• 한국항공우주학회지
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• 제43권7호
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• pp.635-640
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• 2015

본 논문에서는 형상기억합금 구동기를 이용한 소형위성용 비폭발식 분리장치를 소개한다. 앞선 연구결과를 바탕으로 분리장치의 부품의 교체를 통하여 제안된 분리장치의 신뢰성을 향상시킴으로써 고사전하중(preload) 하에서도 구동이 가능하도록 하였다. 또한 충격 실험을 통하여 비폭발식분리장치의 장점인 저충격 발생을 확인하였고, 발사환경 및 우주 환경실험을 통하여 안정적으로 작동하는 것을 검증하였다. 결론적으로 본 연구에서는 충격실험, 진동실험 및 열진공실험 후 고사전하중에서 저충격을 발생시키며 안정적으로 작동 가능한 비폭발식 분리장치를 개발하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2004년도 추계학술대회논문집
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• pp.747-750
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• 2004

After launching, spacecraft is exposed to extreme environments. So spacecraft should be tested after design/manufacture to verify whether components can be operated functionally. Acceleration transferred from launch vehicle to spacecraft produces quasi-static load, sine vibration and random vibration. Random vibration is also induced by acoustic vibrations transferred by surface of spacecraft. And shock vibration is produced when spacecraft is separated from launch vehicle. To verify operation of spacecraft under these launch environments, separation shock test, sine vibration test, acoustic vibration test and random vibration test should be performed. This paper describes these launch environment test requirements.

• 한국정밀공학회지
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• 제21권8호
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• pp.120-128
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• 2004

The impulse between launch vehicle and atmosphere can generate a lot of noise and vibration during the process of launching a satellite. Structurally, the electronic equipment of a satellite consists of an aluminum case containing PCB. Each PCB has resistors and IC. Noise and vibration of the wide frequency band are transferred to the inside of fairing, subsequently creating vibration of the electronic equipment of the satellite. In this situation, random vibration can cause malfunctioning of the electronic equipment of the device. Furthermore, when the frequency of random vibration meets with natural frequency of PCB, fatigue fracture may occur in the part of solder joint. The launching environment, thus, needs to be carefully considered when designing the electronic equipment of a satellite. In general, the safety of the electronic equipment is supposed to be related to the natural frequency, shapes of mode and dynamic deflection of PCB in the electronic equipment. Structural vibration analysis of PCB and its electronic components can be performed using either FEM or vibration test. In this study, the natural frequency and dynamic deflection of PCB are measured by FEM, and the safety of the electronic components of PCB is evaluated according to the results. This study presents a unique method for finite element modeling and analysis of PCB and its electronic components. The results of FEA are verified by vibration test. The method proposed herein may be applicable to various designs ranging from the electronic equipments of a satellite to home electronics.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2010년도 제35회 추계학술대회논문집
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• pp.541-547
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• 2010

단거리 함대공 미사일인 RAM은 경량화 및 상황 대처 능력이 탁월하고 신속한 선박 자체의 방어용 미사일로서 미국과 독일의 NATO 협력 프로그램에 의해 공동으로 개발하여 양산되고 있으며, 미국과 독일 외에 한국해군도 도입하여 신형함정에 장착함으로써 선박 자가 방어 능력을 갖추고 있다. 이에, 독일에서 개발한 나선형의 레일 타입 복합재 발사관에서 요구하고 있는 RAM 발사관의 공정 개발과 인증시험을 국내에서 성공함으로써 나선형 유도탄 발사관에 대한 구조 성능 분석을 수행함은 물론 환경 특성평가 시험에 대하여 종합적인 연구를 통하여 향후 복합재 발사관의 개발에 많은 도움과 적용이 있을 것으로 판단된다.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2003년도 춘계학술대회 논문집
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• pp.768-771
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• 2003

The impulse between launch vehicle and atmosphere can generate a lot of noise and vibration during the process of launching a satellite. Structurally, electronic equipment (KOMPSAT 2, RDU : Remote Drive Unit) of a satellite consists of aluminum case containing PCB (Printed circuit boards). Each PCB has resistors and IC (Integrated circuits). Noise and vibration of wide frequency band are transferred to the inside of fairing, subsequently creating vibration of the electronic equipment of the satellite. In this situation. random vibration can cause malfunctioning of the electronic equipment of the device. Furthermore, when tile frequency of random vibration meets with natural frequency of PCB. fatigue fracture nay occur in the part of solder joint. The launching environment, thus. needs to be carefully considered when designing the electronic equipment of a satellite. In general. the safety of the electronic equipment is supposed to be related to the natural frequency, shapes of mode and dynamic deflection of PCB in the electronic equipment. Structural vibration analysis of PCB and its electronic components can be performed using either FEM(Finite Element Method) or vibration test. In this study. the natural frequency and dynamic deflection of PCB are measured by FEM, aud the safety of the electronic components of PCB is being evaluated according to the results. This study presents a unique method for finite element modeling and analysis of PCB and its electronic components. The results of FEA are verified by vibration test. The method proposed herein may be applicable to various designs from the electronic equipments of a satellite to home electronics.

• 항공우주기술
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• 제6권2호
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• pp.52-59
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• 2007

통신위성 (RF 탑재체 위성)은 고효율 및 고이득 반사경 안테나를 포함하는 통신 탑재체 시스템과 버스 시스템으로 구성되어 있어, 이들 시스템에 대한 RF 특성 검증시험은 발사 전에 이루어져야 한다. 일반적으로 통신위성용 안테나의 복사패턴은 원거리 조건을 충분히 만족할 수 있는 테스트 레인지에서 측정된다. 통신위성용 안테나의 복사패턴을 정밀하게 측정하기 위한 테스트 레인지는 급전점과 관측점 사이의 거리가 수십에서 수천 킬로미터까지 필요하다. 급전점과 관측점 사이의 거리가 먼경우, 외부의 복잡한 RF (radio frequency) 환경에 노출되어 정밀한 측정이 어렵게 되고, 기후의 변화에 따른 측정의 제약을 갖게 된다. 이러한 문제점을 고려하여 외부환경으로부터 영향을 받지 않는 안테나 테스트 레인지가 요구된다. 본 논문에서는 현재 진행되고 있는 통신해양기상위성을 비롯하여 앞으로 개발하게 될 통신위성 시스템의 탑재 안테나 및 RF 성능시험을 수행하기 위한 안테나 테스트 레인지의 구성과 레인지 오차 및 평면파의 생성원리를 고찰하구 정밀측정에 부합되는 전파무향실의 설계와 이에 따른 성능 파라미터를 제시하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권12호
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• pp.82-89
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• 2006

본 논문에서는 고도 300 km 이상의 고고도 고진공 우주환경에서 발사체의 피치 및 요방향 자세 및 궤적제어를 추력벡터제어 방식으로 수행하는 전기유압식 구동장치시스템의 개발 결과를 기술한다. 성층권 이하에서 운용하는 저고도 발사체용 전기유압식 구동장치시스템과 비교하여 강화된 개발 요구규격 및 이를 충족시키기 위한 신규 설계 및 제작 기술, 성능 검증을 위한 시험장치의 개발 및 이를 사용한 시험 수행 결과를 본 논문에 요약하였다. 시스템 자체 성능 검증을 위한 시험 및 평가가 성공적으로 완료된 구동장치시스템은 관련 시스템과의 접속 및 통합 적합성 검증 후 KSLV-I 발사체에 탑재될 예정이다.

• 천문학논총
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• 제27권3호
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• pp.39-47
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• 2012

MIRIS, Multi-purpose Infra-Red Imaging System, is the main payload of STSAT-3 (Korea Science & Technology Satellite 3), which will be launched in the end of 2012 (the exact date to be determined) by a Russian Dnepr rocket. MIRIS consists of two camera systems, SOC (Space Observation Camera) and EOC (Earth Observation Camera). During a shock test for the flight model stability in the launching environment, some lenses of SOC EQM (Engineering Qualification Model) were broken. In order to resolve the lens failure, analyses for cause were performed with visual inspections for lenses and opto-mechanical parts. After modifications of SOC opto-mechanical parts, the shock test was performed again and passed. In this paper, we introduce the solution for lens safety and report the test results.

• 한국항행학회논문지
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• 제26권2호
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• pp.47-53
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• 2022

최근 국방 기술이 발달함에 따라 다양한 항공기 무장/장착물이 국내에서 개발되고 있다. 그 중에서 항공기 발사용 순항 유도무기(유도탄)는 다양한 시험을 통해서 신뢰성 및 안전성을 확보한 후 항공기에 장착할 수 있다. 항공기로부터 분리된 유도탄은 항공기와 충돌을 회피하기 위해서 지정된 시간에 날개의 구속을 해제하고, 지정된 방향으로 날개를 제어해야한다. 이를 확인하기 위해서 안전 분리 절차에 따라 MIL-STD-1760 신호를 제어하고, 구속해제 성능을 검증할 수 있는 점검 시스템이 필요하다. 특히, 점검 시스템은 구속해제를 위한 파이로 회로를 점검하는 기능과 MIL-STD-1760 신호를 제어해서 구동 성능을 점검하는 기능이 필요하다. 또한, 항공기로부터 분리된 환경을 유도탄에 모의할 수 있어야한다. 본 논문은 지상에서 유도탄에 장착된 파이로 회로 및 구동 성능을 안전 분리 절차에 따라 검증할 수 있는 점검 시스템을 제시하였고, 비행시험을 통해서 항공기로부터 정상적으로 분리되는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권2호
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• pp.150-155
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• 2013

본 논문에서는 기존의 복잡한 구조를 가지는 비폭발식 분리장치를 단순화시켜 니크롬 와이어와 케블라 로프를 이용한 새로운 개념의 비폭발식 분리 메커니즘을 설계/제작하고 기초성능 평가(사전하중, 분리시간, 충격 실험 등)를 위한 실험을 수행하였다. 그 결과 니크롬 와이어의 회전횟수에 따라 다양한 사전하중 하에서 작동이 가능한 것을 확인하였고, 최대 6.0kN의 사전하중 하에서 110G의 충격을 발생시키며 680ms의 짧은 시간에 분리되는 것을 확인하여 제안된 분리장치의 유용성을 확인하였다. 추후 발사환경 및 우주환경 시험을 통하여 제안된 분리장치의 우주인증을 수행하고 다양한 사전하중에서 작동 신뢰도를 확보하여 태양 전지 패널의 전개뿐만이 아니라 페어링 분리 등 다양한 용도에 사용이 가능하도록 개발하고자 한다.