• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.123-128
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• 2010

과학기술위성 3호는 무게 170kg 이하의 과학적 임무를 수행하는 위성이다. 이 위성은 소형위성, 또는 세부적으로 마이크로 위성으로 분류된다. 이러한 소형위성을 위한 발사체는 각 발사체별로 다른 환경적 인터페이스를 가진다. 소형위성들은 일반적으로 다중 발사되기 때문에 적합한 발사체 선정에 제한적이다. 따라서 위성 개발 초기부터, 소형위성은 소형위성 발사체의 환경요건을 고려하여 디자인 되어야한다. 본 논문에서는 소형위성 발사에 적합한 발사체의 환경적 요구사항을 정리하고, 이러한 모든 발사체의 요구조건을 수용할 수 있는 요구조건을 제시 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권6호
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• pp.620-628
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• 2010

소형위성은 저비용으로 단기간에 개발이 가능하기 때문에 이를 통해 폭 넓은 우주 연구를 수행할 수 있고 다양한 분야의 활용 가능하다. 소형위성은 빠른 개발이 가능한 이점이 있다. 따라서 신속 대응 우주 구현이 주목됨에 따라 소형위성의 역할이 급속히 증가하고 있다. 하지만 소형위성은 기존의 위성에 비해 크기나 전력의 제약이 많기 때문에 고성능의 안정적인 시스템을 기대하기는 어렵다. 이러한 문제점을 해결하고 빠른 개발을 위해 표준화와 모듈화 설계가 필요하다. 모듈화는 플러그 앤 플레이(Plug-and-Play)를 지원하여 수일 내에 인공위성 제작 및 시험을 가능하게 한다. 이러한 모듈 간의 원활한 데이터 통신을 위해서는 데이터 버스의 표준이 요구된다. CAN 통신 방식은 플러그 앤 플레이에 가장 효과적으로 대처 할 수 있는 통신방식으로 꼽힌다. CAN은 높은 신뢰성을 가지며 분산 시스템을 지원하여 위성의 호환성을 높여준다. 따라서 시험이 용이해지고 짧은 기간에 고성능의 안정적인 위성 개발이 가능하게 된다. 본 논문에서는 모듈화 방식의 소형위성 개발 방안에 대해 제안하고, CAN을 데이터 버스로 적용하여 소형위성 내부 데이터 인터페이스 버스를 설계하고 시험을 통해 적합성을 분석하여 기술하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.93-103
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• 2005

나노위성 HAUSAT-2 설계 검증의 일환으로 소형위성의 초기개념설계를 위한 시스템 엔지니어링 설계 도구를 개발하였다. 본 프로그램은 위성의 임무 및 사용자 요구조건을 바탕으로 탑재체와 각 서브시스템의 설계 과정을 거치면서 위성 전체 시스템의 질량 및 전력을 산출하고 설계된 시스템의 제작비용을 예측할 수 있다. 약 200여개의 소형위성 분석 데이터를 포함하고 있으며, 데이터베이스는 소형위성의 경향 분석을 제공할 뿐만 아니라 중요한 설계 요소로 쓰이고 있다. SEDT는 약 10개 이상의 소형위성 데이터를 경우에 따라 적용하면서 검증되었다.

• 한국항행학회논문지
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• 제21권3호
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• pp.213-219
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• 2017

대형 위성들은 수십억 달러가 넘는 개발 비용이 사용되고, 우주환경에서 운영하기까지 수십 년이 걸릴 수도 있다. 이에 비해 소형 위성은 상용 소프트웨어, 센서 등을 활용해서 비용을 절감할 수 있으며 개발 기간을 2년 이내로 단축시킬 수 있다. 본 논문에서는 이렇게 많은 이점을 가지고 있는 소형위성의 국내외 개발현황을 살펴보고, 소형위성을 군에서 활용하기 위한 몇 가지 방안을 제안한다. 먼저, 해외 개발현황으로 미국, 일본의 소형위성 개발현황을 소개하고, 국내 소형위성 개발현황을 소개한다. 군사적 활용방안은 크게 교육, 연구, 작전 분야로 분류하여 제안한다. 최근 소형위성은 상업 분야에서 빠르게 발전하고 있으며 향후 군에서도 중요한 역할을 할 것이다. 따라서 향후 스타워즈를 준비하고 있는 군에게 소형위성은 반드시 필요한 자산이며, 연구개발을 통해 지속적으로 발전시켜 나가야 한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.201.2-201.2
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• 2012

위성용 초고주파신호분배기(이하, RFDU)는 위성에 장착된 두 개의 안테나와 두 개의 송수신기 사이에 위치하게 되며, 지상으로부터 송신된 제어신호와 위성의 상태 정보 신호를 전달/분배하는 RF 신호 경로를 제공하게 된다. 기존의 위성용 RFDU의 구조는 cavity 형태의 필터로 구성된 diplexer와 hybrid RF coupler 및 저역통과필터 들이 서로 SMA 케이블로 연결되어 있는 부피가 큰 구조이다. 또한 차세대 위용용 부품들은 위성을 경제성 등을 고려하여 소형/경량화 개발이 요구되고 있으며, 특히 위성용 S 대역 TC/TM 통신링크에서 RFDU와 트랜스폰더는 소형 경량화를 위해 단일 unit으로 개발되고 있다. 이에 따라 기존의 RFDU 또한 전기적 성능을 유지하면서 소형/경량화 개량 개발이 필요하다. 본 연구에서는 기존 RFDU의 소형 경량화를 위해 PCB와 housing을 이용하여 cavity 필터특성을 갖는 diplxer를 개발/구현 하였으며, PCB 페턴을 통한 내부 인터페이스용 SMA 케이블 제거 등을 적용하였다. 또한 microstrip 타입의 저역통과필터을 적용하여 소형 경량화를 이루었으며, 새로이 개발된 소형/경량의 RFDU는 전기적으로 기존의 그것과 유사하거나 동등한 특성을 갖는 것을 확인하였으며, 기존 RFDU 대비 무게 및 부피는 60 % 이상 감소하여 소형/경량화 개발을 성공하였다. 본 개발 결과물은 향후 차세대 위성용 RFDU 개발을 위한 기초 자료로 활용할 것이다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.189.2-189.2
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• 2012

과학기술위성 3호는 드네프르 발사체에 의해서 클러스터 형태로 발사될 예정이다. 본 논문에서는 과학기술위성 3호의 발사와 관련된 기계적 인터페이스, 전기적 인터페이스, 궤도 인터페이스, 발사장 인터페이스, 환경 인터페이스 등을 세부 적으로 기술한다. 이러한 인터페이스를 바탕으로 소형위성의 클러스터 발사의 기본적은 개념을 정의 할 수 있으며, 추후 소형위성 발사와 관련된 기본 기술을 확인 할 수 있다.

• 우주기술과 응용
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• 제3권2호
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• pp.101-117
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• 2023

우주상에 존재하는 우주물체에 접근하여 궤도상에서 제거하는 능동 제거 기술(active debris removal, ADR)과 연료 충전, 배터리 교환 등의 위성의 수명연장을 위한 기술인 궤도상 서비싱(on-orbit servicing)은 우주물체의 증가와 함께 그 관심이 커지고 있다. 인공위성연구소에서는 국내에서 발사되었던 국가 자산 중 임무가 종료된 후 궤도상에서 여전히 우주를 돌고 있는 국가 우주자산을 포획 및 제거하는 목적의 위성을 개발하기 위한 연구를 수행 중에 있다. ADR 소형위성은 지금껏 국내에서 개발되었던 지구 및 우주환경 관측 위성과 다르게 랑데부/도킹 기술 등을 포함한 우주 탐사 임무 등 미래 임무에 요구되는 기술을 구현 및 실증하는 것을 주요 임무로 가지고 있다. 본 논문에서는 여러 국가 우주자산들 중 1990년대에 발사된 우리별 위성의 포획 및 제거 임무를 갖고 있는 ADR 소형위성의 궤도 전이 방법에 대해서 소개한다. 소형 위성은 무게가 약 200 kg 이하가 되도록 개발을 수행할 예정이고, 2027년 한국형 발사체를 통해 궤도상에 투입되는 상황을 가정하여 임무를 설계했다. 특히, 지구의 J2 섭동력을 이용해서 목표물과 다른 RAAN 일변화를 만들어 줌으로써, 목표물로의 궤도면 변경을 직접 천이 방식과 비교하여 더 적은 연료를 이용하는 전략을 구성하였다. 이 방법을 이용하여 소형위성급 무게의 위성으로 우주쓰레기 제거 임무를 가능하게 하며, 뉴스페이스 시대에 새로운 형태의 우주탐사를 수행하는 기술 검증 플랫폼이 될 것으로 기대한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.393-398
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• 2008

본 논문에서는 소형 인공위성에 탑재 가능한 GPS/INS 항법 컴퓨터의 구조를 제안한다. GPS/INS 항법 시스템을 소형 인공위성에 적용하기 위해서는 우선 우주의 방사능, 미세 중력, 진공 상태 등의 극한 환경을 고려해야 한다. 또한 소형 인공위성에서 GPS/INS 항법 시스템의 궁극적인 목표는 소형 인공위성의 편대 비행이므로 실시간 처리 능력이 필요하다. 제작된 항법 보드에는 우주환경에 대한 헤리티지가 있는 PowerPC계열의 MPC860T와 KAUSAT-2의 환경시험에서 우주환경에 대한 검증을 마친 ATmega128을 사용하였다. 항법 알고리즘은 MPC860T에 포팅된 VxWorks 환경에서 동작하도록 구현하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제22권1호
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• pp.98-106
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• 2018

기술의 발전은 소형화, 집적화, 그리고 경량화를 가능하게 하였고, 기존의 중 대형 인공위성이 수행하던 임무를 소형 인공위성이 대체할 수 있게 하였다. 소형 인공위성의 수요가 증가함에 따라, 소형 인공위성의 정확한 자세 및 위치의 제어를 위한 미소 추력기의 필요성이 대두되고 있다. 레이저 삭마 미소 추력기는 넓은 추력 범위와 낮은 단일 임펄스, 그리고 입사 레이저 에너지 대비 높은 모멘텀을 보여주어, 소형 인공위성의 새로운 추력기 후보로 고려되고 있다. 본 논문에서는 레이저 삭마 미소 추력기의 개요를 설명하고, 최근 연구 동향을 소개한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.27.4-27.4
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• 2009

이 논문에서는 100~200kg 급의 첨단 소형위성의 기계시스템 개념설계에 대하여 기술한다. 첨단 소형위성의 개발은 국가우주기술 축적을 목적으로 하고 세부적으로는 실용 및 과학위성에 적용하기 힘든 신기술 검증 및 국내 기술자립도 향상을 목적으로 한다. 이를 위하여 다수의 후보 임무 및 검증 목적 기술을 선정하고 각각에 대하여 기계시스템 측면에서 수용가능성에 대하여 개념설계를 수행한다. 이를 통하여 위성 기계시스템의 주요 규격을 설정한다. 기계시스템의 측면에서 세부적으로 검증하고자 하는 기술은 구조체의 경량화, 신소재 및 다기능 구조체 적용, 장비 배치 집적화, 대형 탑재체 탑재기술, 충격 및 진동 저감 구조, 능동형 및 팽창형 전개장치 개발 등이 해당한다. 이 논문에서의 이러한 다양한 기술을 수용할 수 있는 기계시스템에 대한 개념설계 결과를 보여준다.