• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.97-102
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• 2004

우주비행체의 추진시스템은 주차 궤도에서 임무 궤도도의 진입을 위해 필요한 임펄스 및 궤도에서의 3축 자세제어에 요구되는 적절한 임펄스를 제공하는 역할을 수행한다. 다목적실용위성 2호의 추진시스템은 용접으로 조립된 단일추진제 하이드라진 시스템으로 추력기, 추진제 탱크, 압력변환기, 추진제 필터, 격리밸브 및 충전/배출 밸브 등의 주요부품들로 구성되며, 그 외 각 부품들을 연결해주는 추진제 배관과 열제어 부품들이 추가된다. 이 논문에서는 설계에서부터 조립/시험에 걸친 액체 추진시스템의 개발과정을 서술하였다.

• 한국지구과학회:학술대회논문집
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• 한국지구과학회 2010년도 춘계학술발표회 논문집
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• pp.120-120
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• 2010

두 개의 별로 구성되었을 것이라고 여겨진 공생별은 밝기변화는 궤도운동에 따라 밝기가 변하는 것으로 알려졌다. 분광 관측 자료에는 이러한 궤도 변화 외에도 다양한 요소가 밝기 변화에 관여하는 것이 특성으로 나타난다. 또한 공생별은 밝기가 급격하게 증가하고 혹은 감소하기도 하는데, 이는 폭발에 기인하는 것으로 판단된다. 이러한 변화, 궤도 운동에 따라 기하학적 변화와 폭발 현상을 모두 볼 수 있는 대표적인 공생별이 Z And이다. 우리는 선행연구(MIKOLAJEWSKA & KENYON, 1996)에서 발표한 저분산 분광 자료를 이용하여 위상별로 변하는 상대적 선세기 변화를 조사하였다. MIKOLAJEWSKA & KENYON (1996)의 자료는 저분산 기기로(${\Delta\lambda\sim}3{\AA}$), HeI, HII, [OIII]5007, [NeV]등이 관측되었는데, 이러한 선들의 세기를 광이온 모델을 이용하여 예측한 후, 공생별 가스를 이온화시킨 중심별(WD)의 물리적 특성을 연구하였다. 또한 Hyung & Aller가 2002년 8월 12일 Lick Observatory에서 Hamilton Echelle Spectrograph (HES)를 사용하여 3600초 노출 관측한 고 분산 분광자료(${\Delta\lambda\sim}0.1{\AA}$)도 분석하였다. HES 관측 자료는 공생별의 위상이 $\Phi$=0.22이며, HES자료는 $3470{\AA}-9775{\AA}$에서 HI, HII, HeI, HeII, NII, NIII, OII, [OI], [OII], [OIII] 등이 있었다. 이 선들의 선 윤곽을 IRAF와 StarLink/Dipso를 이용하여 분석하고, 각 성분이 위상($\Phi$=0.22)인 상태에서의 관측자에 대해 어떠한 기하학적인 구조를 가지고 있는지 연구하였다. CLOUDY를 사용하여 광 이온 모형성운을 만들어 화학원소 및 성운가스의 물리적 조건을 연구하였다. Z And의 수소의 수밀도($N_H$)는 $10^{8.5}/cm^3$으로 가정하였다. 중심별 온도는 약 110,000K, 광도는 태양의 2000배로 추정되었다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.200.1-200.1
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• 2012

저궤도 위성은 크게 탑재체(Payload) 와 본체(Bus System)로 구성된다. 버스시스템은 다시 여러 서브시스템으로 나뉘는데 그 중의 하나가 원격측정명령계이다. 원격측정명령계는 위성의 각 서브시스템에 대한 정보를 텔레메트리를 사용하여 지상으로 전송하고 지상으로부터 커맨드를 받아서 이에 대한 명령을 수행한다. 이 때 S 대역 송수신기를 통해 RF로 변복조 되어 지상과 통신을 하게 된다. 보통 저궤도 위성의 송수신기는 레인징 기능을 제공하는데 이는 위성의 궤도를 예측하는데 사용된다. 위성의 궤도를 예측하기 위해서는 위치를 알아야 하는데 이 때 지상국에서 일정한 톤 신호를 위성으로 보내 되돌아오는 신호를 측정하여 위상차를 통해 거리를 측정하게 된다. 위성에 탑재되는 송수신기는 설계상 고유의 레인징 신호 지연 값을 가지게 되는데 이는 위성 발사 후 위성과의 거리측정 시 계산에 영향을 미치게 된다. 때문에 이에 대한 정확한 값을 미리 획득하여 발사 후 위성 궤도 예측에 사용되어야 한다. 본 논문에서는 한국항공우주연원에서 개발한 저궤도 위성의 송수신기를 사용하여 정확한 레인징 측정방법을 통해 결과 값을 제시하여 레인징 성능을 확인하고 또한 장기간에 걸친 모니터링을 통해 경향을 파악하여 송수신기의 성능을 확인하여 추후 이를 지상국과 위성사이의 통신에 활용할 수 있게 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제16권1호
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• pp.69-78
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• 1999

인공위성의 임무분석기술 중 하나로 인공위성의 센서가 실제의 궤도상에서 감지하는 것과 거의 같은 자료를 생성하는 자세감지(attitude sensing) S/W 시스템을 개발하였다. 이 S/W 시스템은 두 개의 모듈로 구성되어 있는데, 하나의 천체력 서비스 (ephemeris service) 모듈로 4개 행성(금성, 화성, 목성, 토성)의 섭동향을 고려하여 태양과 달의 위치를 구하고 4 $\times$4 지구중력 포텐셜항을 고려하여 위성의 위치를 계산하여 준다. 또 하나는 자세감지 모듈로 위성체의 자세요소($alpha,delta$)와 태양, 지구, 달의 위치로부터 위성의 자전축에 대한 각 천제들의 시선고도각(look angle)과 이면각(digedral angle)을 산출한다. 개발된 S/W 시스템으로 무궁화 위성의 자전축과 궤도요소를 변화시키면서 모의실험한 결과를 논의하였다.

• 천문학회보
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• 제37권1호
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• pp.91.1-91.1
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• 2012

지구 자기권의 입자분포는 지구 자기권의 상태와 태양풍의 물리적 상황에 따라 다르다. 가령, 정지궤도에서 고에너지 입자의 flux가 낮아지는 것이 관측된다. 이러한 flux dropout 기간은 대부분 storm main phase에 해당된다. 반면 태양풍의 속력이 상대적으로 높은 HSS(high speed stream)기간 동안에는 대부분 정지궤도에서의 고에너지 입자 flux가 높아지며 radiation belt의 고에너지 입자들의 seed electron 역할을 할 것으로 예상하고 있다. 본 연구에서는 GOSE 11 위성의 electron flux data와 태양풍의 속도를 이용하여 HSS, quiet time, flux dropout 기간을 정의 하였다. 또한, 지구로부터 7~8Re 떨어진 night side지역을 radiation belt의 trapping boundary 바로 바깥 경계지역과 같다고 가정하였다. 그리고 각 기간 동안 이 경계지역에서 입자들의 분포와 관련된 물리적 조건을 결정하는 것을 목표로 하였다. 이는 방사선 벨트 내부에서의 역학적 진화에 영향을 미칠 수 있다. 2007년 6월부터 2010년 8월까지 이러한 경계지역에 THEMIS 위성이 위치했을 때 ESA와 SST의 omni-directional flux를 이용하여 에너지에 대한 입자플럭스 분포 함수를 산출하였다. 또한 각 기간에 평균한 분포 함수를 가장 잘 나타낼 수 있는 해석적 함수를 도출하였다. 추가로, 경계지역에서의 입자들의 pitch angle 분포 패턴도 결정 하였다. 이 결과는 방사선 벨트의 전산모사에서 실질적인 경계 조건으로 사용될 수 있다.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.1-7
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• 2009

세계최초의 정지궤도 해양탑재체인 GOCI(Geostationary Ocean Color Imager)는 정지궤도 복합위성인 COMS(Communication, Ocean, and Meteorological Satellite)에 기상탑재체, 통신탑재체와 함께 탑재되기 위해 개발되고 있다. 본 논문에서는 부분품 레벨의 응답특성을 이용한 탑재체 레벨의 복사모델 수립방법을 소개하며, 복사모델을 이용하여 각 채널의 비선형성 특성을 분석한다. 또한, 해양탑재체의 복사시험 데이터를 이용하여 각 채널의 비선형 특성을 검증한다. 분석 결과, 선형이득과 비선형이득의 함수로 표현되는 비선형성$G^3$/b는 모든 채널에 대해 동일함을 확인하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.166.2-166.2
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• 2012

국내에서 개발한 고기동 저궤도 위성이 일본 다네가시마 우주센터에서 2012년 5월 18일 발사되었다. 자세제어계는 위성의 임무수행을 완수할 수 있도록 발사 후부터 위성 수명 기간 동안 자세명령을 생성하고 제어 및 결정을 하며, 궤도 조정과 모멘텀 덤핑등의 임무를 수행한다. 이러한 임무 수행을 가능하게 하기 위해 자세제어계는 적절한 센서와 구동기 조합을 사용하여 추력기 기반 안전모드, 궤도 조정을 위한 Del-V Burn 기동 모드, 태양지향 서브모드 및 목표지향 서브모드 등을 설계했다. 고기동 위성의 초기 운용 중 자세제어계는 자세제어계 하드웨어의 초기 구동 및 점검을 수행하고 설계한 각 모드의 기능과 성능 확인을 수행하게 된다. 본 연구는 성공적으로 완료한 자세제어계 하드웨어의 초기 점검 결과를 소개하는 것이 목적이다. 초기 운용은 위성이 발사된 직후 탑재컴퓨터가 깨어나면서부터 시작되는데, 발사 후 최초 접속시 추력기 기반 안전모드에서 태양 획득 성능 및 제어 성능을 확인한 후 정상 상태 모드인 태양지향 자세로 전환하기 위해 자세제어계 하드웨어인 별 추적기, 자기토커, 반작용휠의 초기 구동 및 점검을 수행하였다. 본 연구에서는 각 하드웨어의 초기 구동 점검과 성능 및 기능 요구조건 만족에 대한 성능 분석 결과를 정리하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권2호
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• pp.181-198
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• 2008

최근 들어 소형의 저궤도 위성들을 이용해서 특정 지역을 관측하기 위한 위성군의 궤도를 설계하는 것의 중요성이 점점 부각되고 있다. 일반적으로 많이 사용하는 Walker 위성군 설계 방법은 전 지구영역 관측에는 적당하지만 부분적인 지역 관측에는 효율성이 떨어진다. 이 논문에서는 한반도를 효율적으로 관측하기 위한 최적의 위성군 궤도 설계 방법을 연구하였다. 이를 위해 원궤도 중 지표면 반복궤도를 이용하여 위성군을 이루고 있는 위성들의 궤도요소를 직접 조절하는 방법을 사용하였다. 관측 목표 지역에 대해 최소한의 위성을 이용하여 관측 공백시간을 최소화하고 관측시간은 최대화하는 궤도요소를 산출하여 위성군 궤도를 설계하였다. 위성군 설계 결과, 저궤도 위성을 이용하였을 경우, 관측 가능한 최소 고도각을 12도로 가정하였을 때 한반도 지역의 관측을 효율적(관측 공백시간은 1시간 이내로 하면서 최대의 관측시간을 보장)으로 하려면 최소한 4대의 위성이 필요하다는 결과를 얻었다. 그리고 이 연구에서 제시된 방법이 Walker 방법보다 더 효율적이라는 것을 확인하였다. 이 연구를 통해서 개발된 알고리즘은 향후 우리나라가 실제로 위성군을 운영하고자 할 때 사전 임무 설계를 위하여 사용될 수 있다.

• 항공우주기술
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• 제4권2호
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• pp.94-100
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• 2005

정지궤도 인공위성의 추진시스템은 각 탱크 및 배관, 주요 핵심부분 등에 온도를 측정할 수 있는 온도센서를 장착하고 있다. 또한 추진시스템 내에 다수의 탱크가 장착될 경우 온도변화에 따라 탱크내 추진제가 이동하는 열펌핑 현상이 발생하고 이때 온도변화는 일정한 경향을 갖는다. 본 논문에서는 무궁화위성 1호 추진시스템의 온도변화를 분석하고 이를 통하여 배관내에 가압제의 유입시기를 추정하고 위성폐기 시점을 추정하고자 한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
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• pp.53-53
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• 2004

과학기술위성 1호는 2003년 9월 27일 러시아의 플레세츠크에서 성공적으로 발사된 후 6개월 여간의 운용을 통하여 초기 위성 안정화 과정과, 임무 수행기간인 2년 동안 정상적으로 위성이 운용될 수 있도록 위성의 운용모드에 따른 파라미터를 궤도상에서 보정하는 과정을 거쳐 전력 시스템이 최상의 조건을 가질 수 있도록 하였다. 초기 위성의 상태 점검과정과 탑재체의 관측을 위한 운용모드 시험과정을 거쳐 현재 위성은 각 궤도별로 “정밀 자세 제어 모드”, “최대 태양 전력 입력 지향 모드”, “자동 지상국 교신모드”, “탑재체 운용 모드”, “S/W 전력 제어”, “자동 파일 다운로드” 등으로 분류되어 운용되고 있으며, 위성의 주컴퓨터에 시나리오 명령구조를 사용하여 탑재체를 운용하고 있다. (중략)