• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제1권2호
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• pp.30-42
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• 2000

On-orbit thermal environment test of KOMPSAT was performed in early 1999. An analysis of the test data are addressed in this paper. For the thermal-environmental simulation of spacecraft bus, an artificial heating through the radiator zones and onto some critical heat-dissipating electronic boxes was made by Absorbed-heat Flux Method. Test data obtained in terms of temperature history were reduced into flight heater duty cycles and converted into the total electrical power required for spacecraft thermal control. Verification result of flight heaters dedicated to the bus thermal control is presented. Additionally, an exhaustive heating-control process for maintaining the spacecraft thermally safe and for realistic simulation of the orbital-thermal environment during the test are graphically shown. Qualitative suggestions to post-test model correlation are given in consequency of the analysis.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2003년도 춘계전력전자학술대회 논문집(2)
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• pp.491-494
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• 2003

This paper presents a new conceptual electromagnetic induction eddy current-based stainless steel plate spiral type heater for heat exchanger or Dual Packs Heater in hot water producer, boiler steamer and super heated steamer, which is more suitable and acceptable for new generation consumer power applications. In addition, all active clamped edge resonant PWM high frequency inverter using trench gate IGBTs power module can operate under a principle oi zero voltage soft communication with PWM is developed and demonstrated for a high efficient Induction heated hot water producer and boiler in the consumer power applications. This consumer induction heater power appliance using active clamp soft switching PWM high frequency inverter is evaluated and discussed on the basis of the simulation and experimental results.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2002년도 Proceedings of International Symposium on Remote Sensing
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• pp.229-234
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• 2002

Under the hostile influence of the extreme space environmental conditions due to the deep space and direct solar flux, the thermal control in space applications is especially of major importance. There are tight temperature range restrictions for electro-optical elements while on the other hand there are low power consumption requirements due to the limited energy sources on the spacecraft. So, we usually have strong requirement of thermal and power control module in space applications. In this paper, the design concept of a thermal and power control module in the MSC(Multi-Spectral Camera) system which will be a payload on KOMPSATII is described in terms of H/W & S/W. This thermal and power control module, called THTM(Thermal and Telemetry Module) in MSC, resides inside the PMU(Payload Management Unit) which is responsible for the proper management of the MSC payload for controlling and monitoring the temperature insides the EOS(Electro-Optic System) and gathering all the analog telemetry from all the MSC sub-units, etc. Particularly, the designed heater controller has the special mode of "duty cycle" in addition to normal closed loop control mode as usual. THTM controls heaters in open loop according to on/off set time designed through analysis in duty cycle mode in case of all thermistor failure whereas it controls heaters by comparing the thermistor value to temperature based on closed loop in normal mode. And a designed THTM provides a checking and protection method against the failure in thermal control command using the test pulse in command itself.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2001년도 Proceedings ICPE 01 2001 International Conference on Power Electronics
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• pp.64-68
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• 2001

This paper presents an innovative prototype of a new conceptual electromagnetic induction heated type far infrared rays radiant heating appliance using the voltage-fed edge-resonant ZVS-PWM high frequency inverter using IGBTs for food cooking and processing which operates under a constant frequency variable power regulation scheme. This power electronic appliance with soft switching high frequency inverter using IGBTs has attracted special interest from some advantageous viewpoints of safety, cleanliness, compactness and rapid temperature response, which is more suitable for consumer power electronics applications.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권4호
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• pp.306-314
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• 2018

차세대 중형위성에 탑재되는 2축 짐벌형 X-밴드 안테나는 대용량 영상정보 송신 안테나로, 위성의 자세와 궤도 운동과 무관하게 자세 및 안테나 지향각에 따라 방위각 축과 고각축이 동시에 회전 구동하여 지상안테나를 지향하게 된다. 상기 안테나는 위성체 외부에 극심한 온도차를 보이는 궤도 열환경에 노출되며, 안테나 및 주요 구성품이 허용온도 범위 내를 유지할 수 있도록 열설계를 해야 한다. 본 논문에서는 2축 짐벌형 X-밴드 안테나의 열설계 유효성을 해석적으로 요구조건을 만족함을 확인하였으며, 시스템 열진공 시험 조건해석 및 궤도 운용조건에서의 열해석을 수행하여 히터 용량 및 듀티 사이클을 도출하였다. 아울러, 상기 안테나의 핵심 주요 구성품에 대한 허용온도 요구조건 충족 여부를 확인하였다.

• 한국응용과학기술학회지
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• 제35권4호
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• pp.1108-1119
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• 2018

대기오염에 대한 관심은 국내 외에서 점진적으로 상승하고 있으며, 자동차 및 연료 연구자들은 청정(친환경 대체연료) 연료와 연료품질 향상 등을 위해 새로운 엔진 설계, 혁신적인 후 처리 시스템 등의 많은 접근을 통하여 차량 배출가스와 온실가스를 감소시키려고 노력하고 있다. 이러한 연구들은 주로 차량의 배출가스 (규제 및 미규제물질, PM 입자 배출 등)와 온실가스의 두 가지 이슈로 진행되고 있다. 자동차의 배출가스는 환경오염과 인체에 악영향을 주는 많은 문제를 일으키고 있다. 이러한 배출가스를 줄이기 위하여 각국에서는 배출가스 시험모드를 새로 만들어 규제하고 있다. 2007 년부터 UN ECE의 WP.29 포럼에서 배출가스 인증을 위한 전 세계의 조화된 light-duty 차량 시험 절차 (WLTP)가 개발되었다. 이 시험 절차는 유럽과 동시에 국내 light-duty 디젤 차량에도 적용되어졌다. Light-duty 차량의 대기오염 물질 배출량은 거리 당 무게로 규제되어 있어 주행주기가 결과에 영향을 미칠 수 있다. 차량의 배출가스는 주행 및 환경조건, 주행습관 등에 따라 크게 달라진다. 극단적인 외기온도는 배출가스를 증가시키는데, 이것은 더 많은 연료가 실내를 가열하거나 냉각해야하기 때문이다. 또한 높은 주행속도는 증가된 항력을 극복하기 위해 필요한 에너지로 인해 배출가스 량을 증가시킨다. 일반적으로 상승하는 차량속도와 비교할 때, 급격한 차량가속도도 배출가스를 증가시킨다. 부가적인 장치 (에어컨 또는 히터)와 도로경사 또한 배출가스를 증가시킨다. 본 연구에서는 3대의 light-duty 차량을 가지고 light-duty 차량의 배출가스 규제에 사용되는 WLTP, NEDC 및 FTP-75로 시험을 하였으며, 배출가스가 다른 주행 사이클에 의해 얼마나 많은 영향을 받을 수 있는지를 측정하였다. 배출 가스는 통계적으로 의미있는 차이를 보이지 않았다. 최대 배출 가스는 주로 냉각 된 엔진 조건에 의해 야기되는 WLTP의 저속 단계에서 발견된다. 냉각 된 엔진 상태에서 배출가스의 양은 시험 차량과 크게 다르다. 이는 WLTP 구동 사이클에 대처하기 위해 다른 기술적 솔루션이 필요하다는 것을 의미한다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2013년도 제44회 동계 정기학술대회 초록집
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• pp.488-488
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• 2013

일반적으로 sputtering 방식을 이용한 박막 증착 방법은 장치가 간단하고 고품질의 박막이나 균일한 박막을 만들 수 있는 장점이 있어 널리 사용된다. 본 연구에서는 기존의 sputtering 방식에 Modulation technology를 적용하고자 한다. Modulation technology를 이용하여 전원의 pulse on 시에는 일반적인 sputter 방식으로 기판에 박막을 증착하고 pulse off 시에는 양의 전압을 인가하여 이온빔을 발생시킨 후 기판에 입사시키는 방식을 적용하여 박막 형성의 특성을 향상시키고자한다. 이는 고온의 heater 및 이온빔이나 레이저, 플라즈마 소스 등의 추가적인 에너지원의 장치가 필요 없이 고품질의 박막의 특성을 향상시키는 기대 효과가 있다. Modulated Sputtering System (MSS)에 인가되는 전압과 전류의 특성을 관찰하였으며 MSS에 인가하는 전압과 frequency, 그리고 duty cycle 변화에 따른 이온 에너지 분포를 에너지 분석기를 통해 측정하였다. 또한 Langmuir probe를 이용한 afterglow plasma 상태에서의 이온전류를 측정하였다. 그리고, MSS 이용하여 Ti 박막을 증착하였으며 박막의 특성을 분석하기 위하여 a-step, SEM, XRD, AFM을 이용하여 두께, 결정성장면, 표면 거칠기를 측정하였다. 측정 결과 기판에 입사되는 양이온의 에너지가 증가함에 따라 (002) 결정면 방향에서 (100) 결정면 방향으로 증착되고 표면 거칠기가 낮아짐을 측정하였다. 또한 Graphite 타겟을 이용한 carbon 박막을 증착하였으며 박막의 특성을 분석하기 위하여 Raman을 이용한 분석 결과 양이온의 에너지가 증가함에 따라 박막내의 sp3 함유량이 변화함을 측정하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권6호
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• pp.455-466
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• 2020

본 연구에서는 다수의 우주 환경 관측용 탑재체를 장착한 6U급 초소형위성에 대한 열모델을 구축하여 이를 기반으로 수행된 열설계에 대해 기술하였으며, 궤도 열해석을 통해 적용된 열설계의 유효성을 입증하였다. 초소형위성의 특성을 고려하여 표면 처리 및 절연체, 열전도체 등의 수동 열제어 기법 위주로 열설계를 진행하였지만, 배터리 및 추력기 등과 같이 작동 온도의 범위가 좁고 궤도 열환경에 직접적으로 노출되는 부품들에 대해서는 능동 열제어 기법 중 하나인 히터를 적용하였다. 궤도 열해석 조건은 기본적으로 위성의 궤도 조건을 바탕으로 하며, 임무 시나리오에 따른 발열량 및 위성의 자세에 따라 임무 모드, 초기 운용 모드, 비상운용 모드, 편대 비행 모드로 분류하여 궤도 열해석을 수행하였다. 각 모드 별 해석 결과를 통해 모든 부품들이 작동 온도 조건을 만족하는 것을 확인하였고, 비상운용 모드의 해석 결과를 통해 배터리 및 추력기의 히터 용량과 작동 주기를 산출하였다.

• 대한화학회지
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• 제55권2호
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• pp.157-162
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• 2011

대기 중 휘발성 유기화합물을 포함한 기체 성분을 현장에서 실시간으로 검출할 수 있는 소형 GC 모듈을 개발하였다. 상용의 모세관 또는 충진 컬럼을 열선과 함께 다발 형태로 감아 소형 케이스에 내장 하였고 소형 경량의 센서, 밸브, 펌프, 그리고 재충전이 가능한 운반기체 캐니스터 등을 사용하여 분석 시료의 채취, 주입, 및 분리 및 검출이 10 분 이내에 이루어지도록 하였다. 다양한 기체 혼합물을 소형 GC 모듈과 불꽃이온화 및 열전도도 검출기로 측정한 결과 모세관 컬럼의 경우 R=8.3의 분해능을 나타냈으며 우수한 감도는 물론 재현성 및 직진성을 나타내었다. 따라서 소형 GC 모듈은 대기 중 휘발성 유해물질의 농도 감시, 화학 공정 및 오염 배출원 규제 등에 매우 효과적으로 활용되리라 기대된다.