• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.12 no.4
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• pp.295-303
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• 2008

Malfunction of satellite launch vehicles with high speed and long range can be a major concern for operations. Flight safety system that monitor the trajectory and identify any failure of the launch vehicles. Tracking filters for the flight safety systems are different from common tracking filters since filter reliability is more emphasized than accuracy. Reliable estimation of instantaneous impact points requires reliable velocity estimates as well as reliable position estimates. A fusion filter for a flight safety system was developed with the tracking sensor models for the Korea Satellite Launch Vehicle I. The fusion filter performances were evaluated by analyzing the trajectory and instantaneous impact point estimates.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.69-69
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• 2003

우주발사체의 비행 목표는 위성의 궤도 투입이다. 이를 위해서는 발사체에서 요구되는 추력값과 총추력을 보장하는 추진기관이 개발되어야 한다. 엔진은 엔진 자체의 작동 안정성을 위해서 유량제어를 필요로 하지만, 이뿐만이 아니라, 발사체의 비행임무 수행을 위해서도 추진제가 모두 소진되는 시스템(TDS:Tank Depletion System) 개념이 도입되어야 하며, 이는 유량 제어를 통해서 실현된다. 본 연구에서는 우주발사체의 비행임무 수행에 필요한 즉, 총추력 오차 범위, 추력 오차 범위, 추진제 탑재량 및 잔류량 오차범위 관점에서 필요한 추진기관에 요구되는 성능을 검토하였고, 이를 위해 TDS 개념의 도입과 더불어 이를 구현할 수 있는 유량제어 개념을 제시하였다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.54-54
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• 2004

과학기술위성 1호는 2003년 9월에 발사 후 초기 운용 단계를 거쳐 현재 정상적인 임무수행 단계이다. 위성의 주 컴퓨터 시스템은 각 탑재체들이 임무를 원활히 수행하도록 위성의 건강 상태를 감시하고, 시나리오에 따라 각 탐재체들을 제어하고, 각종 위성 관측 자료를 수집하며, 위성의 임무 수행을 위한 명령을 송수신 한다. 본 발표에서는 지난 6개월간 위성의 운용을 위하여 지상으로부터 명령을 수신하고, 수신된 명령을 동작순서에 따라 각 서브시스템에 전달하는 위성의 주 컴퓨터 운용과 관련하여 운용현황을 살펴본다. (중략)

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.4 no.1
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• pp.25-33
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• 2006

대한민국의 다목적 실용위성(아리랑 2호, KOMPSAT 2)가 2006년 7월 28일 금요일 러시아 플레체스크 우주발사장에서 발사되었다. 대한민국에서는 그동안 우리별 위성 시리즈, 과학위성 시리즈, 무궁화 위성 시리즈, 다목적 위성 시리즈, 과학 로켓 시리즈 및 우주발사체(KSLV-1)를 개발했거나 개발 중이다. 이러한 과정은 국가우주개발중장기 기본계획에 의하여 진행되고 있는데, 원하는 기간 내에 합리적 비용으로 목표를 이루고자하는 상황에서 우리가 본 받을만한 국가를 선정하여 모델로 삼는 것이 타당할 것이다. 이러한 필요 가운데 비교적 벤치마킹 대상으로 삼을만한 국가로 이스라엘이 부상하고 있다. 따라서 본 논문에서는 비교적 잘 알려지지 않았지만 우리가 벤치마킹의 대상으로 고려하는 이스라엘의 우주개발 역사를 살펴봄으로써, 우리나라의 우주개발 분야에 참고가 되고자 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.30 no.1
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• pp.132-138
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• 2002

Of srategic importance nowdays is the development of high performance spacecraft bus. In this study, optimization for spacecraft structure is performed under the framework of coupled load analysis which is a branch of component mode synthesis with constrained mode and modal transient analysis. unlike the traditional method which uses the quasi-static table supplied by launch vehicle contractor, the present method adots the load results of previous coupled load analysis. It if shown that the proposed method can serve as a effective tool for the optimization spacecraft structure in the early stage of design and weight reduction by numerical example.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2012.02a
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• pp.116-116
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• 2012

위성의 발사, 천이궤도, 운영궤도 등에서 위성체에 주어지는 극한 온도와 진공상태에서 위성체와 열제어시스템이 요구 조건을 만족시키는가를 확인하기 위하여 열진공시험을 수행한다. 우주에서 일어나는 환경변화는 극도로 심해서 지상에서 이와 유사한 열적 환경을 모사하는 방법은 쉽지가 않고, 일반적으로 위성체에 대한 열진공/평형 시험을 위해서는 열유속 흡수법과 열유속 투사법의 두 가지 방법을 사용한다. 한국항공우주연구원에서는 종래 접촉식 히터를 위성체에 직접 부착하는 방법에서 탈피하여 새로이 IR Lamp를 이용한 열유속 흡수법을 이용하여 위성체에 계산된 열유속을 인가하는 방법으로 위성체 열진공/평형시험을 수행하였으며, IR Lamp는 요구되는 100W~400W 사이의 열량을 오차 범위 5% 이내로 인가하여 균일한 온도 분포를 유지하고 성공적인 시험을 수행하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.3 no.1
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• pp.134-142
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• 2004

This is a survey report of Japan's geo-stationary satellite development. Owing to Japanese government's ambitious space development efforts since 1950's, Japan became the fourth country that launched successfully its own satellite by using its own launch vehicle with the launch of Japan's first satellite, Ohsumi, in 1970. Since then Japan is maintaining a world leader's position in space development with continuous technology accumulation. Japan is injected 97 satellites into orbit(third in the world) by the end of 2003 including 18 science satellite series, 7 technology experiment satellite series, 5 meteorological satellites, and numerous telecommunication and broadcasting satellites, etc. With successful delivery of Optus C1 satellite to Sing Tel Optus Pty., Ltd. in Australia in June 2003 by MELCO, Japan is capable of competing in the international geo-stationary satellite market.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.3
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• pp.280-287
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• 2010

The first Korean satellite launch vehicle, KSLV-I(Korea Space Launch Vehicle-I), was launched for its first flight test on Aug. 25, 2009 from Naro Space Center located in south Jolla province. Because launch vehicles usually fly long range with large amount of propellants aboard, preparation of countermeasures against potential malfunctions during flight is essential in launch operation. In this paper, the flight safety operation, prepared to guarantee flight safety during launch operation of KSLV-I, is presented. Prior to flight test, flight safety analysis is performed to estimate associated risk levels quantitatively, and during flight, flight safety systems are operated to cope with any risky situations. Real-time flight monitoring including computation of instantaneous impact point using tracking data is executed normally and the flight test is completed without activation of flight termination system.

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

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2017.05a
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• pp.26-29
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• 2017

KARI has been conducting R&D for independent development of KSLV-II since 2010. Vehicle holding device is a device for vertically standing SLV on the launch pad of launch complex and fixing the lower part of vehicle in order to firmly fix vehicle so that SLV does not fall from an external load such as a wind load. When thrust generated after the 1st stage engine ignition of SLV must exceed the takeoff weight of vehicle, and holding device should be quickly released so that it does not interfere with takeoff of vehicle like other ground equipment at the beginning of the launch. Pyro-valve is one of the key components constituting VHD, and it should have high reliability and quick response characteristics with similar functional parts applied to launch vehicle separation device and satellite separation device. Through this paper, I intend to broaden the overall understanding of the development process of pyro-valve for VHD and KSLV-II.