• Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering
• /
• v.25 no.8
• /
• pp.539-545
• /
• 2015

Intense acoustic load is generated when a launch vehicle lifts off, causing the damaging vibrations at the launch vehicle or satellite within the fairing. This paper is concerned with the prediction of lift-off acoustic loads for a launch vehicle. As a test example, the lift-off acoustic load on the Korean launch vehicle, NARO, is predicted by the existing calculation tool, the modified Eldred's second method. Although the acoustic sources, assumed as point sources, are to be located along the center line of the exhaust plume when using the Eldred's prediction method, the exact location of the deflected center line of exhaust gas flow is not usually known. To search for the most appropriate source positions, six models of source line distribution are suggested and the acoustic load prediction results from these models are compared with the actual measurements. It is found that the predicted sound pressure spectrum of the Naro is the most similar to the measured data when the centerline of the turbulent kinetic energy contour is used as the source line.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.36 no.1
• /
• pp.64.2-64.2
• /
• 2011

MIRIS (Multi-purpose InfraRed Imaging System), 다목적 적외선 영상시스템은 한국천문연구원에서 개발하고 있는 과학위성 3호의 주 탑재체이다. MIRIS 우주관측카메라는 한국에서 최초로 발사되는 천문우주관측용 적외선 우주망원경이다. 그 유효 구경은 80mm 이고, 탑재되는 검출기는 Teledyne사의 PICNIC $256{\times}256$ Array 이며, 이 검출기를 적용한 관측 화각(FoV)은 $3.67 deg{\times}3.67 deg$, Pixel Scale은 51.6 arcsec/pixel 이다. MIRIS는 현재 비행모델의 납품을 앞두고 우주환경 시험을 준비 및 진행하고 있으며, 시스템의 최적화 작업을 함께 수행하고 있다. 최근에 과학기술위성 3호의 발사체가 러시아 Dnepr로 결정되면서 시험 조건이 변경된 시험 항목에 대해서 EQM의 Sine진동, 충격 시험이 Qualification level로 진행되었다. 그리고 MIRIS 비행모델의 열진공 환경 시험 및 진동시험에 대한 준비 현황을 보고한다. MIRIS 비행 모델의 환경시험은 실제 위성이 겪는 acceptance level로 진행되며, 모든 시험을 통과하면 최종 납품이 이뤄질 예정이다. 또한 시스템의 최적화를 위해 수행했던 조립의 수정 항목들도 함께 보고한다.

• Journal of Aerospace System Engineering
• /
• v.17 no.2
• /
• pp.86-93
• /
• 2023

Pyrotechnic separation devices have been widely used as holding and release mechanism for deployable appendage. However, pyro-shock can cause temporal or permanent damage on shock sensitive components such as electronics, mechanism, and brittle components. This study proposed a low-stiffness blade based passive shock absorber using a multi-layered stiffener laminated with viscoelastic acrylic tapes for reducing transmitted pyro-shock upon explosion of pyrotechnic separation devices. The multi-layered structure with viscoelastic tape has high-damping characteristics to effectively secure structural integrity of low-stiffness blades under the launch environment. The design effectiveness was verified through a shock test by dropping a pendulum. The structural integrity of the shock absorber under a launch environment was evaluated through structural analysis under load conditions with a deployable payload.

• Journal of Aerospace System Engineering
• /
• v.12 no.3
• /
• pp.18-25
• /
• 2018

This research aims to establish the finite-element modeling techniques for computational modal analyses of liquid propellants and flange joints of launch-vehicle structures. MSC.NASTRAN is used for the present computational modal analyses of the liquid-propellant tank and the small-scaled first-stage model. By means of the correlation between the measured and computed natural frequencies, the finite modeling techniques for liquid propellants and flange joints of launch-vehicle structures are established appropriately. This modal analysis using the virtual-mass method predicts well the bell mode of the liquid-propellant tank containing liquid. In addition, the present computation using RBE2 elements for modeling of flange joints predicts the first and second bending-mode frequencies within a relative error of 10%, which is better than the measured frequencies obtained from the modal test, for the small-scaled first-stage model containing liquid.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.36 no.9
• /
• pp.923-928
• /
• 2008

Pyrotechnic shock or pyroshock is characterized as a transient vibration phenomenon which shows large acceleration and high frequency range up to 10kHz during the operation of separation devices where explosives are used. During the flight of a launch vehicle, pyroshock is mainly generated at several events such as satellite separation, fairing separation and stage separation. In this paper, wiremesh isolators are introduced and several types of isolators are manufactured for the performance tests. For the investigation of typical characteristics of wiremesh isolators, compressive loading tests are basically performed and pyroshock tests are accomplished to confirm pyroshock isolation ability of each wiremesh isolator by using 4Kg dummy mass.

• Transactions of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering
• /
• v.24 no.7
• /
• pp.517-524
• /
• 2014

Micro-vibration induced by on-board equipments such as fly-wheel and cryogenic cooler with mechanical moving parts affects the image quality of high-resolution observation satellite. Micro-vibration isolation system has been widely used for enhancing the pointing performance of observation satellites. In general, the micro-vibration isolation system requires a launch locking mechanism additionally to guarantee the structural safety of mission payloads supported by the isolation system with low stiffness under launch environment. In this study, we propose a passive launch and on-orbit vibration isolation system using shape memory alloy mesh washers for the micro-vibration isolation of spaceborne compressor, which does not require the additional launch locking mechanism. The basic characteristics of the isolator were measured in static and free vibration tests of the isolator, and a simple equivalent model of the isolator was proposed. The effectiveness of the isolator design in a launch environment was demonstrated through sine vibration, random vibration and shock tests.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.30 no.3
• /
• pp.123-129
• /
• 2002

본 논문에서는 다목적실용위성 1호 개발 과정 중에 수행했던 연성 하중 해석에 대하여 소개하였다. 먼저 일반적인 연성 하중 해석 과정과 다목적실용위성 개발시 수행한 실제의 과정을 비교하였다. 그리고, 다목적실용위성 1호의 유한요소모델과 본 해석에 관련된 각 기관들의 역할을 설명하였다. 준비행모델의 진동 시험 결과를 이용한 유한요소모델의 조정에 대하여 설명하고, 또한, 해석에 입력으로 사용되는 외력함수에 해당하는 하중들에 대하여 설명하였다. 대표적인 해석 결과들을 제시하여 위성이 발사하중에 대하여 안전하다는 것이 예측되었음을 보여 주었다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.172.1-172.1
• /
• 2012

위성은 발사 후 임무수행을 위하여 필수적인 자세정보를 획득해야 한다. 별 추적기는 궤도상에서 별의 위치를 파악하여 상대적인 위성의 위치를 확인하는 데에 사용하는 감지기이다. 별 추적기는 태양, 지구, 달 등의 광원으로부터 오는 빛을 차단해 주는 시야각제한기(baffle), 광학계소자(CCD) 및 렌즈, 열제어소자(cooler) 그리고 전원 및 전자박스 등으로 구성된다. 위성은 발사 전 조립시험 기간 동안 전자파, 진동, 열/진공 등의 환경시험 통하여 수차례의 성능 유무를 확인한다. 이 환경시험 전과 후에는 위성의 모든 전장품의 기능시험을 수행하여, 각 전장품의 환경영향 유무를 판별한다. 특히 벌 추적기 관련시험으로, 광학계 성능 검증을 위한 광학적 자극시험과 전자박스의 구동확인을 위한 전자박스 점검시험이 있다. 본 논문에서는 지상에서 수행한 별 추적기의 기능시험 결과를 분석하여 건정성 동향을 분석하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.172.2-172.2
• /
• 2012

위성은 발사 후 임무수행을 위하여 자세획득 및 자세결정이 필수적이다. 저궤도 위성에서 자이로센서는 별 센서와 함께 사용되거나, 별 추적기와 사용하여 자세의 변화량을 읽고 자세제어를 수행한다. 자이로센서는 크게 전력공급부와 각속도 측정부, 그리고 전자처리부 등으로 구성된다. 위성은 발사 전 조립시험 기간 동안 전자파, 진동, 열/진공 등의 환경시험 통하여 수차례의 성능 유무를 확인한다. 본고에서는 열진공시험 전과 후, 그리고 열진공시험 진행중에 측정한 결과를 통하여, 시스템적인 측면에서의 자이로센서 건강상태 및 성능을 분석하였다. 위성시스템 상태의 자이로 시험은 자이로센서가 가질 수 있는 조합에 따라 위성의 방향에 따른 지구각속도를 확인 및 관련 데이터를 분석하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.189.1-189.1
• /
• 2012

자장센서는 인공위성에 장착되어 궤도환경에서의 지자기장을 측정하는 센서로서 위성체의 자세결정과 자세제어 등에 활용된다. 일반적으로 자장센서는 원리와 응용범위에 따라 그 종류가 광범위하다. 응용되는 자기현상적으로 분류하면 Faraday 전자기 유도법칙을 이용한 방식, Hall Effect를 이용한 방식, 감지코일의 인덕턴스 변화와 와전류효과를 이용한 방식, 자속분포의 변화에 의한 유도기전력의 변화를 이용한 방식, 자기저항 변화효과를 이용한 방식 등이 있다. 그 중에서도 Faraday's Law를 이용하는 Fluxgate 자장센서가 구조가 비교적 간단하고 경량이며, 높은 신뢰성과 안정성을 가진다. 실제 위성을 발사하기전 지상에서는 위성체를 조립하고 전자파, 진동, 열진공 등과 같은 다양한 환경시험을 수행하는데, 이때 각 환경시험 수행을 전후로 자장센서의 극성시험, 응답시험 등과 같은 기능시험을 수행한다. 본 논문은 다양한 환경시험을 통해 수행한 Fluxgate 자장센서 기능시험 데이터에 대한 추이를 분석하여 위성 발사전 지상에서의 자장센서의 상태와 건전성을 진단하는 방법에 대하여 소개한다.