• 전력전자학회:학술대회논문집
• /
• 전력전자학회 2010년도 추계학술대회
• /
• pp.215-217
• /
• 2010

This paper describes the test results of radiated compatibility with Ariane 5 launcher performed on the COMS Satellite test facility. Firstly, the Radiated Emission test results are analyzed in compliance with the Radiated Susceptibility requirement specification of Ariane 5 launcher. The satellite nominal operation is monitored during injection a radiated electric field corresponding to the launcher emissions levels in critical frequency ranges. And also, E-field are measured through a probe located at external units level in order to assess the EMC safety margin in Radiated mode.

• 항공우주기술
• /
• 제9권2호
• /
• pp.123-128
• /
• 2010

과학기술위성 3호는 무게 170kg 이하의 과학적 임무를 수행하는 위성이다. 이 위성은 소형위성, 또는 세부적으로 마이크로 위성으로 분류된다. 이러한 소형위성을 위한 발사체는 각 발사체별로 다른 환경적 인터페이스를 가진다. 소형위성들은 일반적으로 다중 발사되기 때문에 적합한 발사체 선정에 제한적이다. 따라서 위성 개발 초기부터, 소형위성은 소형위성 발사체의 환경요건을 고려하여 디자인 되어야한다. 본 논문에서는 소형위성 발사에 적합한 발사체의 환경적 요구사항을 정리하고, 이러한 모든 발사체의 요구조건을 수용할 수 있는 요구조건을 제시 한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권9호
• /
• pp.129-136
• /
• 2003

• 한국항공우주학회지
• /
• 제40권7호
• /
• pp.636-645
• /
• 2012

본 논문은 우주기술 저변확대를 위한 초소형위성 프로그램 중 하나로 캔위성 경연대회에 대해 살펴보았다. 먼저 캔위성과 인공위성의 차이점을 알아보고 해외 캔위성 경연대회 사례 및 국내 캔위성 개발 동향을 정리하였다. 이를 바탕으로 국내 캔위성 경연대회의 운영조직 및 역할을 제시하였으며, 캔위성, 발사체, 지상국 등과 같은 경연대회 소요기술의 요구조건 및 개발방안을 도출하였다. 또한 경연대회 수행임무, 사전교육, 진행일정 등 경연대회 추진방안을 마련하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제30권5호
• /
• pp.134-142
• /
• 2002

• 한국항공우주학회지
• /
• 제31권3호
• /
• pp.119-128
• /
• 2003

• 한국항공우주학회지
• /
• 제30권1호
• /
• pp.155-164
• /
• 2002

• 한국항공우주학회지
• /
• 제45권5호
• /
• pp.386-392
• /
• 2017

본 논문에서는 700 km 고도의 태양동기궤도 진입을 목표로 하는 3단형 위성발사체에 있어서, 여러 오차 요인들로 인한 성능 오차를 보상하면서 목표 궤도에 정확히 투입시키는데 필요한 비행성능여유에 대해서 살펴보았다. 우선 궤도 투입 오차에 영향을 끼치는 다양한 오차 요인들과 각 오차 요인의 분산을 정의하였다. 이를 토대로 각 오차 요인의 영향을 독립적으로 고려할 수 있는 장점이 있는 민감도 분석을 ${\pm}3{\sigma}$ 분산 조건에 대해서 수행하였다. 여기에 여러 오차 요인에 의한 영향을 종합적으로 고려할 수 있는 Monte Carlo 분석 방법을 적용해서도 요구 추진제를 계산하였다. 결과적으로 두 방법을 통해 얻어진 비행성능여유를 비교했으며, 유사한 수치가 도출됨을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제50권4호
• /
• pp.277-285
• /
• 2022

뉴스페이스 시대를 대표하는 소형위성 분야에서 발사기회에 대한 수요가 크게 증가하고 있다. 이를 위한 소형위성 전용 발사서비스를 합리적인 가격에 제공하는 것은 많은 스타트업 기업들이 추구하는 새로운 비즈니스 모델이 되고 있으며, 여기에는 저비용 부품과 대량생산, 최적화된 제작 공정이 결합된 비용 절감을 위한 혁신적인 솔루션들이 요구되고 있다. 이러한 흐름 속에서 우리나라에서도 한국항공우연구원에서 제3차 우주개발 진흥 기본계획에 따라 누리호를 통해 개발된 액체로켓엔진 기술을 기반으로 2단형 소형발사체 개발에 대비하여 핵심기술 및 비용절감 기술들을 개발하기 위한 선행기술 연구에 착수하였다. 본 논문에서는 소형위성을 위한 혁신적이며 가격 경쟁력을 가지는 것을 목표로 하는 2단형 소형발사체의 개념을 소개하고, 스테이징 설계 및 2단형 발사체의 전기체 구성안을 포함한 임무설계 결과를 기술하였다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제7권3호
• /
• pp.20-25
• /
• 2013

In case of cube satellite, it is difficult to realize the same performance as commercial satellite due to its highly restricted unit accommodation space. To maximize the performance of the cube satellite, design concept considering the multi-function of satellite is required. In this paper, mechanism design of cube satellite which is applicable for the holding and release of multi-deployable structures has been proposed and investigated. In addition, a switch mechanism design for the autonomous system operation just after the cube satellite separation from P-POD has also been proposed. The effectiveness of the mechanism design for holding and release of multi-deployable structures has been demonstrated by EM test of the holding and release mechanism.