• 한국추진공학회지
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• 제18권3호
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• pp.70-77
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• 2014

본 논문은 한국형 2.75 인치 로켓 추진기관의 독자 모델 개발에 관하여 기술하였다. 개발된 한국형 2.75 인치 로켓 추진기관은 추진제 그레인의 형상변경을 통하여 화염안정성을 증대시켰으며, 점화장치에 EMI 필터를 장착하여 우발점화 방지기능을 추가하였다. 그리고 노즐 형상 변경 및 날개 수 증가를 통하여 비행안정성의 향상을 가질 수 있었다. 지상연소시험 및 온도충격시험을 통해 추진제의 성능을 검증하였으며, 약 210 발의 비행시험을 통해 기 배치된 추진기관과 비행성능이 동일함을 입증하였다. 성능개량과 더불어 한국형 독자모델 개발로 인한 지적재산권 문제 극복에 기여할 수 있는 근간을 마련했다는데 그 의의가 있다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.563-571
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• 2017

중소형 급의 무인 항공기에 많이 활용되고 있는 왕복동 엔진의 고도시험을 위한 시험 장치를 설계 및 제작하였으며, 예비 성능시험과 계산을 통하여 활용가능 여부를 판단해 보았다. 시험 장치는 현재 한국항공우주연구원에서 운용 중인 터보샤프트 엔진 고도시험설비에서 활용이 가능하도록 구성하였으며, 왕복동 엔진의 고도시험을 수행하기 위한 각종 제한조건을 가정하고 이를 만족할 수 있도록 개발하였다. 특히 대유량의 공기와 연료가 필요한 터보샤프트 엔진에 비하여 작은 유량이 필요한 왕복동 엔진의 성능시험을 위하여 고도 및 비행 마하수 조건의 제어가 가능하도록 장치를 구성하였으며, 엔진에 공급되는 연료의 온도를 보다 손쉽게 조절할 수 있는 장치들을 개발하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권1호
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• pp.11-17
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• 2019

본 연구에서는 전기 동력 소형 고정익 무인항공기의 낮은 레이놀즈 영역 및 최소한의 제원으로 운용에 필요한 성능을 일반적인 이론 분석으로 예측하였다. 이를 간단한 전기모터 풍동시험과 실증 비행시험을 통해 비교 분석하여 이론 분석의 타당성을 확인하였다. 분석한 결과의 타당성 확인 결과, 3.5 kg의 고정익 소형 무인항공기는 일반적인 이론분석으로 공력 성능의 분석이 가능하지만, 필요추력은 설계오류가 발생할 가능성이 있는 것으로 확인된다. 이러한 연구 결과를 바탕으로 낮은 레이놀즈 영역에서 비행하는 유사 소형 고정익 무인항공기 개발 시 설계오류를 최소화 하는 방법을 제안하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권2호
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• pp.114-123
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• 2017

Little Intelligent Nanosatellite of KAIST(LINK)는 카이스트 항공우주 시스템 및 제어연구실(ASCL)에서 국제협력 프로젝트인 QB50의 일환으로 개발한 2U 크기의 큐브위성이다. QB50 프로젝트의 과학적 임무 목적은 열권 및 이온층 대기를 관측하는 것이며, 2017년 1분기부터 국제우주정거장에서 순차적으로 발사될 예정이다. 상기의 임무 구현을 위해 최종 비행모델을 개발하였으며, 수락 수준(Acceptance level)의 요구조건에 따라 환경시험 및 기능시험을 수행하여 위성의 성능 및 설계의 검증을 완료하였다. 본 논문에서는 비행모델 개발과 진동시험 및 열진공시험 결과에 대해 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권2호
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• pp.166-171
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• 2015

본 논문에서는 무인항공기 비행제어 소프트웨어 개발에 있어 개발위험 감소 및 개발기간 단축을 위해 최근 다양한 분야에서 사용중인 모델기반 개발기법을 이용하여 OFP를 설계하였다. 또한 Simulink 내부의 Model Advisor기능을 활용하여 DO-178C 지침항목에 대한 검사를 수행하였다. 설계된 Simulink 비행제어 로직을 자동코드생성 기법을 이용하여 32비트 DSP 기반의 비행제어 시스템에 적용하였으며, 비행시험에 앞서 X-Plane 시뮬레이터를 이용하여 HILS 환경을 구축하고 다양한 기상 환경속에서 모의 비행시험을 수행함으로써 그 성능을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권2호
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• pp.169-179
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• 2010

3중 비행제어시스템이 종래의 4중 비행제어시스템과 유사한 수준의 시스템 신뢰성과 이중 결함시의 안전한 운용성능을 제공하기 위해서는 기존의 고전적인 다중화 설계기법에 많은 변경과 수정이 필요하다. 이에 따라 국내에서 개발된 고등훈련기급의 3중 비행제어시스템 다중화 설계기법은 4중 시스템과 동일한 수준의 생존성을 확보하기 위해서 3중 시스템의 핵심인 비행제어컴퓨터의 입출력 프로세서와 메인 프로세서를 기능적으로 분리시켜 상호 고장에 대한 영향성을 최소화키고, 시스템의 치명적인 결함을 검출하기 위해서 특별한 고장 분석 기법과 격리 알고리즘을 적용하여 비행제어시스템의 안정성과 신뢰도가 보장되도록 설계하였다. 본 논문은 이러한 다중 시스템 구조와 고장관리 설계기법을 소개하고 설계된 3중 비행제어시스템의 손실율 분석을 통해서 기존 신뢰성 요구도가 만족됨을 해석적으로 입증하였으며, 또한 3중 비행제어시스템의 각종 고장모드에 대한 시스템 영향성 및 안정성 시험을 통해서 그 성능을 검증하였다.

• 항공우주기술
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• 제9권1호
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• pp.42-49
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• 2010

저정밀 태양센서는 인공위성의 자세제어에 필수적인 센서로서, 위성으로 입사되는 태양빛의 방향을 측정하거나 위성이 태양을 보지 못하는 상태에 있는지를 판단하기 위해서 사용되고 있다. 즉, 태양전지판의 모서리에 장착이 되어 있어서 4개의 저정밀 태양센서에서 측정되는 빛의 세기에 따라, 롤축과 요축의 자세 정보를 얻을 수 있으며, 태양전지판면에 1개의 저정밀 태양센서가 장착되어 있어서 태양 존재 여부를 확인할 수 있다. 본 논문에서는 저궤도 인공위성용 저정밀 태양센서의 개발 과정 및 결과를 보여준다. 태양센서의 개발은 제작완료 후, 환경시험 전과 후에 수행되는 기능 시험 결과를 분석하여 성능 만족여부를 결정하게 된다. 이러한 태양센서의 개발은 제작 특성상 공정의 명확성, 정밀성 그리고 많은 제작 경험을 필요로 한다. 그래서, 인증모델의 선행 개발을 통해서 공정의 정밀도를 높였으며, 그로인해 저정밀 태양센서 비행모델은 성능 요구 조건을 만족하는 결과를 얻을 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권5호
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• pp.43-49
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• 2021

본 논문은 비행시험 전 수직 이착륙 드론용 배터리 시스템 설계 및 지상 성능 평가에 대하여 다룬다. 배터리를 포함한 드론의 무게는 약 45 kg이며, 4개의 모터를 이용하여 추력을 발생 시키고 방향도 전환할 수 있는 드론이다. 30분 동안 비행임무에 필요한 전력을 시뮬레이션 하였고 그 결과 총 2.4 kWh의 전력이 필요하였다. 전압 운영 범위는 54 V ~ 44 V이며 13셀로 구성된 두 개의 배터리팩을 (4 C-rate) 제작하였다. 그리고 배터리 관리시스템을 장착하여 과전압, 저전압 및 과전류를 방지할 수 있는 기능을 추가하여 무인기 운용 안전성을 높였다. 최종적인 배터리 성능 검증을 위해 -10 ℃, 25 ℃, 40 ℃에서 시뮬레이션 방전 시험을 수행하여 비행 임무를 위한 필요 전력이 충족됨을 확인 하였다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.7-14
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• 2005

본 논문은 군에서 운용중인 대공포 사격 훈련용으로 개발한 무인 표적기용 자동비행시스템 개발에 관한 논문이다. 조종사에 의해 수동으로 운용중인 표적기를 자동화함으로써 조종사 측면에서는 비행업무를 경감시키고, 군 측면에서는 사격훈련 예산절감이라는 장점을 가지게 된다. 현재까지 개발된 대부분의 UAV(Unmanned Aerial Vehicle)는 항공기 자세를 측정하기 위해 AHRS(Attitude & Heading Reference System)와 IMU(Inertial Measurement Unit)등의 고가의 센서를 장착하고 있지만 이를 장착하고 무인기를 사격훈련용으로 사용하기에는 비용절감이라는 목적에 적합하지 않다. 이에 본 논문은 저가의 센서를 장착하고 자동비행이 가능하도록 저가형 자동비행시스템을 개발하였으며, 비행시험을 통하여 자동비행시스템 성능을 입증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.945-948
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• 2017

고속비행체의 연료 공급 및 냉각 시스템에 적용 가능한 고온고압 밸브를 개발하였다. 밸브 경량화를 위해 외형 사이즈를 최소화 하였고 씰(seal) 적용부를 최소화 하여 누설에 대한 강성 설계를 진행하였다. 또한 밸브 내 압력강하를 최소화하기 위해 유동해석을 통한 내부 유로를 설계하였고 최종적으로 고속비행체의 고온의 흡열연료를 모사하는 시험장비에 밸브를 설치하여 밸브 성능을 검증 하였다.