• 한국추진공학회지
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• 제10권3호
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• pp.26-31
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• 2006

다목적실용위성 개발사업을 통해 추력기의 국산화를 성공적으로 수행하였으나 여전히 많은 추진시스템 핵심부품들에 대해서는 국산화 개발을 시도조차 하지 못하고 있는 실정이다. 향후 우주선진국으로의 진입을 위해서는 핵심부품 국산화 개발은 필수적으로 이루어져야하므로 한국항공우주연구원 다목적 위성사업단에서는 (주)한화와 더불어 상대적으로 국산화 접근의 가능성이 높은 추진제/가압제 공급용 Fill/Drain 밸브의 개발을 수행하였다. 본 논문에서는 설계, 제작 및 시험에 걸쳐 Fill/Drain 밸브 개발의 전 과정을 요약하였고, 이 과정을 통해 총 4세트의 개발모델을 국산화 하는데 성공하였으며 성능 시험을 통해 성능 요구조건을 충분히 만족함을 확인하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제2권3호
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• pp.80-89
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• 1998

다목적 실용위성의 궤도전이 및 위성체 자세제어를 위한 추진시스템의 설계요소에는 구조적 안전성, 우주환경에서의 열 제어를 위한 회로 및 구성하드웨어 설계, 연료계통 맥압강하를 위한 장치설계 및 추력기 배기가스 영향을 고려한 형상설계 등이 있으며, 설계검증을 위해 부분해석이 수행된다. 또한 발사환경과 우주 궤도환경에서의 추진시스템 성능평가를 위한 열 제어계 기능시험, 압력인증시험, 청정도시험 및 내부/외부 누설시험이 수행된다. 본 논문에서는 추진시스템 설계 및 조립공정에 대해 기술하였고, 시험분석을 통해 시스템의 설계 및 조립공정상의 신뢰성을 검증 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권11호
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• pp.1112-1120
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• 2009

본 논문에서는 현재 궤도상에서 운용중인 위성들을 특정 임무수행을 하도록 각 위성들 을 허용된 추진제량을 초과하지 않는 범위 내에서 궤도기동을 통해 재배치함으로써 일시적인 위성군집궤도를 형성하기 위한 목적궤도 설계기법을 소개하였다. 설계기법의 응용성을 확인하기 위해 본 연구에서는 두 가지 문제, 즉 각각 위성들에 대한 허용 추진제량이 모두 다른 경우 지상의 특정 지역을 정찰하는 문제와 지상을 지속적으로 이동하는 이동 물체를 동일한 허용 추진제량을 가진 위성들을 이용하여 정찰하는 문제를 다루었다. 유전 알고리즘을 이용한 접근방법의 유효성을 검증하기 위해 시뮬레이션을 수행하였으며, 결과적으로 현재 궤도배치 상에서 획득할 수 있는 평균재방문주기에 비해 재배치된 궤도상에서의 평균재방문주기가 각각 41%, 42% 감소함을 알 수 있었다. 제안된 방법에 의한 결과는 궤도조정 방법, 궤도상황, 센서 특성, 허용 추진제량, 그리고 추력기의 성능에 따라 다소 달라질 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권5호
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• pp.514-523
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• 2008

본 논문에서는 한누리 2호의 자세제어 알고리즘 검증을 위해 개발한 KAUSatSIM에 대해서 논의한다. KAUSatSIM은 6개의 에어베어링을 사용하여 무마찰 환경을 모사한 1축 회전 테이블과 한누리 2호에서 사용된 각종 센서 및 모멘텀 휠로 구성되어 있다. 이 시뮬레이터는 한누리 2호의 자세제어 알고리즘에 대한 검증과 새로운 제어 알고리즘 개발, 그리고 그 성능 검증에 사용될 수 있다. 개발된 1축 회전 시뮬레이터를 이용하여 한누리 2호 개발에 이용된 자세제어 알고리즘 검증을 위하여 모멘텀 휠을 이용한 시험을 수행하였다. 비례-미분제어기를 사용한 모멘텀 휠 제어기를 설계하여 좋은 실험 결과를 얻었다. 그리고 더 나아가 추력기 시스템을 추가하여 소형위성에 적용 가능한 새로운 알고리즘 개발 및 검증이 가능하도록 하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.7-10
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• 2006

발사체가 정확하게 주어진 궤도에 인공위성을 투입시키기 위해서는 Pitch, Yaw, Roll의 3축을 제어하는 정밀한 자세 및 제어 시스템이 필요하다. 현재 사용되고 있는 자세 제어 시스템은 크게 Cold gas 방식과 단일 및 이원 추진제를 사용하는 액체 추진 기관이 일반적으로 발사체에 사용되고 있다. 위와 같은 추진제를 사용하는 추력 제어시스템의 장단점을 분석을 통하여 시스템의 단순성 및 구조비와 운영 측면에서 향후 개발될 발사체 상단에 적용할 수 있는지를 판단하고자 하는 것이 목적이다.

• 한국추진공학회지
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• 제10권3호
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• pp.109-117
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• 2006

인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진의 분해촉매에 대한 연소성능을 실제 지상연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 촉매 연소특성을 시험하였다. 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 2회에 걸쳐 측정한 결과 각각 평균 25msec, 2%, $704^{\circ}C$으로 만족할 만한 결과를 얻었다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황과 분해성능 시험 결과를 설명하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제24권2호
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• pp.145-154
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• 2007

접촉 케플러 궤도요소로부터 변환된 NORAD TLE를 정지궤도 위성의 안테나 포인팅에 직접 사용하기 위한 분석을 수행하였다. 일주일에 한번씩 동서방향과 남북방향의 위치유지를 위한 궤도조정을 수행하고 하루에 두 번씩 추력기를 이용한 모멘텀 덤핑을 통해서 궤도가 계속 변하는 통신해양기상 위성에 대해서 변환된 NORAD TLE를 이용한 안테나 포인팅 오프셋 각을 계산하여 위성신호를 수신할 수 있는지 검토하였다. 이를 통해 변환된 NORAD TLE를 사용하여 위성 관제시스템의 안테나 포인팅에 관련된 인터페이스를 간단하게 수행할 수 있음을 보였다. 또한 이심률이 큰 천이궤도에 있어서 위성의 평균 근점각에 따른 변환된 NORAD TLE 값의 차이를 분석하여 천이궤도의 원지점 근처에서의 NORAD TLE 변환 값이 더 좋은 결과를 나타내는 것을 알 수 있었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.39.4-40
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• 2009

이 연구의 목적은 고해상도 합성개구레이더 센서를 탑재한 관측위성의 운용요구사항에 맞춰 임무기간 동안 관측 목표지역을 주기적으로 반복하고 지상궤적을 $\pm2km$ 범위 내에서 안정성을 갖도록 유지 조정하는 궤도제어 알고리즘 연구를 수행하는데 있다. 기존에 수행되어 왔던 지상궤적에 대한 오차를 해석적으로 계산하여 궤도를 유지 조정하는 방법이 아닌 기준궤도에 대하여 상대좌표계에서 표현된 위성의 실제 접촉궤도를 기준궤도와 직접적으로 비교하여 목표궤적을 유지 조정하는 알고리즘을 연구하였다. 이를 위해 첫째, 고해상도 관측위성의 운용요구사항을 만족하는 계획된 목표궤도인 기준궤도를 설계하였다. 기본적으로 기준궤도는 임무 설계 시 완전한 주기성이 고려된 최대한 실제에 가까운 궤도이기 때문에 지구중력장 모델만을 고려하여 간략하게 설계하였다. 둘째, 실제의 인공위성의 궤도는 계획된 기준궤도를 유지해야 하지만 시간에 따라 섭동력의 영향을 받아 계획된 궤도로부터 벗어나게 된다. 기준궤도로부터 실제궤도가 얼마나 벗어나는지에 대한 정량적 분석을 위해 지구 중력장, 달-태양 중력, 대기저항력, 태양복사압, 조석력 등과 같은 다양한 섭동력의 영향에 대한 분석을 수행하였다. 셋째, 반경방향(radial), 진행방향(along-track), 교차방향(cross-track)의 세 방향의 성분으로 구성된 우주공간오차(Space Error) 개념을 적용하여, 투영된 지상궤적에 상응하는 오차를 계산하는 것 보다 안정적으로 오차를 계산하였다. 또한 운용요구사항에 따라 허용된 범위 내에서 궤도를 유지하기 위해 GVE(Gauss Variation Equation)을 이용한 궤도조정을 수행하였다. 섭동력의 분석 결과로부터 지구대기저항력, 달-태양 중력으로 인해 가장 두드러지는 장반경과 궤도이심률의 변화를 조정하기 위해, 임무에 사용되는 추력기의 연료 효율을 고려하여 동결궤도가 유지될 수 있는 최적의 위도이각에서 In-plane에 대한 궤도조정만을 수행하여 장반경과 이심률을 동시에 조정하였다. 지구대기와 태양활동의 영향으로 시간에 따른 장반경의 변화율에 따라 궤도조정 주기를 가지는 것을 알 수 있었고, 이 변화율 때문에 생기는 우주공간오차의 증가를 보정하여 위성의 지상궤적을 목표범위 안에서 유지할 수 있었다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제23권2호
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• pp.127-134
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• 2006

지구대기에 의해서 태양동기위성의 고도가 감소될 때 초기 궤도경사각에 따른 승교점 통과시각의 변화를 분석하였다. 이를 위해 고도 500km인 위성에 대해서 3년간 궤도예측 연구를 수행하였으며 초기 승교점 통과시각은 06시, 09시, 12시, 15시, 그리고 18시로 하였다. 위성의 고도 감소와 초기 승교점 통과시각에 따라서 각각 다른 궤도경사각의 변화를 얻을 수 있었으며 승교점 통과시각 역시 달라짐을 알 수 있었다. 이를 이용하면 궤도조정을 위한 추력기가 탑재되지 않은 태양동기위성에 있어서 임무기간 동안 승교점 통과시각의 변화를 최소로 하는 초기 궤도요소를 산출할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권2호
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• pp.156-164
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• 2016

우주기반기술 검증용 극초소형 위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)의 주요 탑재체인 집광형 프레넬렌즈가 적용된 고효율 집광형 태양전력시스템, 열선 절단방식이 적용된 무충격 구속분리장치 그리고 MEMS 기반의 고체추력기에 대해 인증수준의 열진공 시험과 열평형 시험을 수행하였다. 이를 통해 열진공 환경 하의 인증수준의 시험온도규격에서 탑재체의 구조건전성 및 정상작동성을 검증하고, 열평형 시험 결과로부터 보다 신뢰성 높은 보정된 열해석 모델을 확립하였다. 본 논문에서는 주요 임무 탑재체의 인증수준의 열환경 시험에 대한 기능시험 결과 및 시험 결과로부터 수행된 열모델 보정과 최종 열모델의 궤도 열해석 결과에 대해 기술하였다.