• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.59-59
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• 2003

과학위성 1호는 고도 685 km 태양동기궤도에서 운용되는 소형인공위성으로 지구 그림자에 의한 주기적인 온도변화, 태양과 지구로부터의 자외선복사, 진공환경과 같은 가혹한 우주환경에서 정상적으로 임무를 수행해야 한다. 이러한 가혹한 우주환경에서 위성 각 시스템의 온도를 허용범위 내에서 조절하고 구조적인 열변형을 최소화하기 위하여 열제어 시스템이 필요하며, 위성개발과정에서 상세한 열설계 요구조건을 도출하고 반영하여 과학위성 1호의 열제어 시스템을 설계하였다. 열제어 시스템은 위성의 내\ulcorner외부에서 위성외부로부터의 열유입을 최소화하고 위성내부에서 발생한 열을 효과적으로 방출하는 역할을 한다. 열제어 시스템의 성능을 검증하기 위하여 다양한 임무와 궤도를 고려한 궤도열해석이 수행되었으며, 주기적인 온도변화와 진공환경을 모사하는 열진공시험을 통하여 예상되는 우주환경에서 위성 각 시스템의 정상동작 여부가 검증되었다. 본 연구는 과학위성 1호의 열설계 결과와 효과적인 열설계를 위한 궤도열해석 과정 그리고 위성 시스템의 신뢰성 검증을 위한 열진공시험결과를 다룬다.

• Journal of Space Technology and Applications
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• v.3 no.2
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• pp.101-117
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• 2023

Active debris removal, a technology that approaches and removes space debris in orbit, and the on-orbit service, a technology for extending the mission life of satellites by fuel charging or by exchanging the battery, are gaining interest with the growth of the space community. SaTReC plans to develop a satellite capable of capturing and removing Korean satellites orbiting in space after the end of their missions. In contrast to the previously launched satellites by Korea, which were mainly intended to observe Earth and the space environment, rendezvous/docking technologies, as required in the future during, for instance, space exploration missions, will be implemented and demonstrated. In this paper, an orbital transition method for next-generation small satellites that will capture and remove space debris will be introduced. It is assumed that a small satellite with a mass of approximately 200 kg will be injected into the mission orbit through Korea Space Launch Vehicle-II in 2027. Because the satellite must access the target using a minimum amount of fuel, an approaching technology using Earth's J2 perturbation force has been developed. This method is expected to enable space debris removal missions for relatively lightweight satellites and to serve as the basis for carrying out a new type of space exploration in what is termed the 'Newspace' era.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.50-50
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• 2003

본 연구에서는 행성 근접통과(Gravity Assist, Swingby, Flyby)를 이용한 행성간 탐사선의 궤도를 설계할 수 있는 알고리즘 개발을 자체적으로 수행하였다. 미 항공우주국(NASA)에서는 이를 이용한 행성간 탐사선의 궤도에 관한 연구를 이미 1950년대부터 시작하여 왔으며, 1973년 Mariner 10호가 한번에 두 행성, 금성과 수성을 탐사하는데 성공하였다. 행성간 임무에 있어서 행성 근접통과를 적절하게 이용한다면 임무 수행시 요구되는 에너지를 최소화 시킬 수 있어 발사비용의 절감효과와 함께 한번의 발사로 여러 행성의 탐사가 가능하여 임무의 효율성을 증대 시킬 수 있다. 행성 근접통과를 이용한 행성 탐사선의 궤도설계를 위해서는 근접 통과하는 행성(Flyby planet)에서의 진입속도벡터( $V_{\infty}$$^{ -}$) 및 출발속도벡터( $V_{\infty}$$^{+}$)의 크기, 근접 통과시의 비행 고도(Flyby altitude), 근접 통과 행성과의 충돌여부 분석(B-plane analysis), 최종적으로 도착하고자 하는 행성(Target planet)의 위치 등 많은 제한조건이 고려되어야 한다. 연구된 알고리즘의 결과를 미 항공우주국 (NASA)의 임무였던 Mariner 10호의 결과와 비교하여 보았으며, 우리나라가 향후 목성으로 탐사선을 보낸다고 가정하였을 경우, 행성 근접통과를 이용한 탐사선의 발사시기(Launch Window), 요구되는 발사 에너지(C3)값, 그리고 각각에 따른 궤적들을 산출하여 보았다. 이미 기술 개발을 완료한 국가들이 관련 기술의 제휴를 기피하고 있는 현 상황에서 이와 관련된 연구는 우주개발의 시대를 열고 있는 우리나라의 우주개발관련 기초 기술 분야를 위해 선행 연구되어야 할 부분이다. 기초 기술 분야를 위해 선행 연구되어야 할 부분이다.다.향을 해석하고 시뮬레이션 하였다.Device Controller)는 ECU로부터 명령어를 받아서 arm 및 safe 상태에 대한 텔리 메트리 데이터를 제공한다 그리고, SAR(Solar Array Regulator)는 ECU로부터 Bypass Relay 및 ARM Relay에 관한 명령어를 받아 수행되며 그에 따른 텔리 메트리 데이터를 제공한다. 마지막으로 EPS 소프트웨어를 검증하는 EPS Software Verification을 수행하였다 전력계 소프트웨어의 설계의 검증 부분은 현재 설계 제작된 전력계 .소프트웨어의 동작 특성 이 위성 의 전체 운용개념과 연계하여 전력계 소프트웨어가 전력계 및 위성체의 요구조건을 만족시키는지를 확인하는데 있다. 전력계 운용 소프트웨어는 배터리의 충ㆍ방전을 효율적으로 관리해 3년의 임무 기간동안 위성체에 전력을 공급할 수 있도록 설계되어 있다this hot-core has a mass of 10sR1 which i:s about an order of magnitude larger those obtained by previous studies.previous studies.업순서들의 상관관계를 고려하여 보다 개선된 해를 구하기 위한 연구가 요구된다. 또한, 준비작업비용을 발생시키는 작업장의 작업순서결정에 대해서도 연구를 행하여, 보완작업비용과 준비비용을 고려한 GMMAL 작업순서문제를 해결하기 위한 연구가 수행되어야 할 것이다.로 이루어 져야 할 것이다.태를 보다 효율적으로 증진시킬 수 있는 대안이 마련되어져야 한다고 사료된다.$\ulcorner$순응$\lrcorner$의 범위를 벗어나지 않는다. 그렇기 때문에도 $\ulcorner$순응$\lrcorner$과 $\ulcorner$표현$\lrcorner$의 성격과 형태를 외형상으로 더욱이 공간상에서는 뚜렷하

• Journal of Space Technology and Applications
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• v.4 no.1
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• pp.27-47
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• 2024

In the New space era, satellites are being developed to perform on-orbit service (OOS) missions. Various missions for orbital service include failure repair, refueling, towing, component replacement, and space construction, and in order to do so, a robot arm payload must be mounted. Unlike conventional satellite payloads, the robot arm payload is not move in a fixed state, but is a payload that must move continuously to perform the mission. It is also characterized by the need to perform the mission while being directly exposed to outer space, rather than existing inside the structure of the satellite. Due to the characteristics of these payloads, thermal design and interpretation that can be operated smoothly in an extreme space thermal environment is essential, but there are not many papers on thermal design and interpretation of the robot arm. This paper introduces and summarizes cases of thermal design and interpretation of robot arm payloads developed so far, and finally, it intends to suggest directions for thermal design and interpretation of robot arm payloads to be developed in the future.

• Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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• v.21 no.2
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• pp.60-71
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• 2017

A trajectory analysis program is developed using a 3DOF trajectory model for the performance analysis of geostationary launch vehicles by system options. Launch trajectory and the performance of injection at GTO was estimated using this program for several propellant options, engine types, number of engines and the location of launch site. Results of the analysis presents that the possibility of mission accomplishment by several design options using domestic launch sites and the development direction of GEO launch vehicles.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.4
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• pp.303-310
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• 2020

This paper describes a Power Monitoring Unit (PMU) for Unmanned Aerial Vehicle (UAV) electrical system, It is designed for the PMU which performs data sensing of generator, transformer rectifier unit (TRU), battery and gear box installed in UAV and operate power ON/OFF devices of mission equipment. The PMU measures the voltage and current for the aircraft power source (generators, transformer rectifier unit and battery), measures the pressure and temperature of the gearbox, and performs the mission equipment power command received from the mission computer. The PMU was designed to meet the requirements of the UAV, and was performed through structure/thermal analysis, environmental test, EMI test and ground/flight tests.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.10 no.1
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• pp.136-140
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• 2011

In this study, thermal model for backplane of GPS antenna in Low Earth Orbit Satellite is updated and orbit thermal analysis is performed. The analysis is focused on the safehold mode of satellite. During the safehold mode, the solar panel is constantly looking to the Sun, and there is not a mission maneuvering. Therefore, antenna backplane receives the maximum heat influx considering the End-Of-Life condition. To maintain the temperature of antenna within allowable limits, radiating tape is applied and its area is determined. Besides, to verify the lowest temperature of the antenna, cold case with Begin-Of-Life analysis is also performed.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.47 no.8
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• pp.590-598
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• 2019

Today, satellites are widely used in many fields like communication and image recoding. The image acquired by satellites contains variety information of wide region. Therefore, they are used for agriculture, resource exploitation and management, and military purpose. The satellite is required to acquire images effectively in a given time period. Because the period that satellites can acquire images is very restrictive. In this study, the modeling of processing time and attitude maneuvering for satellite image acquisition is performed. From this modeling, mission planning algorithm using heuristic evaluation function is suggested and performance of the proposed algorithm is verified by numerical simulation.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.15 no.1
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• pp.40-46
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• 2021

In this study, an aerodynamic configuration design and study on performance enhancement of a tilt-rotor UAV were conducted for improving mission capabilities compared to multi-copter type UAV, MC-1/2/3 developed for disaster and policing operation. To improve performance, a new TR5X configuration was developed by modifying the fuselage and tail shape of TR60 UAV and additionally attaching an extended wing to the nacelle. Aerodynamic performances of TR60 and TR5X were compared through computational fluid dynamics (CFD) analysis. In addition, flight performance analysis of full aircraft was conducted. Results showed that main performance requirements of TR5X were satisfied.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.77-77
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• 2002

초소형 공중발사체 설계 시 하이브리드 모터의 적용가능성에 대한 연구를 실시하였다. HTPB/LOX를 추진제로 하여 마차바퀴형 연료 그레인, 산화제 탱크 가압방식을 사용하였고, 성능특성을 계산하기 위하여 하이브리드 연료의 연소율이 일정하다고 가정 하였다. 본 연구에 사용된 임무는 중량 3.5kg의 나노위성을 근지점 고도 200km, 원지점 고도 1,500km의 타원궤도로 진입시키는 것을 목적으로 하는 로켓의 1단 부분에 관한 것으로 1단의 발사속도는 M=1.3, 발사고도는 12km, 연소종료 고도는 40km이다. 1단에 대한 페이로드 중량은 127.5kg이고, 속도증가분($\Delta$V)은 3,330m/s이다. 모선은 F-4E를 사용하였고 모선의 특성상 발사체의 총 중량이 1,000kg이하로 제한되고 길이와 직경이 5m${\times}$5m로 제한되나 1단에 대한 길이의 제한조건은 현재까지 명확히 정립되지 않은 상태이다. 설계과정에서의 변수는 연료 그레인 포트 개수, 초기 산화제 플럭스, 연소실 압력을 사용했고, 설계 제한조건은 추진제 중량, 평균 비추력, 평균 추력, 연소시간, 1단 길이, 직경, 연소시간이고, 이들의 범위는 모선의 특성과 초소형 공중발사체의 임무특성에 맞게 설정하였다.