• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2000년도 춘계 학술대회 논문집 통권 3호 Proceedings of the 2000 KSRS Spring Meeting
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• pp.1-1
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• 2000

아리랑위성 1호는 1999년 12월 21일 미국 캘리포니아 반덴버그 공군기지에서 성공적으로 발사되어 초기 고도 702.5km, 궤도경사각 98.26도의 궤도 진입에 성공하였다. 발사 후 2 개월간의 초기 운용기간 (Launch Early Operation Phase) 동안 위성체의 점검 및 기본 기능시험이 완료되었고 현재 위성은 정상 임무궤도에서 운용되고 있다. 초기 운용기간에 위성에 탑재된 관측센서의 기능분석 및 시험 영상 촬영도 이루어졌다. 본 발표에서는 초기 운용기간에 전자광학카메라 (EOC)와 해석관측센서 (OSMI)로부터 획득한 영상자료의 일부를 공개한다. 이를 통해 향후 국토이용관리, 해양 및 기상 등 다 방면에 활용될 EOC 및 OSMI 자료의 현재 수신상황을 설명하고 영상자료에 대한 이해를 도모하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 1995년도 제5회 학술강연회논문집
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• pp.59-66
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• 1995

인공위성의 궤도진입, 궤도수정 및 자세제어를 담당하는 추진체계는 위성의 용도와 궤도위치, 자세/궤도제어 방식 등을 고려하여 설계하여야 한다. 현재까지도 널리 사용되고 있는 인공위성 추진체계는 AKM(Apogee Kick Motor)과 단일 추진제 추력기로 구성된 "통상 추진체계"이나 최근에는 AKE(Apogee Kick Engine)과 이원 추진제추력기로 구성된 "통합 추진체계" 그리고 이와 유사한 "완전통합 추진체계", "이중 추진체계" 등이 기술적 선택방안으로 제안되어 일부 적용되고 있는 실정이며 이러한 추진체계의 효과적 실용화를 위해서 단일 추진제(하이드라진) 추력기의 성능향상 및 이원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.원 추진제 엔진과 이원 추진제 추력기의 기술개선 연구가 이루어지고 있다.

• 한국농업기계학회:학술대회논문집
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• 한국농업기계학회 2017년도 춘계공동학술대회
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• pp.20-20
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• 2017

궤도형 차량의 이동구조는 에너지 소비 측면에서 단점이 있지만 접지압의 감소로 인한 평지 및 야지험지에서도 원활한 주행이 가능한 장점으로 인해 농업분야의 플랫폼에서 많이 사용된다. 곡식을 베는 일과 탈곡하는 일을 한 번에 하는 콤바인도 이러한 무한궤도형 이동구조를 사용한다. 또한 궤도형 차량의 방향전환 및 주행속도 변환은 좌 우 궤도의 회전 속도를 다르게 하여 동시에 제어하기 때문에 정교한 주행 성능을 위해서는 궤도형 차량의 기구학 모델을 고려한 경로 계획이 필요하다. 본 연구에서는 직교형 포장에서 Round harvesting 기법 기반으로 궤도형 차량의 기구학 모델 및 포장정보를 고려한 자율주행 콤바인 경로계획 알고리즘을 개발하고자 하였다. 이를 위해 Labview 기반의 궤도형 차량 시뮬레이션을 구축하여 실제 포장정보를 이용해 생성 된 경로의 적용 가능성을 구명하고자 하였다. 자율주행 콤바인 경로 계획은 콤바인의 길이, 너비, 회전 시 좌 우 궤도의 속도 비, 직진 속도와 회전 속도 비, 회전 각도, 포장의 외부 경계선, 작업 겹침 량, 회경 횟수를 이용하여 좌현 새머리 선회를 포함한 내부 왕복작업 경로를 생성하며 외부 회경 횟수는 2~3회를 가정하였다. 자율주행 시뮬레이션은 차체와 궤도 자체의 미끄러짐과 작동기 지연시간을 단순화 한 궤도형 기구학 모델형태로 구성하였다. 추종 알고리즘은 선견 거리법을 사용하였으며, 측면 변이값과 방향 오차의 선형조합을 이용하여 조향변수를 정의하고 퍼지로직기반으로 좌 우 궤도 속도를 7 단계화하여 조향장치를 모델링하였다. 실험결과 개발 된 경로생성 알고리즘은 실제 취득 된 포장 외부 경계 GPS 위 경도를 이용해 자동으로 생성이 가능하며 간략화 된 콤바인 시뮬레이션에서 직진주행 RMS 위치 오차는 0.05 m, 선회구간에서 직진 구간 진입 시 RMS 위치 오차는 0.11 m, 직진 구간 RMSE 방향 오차는 3.2 deg로 콤바인 예취부 간격인 30 cm보다 작은 위치 오차를 보이며 생성된 경로 전체 추종이 가능함을 나타내었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권12호
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• pp.950-958
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• 2013

달 궤도선은 한국형발사체(KSLV-II)에 실려 지구 저궤도에 투입된 후, 지상 안테나를 이용한 달 궤도선의 추적데이터 획득 및 궤도결정 과정을 거쳐 적절한 시점에서 TLI(Trans Lunar Injection) 엔진을 점화시켜야 한다. 본 논문은 달 궤도선을 나로우주센터에서 발사하여 달 궤도에 진입하기까지 여러 단계로 나누고 발사 방위각 및 발사창 분석부터 TLI 및 LOI(Lunar Orbit Insertion) 분사 위치에 따른 속도증분(${\Delta}V$) 그리고 가시성 및 식 기간 분석까지 수행하여 직접 전이궤적의 전반적인 특성을 분석하였다. 본 논문은 향후 달 임무 설계 시 관성비행 기간 및 전이기간에 따라 속도증분이 어떻게 변하는지에 대한 전반적인 내용을 파악하는데 도움이 되고, 발사 시각 선정과 연료소모를 줄일 수 있는 파라미터 선정에 도움을 줄 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.66-68
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• 2011

정지궤도위성인 천리안위성의 이원추진시스템은 크게 궤도전이를 위한 1기의 주엔진과 궤도상 운용에 주로 사용되는 14기의 추력기들로 구성된다. 천리안위성은 프렌치 기아나의 쿠루우주센터에서 성공적으로 발사되었다. 발사체에서 분리 후 추진시스템은 자동으로 초기화되었다. 이후 3번의 주엔진 분사가 성공적으로 수행되었으며 목표궤도 진입에 성공했다. 본 논문에서는 천리안위성의 발사 및 발사후 초기운용 과정에서의 주요 정황들에 대해 상술한다.

• 항공우주기술
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• 제3권1호
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• pp.134-142
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• 2004

본 논문은 일본의 정지궤도 위성개발에 대한 조사 보고서이다. 1950년대부터 일본정부의 의욕적인 우주개발 덕분에, 일본은 많은 어려움을 극복하면서 1970년 일본 최초의 위성인 오수미를 발사하여 세계에서 네 번째로 자국 발사체로 위성을 성공적으로 발사하는 국가가 되었다. 그 이후 지속적인 기술축적이 이루어져 우주개발 선진국으로서의 위치를 유지하고 있다. 일본은 2003년 말까지 18기의 과학위성, 7기의 기술시험위성, 5기의 기상위성, 및 수많은 통신방송위성 등을 포함하여 총 97기의 위성을 궤도에 진입시킴으로써, 세계에서 3번째로 많은 위성 보유국이 되었다. MELCO사가 2003년 6월 Optus C1위성을 호주의 Sing Tel Optus사에 성공적으로 납품함으로써, 일본은 국제 정지궤도위성 시장에서 경쟁할 능력을 갖추었다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제12권1호
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• pp.112-122
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• 1995

1995년 7월에 발사될 무궁화호 통신위성이 원지점 모터 분사의 오차로 인해 예정된 지구정지궤도진입에 실패했을 경우를 가정하였다. 원지점 모터 분사시에 연료 저장 상태의 불균형, 추력축의 회전 등으로 인하여 원지점 모터 분사가 잘못되어, 통신위생이 정지 궤도 요소 충 궤도 경사각이 $0^{\circ}$가 아닌 지구 통주기 궤도를 도는 상황을 모의실험하였다. 이 때, 궤도 의 진화과정을 섭통론을 통해 분석하였고 이심율과 경사각의 변화를 조사하였다. 궤도 경사각이 $0^{\circ}$가 아닌 지구동주기 궤도를 도는 통신위성이 8자 궤적을 그리게 되면 빔 지향점도 위성의 이동에 따라 움직이는데 이 문제를 해결하기 위해 위성의 roll각을 조정하여 빔 지향점을 고정시킬 수 있는 알고리즘을 무궁화호에 적용시켰다. 그리고 승교정과 강교점을 통과할 때 일어나는 펀파면의 회전 현상도 통신 효율에 큰 영향을 주는데, 편파변의 회전 현상을 줄일 수 있는 yaw각 조정방법올 역시 무궁화호에 적용했다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권1호
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• pp.43-55
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• 2009

20세기 전반 극초음속 공기흡입식 추진시스템에 대한 개념이 정립된 이래 항공우주기술선진국은 이러한 개념을 구현하기 위하여 꾸준히 연구를 진행하였으며 2004년 NASA의 X-43A Hyper-X가 마하 10의 극초 음속 공기흡입식 비행을 성공적으로 수행하였다. 현재 각 국에서는 이러한 극초음속 공기흡입식 추진시스템을 SSTO(Single Stage to Orbit) 또는 TSTO(Two Stage to Orbit) 개념의 재사용 위성 발사체 및 극초음속 미사일에 적용하기 위한 프로젝트가 본격적으로 진행되고 있다. 본 논문에는 미국, 유럽, 호주 아시아에서 개발하고 있는 극초음속 공기흡입식 추진시스템의 역사 및 현황과 이러한 추진시스템을 적용한 비행체, 미사일 개발 연구를 정리하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제11권2호
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• pp.296-307
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• 1994

1995년 Deitall 발사체로 발사예정인 무궁화 위생을 전이궤도에서 표류궤도로 진입시키기 위해 실시하는 원지점 조정에 활용이 가능한 시뮬레이션 S/W률 VAX/VMS 에서 사용할 수 있도록 X-Window 시스템(OSF /MOTIF Graphic User Interface)을 이용하여 GUI(Graphical User Interface)를 통한 조작이 가능하도록 개발하였다. 이 S/W는 원지점 점화를 임펄스라 가정하여 조정 파라미터를 계산하는 데 필요한 데이터를 제공하는 분석모드와 상세하게 모델링된 원지점 모터를 이용하여 finite burn 적분으로 원지점 점화를 위한 조정 파라미터를 계산하는 운용모드 등 두 가지 모드를 제공한다. 또한 이 개발된 S/W를 이용하여 무궁화 위성의 궤도 전이를 위한 최척 원지점 점화에 대하여 여러가지 시나리오를 수행하고 그 결과를 분석해 보았다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.95-95
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• 2003

점차 정밀화 및 대형화되고 있는 통신위성의 운영 우주환경은 고진공 환경이며 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어진다. 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터는 계속해서 우주환경에 노출되며 이러한 가혹한 우주환경에 의해서 위성체의 주요부품에 기능장애가 초래되기도 하고 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 즉 우주환경은 지상 환경과는 판이하게 다르기 때문에 지상에서는 제대로 작동하는 것으로 관찰되는 위성체가 우주환경에서는 예상하지 못한 기능장애를 보이기도 하고 이는 때때로 임무성공에 치명적인 영향을 미치기도 한다. 위와 같은 이유들로 인하여 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사 할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 본 논문에서는 정지궤도 위성과 같은 대형 위성체의 우주환경 모사에 필요한 대형 열진공 챔버의 설계에 필요한 요소들을 살펴보고자 한다.