• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.992-997
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• 2010

과학기술위성3호(STSAT-3)용 홀추력시스템(HPS)의 추력제어모듈(PCM)은 압력정밀도 5%이하와 유량정밀도 3%이하를 목표로 한다. 압력제어기는 비례유량제어밸브(PFCV)와 저압압력센서를 사용하여 목표압력을 제어하도록 하고, 유량제어기는 PFCV와 홀추력기의 에노우드(anode) 전류를 이용하여 유량을 조절한다. 제어형태로는 비례,적분(PI) 제어기를 선택하고, PI 이득은 Matlab 시뮬레이션을 통하여 정한다. 시험결과 압력정밀도 <${\pm}$5%와 유량정밀도 <${\pm}$1.87%를 얻었다. 본 논문은 홀추력 제어모듈의 설계, 구현, 그리고 성능시험 결과를 기술한다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권2호
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• pp.68-75
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• 2009

통신을 비롯한 각종 수요로 위성에 대한 수요가 급증하고 있는 가운데 미국, 러시아, 유럽, 일본, 중국 등 우주기술 분야 선진국에서는 대형 위성을 원하는 궤도에 올릴 수 있는 발사체 기술을 확보하고 있다. 대형 위성 발사체 추진기관 관련 기술은 장거리 미사일을 등 군사적인 목적으로 이용될 가능성과 첨단 기술 유출의 기피와 같은 문제점으로 기술 도입이 어려운 실정이다. 이를 위해 밸브 국산화 설계 및 시제품 제작을 통한 기술 축적은 추진기관시스템 밸브 국산화에 기여할 것이며 국내 밸브 설계 및 개발 수준 향상에 크게 기여할 것이다. 본 논문에서는 해외에서 개발된 밸브들과 국내에서 개발된 밸브들의 현황을 소개한다. 밸브 개발 기술은 KSLV-II 엔진시스템 및 추진기관의 안정적인 운용에 필요한 엔진 제어 시스템 구성에 기초가 될 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.27-33
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• 2014

KSLV-I 나로호 2단은 희박영역에서 킥모터 연소 종료 후 탑재된 나로과학위성과 분리한다. 위성과 분리된 나로호 2단은 킥모터 잔류추력 플룸을 고려하여 위성에 대한 오염 및 충돌 회피 기동(CCAM)을 수행한다. 이때 위성 예상 궤도는 킥모터 잔류추력의 Plume Density가 충분히 낮은 영역을 통과해야만 위성의 성능 보증 및 오염을 피할 수 있다. 이를 확인하기 위해서는 CCAM을 수행하는 나로호 2단 킥모터 잔류추력 Plume Density에 대한 정확한 예측이 필수적이다. 본 연구에서는 희박영역에서 널리 사용되는 DSMC 방법을 이용하여 고고도에서의 킥모터 노즐 내부를 해석하여 연속체방정식의 해와 비교하여 그 타당성을 검증한 후, 커플링 방법을 사용하여 계산 영역을 확장하여 킥모터 잔류추력의 Plume Density를 시뮬레이션 함으로써, 나로호 2단과 분리된 위성의 궤도가 킥모터 잔류추력의 Plume Density로부터 안전하다는 것을 확인하였다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제8권1호
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• pp.45-54
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• 2010

본 논문에서는 최근에 개발된 고해상도 지구관측위성의 본체 형상설계 동향에 대해 기술하고자 한다. 인공위성의 본체는 임무, 탑재체, 발사환경, 임무특성, 자세제어 및 추진시스템에 따라 다양한 형상을 갖는다. 또한 2000년대 들어서 시작된 위성영상의 상업화에 따른 영상수요의 증가는 고해상도 영상을 신속히 많이 획득할 수 있는 위성시스템을 요구하고 있다. 이러한 요구에 맞춰 위성의 본체는 가벼우면서도 안정적으로 탑재체를 지지할 수 있도록 설계되고 있으며, 이 중에 형상설계 변화를 본 논문에서 집중적으로 살펴본다.

• 한국항행학회논문지
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• 제14권6호
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• pp.783-790
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• 2010

현재 대부분의 선박은 해상에서의 안전한 운항을 위하여 GPS를 이용하여 선박 위치를 파악하고 있다. 이 연구에서는 GPS 정밀단독측위기법을 이용하여 준실시간으로 해상 선박의 위치를 결정하고, 그 정밀도를 분석하였다. 이를 위하여 선박에 GPS 장비를 설치하여 남해안 관측을 실시하였다. 정밀단독측위 기법을 이용한 GPS 관측데이터 처리를 위하여 JPL에서 개발한 GIPSY-OASIS를 이용하였으며, 안테나 위상 중심 변동량과 해양 조석하중에 의한 지각 변동량, 그리고 방위각 방향으로의 대류층 지연량을 보정하였다. 그 결과 이 연구에서 산출한 준실시간 좌표는 ~1cm 수준의 정밀도를 달성하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제26권2호
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• pp.40-46
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• 2022

홀추력기는 이온을 가속하여 추력을 얻는 전기추력기의 일종으로, 높은 비추력을 보유하여 다양한 우주임무에 활용되고 있다. 특히, 최근 다양한 우주임무 내 100 kg 내외의 소형 및 초소형위성의 활용이 가파르게 증가하면서, 이를 위한 저전력 전기추력기 연구개발의 중요성 역시 크게 증가하고 있다. 본 연구에서는 양극전력 200 W 미만의 홀추력기 랩모델 두 기를 설계 및 제작하고, 운전변수에 따른 추력성능 혹은 방전특성을 분석하였다. 결과적으로, 양극전력 50-175 W에서 2.5-9.0 mN 수준의 추력과 600-1,150 s의 비추력, 15-28% 양극효율을 확보하였다.

• Journal of Electrical Engineering and Technology
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• 제12권2호
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• pp.944-949
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• 2017

Recently, the demand of maglev systems in the manufacturing industry for LCD and OLED display panels, which are required to be very clean and possess vacuum systems, has been increasing due to their characteristics such as being non-contact, noise free and eco-friendly. However, it is still a challenge to simultaneously control both the propulsion and levitation for their interactive effect difficult to be exactly measured. In this paper, we proposed a new tuning method for controlling the magnetic levitation force robustly against the levitation disturbance caused by a propulsion system, based on LQ servo optimal control. The disturbance torque of the LSM propulsion system is calculated through FEM analysis in such a way that the LQ servo controller is determined in order to minimize the effect of the disturbance. The robust performance of the proposed LQ servo control method for the in-track type magnetic levitation systems is demonstrated via simulations and experiments.

• 한국추진공학회지
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• 제13권1호
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• pp.58-71
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• 2009

레이저는 도구의 개념을 넘어서 추력 및 동력을 발생시키는 새로운 에너지원으로 사용되고 있다. 본 논문에서는 위성의 자세제어 시 필요한 추력을 레이저 추진 방식으로 구축하는 방안과 마이크로 추진기술을 활용한 약물전달 연구를 소개한다. 또한 레이저를 새로운 에너지원으로 적용하여 친환경 그린 에너지를 획득하고, 고에너지 물질을 점화 가열하며, 나아가서는 우주에서의 파편 제거 등 레이저 킬무기체계 구축과 행성 위성 탐사 시 구성 물질의 성분을 분석할 수 있는 효과적인 방법에 대하여 논하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.361-364
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• 2009

마이크로 인공위성에 적용가능한 마이크로 추력기를 개발하기 위해서는 우주환경을 모사할 수 있는 진공설비가 요구된다. 본 논문에서는 $10^{-5}\;torr$의 진공도를 목표로 정하고 진공설비를 구축하였고, $100{\sim}120\;km$의 고도를 모사한다. 장치 선정 및 실제 장치 구축 후 진공도 성능 실험을 수행하였고 저진공 펌프를 작동시켜 누센펌프의 멤브레인에 따른 특성연구를 진행하였다. 또한 향후 열진공챔버로의 전환을 위한 계획을 서술하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권3호
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• pp.109-117
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• 2006

인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진의 분해촉매에 대한 연소성능을 실제 지상연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 촉매 연소특성을 시험하였다. 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 2회에 걸쳐 측정한 결과 각각 평균 25msec, 2%, $704^{\circ}C$으로 만족할 만한 결과를 얻었다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황과 분해성능 시험 결과를 설명하였다.