• 우주기술과 응용
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• 제2권1호
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• pp.30-40
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• 2022

본 논문에서는 초소형 위성을 활용한 랑데부/도킹 기술검증 시 초기 발사 이후 표류(drift) 거리 회복(recovery)과 근접 운용을 위한 시나리오 설계에 대해 기술하였다. 랑데부/도킹은 궤도상서비싱(on-orbit servicing, OOS) 기술의 기반이 되는 기술로서 목표 물체에 접근하는 데 반드시 필요한 선제적인 과정이다. 특히 우주상에서 검증이 어려운 기술로서 개발 단계의 위험성 및 비용 등을 줄이기 위하여 최근에는 초소형 위성이 활용되고 있다. 따라서 본 논문에서는 랑데부/도킹 기술 검증을 위한 초소형 위성의 추력기 구성과 제원을 소개하며, 초소형 위성의 작은 크기 및 낮은 전력에서 오는 추력 한계를 고려할 수 있는 상대 궤적을 설계하고자 한다. 또한 추력 한계를 고려하지 않은 경우와의 궤적 및 추력 사용량 등의 비교를 통해 추후 사용 가능한 추력기의 성능 향상에 따른 시나리오 설계에도 도움이 되고자 한다.

• 한국인터넷방송통신학회논문지
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• 제14권3호
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• pp.171-176
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• 2014

종방향 모드 전송선로 이론을 이용하여 이중 샌드위치 Rib-형 도파로에 기초한 초소형 편광 무의존성 방향성 결합기 (PIDC)의 편광특성을 자세하게 탐구하였다. 제안한 초소형 방향성 결합기의 편광 무의존성 조건을 얻기 위하여 샌드위치 rib형 도파로의 굴절률과 두께에 때라 변하는 quasi-TE 모드와 quasi-TM 모드의 결합길이와 결합효율을 분석하였다. 수치해석 결과, 수백 마이크로미터 크기의 초소형 편광 무의존성 방향성 결합기는 이중 샌드위치 층의 구조적, 물질적 변수들을 잘 선택함으로써 구현할 수 있음을 보였다. 또한, 이중 샌드위치 rib형 도파로에 분포하는 기본 모드의 프로필이 방향성 결합기의 성능에 어떤 영향을 미치는지에 대하여 조사하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권3호
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• pp.26-37
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• 2018

한국항공우주연구원에서는 지구관측을 위한 고해상도 영상 및 이미지 촬영을 위해 6U급 초소형 위성 HiREV를 개발하였다. 6U급 초소형 위성은 1U/3U급 초소형 위성에 비하여 부피가 크기 때문에 1차 고유 진동수가 상대적으로 낮으며, 구조적 하중에 의한 큰 응력과 변형량이 생길 수 있어 구조 해석을 통한 검증이 필요하다. 본 논문에서는 임무 탑재체를 탑재하고 구조적 문제점을 보완하기 위한 6U급 HiREV 위성의 구조체 설계에 대해서 설명하였고 가속도 하중 해석, 모달 해석, 랜덤 진동 해석 등의 구조 해석을 수행하였으며, 6U급 HiREV의 구조체 설계가 구조적으로 안정성 있게 설계되었음을 입증하였다. 이러한 결과들은 향후 국내에서 다양한 임무에 적용될 6U급 초소형 위성의 구조체 개발 시 유용한 참고자료가 될 것으로 사료된다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2015년도 제46회 하계학술대회
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• pp.1217-1218
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• 2015

용존 산소 센서는 하천과 연안으로 유입되는 오염원을 측정하는 곳에 사용되고 있다. 상용화되고 있는 용존 산소 센서는 멤브레인의 부유물 점착 및 전해질 변질로 인해 수명이 단축되는 문제점이 있다. 본 연구팀에서는 수명 문제를 해결하기 위해 실시간 연속 측정이 가능한 자동 교체형 초소형 용존 산소 센서를 개발하고자 한다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 1999년도 제17회 학술발표회 논문개요집
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• pp.50-50
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• 1999

마이크로 공정을 이용한 초소형 정밀 기계는 공정 기술과 재료 기술의 발전에 의하여 더욱 소형화되고 있으며 특히 기능을 갖는 부분과 이 부분을 제어하는 주변회로의 on-chip화의 요구가 증가되기 시작하였다. 이와 같은 추세에 있어서의 문제점은 초소형 정밀기계 부품 소자의 구동을 위한 에너지원의 개발이다. 즉, 소자의 크기가 작아진 것에 부합되는 초소형의 전지가 필요하게 된 것이다. 따라서 보다 완전한 초소형 정밀 기계 및 마이크로 소자의 구현을 위하여 마이크로 소자와 혼성 (Hybrid) 되어 이용될 수 있는 고성능 및 초소형의 전지의 개발이 필수적이다. 초소형 전지의 구현을 위하여 Li계의 2차 전지를 선택하여 이를 박막화하고 반도체 공정을 도입할 수 있다. 이러한 전지를 박막형 2차 전지 또는 박막형 마이크로 전지(thin film Secondary Battery : TFSB or Thin Film Micro-Battery : TFMB)라 하며 이러한 2차 전지는 일반적인 벌크 전지와 동일하게 cathode/Electolyte/Anode의 구조를 갖는다. 박막의 특성상 전해질은 고상의 물질을 사용하는 것이 벌크형 2차 전지와 다른 점이다. TFSB의 성능은 주로 cathode에 의하여 결정되며 지금까지 많은 cathode 물질에 대한 연구 보고가 발표되고 있다. 반도체 공정을 이용한 TFMB의 제작시 무엇보다 중요한 점은 우수한 고상 전해질 및 anode 물질의 선택에 있다. 최근에 2차 전지를 위한 carbon계 anode를 대체할 수 있는 SnO에 대한 보고가 있는데 이는 한 개의 Sn 원자당 2개 이사의 Li가 반응하여 높은 용량을 갖는 전지의 제작이 가능하기 때문이다. Sno2의 anode는 매우 높은 충전용량을 갖는데 첫 번째 방전시에 Li2O를 생성하여 비가역적 반응을 나타내고 계속되는 충방전 동안 Li-Sn 합금이 생성되어 2차전지의 가역적 반응을 가능하게 한다. SnO2 는 대기중에서 Li 금속보다 안정하기 때문에 전지의 제작 공정 및 사용 면에서 매우 우수한 물질이지만 아직까지 SnO2 구조적 특성과 전지의 충, 방전 특성에 대한 관계의 규명을 위한 정확한 정설은 제시되고 있지 못하다. 본 연구에서는 TFSB anode 물질로써 SnOx박막을 상온에서 여러 전도성 콜렉터 위에 증착하여 그 충, 방전 특성을 보고하였다. 증착된 SnOx박막의 표면은 SEM, AFM으로 분석하였으며 구조의 분석은 XR와 Auger electron spectroscope로 하였다. 충, 방전 특성을 분석하기 위하여 리늄 foil을 대극과 참조 전극으로 하여 EC:DMC=1:1, 1M LiPF6 액체 전해질을 사용한 Half-Cell를 구성하여 100회 이상의 정전류 충, 방전 시험을 행하였다. Half-Cell test 결과 박막의 구조, 콜렉터의 종류 및 Sn/O비에 따라 서로 다른 충, 방전 거동을 나타내었다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2003년도 춘계전력전자학술대회 논문집(1)
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• pp.283-285
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• 2003

본 논문에서는 상용무선망을 이용하여 각종 계측 및 측정 탑재장치에 의하여 측정된 데이터를 수집 및 전송하는 지상고정 초소형 위성과 이를 이용한 데이터 수집 시스템에 대하여 기술한다

• 대한방사선방어학회:학술대회논문집
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• 대한방사선방어학회 2011년도 춘계 학술발표회 및 심포지엄
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• pp.104-105
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• 2011

• 한국정밀공학회지
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• 제19권10호
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• pp.23-30
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• 2002

• 세라미스트
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• 제7권3호
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• pp.21-27
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• 2004

MEMS(Micro Electro Mechanical Systems)는 초소형 구조물의 제작 기술인 마이크로머시닝 기술을 이용하여 제작되는 초소형 전자기계 시스템을 말한다. 최근 10여 년간 MEMS 기술이 상당히 진척되었고 다양한 마이크로머시닝 기술이 개발되었다. 이에 따라 이를 이용하여 다양한 MEMS 소자의 개발이 이루어지고 있다. 그 중에서도 MEMS 센서는 비교적 간단한 제작 공정과 작은 크기, 그리고 저비용으로 인하여 상품화가 쉽게 이루어지고 있다. (중략)

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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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.