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공철원(Cheol-Won Kong),남기원(Gi-Won Nam),이영무(Yeong-Moo Yi),Akira Ohnishi 한국항공우주연구원 2011 항공우주기술 Vol.10 No.1
다공성 소재의 열 확산도 측정 시스템을 개발하였다. 열확산도를 측정하는 다양한 시스템이 있지만 다공성 소재의 열확산도를 측정하는 것은 기존의 시스템으로는 어렵다. 본 논문에서는 주기가열법을 이용한 열확산도 측정시스템 및 장비의 검증에 대하여 정리하였다. 주기가열법을 검증하기 위해서 사용한 표준시편은 세라믹 소재를 사용하였다. 그 결과 표준값과 측정값이 일치함을 보였다. 다공성 소재 적용을 위하여 검증한 시편은 폴리스티렌폼이었다. 진공에서 열확산도 값도 측정하였는데, 진공에서 열확산도는 대기조건과 비교하여 63% 감소함을 보였다. 두 결과 모두 측정값과 표준값은 10% 오차 범위 이내에 있었다. A system of measurement for the thermal diffusivity of porous materials was developed. Although there are several measurement systems for thermal diffusivity, it is typically difficult to measure the thermal diffusivity of porous materials. This paper presents a measurement system for thermal diffusivity that utilizes a cyclic heating method along with the verification of the measured device. To verify the cyclic heating method, the available reference data of aceramic specimen was utilized. To apply the system to an actual porous material, polystyrene foam was tested. The thermal diffusivity of the polystyrene foam under vacuum was reduced by 63%. The measured values from both tests were in good agreement with the reference values, as they were within 10% of these values.
공철원(Cheol-Won Kong),윤종훈(Jong-Hoon Youn),박재성(Jae-Sung Park),은세원(Se-Won Eun),장영순(Young-Soon Jang),이영무(Yeong-Moo Yi) 한국비파괴검사학회 2009 한국비파괴검사학회지 Vol.29 No.4
우주 발사체는 매우 높은 신뢰도의 경량구조가 필요하다. 비파괴검사 방법 등을 이용한 구조 건전성 관리가 중요하다. 본 논문에서는 우주발사체의 제작 및 검사에 실제 사용되었던 비파괴검사 사례 중 일부를 정리하였다. 겸사 방법으로는 초음파, X-ray, tapping, 음향방출 등이 사용되었고, 하드웨어로는 페이로드 페어링, 고압탱크, 체결부 및 접합부 등을 대상으로 하였다. 페이로드 페어링에서는 샌드위치 미접착 검사의 정량적 기준을 제시하였고, 고압탱크는 내압 인증시험시 내압증가에 따른 음향방출 데이터를 정리하였다. 샌드위치 체결부에서는 음향방출 신호의 주파수 변화에 따른 파손모드를 분석하였고, 이종재료 접합 구조에서는 미접착부 초음파검사를 위한 표준시편을 제시하였다. 이러한 분석 및 기록은 발사체 시스템을 구성하여 어떠한 상황이 발생하여도 신속하게 판단할 수 있는 근거가 될 수 있으며 발사체 시스템의 신뢰도를 높여주는 역할을 한다. Space launch vehicles require highly reliable, lightweight structures. It is thus important to monitor the structural health of these components with nondestructive inspections. In this paper, we studied an example of a nondestructive inspection that was partially applied to the manufacture and inspection of a launch vehicle. Ultrasonic tests, X-rays, tapping, and acoustic emissions comprised the inspection method. A payload fairing, high pressure tank, fastener part, and bonding part were used as hardware to be inspected. We proposed a quantitative standard for debonding inspection of the payload fairing and acoustic emission data for the proof test of the high pressure tank. We analyzed the fracture mode of the sandwich fastener part according to frequency changes. We also proposed a standard specimen for ultrasonic inspection of bonds of different materials. The present analyses and results provide data for evaluation of the launch operation sequence to ensure launch vehicles afford high reliability.
공철원(Cheol-Won Kong),은세원(Se-Won Eun),이종웅(Jong-Woong Lee),박재성(Jae-Sung Park),장영순(Young-Soon Jang),이영무(Yeong-Moo Yi) 한국항공우주연구원 2006 항공우주기술 Vol.5 No.1
분리기구, 스킨 구조, 형상, 열차단, 음향블랭킷 그리고 무게와 관련한 페이로드 페어링의 시스템 설계와 시험절차를 정리하였다. 페이로드 페어링은 구조 하중을 지지하는 스킨 구조와 분리를 담당하는 분리기구로 나눌 수 있다. 스킨은 구조하중을 주로 지지하는 복합재 샌드위치 스킨과 금속프레임으로 구성되었다. 페어링 분리 순서는 절반 페어링을 체결하는 채결류를 파이로에 의해 절단 후 스프링의 힘으로 각각 절반의 페어링을 힌지에서 회전시키는 순서에 의한다. 페어링에 관련한 정적인 강도시험은 3가지로 구성되어 있다. 첫 번째는 파이로 에너지 레벨 설정과 관련 있는 페어링 체결부 구조시험이고, 두 번째는 외압시험이며, 세 번째는 굽힘 시험이다. 마지막 굽힘시험은 설계하중까지 하중을 가한 후 분리시험을 수행한다. This paper shows system design of payload fairing about separation device, skin sizing, configuration, thermal protection, acoustic blanket and weight. Payload fairing is mainly composed of skin structures which support structural loads and separation devices which take charge of fairing separation. Skin is composed of composite sandwich and metal frame. After pyro-explosives cut fasteners which connect each half fairing, fairing separation is accomplished by hinge rotations which are rotated by spring forces. The static strength tests regarding fairing are composed of three tests. The object of the first test is fastening parts which are related to pyro energy level, the second is an external pressure test and the third is a bending test. Separation test also will be performed after limit load which simulated aerodynamic loading during flight.
이종웅(Jong-Woong Lee),공철원(Cheol-Won Kong),장영순(Young-Soon Jang),이영무(Yeong-Moo Yi) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.12
페이로드 페어링은 외부환경으로부터 위성 및 전자 탑재물들을 보호한다. 그리고 위성 분리 전에 페이로드 페어링은 투하 된다. 페어링 분리를 위하여 전단볼트로 체결된 체결프레임이 페이로드 페어링에 조립되어 있다. 전단볼트의 역할은 전체 구조하중을 견디며, 화약폭발력에 의해 절단이 된다. 그리고 전단볼트가 절단된 후 전단볼트로 연결되었던 체결프레임은 분리된다. 본 논문에서는 전단볼트 설계에 대한 구조시험과 해석을 수행하였다. 구조시험은 체결 프레임을 포함한 하드웨어에 압축, 굽힘, 전단하중을 부가하였다. 시험결과 전단볼트는 비행하중 지지를 위한 구조강도와 화약폭발에 의해 절단되는데 요구되는 낮은 강도 조건을 만족하였다. Payload fairing protects satellites and electrical equipments from the external environment. Payload fairing is jettisoned before satellite separation. Assembly frame for the separation of payload fairing were assembled with shear bolts. The role of shear bolts is to support structural load during flight and they are cut by explosion of pyro. The assembly frame which is connected by shear bolts is separated after the cutting of shear bolts. In this paper, structural tests and analysis were done for the design of the shear bolt. Compression, bending and shear load apply to the hardware including assembly frame. Test results showed that design of the shear bolt satisfied both structural strength for the support of flight load and required low strength for the cutting of shear bolts.
이종웅(Jong-Woong Lee),공철원(Cheol-Won Kong),은세원(Se-Won Eun),남기원(Gi-Won Nam),장영순(Young-Soon Jang),심재열(Jae-Yeul Shim),이영신(Young-Shin Lee) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.11
페이로드 페어링은 위성과 부품들을 외부환경으로부터 보호하며, 위성분리 전에 페이로드 페어링은 분리된다. 페이로드 페어링은 굽힘 강성과 무게에 비해 강도 비율이 우수한 복합재 샌드위치 재료로 제작 되었다. 페이로드 페어링은 비행 중에 압축, 굽힘 그리고 전단하중을 받게 된다. 본 연구에서는 PLF와 연결구조물의 강도를 확인하기 위하여 액추에이터와 치구를 사용하여 PLF 구조시험을 수행하였다. 구조시험의 목적은 분리 스프링의 힘이 PLF에 가해진 상태에서 조합하중이 PLF에 작용할 때 PLF의 건전성을 확인하는 것이다. 구조시험 결과에서는 분리 스프링 하중과 조합하중에 의한 PLF의 구조 건전성을 확인하였다. Payload fairing(PLF) protects satellites and related equipment from the external environment. They are separated before the satellite separation. Payload fairing made of composite sandwich materials due to their considerable bending stiffness and strength-to-weight ratio. Payload fairing have compression , shear and bending load during the flight. In this study, To check the strength of PLF and connected part, structural test of PLF accomplished using an actuator and a fixture. Purpose of structural test is to verify the strength of PLF in force of separation spring and combination structural load applied. Test result shows that the PLF have an acceptable margin of safety for the combination structural load and force of separation spring.
이종웅(Jong-Woong Lee),공철원(Cheol-Won Kong),은세원(Se-Won Eun),장영순(Young-Soon Jang),이영무(Yeong-Moo Yi) 대한기계학회 2006 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2006 No.6
Cylindrical structure has a many cutout area. Concentrated stress occurred in cutout area and the cutout reduces the stiffness of cylindrical structure partially. In this paper, analysis of cylindrical structure which have the cutout accomplished by finite element method and compared with the structural test. A finite element analysis shows reasonable agrement with structural test. ANSYS is used for FE analysis.