• 항공우주기술
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• 제2권2호
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• pp.45-49
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• 2003

한국항공우주연구원 위성시험동에 설치된 Bake-Out 챔버를 통하여 과학위성 1호 비행모델(STSAT-1FM)에 대한 Bake-Out 시험이 수행되었다. 본 시험은 시험 후에 장착될 FIMS라는 광학장비에 영향을 미칠 Outgassing Rate의 측정 및 고온에서의 Bake-Out을 통한 오염물질 제거에 목적을 둔 시험으로 총 10일여 동안 시험이 수행되었다. Honeycomb Panel 및 Harness에 대한 시험(Batch 1), 조립된 비행모델에 대한 Bake-Out(batch 2), 그리고 part별로 펼쳐진 상태로의 Bake-Out 시험(Batch 3), 총 세 번의 시험으로 이루어졌다. 각각의 시험에 대하여 TQCM(Thermoelectric Quartz Crystal Microbalance) 및 RGA(Residual Gas Analyzer)를 통하여 Outgassing 물질에 대한 정량적, 정성적 측정 및 분석이 이루어졌다.

• 한국정밀공학회지
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• 제27권12호
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• pp.9-14
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• 2010

Using an IR (infrared) optical system of observation and research were performed long before. Nowadays satellites equipped with IR optical system observe the earth and universe. In this paper, we developed the IR optical system for main payload of the STSAT-3 (Science and Technology Satellite -3). We studied the ultra precision machining technique to fabricate FPL-53 lenses which is the IR optical material for space observation camera of the STSAT-3. DOE (Design of Experiment) was used to find best machining characteristic for FPL-53. Finally we fabricated FPL-53 aspheric lens with the form accuracy of P-V $0.36\;{\mu}m$.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권11호
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• pp.1157-1163
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• 2009

본 논문은 과학기술위성3호 리튬이온 배터리의 배터리 운용 시스템에 대해 소개한다. 위성에 전력을 공급하기위한 리튬이온 배터리의 요구조건과 리튬 이온 배터리의 운용 시스템의 전반적인 디자인 방법들을 설명하였다. 더 나아가 이러한 설계 내용들을 검증하기 위하여 검증 모델을 제작하여 기능 테스트들을 수행하였고 이러한 결과 들을 통해서 BMS와 사용된 리튬이온 cell의 성능을 확인하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.33.3-34
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• 2008

As an activity of building Korean Space Weather Prediction Center (KSWPC), we has studied of radiation effect on the spacecraft components. High energy charged particles trapped by geomagnetic field in the region named Van Allen Belt can move to low altitude along magnetic field and threaten even low altitude spacecraft. Space Radiation can cause equipment failures and on occasions can even destroy operations of satellites in orbit. Sun sensors aboard Science and Technology Satellite (STSAT-1) was designed to detect sun light with silicon solar cells which performance was degraded during satellite operation. In this study, we try to identify which particle contribute to the solar cell degradation with ground based radiation facilities. We measured the short circuit current after bombarding electrons and protons on the solar cells same as STSAT-1 sun sensors. Also we estimated particle flux on the STSAT-1 orbit with analyzing NOAA POES particle data. Our result clearly shows STSAT-1 solar cell degradation was caused by energetic protons which energy is about 700 keV to 1.5 MeV. Our result can be applied to estimate solar cell conditions of other satellites.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.992-997
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• 2010

과학기술위성3호(STSAT-3)용 홀추력시스템(HPS)의 추력제어모듈(PCM)은 압력정밀도 5%이하와 유량정밀도 3%이하를 목표로 한다. 압력제어기는 비례유량제어밸브(PFCV)와 저압압력센서를 사용하여 목표압력을 제어하도록 하고, 유량제어기는 PFCV와 홀추력기의 에노우드(anode) 전류를 이용하여 유량을 조절한다. 제어형태로는 비례,적분(PI) 제어기를 선택하고, PI 이득은 Matlab 시뮬레이션을 통하여 정한다. 시험결과 압력정밀도 <${\pm}$5%와 유량정밀도 <${\pm}$1.87%를 얻었다. 본 논문은 홀추력 제어모듈의 설계, 구현, 그리고 성능시험 결과를 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권12호
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• pp.1174-1180
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• 2011

Field Programmble Gate Array(FPGA)는 설계 시간 단축, 재구성 가능성 등의 이유로 우주용 시스템에 사용이 늘고 있다. 그러나, Static Random Access Memory (SRAM) 구조를 가지는 FPGA의 경우 우주 방사능 환경으로 인해 발생하는 single event upset (SEU)로 인한 영향에 더 취약한 단점을 가지고 있다. 과학기술위성 3호 온보드 컴퓨터에서는 SEU로 발생되는 영향을 감소시키기 위하여 triple modular redundancy (TMR)과 Scrubbing scheme (기법)을 사용하고 있다. 실제 방사선 조사 실험 결과, TMR과 Scrubbing 기법을 통하여 문턱 에너지 값이 10.6 MeV에서 20.3 MeV로 개선됨을 확인하였으며, 과학기술위성 3호 위성 궤도 환경을 시뮬레이션 한 결과와 실험 결과를 이용하여 1.23 bit-flips/day의 에러율을 얻었다.

• 한국광학회:학술대회논문집
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• 한국광학회 2009년도 동계학술발표회 논문집
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• pp.473-474
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• 2009

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회A
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• pp.502-507
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• 2008

An entire composite structure satellite is developing for the first time in Korea. All of the structure is made of CFRP-composite faced aluminum honeycomb sandwich structure. Here the random and sinusoidal spectrum analysis of the satellite was carried out by using the finite element method. The general spectrum analysis was herein performed but also the PSD (power spectrum density) function for random vibration analysis had been transformed into equivalent time domain function and then transient analysis is conducted. The time history of displacement, acceleration, stress and velocity responses with respect to the PSD input has been achieved by the time dependent transient function transformed from frequency PDS function. It enables one to perform dynamic durability analysis and then expect the life time of the composite structure. The composite faced sandwich structure's spectrum analysis of a domestically-developed satellite, STSAT-3, has been discussed in the present study.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권12호
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• pp.1201-1206
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• 2008

본 연구는 과학기술위성3호 개발을 위한 proto 모델의 진동모드 특성 규명에 관한 것이다. 과학기술위성3호(STSAT-3)의 구조체는 탄소섬유강화복합재료 면재(skin)를 가진 허니컴 샌드위치패널로 설계되었으며, 고유진동수 설계 요구조건을 만족하면서 최적의 복합재 구조체를 결정하기 위하여 다수의 예비형상 모델이 개발되었다. 유한요소해석을 통하여 각 예비 형상 모델에 대한 모드특성이 해석되었고 그 결과들이 서로 비교 검토 되었다. 본 연구를 통하여 내부 지지 패널을 가진 직육면체 박스구조 형태가 타 모델에 비하여 상대적으로 높은 첫 번째 고유진동수를 가지고 강성이 높다는 결과를 얻었다. 또한 해석된 모델 모두 첫 번째 모드는 횡방향의 굽힘모드인 것으로 나타났다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.298-302
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• 2009

홀 추력기는 전기추력기의 한 종류로 비교적 간단한 구조와 높은 추력밀도 및 비추력으로 소형위성에 적합하다고 판단되어 주목받고 있으며, 이에 국내에서도 과학기술위성 3호의 핵심기술로 선정되어 자체 개발 중에 있다. 여러 요구조건 분석을 통해 입력전력 300 W, 추력 10 mN, 추력효율 35% 및 비추력 1000 s이 개발목표로 설정되었으며, 이를 만족하는 추력기의 개발을 위해 다양한 구조의 프로토타입 제작 및 실험을 수행하였다. 그 결과 현재까지 약 290 W 입력전력과 0.97 mg/s의 제논 연료유량에서 11 mN의 추력을 37%의 추력효율로 얻는 만족할만한 결과를 얻었다.