공기 운항 안전에 있어 가장 다루기 어렵고 위험한 요인 중에 하나이며 실제 사고의 원인이 되기도 한다. 본 연구에서는 회전익 항공기의 결빙 인증 요구조건에 대한 고찰을 수행함으로써 회전익 항공기 형식증명 시 어떻게 결빙을 입증할 것인가에 대한 제시와 함께 결빙에 대해 고려하여야 할 사항들에 대해 논하였다.

본 논문에서는 스마트무인기 로터시스템의 공진, 로터 공탄성 안정성 및 휠플러터 안정성 해석을 위한 모델링 데이터와 최종 해석결과를 기술하였다 향후 날개구조 설계변경 가능성을 고려하여 날개 빔, 코드 및 비틀림 강성이 훨플러터 안정성에 미치는 영향이 분석되었다. 파라메트릭 분석 결과 날개의 비틀림 강성 및 빔강성의 변화가 코드방향 강성에 비하여 빔모드 댐핑값에 훨씬 큰 영향을 미치는 것으로 분석되었다. 최종 설계된 로터시스템은 공진가능성이 없고, 스마트무인기 TR-S4 로터/파일론/날개에 대하여 로터 공탄성 안정성 및 훨플러터 안정성이 보장됨을 해석적으로 확인하였다.