• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.28.3-28.3
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• 2009

과학기술위성 3호는 2007년 6월에 사업착수를 시작하여, 동년 8월 시스템요구사항검토회의(SRR)를 통해 임무 요구사항을 도출하였고, 동년 12월에 시스템기본설계검토회의(SDR)과 2008년 9월 시스템예비설계검토회의(PDR)를 개최하여 시험인증모델(EQM, Engineering& Qualification Model) 제작을 시작하여, 납품을 완료하고 ETB(Engineering Test Bed)상에서 유닛의 기능 시험 및 접속시험, 그리고 환경시험을 수행을 완료하였다. 또한 열구조모델 (STM, Structure and Thermal Model)도 제작을 완료하고 발사환경시험과 열평형 환경시험을 완료하였다. 이와같이 시험인증모델 및 열구조모델에 대한 지상에서의 시험과 검증이 완료된 시험결과를 바탕으로 2009년 9월 상세설계를 완료하고 비행모델 제작에 착수할 예정이다. 이 논문에서는 과학기술위성 3호의 시험인증모델에 대한 시험의 목적, 종류 그리고 검증에 대한 결과 그리고 향후 계획에 대해 발표하고자 한다. 참고로 과학기술위성 3호는 주탑재체인 다목적적외선영상시스템(MIRIS)은 우리 은하계의 근적외선 관측, 우주 배경복사 관측 및 지구 지표면의 적외선 영상 획득을 임무로 하고 있고, 부탑재체인 초소형 영상 분광기(COMIS)는 한반도 지역의 다중 스펙트럼 영상을 획득함으로써 대기관측 및 환경감시의 임무를 가지고 있다.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.9 no.3
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• pp.74-84
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• 2005

This paper include the investigation of finding the system characteristics of facility by simulating open-type turbo-pump fed system, which has commercial control valves, using AMESIM (Advanced Modeling Environment Simulation) commercial software. After developing a flight-type control valve on the basis of the results, the system characteristics of facility for control and valve tests is estimated. Especially, one of purposes of this paper is to find PID value of each commercial control valve in the facility for system test. To find suitable control logic, PI and PID modes are also compared. This paper also introduces design parameters of valve and equipment for thrust control and TDS simulation, which are using control valves.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.79-87
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• 2017

Korea Aerospace Research Institute has being developed a staged combustion cycle rocket (SCCR) engine with high specific impulse to send a 3-ton class satellite into geostationary orbit while conducted Korean Space Launch Vehicle (KSLV) II project. The SCCR engine is different from the KSLV-II engine, which is open cycle engine using a gas-generator. The SCCR engine with closed cycle is composed of a pre-burner, a turbo pump, and a main combustor. The technology demonstration model (TDM0) was assembled and tested in the 7ton-class engine combustion test facility of Naro Space Center, and the combustion test was successfully conducted. Afterward engine-shaped SCCR engine model (TDM1) is being designed and developed for the next combustion test.

• Proceedings of the KSRS Conference
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• 2009.03a
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• pp.167-171
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• 2009

정지궤도에서는 세계 최초의 해양관측위성으로 개발된 정지궤도 해양위성(GOCI, Geostationary Ocean Color Imager)은 통신해양기상위성(COMS, Communication, Ocean and Meterological Satellite)의 탑재체로서 2009년말 발사 예정이다. 정지궤도 해양위성의 복사보정은 센서의 전기적 특성에 의한 잡음을 제거하기 위한 암흑전류 교정(Dark Current Correction)을 먼저 수행한 다음, 주운영지상국인 해양위성센터(KOSC, Korea Ocean Satellite Center)에서 수신된 위성의 원시자료의 Digital Number(DN)를 실제 해양원격탐사에서 이용하는 물리량인 복사휘도(Radiance, $W/m^2/{\mu}m/sr$)로 변환하는 복사보정을 수행한다. 정확도 높은 복사보정을 수행하기 위해서는 기준광원의 복사휘도와 센서의 물리적 특성을 정확하게 알아야 한다. 정지궤도 해양위성 궤도상 복사보정(on-orbit radiometric calibration)에서는 태양이 기준광원이기 때문에, 기준 태양복사모델(Thuillier 2004 Solar Irradiance Model)에서 지구-태양간 거리 변화(1년 주기)를 보정한 태양의 방사도 (Irradiance)를 이용하고, 태양입사각에 대한 태양광 확산기의 감쇄 특성 변화를 고려하여 센서에 입력되는 복사휘도를 계산한다. 센서의 물리적 특성으로 인한 복사보정의 오차를 줄이기 위해 우주방사선 및 우주먼지(space debris)로 인해 위성 운용기간 중 그 특성이 저하되는 태양광 확산기(solar Diffuser)의 특성변화를 모니터링하기 위한 DAMD(Diffuser Aging Monitoring Device)를 이용한다. 정지궤도 해양위성 주관운영기관인 한국해양연구원의 해양위성센터에서는 정지궤도 해양위성 복사보정을 수행하기 위한 S/W를 통신해양기상위성 자료처리시스템 개발사업의 일환으로 개발하였으며, 관련 성능 시험을 수행하고 있다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.3
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• pp.93-98
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• 2005

STSAT-2 will be launched on December 2007 by the first Korean launch vehicle KSLV-1, and its one of the main instruments is DREAM (Dual Channel Radio Frequency and Environment Atmosphere Monitoring) which detects a signal for atmosphere from the Earth by using micro-wave signal. The STSAT-2 has many units for technology demonstration such as FDSS (Fine Digital Sun Sensor) and DHST (Dual Head Star Tracker) including PPT (Pulsed Plasma Thruster) for attitude control and momentum dumping in the space. In this paper, the power budget analysis for STSAT-2 will be studied and provided for supporting the whole mission life time during the mission of its spacecraft.

• Journal of Space Technology and Applications
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• v.2 no.1
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• pp.30-40
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• 2022

This paper illustrates the trajectory design of drift distance recovery after initial launch and proximity operation when verifying rendezvous/docking technology using nanosatellites. The rendezvous/docking is a technology that is the basis of on-orbit servicing technology and is a preemptive process essential for approaching a target object. In particular, since it is difficult to verify in space, nanosatellites have recently been used to reduce the risk and cost of the development stage. Therefore, this paper not only introduces the configuration and specifications of thrusters for nanosatellites but also designs relative trajectories that can take into account the thrust limitations which come from the small size and low power of nanosatellites. In addition, we intend to be helpful in later designing scenarios according to the improvement of available thruster performance through comparison of trajectories and thrust usage with cases without thrust limitations.

• Atmosphere
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• v.12 no.4
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• pp.20-42
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• 2002

Based on the "Mid to Long Term Plan for Space Development", a project to launch COMeS (Communication, Oceanography, and Meteorological Satellite) into the geostationary orbit is undergoing. Accordingly, KMA (Korea Meteorological Administration) has defined the meteorological missions and prepared the user requirements to fulfill the missions. To make a realistic user requirements, we prepared a first draft based on the ideal meteorological products derivable from a geostationary platform and sent the RFI (request for information) to the sensor manufacturers. Based on the responses to the RFI and other considerations, we revised the user requirement to be a realistic plan for the 2008 launch of the satellite. This manuscript introduces the revised user requirements briefly. The major mission defined in the revised user requirement is the augmentation of the detection and prediction ability of the severe weather phenomena, especially around the Korean Peninsula. The required payload is an enhanced Imager, which includes the major observation channels of the current geostationary sounder. To derive the required meteorological products from the Imager, at least 12 channels are required with the optimum of 16 channels. The minimum 12 channels are 6 wavelength bands used for current geostationary satellite, and additional channels in two visible bands, a near infrared band, two water vapor bands and one ozone absorption band. From these enhanced channel observation, we are going to derive and utilize the information of water vapor, stability index, wind field, and analysis of special weather phenomena such as the yellow sand event in addition to the standard derived products from the current geostationary Imager data. For a better temporal coverage, the Imager is required to acquire the full disk data within 15 minutes and to have the rapid scan mode for the limited area coverage. The required thresholds of spatial resolutions are 1 km and 2 km for visible and infrared channels, respectively, while the target resolutions are 0.5 km and 1 km.

• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.9 no.3
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• pp.1-4
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• 2014

A radio communication system has interference caused by other radio transmitters operated in co-channel or adjacent channels. Therefore technical specifications are made by considering and investigating the effects of interference between the new system and present systems when the new system will be started to serve in the near future. FTS is used for preventing an abnormal mission and guaranteeing public protection. Recently the next generation FTS's are researched to reinforce the security and to increase the operating capability of simultaneous use. EFTS known as one of the next generation FTS's is suitable for such purposes. In this paper the effects of interference signals on the performance of EFTS are investigated. Noncoherent DPSK and noncoherent CPFSK are considered for the modulation method of EFTS and a FMCW and a pulse RADAR considered as a interferer. The power of FMCW is 20.3dB lower than the power of EFTS and the power of pulse RADAR is 19.1dB lower than that of EFTS. Simulation results show that FMCW interferer reduce $E_b/N_o$ of about 1dB and $E_b/N_o$ of EFTS deteriorates about 0.5dB due to interference signals generated from pulse RADAR.

• Strategy21
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• s.42
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• pp.114-153
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• 2017

고도화 및 가시화되고 있는 북한의 '잠수함발사탄도미사일(SLBM: Submarine Launched Ballistic Missile)'위협에 대응하기 위한 효과적인 전략수단으로써 핵추진잠수함의 필요성에 대한 국민적 관심이 고조되고 있다. 핵추진잠수함의 전략적 가치에 대한 논의가 활발히 진행되고 있는 가운데, 주변국과의 갈등과 국제사회의 비핵화 규범의 미 준수 논란 등 핵추진잠수함 확보과정에서 야기될 수 있는 대·내외의 정치·외교적 파장에 대한 우려의 목소리 또한 높아지고 있다. 그러나, 핵추진잠수함의 필요성 및 확보와 관련한 지금까지의 대부분의 논의들은 한국의 '내부적 논의(Just our own scenario)'에 그치는 한계를 보이고 있다. 전략무기체계로써의 상징성과 그에 따르는 대외적 민감성을 고려 시 일방적이고 독자적인 핵추진잠수함 확보노력은 과정상의 시행착오와 불확실성을 더욱 가중시켜 정책적 실패로 귀결될 수 있는 위험성을 내포하고 있다. 특히, 한반도 평화와 아태지역의 안전보장이라는 공동의 전략적 목표를 공유하고 있는 동맹국인 미국의 공감대와 지지가 뒷받침되지 않은 독자적인 핵추진잠수함 확보노력은 큰 난항이 예상되며 자칫 서로간의 '전략적 신뢰(Strategic Trust)'를 무너뜨려 '한미동맹의 결속력(Alliance Cohesion)'을 약화시키는 요인으로 작용할 수 있다. 미국의 동의와 지지에 기반한 핵추진잠수함 확보를 위해서는 한국의 핵추진잠수함 확보가 동맹의 전략목표 및 미국의 전략적 이해관계에 미칠 수 있는 긍정적, 부정적 효과에 대한 충분한 검토와 논의가 선행되어야 한다. 한미동맹의 공동의 전략목표와 미국의 전략적 이익에 상충하는 한국의 핵추진잠수함 확보시도는 성공 가능성이 낮기 때문이다. 본 연구에서는 현실화되고 있는 북한의 핵위협에 대응하고 지역안전보장에 기여할 수 있는 미국과의 연합방위력 증강차원에서의 한국의 핵추진잠수함의 전략적 효용성을 분석하였다. 더불어, 한국의 핵추진잠수함 확보과정에서 야기될 수 있는 대·내외의 기술적, 정치·외교적 사안들을 살펴본 후 한미동맹 차원에서의 정책적 해결방안을 제시하였다. 연구목적을 위해 유사한 역사적 사례연구를 통해 교훈을 도출하였으며, 미국 오바마 1기 행정부에서 미국의 아태지역 및 대북정책을 주도한 전 미국 국무부부장관 제임스 스타인버그(James Steinberg) 및 여러 미국 내 한반도 전문가들의 의견을 수렴하였다. 본 연구가 한국의 핵잠수함 확보를 위한 한미간 발전적 논의의 시발점이 되기를 기대한다.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.12 no.4
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• pp.64-74
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• 2018

Small high-resolution Earth observation satellites require precise optical alignment at the submicron level. However, misalignments can occur due to the influence of external factors during the launch and operation despite the sufficient alignment processes that take place before the launch. Thus, satellites need to realign their optical elements in orbit in what is known as a refocusing process to compensate for any misalignments. Refocusing algorithms developed for satellites have only considered de-space, which is the most sensitive factor with respect to image quality. However, the existing algorithms can cause correction error when inner and external forces generate tilt amount in an optical system. The present work suggests an improved online refocusing algorithm by considering the tilting effect for application in the case of a de-spaced and tilted optical system. In addition, the algorithm is considered to be efficient in terms of time and cost because it is designed to be used as an online method that does not require ground communication.