• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.312-319
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• 1997

과학적 목적으로 탑재되는 자력계(magnetometer)는 지구 근접 우주환경을 관측하는데 있어서 필수적인 탑재 체이다. 우주환경의 직접적인 전자기적 변화는 자기장과 전기장의 측정으로 알 수 있다. 실제 관측에 있어서 전기장의 관측은 기술적으로 어렵지만 자기장은 비교적 관측이 용이하다. 따라서 자기장을 측정하는 자력계는 과학위성의 기본적인 탑재 체들의 하나로 인식되어왔다. 본 연구에서는 1998년 7월경에 발사 예정인 우리별 3호의 과학 탑재체인 fluxgate 자력계를 개발한 결과를 보고한다. 우리별 1, 2호에 탑재된 자력계는 단순히 위성의 자세 제어를 위해 제작되었으나, 우리별 3호에서는 자세 제어뿐만 아니라 우주과학 적인 측정을 위한 자력계가 탑재될 예정이다. 우리별 3호는 1998년 7월경에 발사 예정이며 고도는 720km, 궤도는 원형 태양 동기 궤도, 무게는 약 100kg, 전력은 최대 150W이다. 그리고 과학 탑재 체로는 우주복사영향 측정기(Radiation Effect Microelectronics), 고 에너지 입자 검출기 (High Energy Particle Telescope), 정밀 자력계(Scientific Magnetometer), 전자 온도 측정기(Electron Temperature Probe)가 있다. 우리별 3호에 탑재 예정인 정밀 자력계는 기본적으로 우리별 1, 2호에 탑재된 자력계의 회로를 추가 보정 하여 넓은 우주 공간에서 일어나는 자기장 변화 현상을 관측하기에 적절한 분해능인 5nT를 기준으로 개발하였다. 일본의 자력계 전문 회사인 Tierra Tecnica사에서 자력계의 보정(calibration)과 잡음 레벨 시험(noise level test)을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권1호
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• pp.35-42
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• 2020

비행체용 전기식 구동장치는 일반적으로 공력비행 조종날개의 편향각 또는 추력방향을 제어하는 장치로 본 논문은 공력제어와 추력방향 제어가 모두 가능한 전기식 구동장치의 설계 및 개발을 다루고 있다. 본 논문에서는 하나의 작동기로 미익과 제트 베인을 동시에 제어할 수 있고, 비행체의 표적까지 비행동안 효율을 증가시키기 위하여 수직 발사 및 고속 선회 후 제트 베인을 분리할 수 있는 새로운 소형 전기식 구동장치를 제안하였다. 이를 위하여, 푸시-푸시 링크 구조를 사용한 전기식 구동장치를 설계하였고 수학적 모델을 유도하였다. 수학적 모델은 시뮬레이션 결과와 실험 결과를 비교하여 모델의 타당성을 검증하였다. 개발된 구동장치의 성능 및 신뢰성은 성능시험, 환경시험, 지상연소시험을 통하여 검증하였다. 제안된 구동장치는 성능 및 신뢰성 뿐만 아니라 단순하고 콤팩트한 구조로 인해 비행체용 전기식 구동장치로 유용할 것으로 기대된다.

• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.63-72
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• 2010

발사체 추진시스템에서 CC(Combustion Chamber) 산화제 개폐밸브는 액체산소를 연소기로 공급 및 차단함으로써 연소를 개시 및 중단시킬 뿐만 아니라, 정상운영 상태에서는 연소기 내 안정된 연소가 가능하도록 일정한 유량의 액체산소를 공급한다. TM(Technology Model)에 비해 높은 유출계수를 가지는 EM(Engineering Model)이 전반적인 요구 성능을 만족하는 것으로 나타났지만, 성능 향상을 위해 EM의 주요 부분에 대한 추가적인 설계 변경을 수행하였다. 공압 제어부, 중간 플랜지, 그리고 밸브 입구의 립 부분의 형태를 설계 변경하였으며, 해당 시험 시제를 제작하여 성능시험을 수행하였다. 이러한 성능 시험을 통해 의도했던 성능 향상이 이루어진 것을 최종 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권8호
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• pp.706-711
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• 2015

전투기는 공대지 및 공대공 전투임무를 위한 다양한 외부 무장형상으로 운용된다. 무장발사로 인한 비대칭 무장형상에서는 조종사가 롤트림 입력을 인가하여 수평비행을 유지한다. 그러나 외란이 있는 실제 비행 중에는 수평비행을 위해 정확한 롤트림 입력을 인가할 수 없다. 이러한 상태에서 자동비행시스템 인가 시에는 부정확한 롤트림 명령의 영향으로 롤자세각 오차가 발생하여 롤축 자동비행시스템의 성능을 저하시킨다. 본 논문에서는 이러한 문제를 해결하기 위해 롤축 자동비행시스템 명령 단에 적분기를 설계하여 롤자세각의 정상상태 오차를 제거하였다. 또한, 롤자세각 오차량을 제한하는 제한기를 비행영역에 따라 스케줄링하여 초기 과도응답을 개선하였다. 시뮬레이션 평가한 결과, 설계된 비행제어법칙은 부정확한 롤트림 상태에서 자동비행시스템을 운용 시에 롤자세각 추종 성능을 개선함을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권3호
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• pp.93-98
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• 2005

과학기술위성2호는 2007년 12월에 발사될 예정이다. 이 위성의 주관측기는 DREAM으로서, 주요 임무는 지구 또는 대기로부터 발생되는 복사에너지를 라디오파 대역에서 관측하는 것이다. 이 외 과학기술위성2호는 과학기술 실험용기기로서 정밀디지탈 태양센서, 2중헤드 별센서 등이 탑재되며, 과학기술위성2호의 자세제어 및 모멘텀 덤핑용 과학기술실험용 탑재체로서 펄스형 플라즈마 추력기가 실린다. 본 논문에서는 관측기기 및 과학기술실험용 탑재체 등의 운용모드를 고려한 과학기술위성2호의 운용모드에 따른 전력의 수요예측에 대하여 연구하였고, 임무를 수행하는 동안 안정적인 전력을 공급하기위한 필요전력에 대하여 분석하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제25권4호
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• pp.293-298
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• 2021

일반적으로 유도무기의 탐색기와 유도조종장치는 유도탄의 상태를 나타내기 위해 표적, 탐색, 인지, 포착정보를 처리하여 유도무기의 운용 및 제어를 담당하는 역할을 한다. 유도에 필요한 신호는 시선 변화율 신호, 시각 신호, 종말 단계 동체 지향 신호이며, 발사 통제에 필요한 신호는 표적, 감지 신호가 필요하다. 최근 유도탄의 복잡하고 처리하기 어려운 유도탄 신호를 실시간으로 처리하기 위해 유도탄의 데이터 처리 속도를 높여야 한다. 본 연구는 PLINQ(Parallel Language-Integrated Query)의 병렬 알고리즘 방법 중 스톱앤고와 역 열거형 알고리즘을 적용한 후 유도탄 점검 프로그램을 이용하여 실시간으로 유도탄 필요 신호 데이터 처리속도를 비교 후 처리결과를 나타내었다. 도출된 데이터 처리결과 기준으로 다중코어 처리방식과 단독코어 처리방식 CPU(Central Processing Unit) 처리속도 비교, CPU 코어 이용률을 비교하고 병렬처리 알고리즘 적용 시 유도탄 데이터 처리에 효과적 방법을 제안한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권10호
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• pp.729-737
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• 2022

하반기에 발사 예정인 차세대소형위성2호(NEXTSat-2)에 탑재된 고상-액상 상변화물질 열제어장치(Phase Change Material Thermal Control Unit, PCMTCU)의 비행모델에 대한 위성 차원 열진공시험 결과로부터 융해-응고에 따른 작동과정을 분석하였다. 시험결과 PCM의 상변화는 발열부품의 온도 안정화에 기여함을 확인하였다. 시험에서 계측된 온도변화를 이용하여 타당한 정도의 정확도를 갖도록 PCMTCU의 열해석모델에 대한 보정을 수행하였다. 보정된 열해석모델로써 임무궤도의 정상 작동에 따른 PCMTCU의 주기적 온도변화를 예측하였으며, PCM의 액상분율로써 정량적 기여도를 평가하였다. 향후 임무궤도에서의 비행자료를 수신하여 PCMTCU의 우주 환경 검증을 완료할 예정이다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권4호
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• pp.435-444
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• 2008

우주 방사선은 인공위성의 오동작을 유발하거나 수명을 단축하는 주된 요인 중 하나다. 반 알렌벨트라고 불리는 전하를 띤 고에너지 입자들이 지구 자기장에 포획된 공간은 이 지역에서 운용되는 인공위성뿐만 아니라, 지구 자기장을 따라 저고도까지 도달하므로 저궤도 위성들에게도 위협이 된다. 2003년 발사된 과학기술위성 1호에는 자세 제어를 위해 사용된 태양 센서가 탑재되었다. 태양 센서에는 빛을 감지하기 위한 검출기로 실리콘 태양 전지가 사용되었는데, 이 태양 전지의 합선 전류가 시간이 지남에 따라 감소하는 것이 관측되었다. 이 연구에서는 이러한 태양전지의 특성 변화가 어떠한 요인에 의해 발생하는지 지상에서의 방사능 실험을 통해 밝히고자 한다. 이를 위해 과학기술위성 1호에서 사용된 것과 동일한 태양 전지에 여러 에너지 대역의 고에너지 전자와 양성자를 조사하고 이 때 변하는 합선 전류를 측정하였다. 그리고 NOAA POES위성 데이터를 이용하여 과학기술위성 1호에 피폭되었을 방사선량을 예측하였다. 연구 결과, 과학기술위성 1호에 나타난 실리콘 태양 전지의 감쇠 현상은 700keV에서 1.5MeV의 에너지를 갖는 양성자에 의한 것으로 밝혀졌다. 이 연구 결과는 우주에서 태양 전지의 수명을 예측하기 위한 자료로 활용될 수 있다.