• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제10권3호
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• pp.114-120
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• 2015

본 논문에서는 우주발사체에 적용되는 비행종단시스템의 보안명령 입력을 위한 암호화 장치의 개념설계 결과와 개발 요구조건을 보였다. 암호화 장치는 명령신호를 생성하고 암호화하기 위한 명령생성장치와 암호화 명령신호를 연계장치에 입력하기 위한 명령입력장치로 구분하여 개발되도록 설계하였으며, 미국 NIST의 권고안과 한국인터넷진흥원(KISA)의 권고안을 참고하여 보안등급과 암호 알고리즘, 암호키 관리방안 등을 설정하였다. 암호화 장치는 AES-256 블록 암호화가 적용된 비밀키 알고리즘과 SHA-256의 해쉬 알고리즘을 적용하여 기밀성, 무결성, 가용성이 확보되도록 설계되었다. 설계된 암호화 장치는 우주발사체에 탑재되는 비행종단시스템의 보안명령 입력 용도로 활용되어 비행종단명령의 보안성과 비행종단시스템의 신뢰성 향상에 기여할 것으로 판단된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.193-196
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• 2007

KSLV-I은 100 kg급의 인공위성체를 지구 저궤도에 진입시키는 국내 최초의 우주발사체이다. 이 우주발사체는 2단으로 구성되어 있으며, 고체 추진기관인 2단은 순수 국내 기술로 설계, 제작 및 인증시험을 통하여 임무를 수행하게 된다. KM의 연소관은 중량의 감소와 성능의 증대를 위하여 체결을 위한 구조체를 제외하고 복합재료를 사용하여 제작하였다. 연소관의 제작 공정인 내열재, 필라멘트 와인딩, 각종 인터페이스 체결을 위한 구조물의 조립 공정 등에 대하여 논하고자 한다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제9권3호
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• pp.49-56
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• 2004

A heated and expanded helium is used to pressurize liquid propellants in propellant tanks of propulsion system of liquid propellant launch vehicles. To produce a heated and expanded helium, an hot-gas heat exchanger is used by utilizing heat source from an exhausted gas, which was generated in a gas generator to operate turbine of turbo-pump and dumped out through an exhaust duct of engine. Both experimental and numerical approaches of hot-gas heat exchanger design were conducted in the present study. Experimentally, siliconites - electrical resistance types - were used to simulate the full heat condition instead of an exhausted gas. Cryogenic heat exchangers, which were immersed in a liquid nitrogen pool, were used to feed cryogenic gaseous helium in a hot-gas heat exchanger. Numerical simulation was made using commercially utilized solver - Fluent V.6.0 - to validate experimental results. Helically coiled stainless steel pipe and stainless steel exhausted duct were consisted of tetrahedron unstructured mesh. Helium was a working fluid Inside helical heat coil and regarded as an ideal gas. Realizable k-』 turbulent modeling was adopted to take turbulent mixing effects in consideration. Comparisons between experimental results and numerical solutions are Presented. It is observed that a resulted hot-gas heat exchanger design is reliable based on the comparison of both results.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.49-56
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• 2005

인공위성 및 발사체의 자세제어용으로 사용되는 단일추진제 추력기용 하이드라진 분해 촉매에 대한 연소성능을 실제 연소시험을 통하여 검증하였다. 촉매연소성능을 확인하기 위한 촉매 시험장치를 (주)한화와 공동으로 설계/제작하였으며, 이를 통하여 하이드라진 분해촉매의 연소지연시간, 촉매활성도, 촉매안정도를 측정함으로써 촉매 연소특성을 평가하였다. 또한 현재 진행 중인 국산화 촉매 시제품의 개발현황에 대해 소개하였다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2005년도 춘계학술대회논문집
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• pp.250-253
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• 2005

This paper is investigates the separation shock of payload fairing. Separation test of subscale PLF using half separation device and half PLA is performed. Resulting shock loads at equipment bay and fairing joint are measured. Pyroshock estimation is performed using AUTOSEA Pyroshock Module. Input data to analysis model is obtained from the separation test results of subscale PLF. And model of AUTOSEA is updated comparing results between tests and analysis.. This enables us to validate the AUTOSEA model. Tuned model of subscale PLF and separation device is used to update full scale model, and the shock analysis result of full scale model is estimated in this paper. This paper also discusses the results regarding the difficulty of structural modeling and its numerical implementation in AutoSEA2 Software.

• International Journal of Advanced Culture Technology
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• 제5권3호
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• pp.1-10
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• 2017

In this paper, we examine the points of similarity and difference between Korea, Japan, and the USA in terms of the spin-off effects of space technology on cultural life. In Japan and the USA, spin-off effects of space development research by government funded research centers are diffusive while in Korea they are interruptive. Spin-offs of research results impact cultural life via technology transfer and commercialization in businesses. This is because the Korean aerospace industry has progressed largely based on an overall system, but the promotion of internal parts and sub-systems, which can trigger technological development and spin-off effects in manufacturing, has been neglected. In the case of the KARI, the government funded research center, we argue that it is necessary for KARI to devote more resources to transfer (or promote spin-offs of) space technology to small and medium-sized businesses and other industries.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2017년도 전력전자학술대회
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• pp.457-458
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• 2017

배터리팩의 우주용 어플리케이션은 인공위성 및 발사체로서, 인공위성의 동력원 및 발사체의 순간적인 전력공급을 목적으로 한다. 이 때, 어플리케이션의 요구조건(고전압 및 고용량)에 따라 배터리팩은 리튬계열 셀의 직병렬조합으로 구성된다. 결국, 안정적이고 효율적인 배터리팩의 운용을 위해서는 셀의 고도화가 요구되며, 이의 첫걸음은 셀의 인증(qualification)이라 할 수 있다. 그러므로, 본 논문에서는 인공위성 및 발사체에 사용되는 우주용 셀 인증을 소개하고 이의 비교 분석을 실시한다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제3권1호
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• pp.29-34
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• 2008

발사체로부터 분리된 위성체가 궤도상에 진입하면 가장 먼저 태양전지판을 전개한다. 태양전지판의 전개유무는 위성 임무의 성공에 관련되어 있는 매우 중요한 요소 중 하나이다. 따라서, 설계 초기 단계에서부터 태양전지판 전개해석을 통하여 태양전지판의 거동을 예측하고, 전개 중 태양전지판 주요 부위에서의 하중을 계산하여, 태양전지판 전개안전성을 점검하는 것이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 다몸체동역학 해석프로그램을 이용하여 차세대 저궤도 위성의 태양전지판 전개해석을 수행하고, 그 결과로부터 태양전지판 전개시 안정성을 분석하였다. 또한, 전개해석시 필요한 힌지 특성 데이터는 힌지 특성 시험을 수행하여 구하였으며, 이의 결과를 전개해석에 반영하여 해석을 수행하였다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2005년도 Proceedings of ISRS 2005
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• pp.526-529
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• 2005

Dual-channel Radiometers for Earth and Atmosphere Monitoring (DREAM) is the Korean first spaceborne microwave radiometer which is the main payload of Science and Technology SATellite-2 (STSAT-2). STSAT-2 will be launched by Korea Space Launch Vehicle-l (KSL V-I) at NARO Space Center in Korea in 2007. DREAM is a two-channel, total power microwave radiometer with the center frequencies of 23.8 GHz and 37 GHz. The spaceborne radiometer is composed of an antenna unit, a receiver unit, and a data acquisition/processing unit. The bandwidths of radiometer are 600 MHz at 23.8 GHz and 1000 MHz at 37 GHz. The integration time of two channels is 200 rns. The sensitivity of DREAM is less than 0.5 K. This paper presents the required performance and system design of DREAM in detail.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권1호
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• pp.110-115
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• 2006

과학기술위성2호(STSAT-2)는 우리기술에 의해 만들어지는 KSLV 발사체에 실리는 첫 위성이다. 현재 STSAT-2의 관제를 위한 지상관제용 제어시스템(GBC)은 EM(Engineering Model)개발이 완료되어 성능검증 까지 마친 상태이며 최종 납품모델을 제작 중에 있다. GBC는 크게 2가지 기능을 가지는데 하나는 지상 수신안테나들(1.5M, 3.7M, 13M)과 관제컴퓨터들 사이에 연결패스를 자동으로 만들어 주는 것과 다른 하나는 위성과 데이터를 송수신 하는 것이다. GBC는 거의 모든 기능 (MODEM, PROTOCOL, GBC system control)을 FPGA에 담고 있다. GBC의 FPGA에 구현되어있는 MODEM은 두 개의 uplink FSK modulators(1.2[kbps], 9.6[kbps])와 여섯개의 downlink FSK demodulators(9.6[kbps], 38.4[kbps])로 구성되어있다. 과학기술위성 2호의 GBC는 물리적으로 과학기술위성 1호의 관제 시스템보다 매우 작아졌으며 기능은 더 풍부해진 특징을 가지고 있다. 이 논문은 GBC의 구조, 성능, 실험결과에 관한 것이다.