• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제7권
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• pp.321-336
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• 1995

• 한국항공우주학회지
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• 제39권11호
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• pp.1033-1041
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• 2011

본 논문에서는 현재 운용 중인 아리랑위성 2호와 발사예정인 아리랑위성 5호의 우주파편 충돌 회피기동 주기를 분석하였다. 이때, 각 위성들의 임무궤도 특성, 충돌 회피 여유시간, 허용 충돌확률, 위치 불확실성 등의 인자들의 변화에 따라 분석을 수행하였다. 또한, 결과의 타당성을 검증하기 위해 실제 1년 동안 생성된 NORAD TLE 카탈로그(catalog) 상의 우주 물체들과 아리랑위성 2호와의 충돌 회피기동 주기를 계산하였다. 분석 결과, 두 위성 모두 연중 약 1회 충돌 회피기동이 요구됨을 확인할 수 있었으며, 계산 인자들의 변화에 따른 결과 분석을 통해 추후 발사 예정인 저궤도 위성들의 충돌 회피기동 주기 예측 정밀도를 향상시키기 위한 방안들을 제시하였다.

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제7권
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• pp.205-263
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• 1995

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2006년도 한국우주과학회보 제15권1호
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• pp.41-41
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• 2006

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2006년도 한국우주과학회보 제15권2호
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• pp.76-76
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• 2006

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
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• pp.77-77
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• 2004

인공위성은 정상궤도에 들어선 후부터 수명을 다하는 시기까지 각종 복사, 열(온도차), 고진공, 미세중력, 미세운석과 우주파편 등에 의해 영향을 받게 된다. 특히, 위성체에 미치는 열환경은 위성이 궤도를 그리며 운동하는 동안 태양과 지구로부터의 복사량의 크기 및 분포에 따라 결정되는데, 약 5,50$0^{\circ}C$의 흑체온도를 갖고 있는 태양과 -27$0^{\circ}C$의 심우주는 위성체에서 태양이 비추는 부분과 반대편과의 온도를 극한으로 만들게 된다. (중략)

• 항공우주기술
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• 제13권1호
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• pp.142-152
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• 2014

본 논문에서는 JSpOC에서 제공하는 CSM을 이용하여 아리랑 위성과 천리안 위성의 접근상황을 연도별, 위성별로 분석하였으며, 동일한 접근상황에서 다수의 CSM이 존재할 경우 최소근접거리를 기준으로 CSM의 일관성을 분석하였다. 그리고 한반도에 가상의 레이더 시스템이 존재할 경우 CSM에 포함된 물체에 대한 관측시간과 빈도를 계산하였으며, 이를 통해 한반도의 우주파편 관측을 위한 레이더 시스템의 효용성을 분석하였다. 나아가 해외 레이더 시스템의 운용 현황과 상세 규격을 파악하여 우리나라에서 필요한 적절한 수준의 레이더 시스템의 요구조건을 수립하고, 이를 만족하기 위한 레이더 파라미터를 설계하였다.

• 항공우주정책ㆍ법학회지
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• 제16권
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• pp.224-235
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• 2002

The problem of space debris has been dealt with at the STSC of the COPUOS. The technical discussion at the said Committee was finished by adopting the Technical Report in 1999. Its legal discussion will be followed very soon at the LSC of the COPUOS. In this paper, I try to outline certain legal points concerning the space debris.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.1016-1027
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• 2015

본 논문에서는 한국항공우주연구원에서 개발한 우주파편 충돌위험 종합관리 시스템(KARISMA, KARI Collision Risk Management System)의 궤도결정 성능에 대한 검증을 위해 저궤도 우주물체에 대한 레이더 관측데이터를 이용한 궤도결정을 수행하였다. 레이더 관측데이터로는 운영 종료된 우리별 3호(KITSAT-3)에 대해 독일 우주운영센터(GSOC, German Space Operations Center)의 협조로 얻은 TIRA(Tracking & Imaging Radar) 시스템의 실제 레이더 관측데이터를 사용하였다. 궤도결정 결과의 비교를 위해서 동일한 관측데이터에 대한 독일 우주운영센터의 정밀궤도결정 결과와 비교를 하였으며, 그 결과 약 60m 정도의 평균 위치오차가 있음을 확인할 수 있었다. 하지만 해당 결과는 관측데이터에 대한 오차보정 정보 등의 누락으로 인해 영향을 받았다. 이를 확인하기 위해 관측데이터에 대한 오차분석 및 관측오차가 큰 첫 관측데이터 아크를 배제하였다. 이 결과에서는 약 25m 정도의 평균 위치오차로 줄어듬을 확인할 수 있었다. 따라서 최종적으로 관측데이터에 대한 오차보정 정보를 적용할 경우 궤도결정 정밀도를 향상시킬 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권4호
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• pp.269-275
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• 2020

폭발볼트는 내부 화약의 폭발력에 의해 결합되어진 두 개의 구조물을 분리하는 대표적인 파이로 분리장치이다. 본 연구에서는 슬레드 시험에 사용이 가능하도록 EBW 기폭관을 적용한 1/2" 리치컷형 폭발볼트를 개발하였다. 설계 방법론으로부터 초기 형상 설계를 수행하였으며, 성능 시험을 통해 분리 성능은 우수하나 파편이 발생함을 확인하였다. 이에 전산수치해석을 통해 화약량을 최소화하여 파편 발생을 줄이고자 하였다. 전산수치해석으로부터 리치컷형 폭발볼트의 분리 메커니즘과 특성을 확인하였으며, 파편을 발생시키지 않는 최소 화약량을 제시하였다. 검증 시험을 통해 제시된 화약량을 적용하면 분리 성능을 유지하면서 파편이 감소되는 것을 확인하였다.