• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2006.07b
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• pp.645-646
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• 2006

횡자속형 전동기는 3차원적인 자속의 흐름 때문에 기존의 전동기와는 달리 2차원적인 수치해석이 용이하지 않으며 특성 분석에 상대적으로 많은 계산 시간을 필요로 한다. 본 논문에서는 퍼미언스법과 철심의 포화를 고려하기 위한 최소한의 유한 요소 해석을 결합하여 횡자속형 전동기의 특성을 분석하기 위한 해석적인 방법을 제시하고자 한다. 본 논문에서 제시하고 있는 추력 및 쇄교 자속량을 표현하는 수식들은 향후 전동기 제어 알고리즘 개발이나 최적 설계에 응용될 수 있을 것으로 판단된다.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 1994.07a
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• pp.43-45
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• 1994

This paper proposes the new method to calculate the static thrust and normal force of a hybrid type double-sided linear pulse motor by the coenergy which considered the magnetic nonlinealities. In the process of the computation, the nonlinear characteristics of the magnetic material were interpolated by the cubic spline method. And, to investigate the characteristics of the hybrid type DLPM, the static thrust and the normal force is shown as a function of displacement, input current and air airgap length. Also the simulation values are compared with the experimental ones obtained from a hybrid type DLPM.

• Proceedings of the Korean Society For Composite Materials Conference
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• 2000.11a
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• pp.165-168
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• 2000

로켓엔진에서 노즐은 추력을 발생하고, 단위 면적당 열 전달이 최대가 되는 곳으로 구조적으로 가장 취약한 부분이다. 이런 가혹한 조건에서 사용되어질 수 있는 4D 탄소/탄소 복합재를 제조하였으며. 초밀도화시, 탄화압력은 100bar 와 900bar 에서 각각 시행되었다. 만들어진 시편의 밀도는 1.5~l.9g/$cm^3$ 이었다. 실제 로켓을 모사할 수 있는 지상연소시험을 통해 밀도에 따른 삭마율을 계산한 결과, 밀도가 높을수록 삭마율은 감소하였다. 또한 3-point bending test를 통해 굽힘강도(flexural strength)를 측정하였으며, 굽힘강도를 개선시켜주었다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.7 no.2
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• pp.54-61
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• 2003

This paper describes a general design procedure of regenerative cooling system for liquid rocket engine(LRE). From this design logic, cooling channels are designed and fabricated. The measured heat flux from firing test is similar to the heat flux predicted by design logic. Therefore, proposed design procedure of cooling channel can be applied to real LRE system. Also the result of firing test indicates that soot from combustion products have strong influence on the cooling characteristics of LRE.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.191.2-191.2
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• 2012

저궤도 위성을 설계함에 있어 시스템 수준에서 수행하는 질량특성의 계산은 위성을 구성하는 각각의 구성품에 대한 정보를 종합하여 전체 시스템의 특성을 예측하는 작업이다. 질량특성에 대한 요구조건은 발사체로부터 설정되는데 요구조건 항목은 탑재체질량, 무게중심 그리고 관성모멘트에 관한 것이다 또한, 자세제어면에서 추력에 의한 토크에 따른 무게 중심 등이며 최근 위성의 고기동화 요구에 따라 기동요구조건 및 자세구동장치의 용량에 따라 결정된다. 특히 위성의 궤도형상 관성모멘트는 위성 동특성을 표시하므로 이를 사용하여 제어시뮬레이션을 수행하는 자세제어계에 주요 입력 데이터로 활용된다. 본 논문에서는 저궤도 위성의 질량특성 요구조건을 검증하기 위해 수행한 질량특성 예측과 질량특성 측정 시험에 대해서 기술하고자 한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.1 no.1
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• pp.55-64
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• 2002

A conceptual design of propulsion system for a geosynchronous communication satellite with 12 years design life is presented in this paper. Propellant mass budget for the design life is calculated using total velocity increment (ΔV) flowed-down from mission requirement analysis. Sizes of the fuel and oxidizer tank are derived based on the calculated propellant mass budget, and mass of the pressurant as well as the size and pressure of pressurant tank are calculated too. Thruster positioning, number of rocket engines, and position of tank are determined through Trade-Off Study with Structure & Mechanical Subsystem. Propulsion system configuration and its schematics are presented finally.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 1998.04a
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• pp.35-35
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• 1998

고체 로켓 추진기관의 노즐을 개발하기 위해서는 주어진 체계 제한 조건내에서 기본적인 가스의 동력학, 내탄도에 의한 형상 설계, 재료 개발 및 적용 기술, 열전달 계산에 의한 열설계 및 해석 등이 종합적으로 적용되며 수많은 반복과정을 거쳐야 한다. 특히 최근에는 알루미늄 함유량을 증가시켜 연소가스의 온도가 300$0^{\circ}C$ 이상이 되는 고성능 추진제가 일반적으로 적용되고 있으므로 고온에 의한 열적문제가 심각하게 대두되고 있으며 이에 견디는 신뢰도가 높은 노즐 설계개발이 요구되고 있다. 노즐목을 노즐내에서 열부하가 가장 심한 곳으로 노즐목 확대에 의한 추력 손실을 최소화하기 위해 내삭마성이 강한 재료를 선정하여야 하며, 그래파이트는 이러한 조건을 만족시키는 소재의 하나로 많이 적용되고 있다.

• The Transactions of the Korean Institute of Electrical Engineers
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• v.43 no.5
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• pp.753-760
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• 1994

This paper proposes a new method to compute the static thrust of a hybrid-type LPM by the coenergy method, which can be applied to a nonlinear programming of the optimization techniques for the optimal design. In the process of the computation, the magnetic nonlinearities of the permanent magnet, the primary and the secondary core are interpolated by the cubic spline method. And then, the equivalent magnetic circuit including the airgap reluctance which is a function of the displacement is modelled by the permeance method. The static thrust which is a derivative of the coenergy is computed by the Newton Raphson method at each displacement. To verify this proposed method, the results of the compjutation are compaction with those of the experiment obtained from the DLPM with 2 phase and 4 poles.

• Proceeding of EDISON Challenge
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• 2013.04a
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• pp.327-330
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• 2013

Converging-diverging 노즐은 시스템 내부 유동에 적용되는 속도면적 법칙을 통해, 아음속 유동을 초음속으로 만드는 장치이며, 항공기 엔진 등에서 추력을 얻기 위해 쓰인다. 이상기체, 등 엔트로피를 가정한 동일 입구 조건에서, 출구로 빠져나오는 유동의 속도는 오직 면적 비에만 관계한다. 그러나 실제현상에서는, 출구에서의 유속이 유동의 압축성 효과 및 벽면에서의 전단력 등으로 인해 노즐 형상마다 상이한 결과를 낳는다. 본 연구에서는 EDISON Simulation을 활용하여 다양한 노즐 형상에 따른 출구에서의 Mach number를 구하고, 각각의 결과로부터 경향성을 찾는다. 또, 계산 결과를 이론식을 통해 도출되는 결과와 비교한다.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 1993.07b
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• pp.993-996
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• 1993

This paper presents the static thrust of a hybid-type LPM by coenergy method. First, the nonlinealities of the permanent magnet, the primary core and the secondary are interpolated by the cubic spline method. Then the equivalent magnetic circuit including airgap reluctance, which is a function of displacement, modelled by the permeance method is obtained. From the derivative of coenergy with displacement computed by Newton Raphson method, the static thrust is calculated at each displacement with certain exciting current.