• Proceedings of the Optical Society of Korea Conference
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• 2009.02a
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• pp.365-366
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• 2009

본 논문에서 개발된 시뮬레이터는 광학 탑재체의 성능예측에 있어 지배적인 영향을 미치는 MTF인자 및 PSF인자들을 수치해석프로그램인 MATLAB 상에서 계산하였다. 또한 광학해석 프로그램인 ZEMAX를 연동하여 광학계의 가공, 제조 그리고 정렬할 때 발생할 수 있는 오차들을 적용 수 있다. 이를 통하여 광학탑재체의 운용상 발생하는 Jitter, Smear, Detector sampling, Detector diffusion등의 MTF를 쉽게 구할 수 있으며 여기에 광학계 제조상의 문제를 직접 적용할 수 있다. 그 결과 이를 영상에 넣어 가상영상을 생성하여 광학 탑재체 성능 예측을 효율적으로 수행할 수 있게 되었다.

• Journal of computational fluids engineering
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• v.12 no.3
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• pp.62-68
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• 2007

A conceptual thermal design is performed for the optical payload system of a geostationary satellite. The optical payload considered in this paper is GOCI(Geostationary Ocean Color Imager) of COMS of Korea. The radiative thermal control system is employed in order to expect a small thermal gradient in the telescope structure of GOCl. Two design margins are applied to the dedicated radiator dimensioning, and three kinds of configuration to the heater power sizing. A Monte-Carlo ray tracing method and a network analysis method are utilized to calculate radiative couplings and thermal responses respectively. At the level of conceptual design, sizing thresholds are presented for the radiator and heater on the purpose of determining the mass and power budget of the spacecraft.

• Proceedings of the Korean Society For Composite Materials Conference
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• 2005.11a
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• pp.207-210
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• 2005

In this paper, technical issues for an optical bench of high precision LEO Earth observation satellite are described. The optical bench should be stable for thermal and dynamic environment. In this point of view, an intermediate type of optical bench is developed. Thermal deformation analysis and modal analysis are performed for two types of FE model. Modal test are performed to verify the analysis results. The test results fit well the analysis results.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.50.1-50.1
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• 2009

광학탑재체 열제어 시스템(Cooling Unit)은 광학카메라가 우주환경 하에서 작동시 영상검출기(FPA)에서 발생하는 열을 효과적으로 발열하여 영상검출기의 온도를 최적으로 제어하는 시스템이다. 영상검출기(FPA)의 1회 orbit은 100분이며, 예열기간(Preheating) 최대 10분 동안 147W를 발열하고, 촬영기간(Imaging) 10분 동안 147W를 발열하여 1회 orbit 평균 32.6W를 발열하고, Parasitic heat load 15W를 고려하면 1회 orbit당 평균 총 50W를 발열 한다. 열제어 시스템은 50W를 효과적으로 발열하여 영상검출기의 온도를 $14^{\circ}C{\sim}26^{\circ}C$로 제어한다. 열제어 시스템은 Buffer Mass, Heat Pipe, Radiator로 구성된다. 열제에 시스템의 성능규격은 열주기시험, 열진공하 열전도시험 및 진동시험을 통하여 검증한다. 이 논문에서는 국내 기술로 개발되는 우주용 카메라 열제어 장치의 설계 및 해석, 제작현황 등을 소개하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2010.11a
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• pp.620-621
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• 2010

Thermal models are made to verify the process that operate in space orbit. In this study, thermal analysis model correlation was performed to satisfy the criteria of correlation. Ground thermal vacuum test results are used for the correlation thermal model in the process of thermal model verification.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.120.2-120.2
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• 2012

천리안위성은 2010년 6월 발사되어 지구적도상공 약36,000km, 동경 128.2도에 위치하고 지구 자전 방향으로 지구와 같은 속도로 회전하며 24시간 한반도를 관측하는 정지궤도위성이다. 정지궤도위성은 높은 고도로 인하여 태양활동 변화에 따른 태양풍, 고에너지 전자 등에 의한 영향을 직접적으로 받는 환경에 놓여있다. 과거 사례들로부터 정지궤도위성의 오작동은 태양활동에 의해 다양한 현상으로 발생될 수 있다는 사실도 밝혀졌다. 본 연구에서는 2013년 태양활동 극대기를 대비하여 태양활동 변화가 천리안위성의 탑재체에 끼치는 영향에 대해 조사되었다. 천리안위성은 기상 해양관측을 위한 광학탑재체와 통신서비스를 위한 통신탑재체로 이루어져있다. 이 중 우리는 2011년에 발생된 X등급의 태양폭발 규모에 따라서 기상관측을 수행하는 기상탑재체 상태가 태양폭발이 없는 기간의 상태와 어느 정도 차이를 보이는지 분석하였다. 2011년에 발생된 경보는 3단계 10회, 4단계 2회로 발생빈도가 증가하는 추세이다. 4단계 경보의 태양폭발에도 천리안위성은 모든 부분에서 정상운영을 유지하고 있다. 이번연구를 통해 태양폭발 규모에 따른 기상탑재체의 영향 정도를 가시화하여 앞으로 발생 가능한 문제를 예측하고 대비함으로서 안정적인 위성운영을 도모하고자 한다.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2005.05a
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• pp.949-952
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• 2005

According to the national space program in Korea, is satellites will be launch into space up to 2015. Especially, KARI is going to develope of its own a high resolution camera of less than 1m to be mounted on next Multipurpose Satellite. When performing testing of large spacecraft or hardware that will be launched into orbit, it is necessary to conduct a testing with space-simulated environment. To achieve this requirement, thermal vacuum chamber is generally used. KARI has been developed a very Large Thermal Vacuum Chamber(LTVC) from 2003 to accomodate future space program, such as KOMPSAT, COMS, and Launch vehicles. This new facility will be used to qualify the first self developed High Resolution Camera, which will be loaded on KOMPSAT-3. To perform an optical test for space camera, it is necessary to provide vibration free environment. Thus the vibration responses on the optical table due to external vibration should be minimized by using a special isolation system. In this paper, we propose the concept design of vibration isolation system for the development of the high resolution camera.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.5 no.2
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• pp.51-57
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• 2007

상용 위성탑재카메라를 이용한 지표면의 고해상도 영상획득은 1990년대부터 세계 각국에서 많은 노력과 투자를 하고 있다. 미국은 이미 해상도 1m급의 IKONOS, Orbview 및 Quickbird 등을 운용하고 있으며 최근에는 해상도 0.5m급 이하의 위성탑재 카메라를 개발하고 있는 것으로 알려졌다. 러시아, 프랑스, 이스라엘, 일본 등도 1m급 탑재카메라를 개발 중이거나 운용중이며 우리나라도 다목적 실용위성 시리즈의 탑재카메라 개발을 통해 고해상도 위성 카메라를 운용 및 개발 중이다. 이러한 개발동향에 따라 고해상도 위성카메라의 광학부품과 구조부품에 대한 기술적 연구와 개발에도 많은 노력이 이루어지고 있는데, 국내에서도 향후 계속되는 국가의 위성탑재카메라 개발계획에 따라 요구되는 핵심 광구조 부품 개발을 위해 대구경 광학 부품이나 구조물에 대해서 단계적인 국내개발을 시작하고 있다. 우선적으로 한국항공우주연구원과 한국표준과학연구원은 연구원간 협력프로그램으로 대구경 우주급 반사경조립체에 대한 국내개발을 진행하고 있으며 우주환경에서의 광학시험에 필요한 관련 시설을 구축하고 있으므로 국내의 위성관련 광구조부품 개발 기술도 획기적으로 향상될 것으로 기대된다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.2
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• pp.68-74
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• 2009

Infra-red earth sensors(IRES) are accommodated in a geostationary multi-functional satellite, which includes optical payloads for observing the earth, to provide pointing reference for the payloads. Even the slight pointing difference between the IRES and the payloads is so critical from the geostationary orbit that can degrade their imaging performance. Therefore, a dedicated support structure is required to guarantee the stability during the flight operation. This paper shows the design justification for the IRES support structure employed in the Communication, Ocean and Meteorological Satellite(COMS). It intends to give an overall design presentation and to justify that this design is compatible with all the requirements in terms of stiffness and strength as well as the stability.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.4 no.2
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• pp.107-116
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• 2005

As a unique payload of Komsat-2, MSC, comprising EOS(Electro-Optical Sub-system), PMU(Payload Management Unit) and PDTS(Payload Data Transmission Sub-system), is supposed to take pictures of one panchromatic and 4 multi-spectral image between wavelength 450mm~900mm, and is being under final Satellite I&T. It will perform the earth remote sensing with applications such as acquisition of high resolution images, surveillance of large scale disasters and its countermeasure, survey of natural resources, etc.. Under the hostile influence of the extreme space environmental conditions due to deep space and direct solar flux, the thermal design is especially of major importance in designing a payload. 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 source on the spacecraft. This paper describes details of thermal control system for MSC.