• Defense and Technology
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• no.11 s.129
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• pp.12-21
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• 1989

1974년 Pokharan에서 실시된 핵실험으로 인도는 핵장비를 폭발시킨 여섯번째 국가가 되었다. 이어 1980년에 우주 운반체의 발사로 인도는 인공위성을 제작하고 독자적인 운반체를 이용, 궤도에 진입시킨 여섯번째 나라가 되었다. 또한 1989년 5월 중거리 탄도미사일(IRBM) Agni의 성공적인 발사로 인도는 미국, 소련, 중국, 프랑스 그리고 영국에 이어 여섯번째로 탄도탄 보유국가가 되었다. 현재 인도는 제3세계 총생산량의 31%를 차지함으로써 26개국에 달하는 제3세계 무기생산국 중에서 선두를 달리고 있다

• Defense and Technology
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• no.4 s.290
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• pp.18-29
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• 2003

냉전의 또 하나의 부산물은 우주경쟁인데, 인공위성 등 발사체의 추진기관은 거의 예외 없이 액체연료를 사용하는 액체추진로켓이고, 이것의 연료가 되는 액체산소, 액체수소 등은 발사체에 저장된 상태로 보관 할 수 없다는 단점 때문에 거의 군사용으로 적용되고 있지 않다. 지금은 SATURN-V와 같은 거대한 액체 추진 로켓을 대신해서 부분적으로 재활용이 가능한 우주왕복선이 사용되고 있는데, 여기에는 처음 이륙단계 대부분의 추력을 고체추진제에 의존하고 있기 때문에 이들의 성능 향상을 위한 좀 더 강역하고, 안전성을 높일 수 있는 에너지 물질에 대한 요구가 증대되고 있는 실정이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.4
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• pp.17-26
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• 2005

Numerical investigation has been made on the aerodynamic characteristics of supersonic air-launching rocket, as a new concept launching mechanism. Parametric study on the variations of launching velocity, incident angle and mounting location of the rocket has been performed using three dimensional Euler equations. Influential factors at separating stage of the rocket were extracted through comprehensive analyses, and, the response surface models were constructed for those factors. From the study, the aerodynamic behavior of the air-launching rocket at supersonic speed and useful guidelines for the optimal mounting location of the rocket have been obtained.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2015.08a
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• pp.69.1-69.1
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• 2015

우주환경은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어지는데, 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터는 계속해서 우주환경에 노출된다. 위성체가 이러한 가혹한 우주환경에 노출될 경우 주요부품에 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사 할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 우주환경모사장비라함은 우주환경의 주특징인 고진공상태와 극저온 및 고온 환경을 모사할 수 있는 지상장비를 말하며, 통상 열진공챔버라고 불린다. 한국항공우주연구원에서는 위성의 부품레벨에서부터 대형위성시스템의 열진공시험 수행을 위한 다양한 진공챔버를 보유하고 있으며, 그 직경이 0.7 m인 소형에서부터 직경 9 m, 길이 10 m급의 대형열진공챔버에 이른다. 대형 챔버의 경우 고기능화에 따라 대형화 되어 가는 위성의 국산화 개발을 위하여 순수 국내 기술로 제작된 우주환경모사용 챔버이다. 본 대형열진공챔버의 제작 및 유지 현황에 대해 논의한다.

• Proceedings of the Optical Society of Korea Conference
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• 2008.02a
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• pp.71-72
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• 2008

과학기술위성3호 부탑재체로 영상분광기(COMIS, Compact Hyperspectral Imager)가 선정되어 2007년 5월부터 개발이 진행되고 있다. COMIS는 2010년 과학기술위성3호에 탑재 발사되어, 위성 궤도 700km 상공에서 해상도 30m을 가지고, 30km 폭의 지표면 또는 대기를 관측할 수 있다. 현재까지 국내에서 개발된 위성탑재 지구관측카메라가 흑백이거나 다분광(3파장)으로 지구관측을 하는 것에 반하여 COMIS는 가시광 및 근적외선 영역에서 16${\sim}$62대역(4${\sim}$15nm 파장 분해능)의 초분광 관측을 수행하게 된다. 초분광 영상은 관측 대상 물성의 상세 구분이 가능한 관계로 군사적 활용을 포함한 원격 탐사의 주요 활용 분야로 대두되고 있다. 본 논문은 과학기술위성3호 부탑재체로 개발되는 영상분광기인 COMIS(Compact Hyperspectral Imager)의 전반적인 개념, 활용 과학을 먼저 소개하고 상세 광학 설계를 발표한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.2
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• pp.122-130
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• 2014

GEO-KOMPSAT-2 which is under development by KARI to be launched in 2018 is expected to be injected into its orbit through the standard GTO(Geostationary Transfer Orbit) or SSTO(Supersynchronous Transfer Orbit). While the standard GTO mission has been applied for the most of the geostationary satellites, the SSTO mission is rare case and significantly different from the standard GTO mission in technical point of view. This paper lists the operational constraints to be applied for GEO-KOMPSAT-2 SSTO mission, and introduces a preliminary LAE burn plan for GEO-KOMPSAT-2 mission. In order to evaluate the developed plan, a simulation study has been performed considering ground station visibility.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.200.1-200.1
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• 2012

저궤도 위성은 크게 탑재체(Payload) 와 본체(Bus System)로 구성된다. 버스시스템은 다시 여러 서브시스템으로 나뉘는데 그 중의 하나가 원격측정명령계이다. 원격측정명령계는 위성의 각 서브시스템에 대한 정보를 텔레메트리를 사용하여 지상으로 전송하고 지상으로부터 커맨드를 받아서 이에 대한 명령을 수행한다. 이 때 S 대역 송수신기를 통해 RF로 변복조 되어 지상과 통신을 하게 된다. 보통 저궤도 위성의 송수신기는 레인징 기능을 제공하는데 이는 위성의 궤도를 예측하는데 사용된다. 위성의 궤도를 예측하기 위해서는 위치를 알아야 하는데 이 때 지상국에서 일정한 톤 신호를 위성으로 보내 되돌아오는 신호를 측정하여 위상차를 통해 거리를 측정하게 된다. 위성에 탑재되는 송수신기는 설계상 고유의 레인징 신호 지연 값을 가지게 되는데 이는 위성 발사 후 위성과의 거리측정 시 계산에 영향을 미치게 된다. 때문에 이에 대한 정확한 값을 미리 획득하여 발사 후 위성 궤도 예측에 사용되어야 한다. 본 논문에서는 한국항공우주연원에서 개발한 저궤도 위성의 송수신기를 사용하여 정확한 레인징 측정방법을 통해 결과 값을 제시하여 레인징 성능을 확인하고 또한 장기간에 걸친 모니터링을 통해 경향을 파악하여 송수신기의 성능을 확인하여 추후 이를 지상국과 위성사이의 통신에 활용할 수 있게 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.45 no.5
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• pp.386-392
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• 2017

This paper considers the analysis of the flight performance reserve, which is required propellant to compensate various launch vehicle performance deviations, to inject the payload of a 3-staged launch vehicle to a circular sun synchronous orbit at a height of 700 km. The various error sources, which affect the orbit injection accuracy, and their uncertainty are defined first. Then the sensitivity analysis, which has the advantage that each error source effect can be investigated independently, is performed for the extreme ${\pm}3{\sigma}$ conditions of the launch vehicle performance errors. Monte carlo simulations are also conducted to compute the propellant reserve, which can consider the combined effects of each error source. Finally the obtained flight performance reserves by the two approaches are compared and it is confirmed that they show similar results.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.190.2-190.2
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• 2012

과학기술위성3호는 170kg의 소형위성으로 2006년 사업을 착수하였으며, 올 2012년 12월에 러시아에서 발사할 예정이다. 주탑재체는 다목적 적외선 영상시스템 (MIRIS, Multi-Purpose IR Imaging System)으로 천문연에서 개발을 담당하였으며 우주관측과 지구관측을 수행한다. 부탑재체는 소형영상분광기 (COMIS, Compact Imaging Spectrometer)로 공주대에서 개발을 하였으며 지표면의 분광영상을 획득한다. 관측영상을 지상에서 내려 받아 사용자에게 배포를 하기 전 Radiometric, Geometric 보정을 수행하기 위해서는 관측영상 외에 관측할 때의 위성체 자세제어 정보도 함께 필요하다. 과학기술위성3호의 경우 우주관측은 관측영상 정보에 위성본체의 자세제어 정보도 함께 저장하기 때문에 지상에서 영상자료와 관제자료의 결합을 위해 추가로 수행하는 작업이 필요하지 않다. 그러나 지구관측은 영상자료와 자세제어 정보를 따로 저장하여 지상국으로 전송한다. 한곳의 영역만 관측 후 지상국으로 전송받는다면 문제가 발생하지 않지만, 지상국과 교신할 수 있는 궤도의 수는 한정되기 때문에 위성체의 메모리에는 여러 영역의 관측영상이 저장되어 있으며, 위성은 지상국과의 교신시간이 허락하는 최대로 영상자료를 송신한다. 본 발표에서는 다양한 영상자료의 저장 포맷과 여러 영역을 관측했을 때 각 영역에 해당하는 영상자료 구분 방법, 그리고 각 영상자료와 관제자료의 결합방법에 대해 설명한다.

• Journal of Korea Society of Industrial Information Systems
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• v.22 no.5
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• pp.39-49
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• 2017

A Space Launch Vehicle (SLV) for Launching Satellites Consists of Multi-stage Rockets for the Purpose of Efficient Flight and Accomplishes the Launch Mission through Flight Events such as Stage Separation, Engine Start and Stop. In this Process, the SLV is Supposed to Undergo the Processes of the Powered Flight Section in which the Engine Generates Thrust and the Ballistic Flight Section in which there is no Thrust Repeatedly. Because it is Difficult to Express these Flight Characteristics of the SLV as a Single Dynamics Model, much Research on Tracking Algorithms using Multiple Models has been Undertaken. In case of using the Multiple Model Tracking Algorithm, it is Expected to Improve the Tracking Performance of the SLV. However, it is Difficult to Select Proper Dynamics Models to be used and the Calculation Amount Increases due to the use of Multiple Models. In this Paper, we Propose a Method to Track the SLV with Diverse Flight Characteristics Efficiently by only Two Kalman Filters using Constant Acceleration Model and Adaptive Singer Model.