• 한국항공우주학회지
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• 제42권7호
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• pp.622-627
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• 2014

극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성의 경우, 표준화된 위성의 크기로 인하여 위성의 전력생성을 목적으로 하는 태양전지판 장착을 위한 공간이 극히 제한적이며, 자세제어 적용 방식에 따라서는 태양전지판에 입사되는 태양광의 각도가 변화하고 이는 태양전지의 전력생성 양을 결정하는 주요 요인으로 작용한다. 본 논문에서는 극초소형 위성 적용을 목적으로 태양광과 태양전지판이 이루는 각도가 $0^{\circ}$인 조건에서도 태양전지판 외곽에 배치된 렌즈어레이를 통해 태양광을 효율적으로 조사하여 전력생성 효율 향상이 가능한 우주용 집광형 태양전력 시스템을 제안하였으며, 극초소형 위성으로의 적용 가능성 검토를 위해 상용 렌즈어레이를 적용한 기능시험을 통해 유효성을 입증하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2006년도 춘계학술대회논문집
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• pp.376-379
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• 2006

Reaction Wheel Assembly (RWA) is one of the major disturbance sources that have influence upon the Line of Sight (LOS) of payload. A micro-vibration induced by RWA is propagated through the satellite structure and decrease the LOS stability performance of payload. This effect shall be analyzed through the jitter analysis. If a requirement or specification of payload jitter level is found to be not satisfied according to the jitter analysis campaign, some modification or redesign should be done on the satellite structure or a couple of isolator should be attached on the RWA interface in order to reduce the transmitted vibration level of RWA. The purpose of ???RWA isolator test? is to roughly evaluate the performance of vibration suppression level with a passive RWA isolator made of rubber. For this test, actual RWA is used as a vibration source and a couple of cube-shaped rubber mount designed for satellite is used as a passive isolator. There may be several considerations in order to accommodate RWA isolator to spacecraft such as not only vibration reduction performance but also thermal conduction problem, mechanical size, RWA alignment problem, etc. But in this report the feasibility of RWA isolator is analyzed only in a vibration suppression point of view. As a result, high frequency vibration of RWA above 50Hz is perfectly attenuated with isolators, however, first harmonic components below 50Hz became larger due to the additional low frequency resonance modes of roll, pitch, yaw rigid body motion of RWA+bracket.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.779-788
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• 2014

저궤도 위성이 제한된 전력 내에서 임무를 성공적으로 수행하기 위해서는 효율적인 전력생산이 중요하다. 이를 위해 저궤도 소형위성의 전력계에서는 주로 MPPT (Maximum Power Point Tracking) 방식을 사용하여 태양전지에서 생산되는 전력을 조절한다. 본 연구에서는 소형 큐브위성(KAUSAT-5)에 적용될 퍼지 로직 기반의 MPPT 알고리즘을 제안하며, 제안된 방법의 유용성을 확인하기 위해 MATLAB/Simulink와 STK (Systems Tool Kit)를 연동하여 시뮬레이션을 수행하였다. Simulink와 STK를 이용하여 위성 궤도와 자세에 따른 태양 광량과 운용모드에 따라 변하는 부하용량에 대해 KAUSAT-5의 두 가지 지향모드에서 EBA(Energy Balance Analysis)를 수행하였고, 이를 통해 제안된 퍼지 로직 기반의 MPPT 알고리즘의 성능을 확인하였다. 제안된 퍼지 로직 기반의 MPPT는 가장 일반적인 방법의 하나인 P&O (Perturbation & Observation)와 성능을 비교하여 유용성을 확인하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제3권1호
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• pp.61-73
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• 2002

This paper addresses the conceptual design results of the HAUSAT-1 (Hankuk Aviation University SATellite-1), developed by Space System Research Lab. of Hankuk Aviation Univ., which is a new generation picosatellite. This project has been funded by Korean Government for the purpose of developing the space core technology. This is the first attempt at the level of university in Korea to develop the satellite weighing less than 1kg and accelerates opportunities with low construction, low launch cost space experiment platforms. The purpose of the HAUSAT-1 project is to offer graduate and undergraduate students great opportunities to be able to understand the design process of satellite development as a team member. Its mission objectives are to track its position by the GPS receiver system, to deploy the thin film solar cell panel to generate extra power, and to measure plasma density and temperature with the plasma sensor. The HAUSAT-1 will orbit at the altitude of 650 km with 65 degree inclination angle with 12 months of design mission life. It is planned to be launched on November 2003 by Russian launch vehicle "Dnepr".

• 항공우주시스템공학회지
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• 제15권5호
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• pp.81-88
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• 2021

일반적으로 큐브위성용 전개형 태양전지판을 수납 및 전개시키기 위해 사용되는 구속분리장치는 비폭발식 나일론선 절단방식이 적용된다. 그러나 상기 방식은 태양전지판 수납 상태에서 큐브위성의 배터리 충전, PCB 및 탑재체의 전기적 점검 및 시험 등을 위한 접근 포트 연결 시 분리장치의 구속해제 및 재채결 작업이 반복적으로 요구된다. 따라서, 기존의 구속분리장치는 위성체 내부 접근을 위해서는 작업자의 번거로움 및 일관된 나일론선 체결작업 공정 유지의 어려움이 존재한다. 본 연구에서는 나일론 선 절단 없이 구속 핀 분리만으로 자유롭게 태양전지판 전개 및 수납이 가능한 Pin-puller형 태양전지판 구속분리장치를 제안하였으며, 기능 및 성능검증을 위한 분리장치의 전개시험 및 최대 분리하중 측정 시험을 통해 분리장치 설계의 유효성을 입증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.103-113
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• 2004

위성은 조립 및 시험 완료 후 운반 및 발사 순간부터 임무 궤도로 진입할 때까지 발사체에 의한 정하중, 동하중 및 충격하중을 겪게 되며, 임무궤도에서 열진공, 복사 및 미세중력 환경하에 놓이게 되어 위성의 설계, 제작, 조립 및 시험 시 이들 발사환경과 우주환경을 고려하여 개발을 수행하여야 한다. 본 논문에서는 HAUSAT-1 피코위성의 구조 열해석과 설계 결과를 논의하고, 발사 과정과 우주에서 겪게 되는 환경을 모사한 발사환경 및 우주환경시험의 결과를 논의한다. HAUSAT-1 위성의 기계시스템은 인증 수준의 진동시험과 열진공시험 후에도 안정하다는 것을 확인하였다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2017년도 추계학술대회
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• pp.163-164
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• 2017

본 논문에서는 KMSL(Korea Microgravity Science Laboratory) 큐브 위성에 대해 설명하고 전력시스템 설계 연구 방법을 제시한다. 1~3리터 사이즈인 초소형 인공위성(큐브위성)의 전력시스템은 태양 전지 패널로부터 큐브 위성의 부하장치 운용을 위한 전력을 공급받고, 남은 잉여 전력은 배터리에 저장하여 식(eclipse) 구간 동안 전력이 공급될 수 있도록 전력계가 구성된다. 본 논문에서는 조선대학교 KMSL팀의 큐브 위성에 대한 전력시스템을 설계하기 위해서 위성 궤도 및 자세에 따른 생산 전력, 소비 전력을 인공위성의 자세 및 궤도에 따라 분석하고, 부하 장치의 전원 및 소모전력을 통해 전력 및 에너지 마진(margin)이 충분하도록 전력계시스템의 구성품 용량을 설계하였다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2018년도 전력전자학술대회
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• pp.470-471
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• 2018

본 논문에서는 소형 큐브위성의 전력시스템 구성품의 용량 및 위성의 운용로직을 설계할 수 있는 소프트웨어 테스트베드 설계 방법을 제시한다. 기존 초소형 인공위성 시스템 설계를 위한 소프트웨어가 개발되어 상용품으로 판매되고 있으나, 주로 자세제어 시스템의 제어기 설계를 위해 소프트웨어가 사용되고있고, 텍스트기반 복잡한 구조로 되어있어 본 논문의 목적인 전력계 구성품 용량 및 운용로직을 설계하는데 이를 활용하기 어려운 측면이 있었다. 따라서 본 논문에서는 전력시스템의 구성품들을 전력 및 에너지 방정식으로 모델링하여 Matlab/Simulink에서 이를 구현함으로써 가독성을 높여 시스템 설계 및 분석 시간을 줄일 수 있는 소프트웨어 테스트베드 설계방법을 제시한다. 제안된 소프트웨어 테스트베드를 이용한 3리터 사이즈의 소형 큐브위성 시스템의 구성품 용량 및 운용로직 설계 결과를 본 논문에서 제시한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권12호
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• pp.1027-1035
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• 2021

본 논문에서는 한반도 주변의 미세먼지 관측 임무를 위한 3U 큐브위성인 MIMAN 설계안을 제시하였다. MIMAN의 주요 임무 목표는 높은 공간 해상도로 한반도 주변의 미세먼지를 관측하는 것이다. 이를 통해 천리안위성 2B호 데이터에서 구름을 제거할 수 있는 보조 자료를 제공하는 것이 최종 목표이다. 본 연구에서는 임무를 정의하고 임무 요구조건 및 제한 조건을 도출하였다. 운용 개념을 정의하였으며, 안정적인 운용을 위해 통신 안정성을 고려하였다. 위성에 문제가 생겼을 경우, 이를 지상에서 해결할 수 있도록 모든 운용 모드에서 UHF 통신이 가능하도록 설계하였다. 임무와 운용 개념 설계 결과를 바탕으로 시스템 설계안을 도출하였다. 시스템 요구조건을 만족시킬 수 있는 시스템 설계안 및 인터페이스를 제시하였다. 시스템 인터페이스의 경우 각 하드웨어의 데이터 특성을 고려하여 설계하였다. 시스템 버짓 분석을 수행하였으며, 이를 통해 시스템 안정성을 확인하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제2권2호
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• pp.104-120
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• 2022

도요샛(Small Scale magNetospheric and Ionospheric Plasma Experiment, SNIPE)의 과학임무는 전리권 상층부 소규모 플라즈마 구조의 공간적 시간적 변화를 관찰하는 것이다. 이를 위해 4개의 6U 큐브위성(10 kg)이 고도 약 500 km 극궤도로 발사될 예정이며, 상호 위성 간 거리는 편대 비행 알고리즘에 의해 수 10 km에서 수 1,000 km 이상으로 제어된다. 운영 초기에는 4기의 위성이 같은 궤도 평면에 위치하는 종대비행을 하다가 경도상에서 나란히 배치되는 횡대비행으로 전환하여 4기의 서로 다른 지점에서 공간적인 변화를 관측하게 된다. 도요샛에는 입자 검출기, 랑뮈어 탐침, 자력계로 구성된 우주날씨 관측 장비가 각 위성에 탑재된다. 모든 관측기는 10 Hz 이상의 높은 시간 분해능을 가지며 큐브위성에 최적화 설계되었다. 이 외에도 이리디듐 통신 모듈은 지자기 폭풍이 발생할 때 작동 모드를 변경하기 위한 명령을 업로드할 수 있는 기회를 제공한다. 도요샛은 극 지역 플라즈마 밀도 급상승, 필드 정렬 전류, 고에너지 전자의 국소 영역 침투, 적도 및 중위도 플라즈마 거품의 발생 및 시공간적 진화에 대한 관찰을 수행할 예정이며, 이를 통해 태양풍이 우주날씨에 어떠한 영향을 미치는지 탐구하게 된다. 도요샛은 2023년 상반기 러시아 소유즈-2에 의해 카자흐스탄 바이코누르에서 발사될 예정이다.