• 한국항공우주학회지
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• 제37권6호
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• pp.537-544
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• 2009

본 논문에서는 안정성 영역 판별법(stability area) 기반 발사체의 자세제어기 이득결정과정에 대한 내용을 기술하였다. 안정성 영역 판별법은 D-Decomposition 기법으로부터 정의되는 것으로 본 논문에서는 D-Decomposition 기본 이론과 이로부터 산출된 발사체의 자세 안정성 영역을 도시하고, 적용 예로써 일반적인 발사체의 1단 추력 비행구간에서 자세제어기 설계과정을 제시하였다. 제어이득 결정을 위해서 중첩된 안정성 영역을 바탕으로 시스템 파라미터 불확실성을 고려 안정성 영역 경계(stability area boundary)를 설정하고, 선정된 제어이득을 발사체 선형모델에 적용, 자세 안정성 분석 수행 결과를 나타냈다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 1996년도 추계학술대회 논문집
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• pp.1017-1022
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• 1996

This paper presents results of dynamic analysis of the missile initial motion arising from the missile detent force. Using ADAMS (Automatic Dynamic Analysis of Mechanical System) software, a non-linear 46-DOF (Degree of Freedom) model is developed for the launcher system including missile and launch tube contact problem. From the dynamic analysis, it is found that initial angular velocity of the missile increases when the missile detent force increases (more than 18 g) and also rocket exhaust plume is taken into account. To achieve the missile launching s ability, it needs to reduce the missile initial detent force and exhaust plume area of the launcher. Results of the dynamic analysis on the system natural frequency agree well with those obtained from experimental modal tests. The overall results suggest that the proposed method is a useful tool for prediction of initial missile stability as well as d :sign of the missile launcher system.

• 한국정밀공학회지
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• 제14권4호
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• pp.22-29
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• 1997

This paper presents results on dynamic analysis of the missile initial motion arising from the missile detent force. Using ADAMS (Automatic Dynamic Analysis of Mechanical Syatem) software, a non- linear46-DOF (Degree of Freedom) model is developed for the launcher system including missile and lunch tube contact problem. From the dynamic analysis, it is found that initial angular velocity of the missile incre- ases when the missile detent force increases and also when rocket exhaust plume is taken into account. To achieve the missile launching stability, it needs to reduce the missile initial detent force and exhaust plume area of the lancher. Results of the dynamic analysis on the system natural frequency agree well with those obtained from experimental modal tests. The overall results suggest that the proposed method is a useful tool for prediction of initial missile stability as well as design of the missile launcher system.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.158.2-158.2
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• 2012

2012년 5월 18일 일본 다네가시마 발사장에서 성공적으로 발사된 아리랑위성 3호가 정상 궤도 진입을 성공하여 앞으로 4년간 임무를 수행할 예정이다. 2006년 7월 발사되어 3년간의 설계수명에 대한 임무 완수와 2차 연장 임무를 수행중인 아리랑위성 2호와 함께 임무관제국에서는 아리랑위성 2호와 3호를 보유하게 되었다. 향후발사 예정인 아리랑위성 5호와 3A 등을 포함할 경우 위성 증가에 따르는 관제 명령 수량을 원활하게 처리하기 위해 국내외 관제 안테나 사이트를 추가로 구축 글로벌 지상관제안테나 망이 요구됨에 따라, 지리적으로 접근이 용이하고 기후가 혹독하지 않아서 안정적으로 운영 가능한 국내외 관제안테나 사이트가 필요하다. 또한, 아리랑위성시리즈를 위한 국내외 안테나사이트 구축 시 임무관제국과 관제 안테나 사이트 간에는 위성과의 교신 시 안정적인 통신링크 확보가 필요하다. 본 논문에서는 지리적인 여건으로 일반적인 지상 네트워크 통신을 구축할 수 없는 경우에 고려 가능한 위성 통신망을 이용한 설계방법에 대하여 기술하고 있다.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.105-112
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• 2009

위성발사체(KSLV)발사에 있어서 Telemetry data는 발사임무수행 및 비행안전통제를 위해서 매우 중요한 자료이다. 따라서 발사체의 전체 비행구간 동안에 Telemetry 신호를 안정적으로 수신하는 것은 매우 중요하며, 이를 위하여 우주센터에서는 고흥 센터, 제주추적소 및 해상의 다운레인지를 운용하고 있다. 본 문서에서는 발사임무설계에 따른 예상비행궤적 및 발사체 자세, 추적소 위치를 고려하여 각 추적소의 임무구간에 신호를 안정적으로 수신할 수 있는지를 판단하는 Link Margin 및 통신신뢰도를 분석한다. 보다 정확한 분석을 위해서는 예상비행궤적 및 추적소 위치를 고려하여 발사체기준의 추적소방향(Aspect angle 및 roll angle)에 대한 탑재송신부 유효방사전력(EIRP: Effective Isotropic Radiation Power) 특성을 사용하여야 하나, 본 분석에서는 가용자료의 한계로 95% spatial coverage 유효방사전력을 사용하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제5권2호
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• pp.8-13
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• 2010

위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은, 우선 위성 자체의 미션 및 기능을 위해 필요한 여러 탑재체 및 장비들을 장착하고 지지할 수 있는 공간을 제공하고, 발사 시에 발생하는 이런 극심한 발사환경 하중에서 위성체 및 탑재체들을 안전하게 보호하는 것이다. 위성체가 발사체에 실려 발사될 때에 매우 높은 가속도에 의한 정적 하중 및 공기의 저항에 의한 하중, 연소 가스 분출 시 발생하는 음향에 의한 하중, 발사체로부터 분리될 때 발생하는 충격 하중 등 여러 가지의 극심한 하중을 겪게 된다. 특히 광학 탑재체가 탑재되는 경우, 탑재체의 지지 및 보호 역할 외에도 위성 구조계는 광학 탑재체의 안정적인 성능구현을 위해 극심한 열환경에 하에서 지향안정성을 보장해야 하고, 이를 위해 일반적으로 복합재로 구성된 광학벤치를 사용하게 된다. 본 논문은 위성체로부터 전달되는 하중을 최소화하여 광학 탑재체의 구조적 안정성을 확보하고 지향안정성을 보장하기 위한 광학벤치 및 지지구조물의 설계와 검증에 대하여 기술한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.36-40
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• 2017

우주발사체 발사운용은 발사체와 발사대시스템인 발사관제설비, 추진제공급설비 및 지상기계설비간의 유기적 작동을 통해 진행된다. 이때 발사대시스템 계기 구동을 위한 주요전원은 발사관제설비 구성요소인 지상장비전원공급계를 통해 공급된다. 따라서 지상장비전원공급계는 발사운용에 필요한 소요 전력을 안정적으로 공급할 수 있어야 한다. 본 논문에서는 한국형발사체 발사대시스템 구동을 위한 지상장비전원공급계 개발 현황을 소개한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.171.1-171.1
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• 2012

많은 비용을 투입하여 개발된 위성은 성공적인 발사를 통해 궤도 진입을 하며, 초기 운영을 통해 안정적인 운영이 가능하다. 발사 직전부터 위성의 최초 접속 시간 사이에 발사장 점검 팀과 위성 운영 팀 간의 업무 협조에 따라 초기 위성의 궤도 확인, 통신 링크 형성 및 상태 확인 등 정상적인 임무 수행 가능 여부의 성패가 결정된다고 해도 과언이 아니다. 이를 위해 참여한 각 팀 간의 유기적인 업무 협조 절차를 수립하고, 사전 예행 연습 (리허설)을 통한 세부 절차의 보완이 필수적이다. 본 논문은 위성의 발사 당일 작업을 위해 수립한 세부 절차를 중심으로, 사전 점검을 통한 보완을 위해 수립한 리허설 계획을 설명한 후 그 결과에 따라 확인된 개선 사항에 대해 기술한다. 특히 발사업체에서 제공하는 시설 및 시스템 점검 사항, 리허설 계획 수립 시 고려할 사항 및 리허설 수행 후 개선 사항들을 정리한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.168.2-168.2
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• 2012

위성체가 발사체에 실려 발사될 때에 매우 높은 가속도에 의한 정적, 동적 하중 및 공기의 저항에 의한 하중, 연소 가스 분출시 발생하는 음향에 의한 하중, 발사체로부터 분리될 때 발생하는 충격 하중 등 여러 가지의 극심한 하중을 겪게 된다. 이러한 발사 환경에 대한 안정성을 검토하기 위해 발사체 업체에서 제공하는 매뉴얼 상의 설계 조건을 이용하여 설계하고 해석하여 검증한다. 천리안 위성의 후속 위성으로, 해상도 및 채널 성능 향상된 차세대 기상탑재체를 탑재하고 현재 개발 중인 정지궤도 복합위성에 대해 발사환경을 고려한 개념 설계 및 초기 해석을 수행하였고, 개발 가능성 분석을 그 목적으로 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권12호
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• pp.1051-1056
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• 2014

소형인공위성에 적용을 목적으로 전기추진시스템의 연료공급부가 개발되었다. 연료공급부는 연료로 사용되는 제논을 높은 압력과 밀도의 가스상태로 저장하게 된다. 제논은 상온에서 임계점을 갖는데 발사환경에서 과도상태로 시스템에 영향을 미칠 수 있다. 따라서 발사환경에 대한 본 시스템의 기능적 구조적 안정성은 지상시험을 통한 검증이 필요하다. 본문에서는 연료공급부의 설계점과 검증시험내용을 논하고 시험결과를 정리하였다. 검증시험을 통해 본 시스템이 발사환경에 대하여 안정성을 확보하고 있는 것을 확인하였다.