• Proceedings of the Korea Institute of Fire Science and Engineering Conference
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• 2012.04a
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• pp.381-384
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• 2012

2010년 06월 09일 소형위성발사체의 비행시험을 준비 하던 중 화재확산방지 장치가 오작동 하는 사고가 발생 하였다. 이 사고로 소화수 100톤과 소화약제 3톤이 분출 되었고, 소형위성발사체의 비행시험은 하루 지연 되었다. 오작동의 직접적 원인은 제어기 부분의 오작동으로 판단되어, 관련 제어기 및 통신라인 부품들을 모두 교체하고, 발사통제동과 발사대간의 통신선로도 이중화 하였다. 아울러 제어기의 입출력 신호를 실시간으로 기록하기 위한 장비도 추가로 설치하여 전반적인 설비의 신뢰도를 높였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1997.11a
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• pp.3-3
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• 1997

미사일 수직발사 시스템은 공간을 작게 차지하고 간편하여 각국이 선호하고 있다. 그러나 수직발사 초기에는 매우 낮은 속도로 상승하므로 Fin의 공력이 발생하지 않기 때문에 추력방향을 직접제어하지 않으면 안된다. 추력방향 제어장치는 Gimbal, Jet Vane, Jet Tab, Secondary Injection 등 여러 방식이 있으나 Jet Vane Type의 추력 방향 제어장치는 응답이 빠르고 경량화가 가능하며 후방 Fin과의 연동 및 작동 후 분리가 가능하다는 장점으로 인해 수직발사 미사일의 초기 방향제어에 주로 사용한다. 이 장치는 Vane이 화염 속에서 직접 구동되므로 고내열성 재료의 기술이 필요하며 미사일의 전체 System에 요구되는 Side Force를 발생시키기 위한 Vane의 최대 받음각 및 회전속도를 결정해야 한다. 따라서 초음속 유동해석을 통해서 Vane의 받음각에 대한 Side Force와 Torque를 계산하며, 구조해석을 통해 Side Force가 가해지는 동안의 Housing의 굽힘, 비틀림 하중 등을 계산하였다. 또한 Controller는 기존의 유압방식보다도 소형이며 복잡하지 않고 가격이 싼 DC Motor와 감속기를 이용하여 빠른 응답성에 부합토록 설계하였다. 본론에서는 성능과 관련된 초기 요구조건에 대한 최적설계의 변수들을 해석하고. 그에 따른 개발사양, 개발 과정, 구조, 시험방법 등에 대해 고찰하고자 한다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.24.3-24.3
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• 2011

우주발사체를 이용하여 인공위성을 궤도에 올리는 문제에서 가장 중요시해야 할 부분은 임무의 성공, 즉 정밀한 궤도 진입이다. 이것이 만족되어졌을 때, 비용의 최소화 또한 설계 시 중요한 고려사항이 된다. 이 두 가지 문제를 동시에 해결하기 위해선 최적 제어 전략이 필요한데, 통상적으로 이 과정은 발사 전에 최적화 기법 등을 이용하여 계산되고 검증된다. 그러나 기존의 최적화 기법은 대부분 선형 시스템에 적합한 기법들 이고, 우주발사체와 같이 매우 복잡하고 강한 비선형을 가진 운동방정식을 최적화 하려면 많은 계산이 소요된다. 계산 소모 시간을 줄이기 위해서는 선형화 등의 기법이 사용되는데, 그러한 경우 최적 해에 대한 신뢰도가 낮아질 수밖에 없다. 이 논문에서는 그러한 문제를 해결하기 위해 최근 활발히 연구되고 있는 비선형 최적화 기법인 상태 의존 Riccati 방정식 기법 (SDRE)을 이용하여 인공위성을 주어진 궤도에 진입시키는 우주발사체의 최적궤도를 계산하였다. 또한 Hamiltonian 을 이용하여 산출된 궤도의 최적성을 보이고, 목표한 궤도와의 비교를 통해 제어기의 정밀성을 확인하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.150.2-150.2
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• 2012

로켓 엔진용 짐벌 마운트는 발사체 발사 후 자세 제어를 위해 발사체와 엔진사이에 장착된 TVC(Thrust Vector Control) 구동기의 작동으로 짐벌 운동을 수행하며 기구학적으로 자세 제어를 하는데 있어 매우 중요한 역할을 하는 요소이다. 이러한 짐벌 마운트는 엔진 추력을 발사체에 전달하는 기능 이외에 지정된 위치에 엔진을 고정시키는 역할과 위치 고정 후 발사체 단과 엔진의 정확한 추력 전달을 위한 기계적 불일치 보정 기능, 짐벌 구동에 대한 피봇 기능을 동시에 수행하여야 하는 복합적인 기능을 가지고 있다. 특히, 이중에서도 물리적으로 고 추력의 하중을 전달하는 요소로서 충분한 강도와 강성을 지녀야 하므로 본 연구에서는 이와 관련된 초기 설계 요구도 분석을 바탕으로 설계 규격에 부합하는 짐벌 마운트의 구조적 검토를 통해 로켓 엔진용 짐벌 마운트 설계 형상을 개념적으로 제시하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2011.04a
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• pp.175-178
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• 2011

A performance characteristics and application status of liquid-monopropellants used for 3-axis control thrusters are surveyed, in this paper. Hydrogen peroxide was widely used as monopropellant until mid-1960s, but it is rapidly replaced with hydrazine which has better performance of specific impulse, storability, and so on. Hydrazine is mostly employed as a liquid-monopropellant of satellite, interplanetary spacecraft, and space launch vehicle owing to its moderate performance features.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.8
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• pp.657-665
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• 2016

Launch Control System(LCS) performs the pre-launch preparation and launch operation during launch campaign. The successful launch operation is basically influenced by hardware and software of LCS. Especially, a trivial errors in control algorithm can cause critical problem or disaster in launch operation. Therefore, the hidden or implicit errors should be distinguished and eliminated by the verification test in advance. In this paper, the design and implementation of hardware and software simulator which have already been used in LCS verification will be introduced. By presenting the detailed design and flowchart-based algorithms, we make other similar systems adopt the implementation philosophies of this paper. Especially, this paper emphasizes that all the simulation algorithms work on the self-controller in LCS without using separated computer or PLC.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.4 no.2
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• pp.203-208
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• 2005

Electronic components for space launch vehicles are exposed to a severe vibrational environment at launch and flight. The structural reliability of each component can be verified using mathematical approaches. In order to verify the structural reliability, an important parameter is the natural frequency of PCB(Printed Circuit Board) assembly mounted electronic components on and housing mounted PCB assembly in. In this paper, in order to find natural frequencies of PCB assemblies and the housing of hydrazine TCU(Thruster Control Unit), FEM(Finite Element Method) is adapted. The analytical result of FEM is verified by experimental method.

• Defense and Technology
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• no.6 s.136
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• pp.28-35
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• 1990

재래식 총은 발사체의 속도가 너무 낮기 때문에 이동하는 목표물에 대한 명중률이 낮으므로, 현대전은 발사체 속도를 높이기를 요구한다. 이 문제는 대공화기에서 특히 절실하며, 그것은 공격하는 비행체의 속도와 고도 증가에 보조를 맞추지 못해 왔기 때문이다. 또한 실제적인 표적거동에 대하여 조준점과 탄착점과의 오차 거리는 비행시간의 제곱에 좌우되므로, 전자기 총은 사격제어 오차의 영향을 80-90%까지 감소시킬수 있다. 종말탄도 조건은 장갑두께가 변할 때 변하므로 대장갑 교전에서는 균일장갑에만 해당되나, 그럼에도 불구하고 대장갑 교전에서 장점이 기대된다

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.5
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• pp.432-439
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• 2015

MEMS solid thruster module is composed of solid thruster and its control board. It was developed for the purpose of an academic research. Therefore, thermo-mechanical design and verification for space usage were not considered in the design phase. To mount it on a cube satellite without any design modification, technical efforts at the system level structure design is required. In this study, we proposed a structural design concept to mount the MEMS thruster module by using brackets for guaranteeing structure safety under launch loads and easier mating and de-mating of MEMS thruster module during test phase. The effectiveness of the design has been verified through structural analysis and vibration test. In addition, electrical connection method using spring pins between MEMS thruster and control board is effective for guaranteeing the structural safety under launch vibration loads.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.44 no.10
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• pp.911-920
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• 2016

For the pitch and yaw axis attitude control of launch vehicle, thrust vector control which changes the direction of thrust during the engine combustion is commonly used. Hydraulic actuation system has been used generally as a drive system for the thrust vector control of launch vehicles with the advantage of power-to-weight ratio. Nowadays, due to the developments of highly efficient electric motor and motor control techniques, it has done a lot of research to adopt electro-mechanical actuator for thrust vector control of small-sized launch vehicles. This paper describes system design and test results of the prototype of direct drive electro-mechanical actuation system which is being developed for the thrust vector control of $3^{rd}$ stage engine of KSVL-II.