• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.161-169
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• 2008

본 논문에서는 KSLV-I 상단조립체에 대하여 수행된 시스템 인증수준의 전자파시험에서 GPS 수신기 시스템을 위한 시험 구성 및 운용 방법을 소개하고 성능분석 결과를 기술한 다. GPS 수신기 시스템은 이미 단품 수준에서 수차례의 설계 변경을 통하여 MIL-STD-461E 기준으로 규정된 KSLV-I 상단 전자장비 시험 규격을 만족함을 확인하였다. 시스템 인증수준으로 수행된 전자파시험에서 GPS 수신기 시스템은 다른 탑재물들과의 전자파적 간섭에도 정상적으로 동작하였으며 전계필드 입사 및 정전기 방전의 조건에서도 성능저하가 발생하지 않아 KSLV-I 상단 전자파환경 조건에서의 동작성이 검증되었다.

• 공학교육연구
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• 제9권3호
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• pp.22-36
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• 2006

이 연구는 컴퓨터운용사의 구체적인 직무 분석을 통하여 컴퓨터 운용사 자격의 출제기준을 개선하는데 목적이 있다. 연구목적을 달성하기 위해서 본 연구에서는 산업계, 학계 전문가 7명으로 구성된 직무분석 위원회에서 데이컴(DACUM: Development A curriculum)법으로 직무분석을 실시하여 직무범위, 등급, 응시자격, 검정 기준, 출제 기준, 검정 방법 등의 구성 내용을 추출하였다. 또한 이 연구에서는 컴퓨터 운용사의 출제기준을 개발을 위한 직무분석의 모형을 절차별로 정리 제시하였는데, 1단계는 직무분석 준비(자료 조사 및 면담, 전문가 선정), 2단계는 직무모형 설정(1차 전문가 협의회 및 1차 현장 검토)하였고, 3단계는 지식, 기능, 도구 추출(2차 전문가 협의회 및 2차 현장 검토), 4단계는 코스 및 교과목 선정(3차 전문가 협의회), 5단계는 출제기준 설정(3차 현장 검토)의 과정을 통하여 컴퓨터운용사의 자격의 출제기준을 제시하였다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제26권6_spc호
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• pp.697-704
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• 2016

The second shutdown drive mechanism (SSDM) that is classified into seismic category I as an active mechanical equipment shall maintain the structural integrity and its designed inherent safety functions during and/or after normal operation, anticipated operational occurrences, accidents and seismic occurrences. Therefore, not only a structural integrity assessment through numerical analyses but also a qualification test by using the prototype SSDM shall be conducted to verify the adequacy of the SSDM design. This paper describes a sort of seismic qualification test of the prototype SSDM to demonstrate that the structural integrity and operability (functionality) of SSDM are maintained during and/or after seismic excitations. From the results, this paper shows that the SSDM satisfies all design requirements without any malfunctions during and after the seismic test.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.198-200
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• 2017

보조동력장치(Auxiliary Power Unit: APU)는 항공기에 장착되어 주엔진의 지상 및 공중 시동을 위한 에너지를 공급하고 항공기의 비상 및 보조 전원을 공급하는 역할을 하는 소형 가스터빈엔진이다. 항공기용 APU는 구조가 간단하고 소형이지만 유인 항공기에 장착되기 때문에 높은 신뢰성이 요구되므로 인증 절차를 통하여 그 신뢰성을 입증하여야 한다. 한국항공우주연구원은 2007년부터 2012년까지 한화 테크윈과 함께 축적된 국내 연구개발 역량 및 경험을 바탕으로 헬리콥터용 APU의 설계/해석, 제작 및 조립, 개발시험 및 인증시험을 평가를 성공적으로 완료하였다. 본 논문에서는 헬리콥터용 보조동력장치의 개발 및 인증 과정에 대하여 정리하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1232-1239
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• 2010

(주)쎄트렉아이는 지구관측위성의 주 탑재체로 사용될 고해상도 전자광학카메라, EOS-C Ver.3.0을 개발 중이다. EOS-C Ver.3.0은 현재 운용중인 DubaiSat-1의 주 탑재체인 EOS-C Ver.2.0 개발 경험을 바탕으로 능동 열제어 방식과 수동 열제어 방식을 적절하게 혼용하여 보다 향상된 성능을 갖도록 설계되었다. 설계를 바탕으로 STM을 개발하여 인증(qualification) 수준의 열진공 시험을 수행하여 설계 여유(design margin)를 확인하였다. 또한 열평형 시험 결과를 이용하여 열제어계 설계에 사용한 열-수치 모델에 대한 검증 작업을 수행하였으며, 열-수치 모델이 실제 열적 특성을 잘 모사하고 있음을 확인하였다.

• 한국소음진동공학회논문집
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• 제25권12호
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• pp.807-814
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• 2015

A control rod drive mechanism(CRDM) is a reactor regulating system, which inserts, withdraws or maintains a control rod containing a neutron absorbing material within a reactor core to control the reactivity of the core. The top-mounted CRDM for Jordan Research and Training Reactor(JRTR) with 5 MW power has been designed and fabricated based on the HANARO's experience through KAERI and DAEWOO consortium project. This paper describes the performance qualification test results to demonstrate the operability of a prototype and four production CRDMs during the reactor lifetime. The driving performance, the drop performance and the endurance tests for CRDM are carried out at a test rig simulating the actual reactor conditions. A vibration of internal components due to the coolant flow is also measured using a laser vibrometer. As a result, the CRDMs are driven having a good driving performance without a malfunction between command and output signals for the stepping motor. Also, the pure drop time and the impact acceleration are within 0.72 s and 4.2 g to meet the design requirements, and the vibrational displacement of control rod is measured as maximum $5.2{\mu}m$.

• 대한기계학회논문집A
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• 제35권6호
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• pp.683-691
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• 2011

원자력발전소 용 솔레노이드 밸브의 국산화에 필수 과정인 기기검증 기술을 개발하기 위해 관련 규정을 분석하고, 시험절차 및 방법, 시험조건, 시험장치 및 허용기준 등을 구체화하였다. 솔레노이드 밸브의 기기검증 규격은 법규, 가이드, 규정 등의 순으로 계층화되어 있으며, 시험기기와 시험항목에 따라 규정이 세분화되어 있다. 세부 규정인 IEEE를 분석한 결과 기기검증 시험은 크게 기능시험, 일반환경시험 및 사고시험으로 구분되어 있는데, 일반환경시험과 사고시험을 통해 발전소 환경과 동일한 조건에서 솔레노이드 밸브를 노화시킨 후 기능시험에서 노화된 밸브의 성능을 확인하는 방식으로 검증시험을 수행하도록 구성되어 있었다. 본 논문에서 제시한 솔레노이드 밸브의 기기검증 시험절차와 방법은 기기검증 수행자뿐만 아니라 밸브 제조사에게 매우 유용한 기술 자료가 될 것으로 판단된다.

• 산업경영시스템학회지
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• 제23권59호
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• pp.97-103
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• 2000

This study considers the design of life test sampling inspection plans by attributes for failure rate level qualification at selected confidence level. The lifetime distribution of products is assumed to be exponential. MIL-STD-690C and KS C 6032 standards provide this procedures. But these procedures have some questions to apply in the field. The cost of test and confidence level($1-{\beta}$ risk) are the problem between supplier and user. So, we suggest that the optimal life test sampling inspection plans using expected cost model considering product cost, capability, environmental test cost, etc.

• 산업경영시스템학회지
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• 제23권61호
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• pp.75-87
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• 2000

This paper proposes a procedure for designing an accelerated test using SMAT(Stress, (failure) Mechanism and Test) model describing the relation among stress, failure mode/mechanism and test method. In SMAT model the stresses to be applied are derived from the environmental factor analysis, the relative importance of those stresses can be estimated using AHP(Analytic Hierarchy Process) and failure mode/mechanism and test method are derived from the fields failure information and FMEA(Failure Mode and Effect Analysis). By applying the procedure we can make a selection of major factors to cause the failure of assembly and design the accelerated test using DOE(Design of Experiments) The procedure is illustrated with an qualification test case study of washing machine shaft assembly in "A" electric appliance company.

• 우주기술과 응용
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• 제1권3호
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• pp.319-336
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• 2021

본문은 과학관측임무 초소형위성인 SNIPE(Scale magNetospheric and Ionospheric Plasma Experiment)의 시제인증모델(EQM)에 대한 발사환경시험 수행 결과 및 이를 통해 얻을 수 있는 신뢰성 있는 초소형위성 개발 방향에 대해 논한다. SNIPE는 우주기상관측을 포함한 다양한 탑재체를 지닌 6U급 초소형위성으로 4기가 편대비행을 하며 임무를 수행한다. 다수의 비행모델 제작 전 시제인증모델을 통해 먼저 설계 및 제작의 유용성을 검증하고자 하였다. 시제인증모델의 발사환경시험은 2019년 1차 시험이 수행되었고, 여기서 발견된 일부 문제점을 교정하여 2021년에 2차 시험을 수행함으로써 모든 문제가 해결되었음을 확인할 수 있었다. 두 차례의 시험에서 특이할 점은 1차 시험의 발사관과 2차 시험의 발사관이 다르다는 점인데, 1차 시험용 발사관과 달리 2차 시험의 발사관은 내부의 초소형위성을 고정하는 기능이 있어서 내부 초소형위성이 실제 받는 구조적 하중이 1차 시험에 비해 훨씬 경감되었다는 점이다. 본 논문은 두 시험의 결과로 나타난 특징을 분석하고, 차후 여타 초소형위성의 구조 설계에 반영할 수 있는 지침들을 제시하였다.