• 항공우주기술
• /
• 제6권2호
• /
• pp.60-65
• /
• 2007

우주환경시험팀에서는 인위적으로 발사 환경 시 음향 환경을 구현하여 시험 대상물의 성능을 검증하는 음향 챔버를 개발하였으며, 이를 운용 중에 여다. 그러나 점차적으로 요구되는 대형 위성의 성능 시험 및 발사체 페어링의 내부 구조에 따른 특성의 평가 시험을 수행하기에는 기존 음향 챔버의 음향 에너지 구현 능력으로는 한계가 존재한다. 본 연구에서는 음향 챔버의 성능 확장을 위해 요구되는 각 요소의 설계 및 제작 과정 둥에 대한 연구 결과를 소개하고자 한다. 그리고 개선된 시스템을 이용하여 위성 부품을 대상으로 수행한 시험 결과를 제시하고자 한다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2007년도 춘계학술대회논문집
• /
• pp.258-262
• /
• 2007

Satellite launch vehicle is exposed to some dynamic environment during its flight. Particularly, the safety of launch vehicle structure is surely verified under vibration environment in low frequency range. Sine sweep test is generally performed to describe this low frequency vibration environment. Dynamic property of vibration fixture is considered to get the correct property of target object. This vibration fixture should really be an extension of the armature in the form of a very rigid structure that can transfer the required force at the required frequency. An optimum fixture would have its lower natural frequency about 50% higher than the highest required forcing frequency in order to avoid fixture resonances during the test. In this study, the vibration mode analysis considering the mass of target object to design the vibration fixture. And the modal test of vibration fixture is performed to conform the design.

• 한국측량학회지
• /
• 제34권2호
• /
• pp.133-142
• /
• 2016

KOMPSAT-3A (KOrea Multi-Purpose SATellite-3A) was launched in March 25 2015 with specification of 0.5 meters resolution panchromatic and four 2.2 meters resolution multi spectral sensors in 12km swath width at nadir. To better understand KOMPSAT-3A positional accuracy, this paper reports a test result on the accuracy of recently released KOMPSAT-3A beta test images. A number of ground points were acquired from 1:1,000 digital topographic maps over the target area for the accuracy validation. First, the original RPCs (Rational Polynomial Coefficients) were validated without any GCPs (Ground Control Points). Then we continued the test by modeling the errors in the image space using shift-only, shift and drift, and the affine model. Ground restitution accuracy was also analyzed even though the across track image pairs do not have optimal convergence angle. The experimental results showed that the shift and drift-based RPCs correction was optimal showing comparable accuracy of less than 1.5 pixels with less GCPs compared to the affine model.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제43권9호
• /
• pp.814-821
• /
• 2015

극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)은 우주기반 핵심기술들의 궤도검증을 주 임무로 2015년 발사를 위해 최종 비행모델의 개발을 완료하였다. 상기 임무를 위해 STEP Cube Lab.은 수동 열제어를 기반으로 최적화된 열제어 설계를 수행하였으며, 수락(acceptance) 수준의 열진공시험을 통해 위성 성능 및 열제어 설계의 검증을 완료하였다. 또한 열평형 시험을 통해 위성 열-수치 모델의 신뢰도 향상을 위한 보정 작업을 수행하였다. 본 논문에서는 STEP Cube Lab. FM의 열진공시험을 통한 일련의 검증 과정에 대해 서술하고자 한다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2014년도 추계학술대회 논문집
• /
• pp.911-915
• /
• 2014

Pyrotechnic devices are widely used for space appendages. However, a cube satellite requirements do not permit the use of explosive pyrotechnic device. A nichrome burn wire release has typically been used for holding and release of deployable appendages of the cube satellite due to its simplicity and low cost. However, relatively low mechanical constraint force and system complexity for application of multi-deployable systems are disadvantages of the conventional mechanism. To overcome these drawbacks, we have developed a segmented nut type holding and release mechanism based on the nichrome burn wire release. The great advantages of the mechanism are much lower shock level and larger constraint force than the conventional mechanism using pyro. Flight model for on-orbit verification was developed and verified through release function test, vibration test and thermal vacuum test.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제19권3호
• /
• pp.363-370
• /
• 2016

This paper proposes a Ku-band multi-mode coupler and its monopulse tracking system, which can be applied to a unmaned aircraft vehicle(UAV) platform. In general, the carrier-to-noise(C/N) level of the beacon signal from a Ku-band commercial satellite is relatively weak compared to that of a military satellite because the Ku-band satellite has been designed for commercial services. Therefore, this paper proposes a coupler and its multi-mode monopulse tracking system satisfying the tracking accuracy under a low C/N environment and analyzes the tracking accuracy. After that, we perform a real satellite tracking test and compare the accuracy of the test with the analysis result before validating the performance of the architecture of the proposed satellite tracking system.

• 항공우주기술
• /
• 제9권2호
• /
• pp.22-30
• /
• 2010

한국항공우주연구원에서는 정지궤도위성의 조립 및 시험을 프랑스 아스트리움(Astrium)사와 공동 수행하고 있다. 시험의 일환으로 태양전지판의 상태와 버스에 접속하여 전개 및 그 접속검증 시험을 수행하였다. 저궤도 위성의 경우 기계적 힌지구조로 전체 전개가 이루어지고 전기적 접속 또한 태양 전지판이 생산하는 전력, 태양센서의 신호 등이 전달되는 단순한 구조이나, 정지 궤도 태양전지판의 경우 기계적인 힌지와 전기적인 모터를 통하여 전체 전개가 이루어짐으로서 구동에 필요한 신호 등의 전기적접속이 다양하다. 이에 이를 구동하는 전기적 접속 및 파이로 신호전달 접속을 검증하기 위한 시험형상을 설계하고, 이 시험을 위한 지상지원장비의 구성 및 검증 결과의 특성을 분석하였다.

• 한국정보통신학회논문지
• /
• 제23권9호
• /
• pp.1139-1145
• /
• 2019

한정된 위성통신망 자원을 효율적으로 사용하기 위해서는 통신망에 대한 성능과 사용량을 파악하는 것이 우선이다. 본 논문에서는 K-water 홍수예보 경보망으로 운영 중인 위성통신시스템에서 시스템의 운영 효율성과 안정성을 분석하기 위하여, 중심국과 관측국간에 다운로드 및 업로드의 속도를 측정하는 FTP 및 핑 시험과 네트워크 트래픽 분석 방법을 도입하였다. 도입한 시험방법에 의한 전송속도를 측정한 결과, TCP 가속기의 영향은 관측국에서 다운로드시 120% 속도 향상이 되었으며, 데이터의 크기에 따른 차이가 발생하였고, 트래픽 분석에서는 네트워크상에 접속되는 프로토콜 종류와 사용량을 파악하였다. 도입한 위성수문관측시스템의 성능 시험 및 트래픽 분석을 통하여 위성통신시스템의 환경보완 및 개선점을 도출하여 통신망의 운영 효율성과 안정성 향상을 기대할 수 있도록 하였다.

• 한국전산유체공학회지
• /
• 제15권2호
• /
• pp.28-34
• /
• 2010

Conductive and radiative thermal model configurations of an imager of a geostationary satellite are presented. A two-plane method is introduced for three dimensional conductive coupling which is not able to be treated by thin shell plate thermal modeling technique. Especially the two-plane method is applied to massive matters and PIP(Payload Interface Plate) in the imager model. Some massive matters in the thermal model are modified by adequate correction factors or equivalent thickness in order to obtain the numerical results of thermal modeling to be consistent with the analytic model. More detailed nodal breakdown is specially employed to the object which has the rapid temperature gradient expected by a rule of thumb. This detailed thermal model of the imager is supposed to be used for analyses and test predictions, and be correlated with the thermal vacuum test results before final in-flight predictions.

• 한국소음진동공학회논문집
• /
• 제22권11호
• /
• pp.1042-1048
• /
• 2012

A 2-axis gimbal system is one of main disturbance sources affecting image jitter response of a satellite. The gimbal system comprises azimuth stage and elevation stage, and these pointing mechanism can be rotated by stepping motors about its azimuth and elevation axes simultaneously. Because of the complex and coupled dynamic motion of the gimbal system, its moment of inertia and structural modes can be changed according to the system configuration, and thus the gimbal system generates complicated and non-linear disturbance characteristics. In order to improve the jitter response of a spacecraft, it is an indispensable process to reduce the micro-vibration disturbance level of the antenna system. In the present research, a 2-axis gimbal system was manufactured and then its micro-vibration test was performed in terms of two types of stepping motors(2-phase and 5-phase). The test results show that the disturbance level of the gimbal system can be reduced by replacing the 2-phase stepping motor with the 5-phase one, and the average disturbance attenuation ratio is 56 % in peak level and 48 % in standard deviation level. The experimental results confirm that it is an efficient jitter reduction method to adopt a high-phase stepping motor.