• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.16 no.6
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• pp.90-98
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• 2022

The output of an infrared (IR) sensor mounted on an EO/IR payload is known to change during a mission period in an orbital environment. As it is required to calibrate the output of the IR sensor periodically to obtain high-quality images, an on-board black body system is mounted on the payload. All systems operating in the space environment require performance tests on ground to verify the target performance in the orbital environment. Therefore, it is also required to test the black body system to verify the performance of the surface temperature uniformity and the estimated representative temperature error within the target temperature range in the operating environment. In this study, calibration of the estimated representative temperature error and verification of the thermal performance of the black body system were conducted by performed a performance test in the thermal vacuum chamber applying deep space radiation cooling effect of an orbital environment.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.205.1-205.1
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• 2012

러시아 발사체 드네프르에 의해 발사될 과학기술위성 3호의 주탑재체 다목적적외선영상시스템, MIRIS (Multipurpose InfraRed Imaging System)는 한국천문연구원에서 주관하여 개발되었다. 그 구성 카메라인 EOC (Earth Observation Camera)는 한반도재난감시를 수행하고, SOC (Space Observation Camera)는 우리 은하 평면의 근적외선 서베이 관측을 통해 $360^{\circ}{\times}6^{\circ}$ Paschen-${\alpha}$ 방출선 지도를 작성하고 I, H 밴드 필터를 이용해서 황도 남북극에 대한 적외선우주배경복사를 관측한다. MIRIS 비행모델이 제작 완료되었고, 그 구성 기기인 SOC, EOC, 전장박스에 대한 최종 우주환경시험을 수행하였다. 과학기술위성 3호의 비행모델 우주환경시험은 진동시험과 열진공시험으로 이뤄지며, 그 시험 규격은 문서에 규정된 Acceptance Level로 수행된다. 충격시험은 공학인증모델을 통해 검증되었다. 열진공시험은 한국천문연구원에서 수행되었으며, 진동시험은 한국과학기술원 인공위성센터에서 수행되었다. 또한 전체 위성이 조립된 후 과학기술위성 3호의 열진공시험은 한국항공우주연구원에서 수행되었다. 이 발표에서는 MIRIS 비행모델에 대한 환경시험과정 및 결과를 보고하고, 과학기술위성이 전체적으로 조립된 후의 MIRIS 진동 및 열진공 시험 결과도 함께 논의한다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.45.2-45.2
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• 2009

과학기술위성 3호의 주탑재체인 MIRIS (Multi-purpose InfraRed Imaging System)는 우주관측카메라, 지구관측카메라로 구성되어 있으며, 우주관측카메라는 구경 80mm(f/2)의 광시야 굴절식 광학계로 구성되어 있다. 지상과 우주에서 사용하는 적외선 망원경의 경우 열잡음을 줄이기 위해 광학계과 검출기를 냉각하게 되는데, MIRIS의 경우 공간과 무게를 줄이기 위해 복사 냉각을 위한 passive cooling 방법으로 설계를 하였다. 우주관측 카메라의 광학계를 200K 이하로 냉각하기 위하여, 관측시야 밖에서 입사하는 불필요한 photon 들을 반사시키기 위한 winston cone baffle, 위성체로부터 유입되는 열을 차단하기 위한 30층의 MLI(Multi Layer Insulation), 광학계와 구조물의 지지를 열전달율이 낮은 GFRP(Glass Fiber Reinforced Polymer)로 설계하여 제작하였다. 우주관측 카메라를 열진공 챔버 내부에 설치하고 우주공간과 비슷한 환경을 조성하여 광학계가 200K 이하로 냉각되는 것을 확인 하였으며 그 실험 결과에 대해 논의 하고자 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.11
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• pp.95-105
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• 2005

The HAUSAT-2 nanosatellite which is scheduled to launch in 2008 is being developed by SSRL(Space System Research Lab.). The HAUSAT-2 STM(Structural-Thermal Model) was developed as the first system model to verify structural and thermal design margin. The qualification level vibration and thermal tests have been conducted on STM. This paper addresses the comparison of structural analysis and test results of HAUSAT-2 STM. It was shown that the natural frequency of HAUSAT-2 STM satisfies the stiffness requirements without structural damage in the random vibration test. The assembly and integration validity were also checked out through STM.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2006.10a
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• pp.171-171
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• 2006

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2006.10a
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• pp.172-172
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• 2006

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.170.2-170.2
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• 2012

위성의 열진공 환경 시험은 고진공 극저온의 우주 환경을 모사하여 열제어 기능 및 임무 수행 능력을 검증하는 시험이다. 이 시험에서는 위성 주위에 부착한 방열판으로 위성 외각 온도를 변화 시켜 위성의 태양 지향 자세 또는 심우주 지향 자세를 모사하며, 이에 따른 위성의 온도 변화에 따라 지상 시험 장비로 위성의 히터 설정, 유닛 전원 형상의 변경 등을 해야한다. 또한 극고온 또는 극저온의 환경에 장시간 연속적으로 노출된 상태에서 위성의 기본적인 기능부터 영상 미션까지 검토하는 CPT 시험을 수행하며, 이 CPT 시험은 극한의 위성 상태의 시험이기 때문에 온도를 고려한 전자 시험 설계 및 24시간 위성 모니터링 시스템, 위험상황 발생 시 대처 방안 등에 대한 준비가 필요하다. 본 논문에서는 열진공 시험 시의 전자시험의 형상과 설계에 대해서 설명하고, 시험 결과에 대해서 정리하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.42 no.9
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• pp.789-794
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• 2014

The FPGA is used to the high speed digital satellite communication on the Digital Signal Process Unit of the next generation GEO communication satellite. The high capacity FPGA has the high power dissipation and it is difficult to satisfy the derating requirement of temperature. This matter is the major factor to degrade the equipment life and reliability. The thermal control at the equipment level has been worked through thermal conduction in the space environment. The FPGA of CCGA or BGA package type was mounted on printed circuit board, but the PCB has low efficient to the thermal control. For the FPGA heat dissipation, the heat sink was applied between part lid and housing of equipment and the performance of heat sink was confirmed via thermal vacuum test under the condition of space qualification level. The FPGA of high power dissipation has been difficult to apply for space application, but FPGA with heat sink could be used to space application with the derating temperature margin.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.75-75
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• 2004

위성체에 대한 오염의 측정과 관리는 매우 정밀한 광학계나 기타 오염 민감 표면에 큰 영향을 미치기 때문에 위성이 발사되기 전까지 주의 깊게 수행되어야 한다. 대부분의 기간동안 위성은 청정실(clean class 10,000)에서 보관 및 운용되기 때문에 측정 및 분석이 쉽게 이루어질 수 있으나 위성의 궤도환경모사를 위한 열진공시험시의 오염 측정 및 분석은 상압, 상온의 청정실 내부에서의 그것과는 차이가 있다. (중략)

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.42 no.9
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• pp.795-801
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• 2014

STEP Cube Lab. classified as a pico-satellite has been being developed by SSTL(Space Technology Synthesis Laboratory) in Chosun University. Its main mission objective is to perform the on-orbit verification of core space technologies, which will be the potential candidates for future space missions. In this paper, to guarantee successful mission operation of the cube satellite under extremely severe space thermal environment condition, the system level thermal design and analysis has been performed. The effectiveness of the design has been verified through on-orbit thermal analysis of cube satellite.