• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.198.2-198.2
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• 2012

태양 전지판의 전개 여부는 저궤도 위성의 발사 성공 여부를 판단하는 가장 중요한 항목 중 하나이다. 태양 전지판이 성공적으로 전개되어야만 태양 지향 자세제어에 의해 위성 운용에 필요한 전력 생성이 가능하기 때문이다. 그러므로 발사 후 지상국 교신을 통해 최우선적으로 태양 전지판의 전개 여부를 판단한다. 태양 전지판의 전개 여부는 다양한 실패 상황에 가정해 총 5가지 조건을 통해 판단한다. 첫째, SAR1, SAR2의 입력 전류가 모두 0.8A보다 커야 한다. 만약 하나라도 0.8A 미만이라면 한 개 이상의 태양 전지판이 전개되지 않고 1번 태양 전지판이 태양 지향을 하지 못하는 상황이다. 둘째, SAR1 입력 전류와 SAR2 입력 전류의 값이 유사해야 한다. 만약 입력 전류 값이 크게 차이가 난다면 2번과 3번 태양 전지판 중 하나만 태양 지향을 하는 경우이다. 셋째, CSSA#5 출력 전류가 3.2mA보다 커야 한다. 만약 3.2mA보다 작다면 2번과 3번 태양 전지판의 전개가 실패하고 1번 태양 전지판이 태양 지향을 하는 경우 또는 1번 태양 전지판이 전개 실패하고 태양 지향을 하는 경우이다. 넷째, S/C Roll, Pitch, Yaw rate이 모두 0.2 deg/sec 보다 작아야 한다. 만약 body rate이 크다면 1번 태양 전지판의 전개 실패 상황을 예상할 수 있다. 다섯째, 각 태양 전지판의 온도 차이가 $35^{\circ}C$ 보다 작아야 한다. 만약 온도 차이가 크다면 1번 태양 전지판 전개 실패 상황에서 2번과 3번 태양 전지판이 태양 지향을 하는 경우이다. 총 다섯 가지의 조건을 모두 만족해야만 태양 전지판이 성공적으로 전개되었다고 판단한다. 태양 전지판의 전개 판단은 위성이 발사체에서 분리되고 약 4500초 이후 시점에 스발바드 지상국과의 교신을 통해 확인되었다. 이 시점의 SAR1 입력 전류는 약 2.00A, SAR2 입력 전류는 약 1.93A였기 때문에 모두 0.8A보다 크고 서로 유사한 값임을 확인했다. CSSA#5의 출력 전류는 약 3.5mA의 값을 나타냈다. S/C Roll rate은 -0.0084 deg/sec, Pitch rate은 -0.0072 deg/sec, Yaw rate은 -0.0303 deg/sec의 값을 나타냈다. 각 태양 전지판의 최대 온도 차이는 $7.7^{\circ}C$의 값을 나타냈다. 5가지 조건을 모두 만족함으로써 태양 전지판 전개는 성공적으로 수행된 것으로 판단했다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.27.3-27.3
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• 2009

인공위성이 발사체로부터 분리되면, 인공위성은 가장 먼저 태양 전지판을 전개한 후 전력을 생산한다. 전력은 인공위성의 운영에 반드시 필요하므로, 태양전지판의 성공적인 전개는 인공위성의 성공적 임무 수행의 필수 요소이다. 따라서, 태양전지판 또는 태양전지판의 전개장치 개발시에는 태양전지판이 이상없이 전개되는지를 확인할 수 있는 태양전지판 전개해석을 반드시 필요로 한다. 현재 개발중인 저궤도 지구관측위성의 경우, 3장의 태양전지판이 사용이 되며, 각 태양전지판의 전개 및 고정은 힌지 및 스트럿으로 이루어진 태양전지판 전개장치에 의하여 이루어진다. 이 논문에서는 다물체 동역학 해석프로그램인 Recurdyn을 이용하여, 상세 태양전지판 전개해석을 수행하고자 한다. 이전 연구에서는 기본적인 전개해석 모델을 수립하여, 태양전지판의 기본 전개거동을 확인할 수 있었다. 그러나, 태양전지판이 완전히 전개된 이후에 고정되는 부분의 모델링이 복잡하여, 단순하게 가정하여 전개해석을 수행하였다. 이러한 가정은 태양전지판의 전개 입장에서는 좀 더 극한상황이 되었으며, 이러한 환경하에서도 충분히 태양전지판이 잘 전개됨을 확인할 수 있었다. 이 논문에서는 간략화된 태양전지판 고정장치 및 기타 다른 부분들을 좀 더 상세모델링 하여, 전개 거동이 좀 더 실제에 가깝도록 하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Computer Information Conference
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• 2014.01a
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• pp.417-419
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• 2014

본 논문에서는 태양광 전지판을 장착한 LED 가로등을 설계 제작하였다. 제작비용을 고려하여 간단한 구조에서 태양광 전지판에 많은 양의 태양광을 받도록 하고, 태양이 없어 발전을 하지 않을 때는 태양광 전지판에 오염 물질이 적게 부착되게 하며 또 태양광 전지판에 붙은 이물질, 오염 물질을 쉽게 제거 작업을 하게 하기 위하여 태양광 전지판을 접을 수 있도록 구성하였다. 또한 LED 인버터를 사용하지 아니하고 직류를 그대로 사용하게 하므로 전기 변환에 따른 에너지 손실을 방지할 수 있고, 이에따라 시스템의 효율을 기할 수 있었다. 본 연구를 통해 LED 등 설계 및 제작 기술, 인버터 변환 없는 직류 사용 효율 증대 기술, 원격 및 수동 조작 Controller 설계 및 제작 기술, 접이식 Sollar Cell 기구물 개발 기술을 확보하고 향후 태양광 전지판 가로등과 관련된 다양한 연구를 할 수 있는 기반을 마련하였다.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2013.02a
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• pp.440-441
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• 2013

현재 친환경 에너지에 대한 관심의 증대로 인하여 박막 태양전지 연구에 대한 수요가 증가하고 있다. 특히 InGaN 기반의 박막태양전지는 태양 스펙트럼 전체를 흡수 할 수 있는 넓은 흡수 대역, 비교적 높은 흡수 계수 ($>{\sim}10^5cm^{-1}$) 및 전자의 이동도 등으로 인하여 연구가 활발히 진행되고 있다. InGaN 박막 태양전지의 경우 ITO 층을 전류확산 층으로 많이 사용되는데, 일반적으로 평평한 박막의 형태를 갖는다. 이 평면 ITO 층에 dot을 형성하게 되면 상대적인 굴절률의 차이를 감소시켜 반사되는 빛의 양을 감소시킬 수 있어 태양전지가 흡수할 수 있는 빛의 양을 증가시켜 태양전지의 효율을 향상시킬 수 있다. 또한, 장파장대의 빛의 경우 투과도가 높아 태양전지의 흡수 층을 투과할 가능성을 인하여 효율이 저하될 수 있다. 따라서 반사판을 사용하게 되면 빛의 광학적 경로를 증가시켜 효율을 향상시킬 수 있다. 알루미늄의 경우 InGaN 태양전지의 흡수대역에서 반사도가 90% 이상으로 알려져 있어 반사판으로 사용되기에 적절하여 많이 사용되고 있다. 본 연구에서는 FDTD 툴을 이용하여 ITO dot과 알루미늄 반사판을 이용하여 효율이 향상된 InGaN 박막태양전지의 시뮬레이션을 수행하였다. ITO dot이 존재하는 전류 확산층과 알루미늄 반사판의 투과도 및 반사율을 먼저 계산한 후 태양전지 구조에 적용하여 전류-전압 특성, 외부 양자효율 특성을 예측하였다. Fig. 1은 시뮬레이션된 InGaN 박막태양전지의 구조이다.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.15 no.1
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• pp.86-94
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• 2021

PCB-based deployable solar panel is mainly used for CubeSat due to its lightweight and easy of electrical connection. However, as the size of solar panel increases, there is a limit to ensuring the structural safety of solar cells due to excessive dynamic displacement under launch vibration environment. In previous mechanical designs, for the minimization of dynamic deflection, panel stiffness is increased by applying additional stiffeners made of various materials such as aluminum or composite. However, it could have disadvantages for CubeSat design requirements due to limited mass and volumes. In this study, a high-damping 6U solar panel was proposed. It had superior damping characteristic with a multi-layered stiffener laminated with viscoelastic acrylic tapes. Basic characteristics of this solar panel were measured through free-vibration tests. Design effectiveness of the solar panel was validated through qualification-level launch vibration test. Based on test results, vibration characteristics of a typical PCB solar panel and the high-damping laminated solar panel were predicted and a comparative analysis was performed.

• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.3 no.1
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• pp.29-34
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• 2008

After spacecraft is separated from the launch vehicle, first of all spacecraft deploy the solar array. Solar array deployment is one of the key factors deciding the success of the spacecraft mission. Therefore, It is necessary to predict the solar array deployment motion and check the safety through calculating the load on the tape hinges of solar array using the deployment analysis in the initial design phase. In this paper, solar array deployment analysis is performed by multi-body dynamics simulation program. From the analysis results, assessment on the safety also is carried out. In addition, hinge characteristic test is fulfilled to find out hinge characteristic, and is applied to the deployment analysis.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.12 no.6
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• pp.50-57
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• 2018

This paper proposes the use of supports as passive vibration absorber to a composite solar panel for a high-agility satellite. We further defined the dynamic model of the composite solar panel with the help of the Ritz method and verified vibration suppression performance of the support by performing vibration analysis. Finally, this research ensures optimal design of the composite solar panel with the support for maximizing vibration suppression performance in limited mass. The proposed results of the optimal design can be applied in actual structural design of satellites.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.1
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• pp.67-72
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• 2003

In this paper, solar cell array of KOMPSAT 1 was modeled and analyzed. The modeling results of solar array were achieved by neural algorithm, which is a powerful nonlinear system modeling tool. Using solar cell array modeling, the solar cell array was analyzed and verified by simulation considering solar cell data of KOMPSAT 1. The characteristics curves and power generation of the solar array are analyzed by using the modeling.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.136.1-136.1
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• 2012

저궤도지구관측 위성의 태양전지판은 위성이 궤도에 진입하고나서 전개된 후 위성에 전력을 공급하는 임무를 전담하는 중요 시스템이다. 이러한 시스템이 정상적인 임무 수행을 위해서는 우주 환경에서의 원활한 전개가 필수적이다. 따라서 위성은 발사이전 개발과정에서 태양전지판에 대한 전개성이 완벽히 검증되어야 한다. 이를 위해 무중력 조건을 모사하는 별도의 시험 장치를 활용하여 태양전지판의 전개 시험이 실시된다. 본 논문에서는 저궤도지구관측위성용 태양전지판의 비행모델에 대하여 실시한 전개 시험 방법 및 분석 내용을 소개하고자한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.7
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• pp.26-32
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• 2005

In this paper, the vibration response of the spacecraft solar array is investigated. The solar array model consists of composite thin walled beam and solar blanket, spreader bar. The composite thin walled beam incorporates a number of nonclassical effects of transverse shear, primary and secondary warping, rotary inertia and anisotropy of constituent materials. The solar blanket is a membrane subjected to uniform tension in the z direction. The spreader bar is a rigid member. A coupled thermal structure analysis that includes the effects of structural deformations on heating and temperature gradient is investigated. A stability criterion given in parameters for establishes the conditions for thermal flutter.