http://chineseinput.net/에서 pinyin(병음)방식으로 중국어를 변환할 수 있습니다.
변환된 중국어를 복사하여 사용하시면 됩니다.
김태윤(Taeupim Kim),장재웅(Jaewoong Jang),장경덕(Kyungduk Jang),문귀원(Gueewon Moon) 한국항공우주연구원 2016 항공우주산업기술동향 Vol.14 No.2
위성 및 발사체시스템의 경우 다양한 정보를 실시간으로 제공하고 처리하기 위해 고속 신호를 사용하는 전자장비의 사용이 많아짐에 따라 power integrity 및 signal integrity 등 EMI에 의한 시스템 영향성이 커지고 있다. 따라서 안정적인 시스템 성능 구현을 위해 시스템을 구성하는 전자장비에 대한 전자파적합성 대책 및 평가에 대한 규제를 강호하고 있다. 세계 우주시스템 개발을 주관하는 대표적인 기관인 NASA에서는 자체적인 전자파규격을 가지고 있으며 이는 미군사규격 MIL-STD-461C와 MIL-STD-462를 근간으로 제정되었다. 본 논문에서는 미국 항공우주국 고다드 우주센터(NASA GSFC)에서 개정한 전자파규격에 대해 살펴보고 이를 계기로 실질적이고 정확한 전자파규격 및 측정방법에 대한 고민을 하고자 한다. In case of modern satellite and launch system, as the electronic equipment using high-speed signal for providing and processing the large dataset in real time increases, the effect of EMI on system such as power integrity and signal integrity is gradually growing worse. Therefore EMC regulations on satellite platform are being strengthened to achieve a reliable system performance. NASA GSFC(Goddard Space Flight Center) has the EMC requirements as defined in the General Environmental Verification Specification (GEVS), GSFC-STD-7000. These requirements were based on the requirements of MIL-STD-461C and the test methods of MIL-STD-462. In this paper, updated EMC requirements of NASA GSFC will be introduced for consideration of practical and accurate EMC standard.
서희준(Heejun Seo),조혁진(Hyokjin Cho),박성욱(Sungwook Park),문귀원(Gueewon Moon),정상헌(Sanghun Jung),허환일(Hwanil Huh) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.1
폐회로 열제어 시스템은 열진공 챔버의 온도를 –150℃ ∼ 120℃와 같은 온도 조건으로 모사하기 위한 시스템으로, 극저온 블로워, 슈라우드, 히터, 극저온 밸브 등으로 구성된다. 본 연구는 우주 열환경 모사를 위한 폐회로 열제어 시스템의 설계 요소 정의 및 제어 변수별 실험 결과 등을 포함하고 있다. 폐회로 열제어 시스템 설계를 위해 설계 요소인 블로워 용량, 슈라우드 재질, 형태에 따른 특성 등의 분석을 수행 하였다. 폐회로 열제어 시스템의 극저온 블로워 필요 유량은 에너지 평형 방정식에 의해 결정되며, 제어는 작동 유체의 밀도 제어를 통해 제어된다. 밀도, 회전수와 같은 제어 변수별 실험을 통해 슈라우드 온도 분포 균질도 및 균일도를 측정하여 요구된 폐회로 열제어 시스템의 성능을 확인 하였다. A closed loop thermal control system simulates space thermal environment to verify the satellites functionality in extremely cold/hot temperature. It is composed of a cryogenic blower, thermal shroud, heater, cryogenic valves. This paper presents an overview of closed loop thermal control system’s design parameter and test results for control parameter. A capacity of blower is calculated through energy balance equation and an advantage/disadvantage for a shroud material and a type was analysed. The thermal control system is controlled by a constant density of fluid in the system. A requested performance of closed loop thermal control system was verified by measuring a homogeneity and stability of shroud through control parameter such as density and RPM of blower.
서희준(Heejun Seo),조혁진(Hyokjin Cho),박성욱(Sungwook Park),문귀원(Gueewon Moon),허환일(Hwanil Huh) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.11
위성체의 지상 검증 시험에는 열진공 챔버가 사용되며, 열제어 시스템은 열진공 챔버의 핵심이라고 할 수 있다. 특히, 기체 질소를 이용한 폐회로 열제어 시스템의 성능은 극저온 블로워의 성능에 의해 결정된다. 본 연구의 최종 목표는 설계 요구조건 ?150 ℃ ∼ 150℃의 온도 조건, 유량 150 CFM, 0.5 bara 이상의 차압을 갖는 극저온 블로워를 개발하는 것으로, 1차원 해석툴 및 CFD를 이용한 성능해석을 통해 임펠러를 설계 하였으며, 구동부와 유체부의 열전달 방지를 위한 열장벽, 모터의 과열 방지를 위한 냉각 시스템 등이 설계되었다. 표준대기상태에서 실험을 통해 성능을 검증하였으며, 최종적으로 열진공 챔버내에 설치하여 운영 조건에서 극저온 블로워의 성능을 확인하였다. Thermal vacuum test should be performed prior to launch to verify satellites functionality in extremely cold/hot temperatures and vacuum conditions. A thermal vacuum chamber used to perform the thermal vacuum tests of a satellite system and its components. A cryogenic blower is a core component of the gaseous nitrogen (GN2) closed loop thermal control system for thermal vacuum chambers. A final goal of this research is development of cryogenic blower. Design requirements of a blower are 150 CFM flow rate, 0.5 bara pressure difference, hot and cold temperatures. This paper describes the performance analysis of impeller by 1D, CFD commercial software, the design of the thermal protection interface between the driving part and the fluid part. The performance of the cryogenic blower is confirmed by test at the standard air condition and is verified by on the thermal vacuum chamber at the real operating condition.