• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.47 no.5
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• pp.371-378
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• 2019

High precision pointing satellite uses the reaction wheels for the attitude control and their momentum dumping is performed by the three magnetic torquers. In this paper, the effects of one magnetic torquer's failure on the momentum dumping will be reviewed. When the satellite on the high inclination angle orbit holds LVLH (Local Vertical Local Horizontal) attitude, pitch axis magnetic torquer failure causes the momentum dumping failure. But in case of other torquer's failure, momentum dumping is still possible with degraded dumping performance. When pitch axis magnetic torquer fails, momentum dumping is possible by changing the satellite attitude. This paper propose the satellite attitude change to make the momentum dumping possible when pitch axis magnetic torquer fails. In addition, if torquer arrangement is modified, momentum dumping is always possible regardless of any torquer's failure.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.9
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• pp.760-766
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• 2018

Due to external disturbances on the satellite, unwanted momentum is accumulated on reaction wheels. To remove this momentum, three magnetic torquers which are installed along the satellite's axes are used. The magnetic torquers generated torque indirectly by interactions with the earth's magnetic field. Thus, during momentum dumping, we should consider both the magnetic torquer and the earth's magnetic field generated on the magnetic torquers at the same time. When low earth orbit satellite with high inclination angle holds nadir pointing attitude, weak earth's magnetic field is generated along the satellite's pitch axis. In this case, one magnetic torquer is overloaded and momentum dumping performance is degraded. This research will review the method to improve the momentum dumping performance by adjusting magnetic torquers arrangement.

• Korean Journal of Air-Conditioning and Refrigeration Engineering
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• v.1 no.4
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• pp.265-275
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• 1989

An experimental study of decaying swirl air flow has been obtained by tangential inlet in a straight tube with Reynolds number range 20,000~40,000. The friction factor, swirl angle, velocity profiles and turbulent intensity are measured by using micro-manometer and hot-wire anemometer. It is found that the swirl flow behaviors depend on the swirl intensity along the test tube.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.5
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• pp.437-444
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• 2010

This paper deals with the attitude control of an underactuated spacecraft that has one single-gimbal variable-speed CMG. An underactuated spacecraft may not converge to arbitrary attitudes if its total angular momentum is not zero. To stabilize a spacecraft, the CMG has to align with the angular momentum in the inertial frame. Four different install configurations for the CMG have been considered and controllable angular momentums have been analyzed. Also, based on the backstepping method, stabilizing control laws have been presented and their properties have been compared.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.4
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• pp.40-46
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• 2006

It is required to develop a highly reliable attitude & orbit control system of satellite that is less expensive as the technology of satellite design & integration is recently matured dramatically. To accomodate this kind of needs, the two axis attitude control method for wheel-based momentum-biased satellite system whose momentum bias vector points to a certain direction(sun direction), is developed using simple but reliable sensors and actuator: three axis magnetometer and coarse sun sensor are used as sensors, and magnetic torque bars are used as actuator. Classical PD type controller design methodologies are applied on a satellite system for the two axis control with the proper assumptions. Nonlinear simulation results are included to demonstrate the long term stability and the performance of closed-loop system design results.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.5
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• pp.65-73
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• 2004

CMG(Control Momentum Gyro) is a control device being used for spacecraft attitude control constructing relatively large amount of torque compared to conventional body-fixed reaction wheels. The CMG produces gyroscopic control torque by continuously varying the angular momentum vector direction with respect to the spacecraft body. The VSCMG(Variable Speed Control Momentum Gyro) has favorable advantages with variable speed to lead to better control authority as well as singularity avoidance capability. Attitude dynamics with a VSCMG mounted on a two-axis gimbal system are derived in this study. The dynamic equation may be considered as an extension of the single-axis counterpart. Also, a feedback control law design is addressed in conjunction with the dynamic equations of motion.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.43 no.7
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• pp.648-656
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• 2015

Active SAR satellite's main maneuver is roll axis maneuver to change SAR antenna direction. In addition, yaw steering is required to minimize the doppler centroid variation. Thus, it is resonable to assign the torque/momentum capacity mostly to roll axis and then yaw axis. In this case, the pitch axis shows low agility performance. However, due to orbit maintenance, large angle maneuver about pitch axis is sometimes required. In this paper, we study the pitch axis maneuver time reduction through sequential rotation about roll and yaw axis. Since these two axes have high agility performance than pitch axis, maneuver time reduction is possible when large angle rotation about pitch axis is required.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2013.08a
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• pp.105.2-105.2
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• 2013

배기속도 2500 L/s, 최고진공도 10-10 mbar의 구현을 목표로 하는 대용량 복합 분자펌프 설계를 위한 3차원 유동해석을 실시하였다. 진공도가 10-5 mbar 이상이 되는 고진공도에서는 Knudsen 수가 102 이상이 되어러 분자간 충돌을 거의 무시할 수 있게 되며, 이때의 유체해석 방법으로서는 통상 희박기체 해석법으로 많이 쓰이는 Direct simulation Monte Carlo 방법보다, 충돌이 없는 분자의 자유운동을 모사하는 Monte Carlo 방법이 더 적합할 수 있다. 본 연구에서는 다단계 rotor와 stator로 구성되는 복합분자 내 유동장에 Monte Carlo 해석법을 적용하여 유동해석을 실시하였다. 다양한 변수의 조합에 대한 수치적 해석에서, 복합분자펌프의 성능에 영향을 미치는 중요한 설계변수는 rotor-stator의 날개각, 유동방향 회전축의 두께 변화 등, 진행방향 분자의 모멘텀에 직접적인 영향을 미치는 변수들임이 확인되었다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.4 no.4
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• pp.78-86
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• 2000

The objective of this research is to understand the characteristics of a nonpremixed, turbulent, hydrogen jet flame which is stabilized in Mach 1.8 coflowing air flows. In order to investigate the flame structure, flame lengths and fuel trajectories were measured by using direct photography, acetone PLIF, Mie scattering techniques, and numerical simulation. Effect of increasing air velocity was investigated when fuel velocity is fixed. The subsonic flame length was decreased drastically, however the supersonic flame length was increased slowly Then the change of flame blow out characteristics was observed as varying fuel nozzle lip thickness. The flame stability can be increased when fuel nozzle lip thickness was increased, which indicates that the minimum fuel lip thickness ratio is required for the stable supersonic flames. Also, it is found that fuel jet is blocked by high pressure zone and low scattering zone is made. Then the fuel that was moving along the recirculation zone had longer residence time within the supersonic flames, which made partially premixed zone.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2014.02a
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• pp.476-476
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• 2014

서론: 저 전력 소모를 필요로 하는 무선 센서 네트워크 관련 기술의 급격한 발달과 함께 자체 전력 수급을 위한 진동 에너지 수확 기술에 대한 연구가 활발히 이루어지고 있다. 다양한 구조와 소재를 압전 외팔보에 적용하여 제안하고 있다. 그 중에서도 진동 기반의 에너지 수확 소자는 주변 환경에서 쉽게 진동을 얻을 수 있고, 높은 에너지 밀도와 제작 방법이 간단하다는 장점을 가지고 있어 많은 분야에 응용 및 적용 가능하다. 기존 연구에서는 2차원적으로 진동 에너지 수확을 위한 휜 구조의 압전 외팔보를 제안 하였다. 휜 구조를 갖는 압전 외팔보는 각각의 짧은 두 개의 평평한 외팔보가 일렬로 연결된 것으로 볼 수 있다. 하나의 짧고 평평한 외팔보는 진동이 가해지면 접선 방향으로 응력이 생겨 최대 휨 모멘텀을 갖게 된다. 그러므로 휜 구조를 갖는 외팔보는 진동이 인가됨에 따라 길이 방향과 수직 방향으로 진동한다. 하지만, 이 구조는 수평 방향으로 가해지는 진동에 대한 에너지를 수확하기에는 한계점을 가진다. 즉, 3축 방향에서 임의의 방향에서 진동 에너지를 수확하기는 어렵다. 본 연구에서는 3축 방향에서 에너지를 효율적으로 수확할 수 있도록 헤어-셀 구조의 압전 외팔보 에너지 수확소자를 제안한다. 제안된 소자는 길이 방향과 수직 방향뿐만 아니라 수평 방향으로도 진동하여 임의의 방향에서 진동 에너지를 수확할 수 있다. 구성 및 공정: 제안하는 소자는 3축 방향에서 임의의 진동을 수확하기 위해서 길이를 길게 늘이고 길이 방향을 따라 휘어지는 구조의 헤어-셀 구조로 제작하였다. 외팔보의 구조는 외팔보의 폭 대비 길이의 비가 충분히 클 때, 추가적인 자유도를 얻을 수 있다. 그러므로 헤어-셀 구조의 에너지 수확 소자는 기본적인 길이 방향, 수직방향 그리고 수평방향에 더불어 추가적으로 뒤틀리는 방향을 통해서 3차원적으로 임의의 주변 진동 에너지를 수확하여 전기적인 에너지로 생성시킬 수 있다. 제작된 소자는 높은 종횡비를 갖는 무게 추($500{\times}15{\times}22{\mu}m3$)와 길이 방향으로 길게 휜 압전 외팔보($1000{\times}15{\times}1.7{\mu}m3$)로 구성되어있다. 공정 과정은 다음과 같다. 먼저, 실리콘 웨이퍼 위에 탄성층을 형성하기 위해 LPCVD SiNx를 $0.8{\mu}m$와 LTO $0.2{\mu}m$를 증착 후, 각각 $0.03{\mu}m$과 $0.12{\mu}m$의 두께를 갖는 Ti와 Pt을 하부 전극으로 스퍼터링한다. 그리고 Pb(Zr0.52Ti0.48)O3 박막을 $0.35{\mu}m$ 두께로 졸겔법을 이용하여 증착하고 상부 Pt층을 두께 $0.1{\mu}m$로 순차적으로 스퍼터링하여 형성한다. 상/하부 전극은 ICP(Inductively Coupled Plasma)를 이용해 건식 식각으로 패턴을 형성한다. PZT 층과 무게 추 사이의 보호막을 씌우기 위해 $0.2{\mu}m$의 Si3N4 박막이 PECVD 공정법으로 증착되고, RIE로 패턴을 형성된다. Ti/Au ($0.03/0.35{\mu}m$)이 E-beam으로 증착되고 lift-off를 통해서 패턴을 형성함으로써 전극 본딩을 위한 패드를 만든다. 초반에 형성한 실리콘 웨이퍼 위의 SiNx/LTO 층은 RIE로 외팔보 구조를 형성한다. 이후에 진행될 도금 공정을 위해서 희생층으로는 감광액이 사용되고, 씨드층으로는 Ti/Cu ($0.03/0.15{\mu}m$) 박막이 스퍼터링 된다. 도금 형성층을 위해 감광액을 패턴화하고, Ni0.8Fe0.2 ($22{\mu}m$)층으로 도금함으로써 외팔보 끝에 무게 추를 만든다. 마지막으로, 압전 외팔보 소자는 XeF2 식각법을 통해 제작된다. 제작된 소자는 소자의 여러 층 사이의 고유한 응력 차에 의해 휨 변형이 생긴다. 실험 방법 및 측정 결과: 제작된 소자의 성능을 확인하기 위하여 일정한 가속도 50 m/s2로 3축 방향에 따라 입력 주파수를 변화시키면서 출력 전압을 측정하였다. 먼저, 소자의 기본적인 공진 주파수를 얻기 위하여 수직 방향으로 진동을 인가하여 주파수를 변화시켰다. 그 때에 공진 주파수는 116 Hz를 가지며, 최대 출력 전압은 15 mV로 측정되었다. 3축 방향에서 진동 에너지 수확이 가능하다는 것을 확인하기 위하여 제작된 소자를 길이 방향과 수평 방향으로 가진기에 장착한 후, 기본 공진 주파수에서의 출력 전압을 측정하였다. 진동이 길이방향으로 가해졌을 때에는 33 mV, 수평방향으로 진동이 인가되는 경우에는 10 mV의 최대 출력 전압을 갖는다. 제안하는 소자가 수 mV의 적은 전압은 출력해내더라도 소자는 진동이 인가되는 각도에 영향 받지 않고, 3축 방향에서 진동 에너지를 수확하여 전기에너지로 얻을 수 있다. 결론: 제안된 소자는 3축 방향에서 진동 에너지를 수확할 수 있는 에너지 수확 소자를 제안하였다. 외팔보의 구조를 헤어-셀 구조로 길고 휘어지게 제작함으로써 기본적인 길이 방향, 수직방향 그리고 수평방향에 더불어 추가적으로 뒤틀리는 방향에서 출력 전압을 얻을 수 있다. 미소 전력원으로 실용적인 사용을 위해서 무게추가 더 무거워지고, PZT 박막이 더 두꺼워진다면 소자의 성능이 향상되어 높은 출력 전압을 얻을 수 있을 것이라 기대한다.