• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.124.2-124.2
• /
• 2012

위성체의 전위는 위성 주변의 우주 환경에 크게 영향을 받는다. 본 연구에서는 과학기술위성 1호(STSAT-1)에 탑재된 LP(Langmuir Probe)와 ESA(Electro-Static Analyzer) 관측 자료를 이용하여 위성체의 전위에 위성 주변 고에너지 입자들이 미치는 영향을 분석하였다. 일반적으로 위성체가 대전되어 위성체의 부동전위가 감소할 때 위성 주변의 플라즈마 밀도는 감소하고 온도는 증가한다. 또한 DMSP 위성 등을 비롯한 이전 관측에서는 고에너지 입자의 플럭스가 증가하는 지역을 위성이 통과할 때 위성체의 전위가 감소하였다. 본 연구에서는 위성이 수 ~ 수 십 keV 정도의 고에너지 입자 플럭스가 증가한 후 감소하는 지역을 통과할 때에도 위성체의 전위가 감소하는 현상을 관측하였다. 고에너지 입자의 플럭스가 감소하는 지역에서 일어나는 위성의 대전현상을 통계적으로 분석해 보고 이러한 결과를 토대로 위성체 전위 변화에 우주환경 변화가 어떤 영향을 주는지 연구하였다.

• Journal of Satellite, Information and Communications
• /
• v.5 no.1
• /
• pp.63-68
• /
• 2010

Satellite structure should be designed to support safely the payload and several actuators under launch and on-orbit environments. After the configuration design of satellite, the structural analysis is performed using quasi-static load provided by launch vehicle manufacturer for detail design of satellite. In order to verify the safety of satellite structure designed using quasi-static loads, launch vehicle manufacturer performs coupled load analysis with satellite and launch vehicle models. For developing satellite, satellite model was reduced into the Craig-Bampton model for coupled load analysis, and delivered to the launch vehicle manufacturer. Launch vehicle manufacturer have done the coupled load analysis, and offered the acceleration and displacement results to the satellite manufacturer. From the analysis results, we have confirmed that satellite is designed safely and there is no possibility of interference and conflict in the inner/outer side of satellite.

• Journal of KSNVE
• /
• v.7 no.5
• /
• pp.725-728
• /
• 1997

본 글에서는 위성체가 겪게 되는 여러 가지 환경 중에서도 특히, 발사체가 이륙되어 천이궤도 진입시까지 위성체에 발생되는 진동 현상과, 이와 같은 발사 환경에 의해 위성체설계에 하자가 없는지를 확인하는 절차로서 지상에서 행해지는 시험의 종류와 방법에 대해 알아보고자 한다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2004.04a
• /
• pp.45-45
• /
• 2004

현재 개발 중인 저궤도 소형인공위성 발사체, KSLV (Korea Space Launch Vehicle)에 최초로 실리게 되는 ‘발사체 검증위성, KoDSat’ (KSLV Demonstration Satellite)은 발사과정 중에 위성체가 겪게 되는 진동 및 음향레벨 크기를 측정하여 지상국으로 전송하게 된다. 또한 위성체 내부에 설치한 카메라를 이용하여 발사체에서 분리되는 과정을 촬영하여 지상으로 동영상 데이터를 전송하게 된다. 열제어계의 목적은 어떠한 임무기간 동안에도 위성체의 모든 요소들이 각각의 허용 온도범위 내에서 유지되도록 하는데 있다. (중략)

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.31 no.10
• /
• pp.105-111
• /
• 2003

A measurement of spacecraft alignment is an important process of spacecraft assembly, integration and test. Because, it is necessary that a operator of a ground station controls the precise positions of on-orbit spacecraft by using the alignment data of attitude orbit control sensors(AOCS) on spacecraft. And, an accuracy of spacecraft alignment requirement is about $0.1^{\circ}{\sim}0.7^{\circ}$. A spacecraft alignment is measured by autocollimation of theodolite. This paper describes the measurement principle and method of spacecraft alignment. The result shows that all the AOCS on the spacecraft are aligned within the tolerance required through the alignment measurement.

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

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2003.10a
• /
• pp.72-72
• /
• 2003

위성체 열설계의 기본 목적은 가혹한 우주 열환경 하에서 위성체를 보호하며, 위성이 임무를 보호하며, 위성이 임무를 수행하는 동안에 어떠한 우주 열환경 하에서도 모든 위성 부품이 허용되는 온도 내에서 작동하도록 하는 것이다. 발사시 열해석은 궤도상에서의 열해석과 달리 초기 조건인 발사시간을 기준으로 열해석을 수행하게 된다. 열해석에서는 위성체가 발사체에 탑재되기까지의 과정과 발사 후에 발사체와 분리되는 시점까지 고려하게 된다. 위성체의 형상은 태양전지판이 접혀있으며, 배터리만이 위성체에 전력을 공급하는 역할을 하게 된다. 발사시에 전력소비량을 감소시키는 유일한 방법은 히터소비량을 줄이는 것이며, 이 점에서 발사시 열해석이 중요해진다. 본 연구에서는 저궤도 위성 발사시에 최대 히터소비량을 예측하기 위하여 저온 조건을 가정하고 열모델을 작성하고 열해석을 수행하였다.

• Water for future
• /
• v.54 no.11
• /
• pp.25-33
• /
• 2021

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
• /
• 2012.02a
• /
• pp.224-224
• /
• 2012

위성체가 작동하는 우주환경인 고진공상태에서는 위성체의 부품에서 발생 할 수 있는 outgassing으로 인해 위성체가 오염되어 위성체의 성능이 저하될 수 있으며, 특히 이차면경(second surface mirror) 및 광학렌즈 등을 오염시킴으로써 위성체 본연의 임무수행 실패라는 결과를 초래할 수도 있다. 따라서 지상에서 위성체의 부품에 대해 고온($85^{\circ}C$ 이상)과 고진공($5.0{\times}10-3Pa$ 이하)의 상태를 모사하여 오염물질을 제거함으로써 outgassing의 발생을 막고, 아울러 오염근원을 검출할 수 있는 vacuum bake-out 시험이 필수적이라 할 수 있다. 이를 위해서 한국항공우주연구원 위성시험동에는 전용 bake-out 챔버가 설치되어 있으며 저진공용 dry pump와 booster pump를 이용하여 5.0 Pa의 저진공을 형성하고, 2대의 cryopump를 이용하여 $5.0{\times}10-3Pa$ 이하의 고진공을 생성하게 되는데, Bake-out 챔버의 진공 배기시스템에 대하여 자세히 알아보고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• v.20 no.4
• /
• pp.339-350
• /
• 2003

Engineering qualification model payload for a communications and broadcasting satellite(CBS) was developed by ETRI from May, 2000 to April, 2003. For. the purpose of functional test and verification of the payload, a real-time hardware-in-the-loop(HITL) CBS simulator(CBSSIM) was also developed. We assumed that the spacecraft platform for the CBSSIM is a geostationary communication satellite using momentum bias three-axis stabilization control technique based on Koreasat. The payload hardware is combined with CBSSIM via Power, Command and Telemetry System(PCTS) of Electrical Ground Support Equipment(EGSE). CBSSIM is connected with PCTS by TCP/IP and the payload is combined with PCTS by MIL-STD-1553B protocol and DC harness. This simulator runs under the PC-based simulation environment with Windows 2000 operating system. The satellite commands from the operators are transferred to the payload or bus subsystem models through the real-time process block in the simulator. Design requirements of the CBSSIM are to operate in real-time and generate telemetry. CBSSIM provides various graphic monitoring interfaces and control functions and supports both pre-launch and after-launch of a communication satellite system. In this paper, the HITL simulator system including CBSSIM, communications payload and PCTS as the medium of interface between CBSSIM and communications payload will be described in aspects of the system architecture, spacecraft models, and simulator operation environment.