• 한국전산유체공학회지
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• 제15권2호
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• pp.28-34
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• 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.

• 한국추진공학회지
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• 제19권1호
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• pp.50-60
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• 2015

인공위성의 추진시스템은 위성이 발사체로부터 분리된 후 최종 궤도로 도달할 때까지 궤도를 이동하는데 필요한 추력을 제공한다. 또한 임무궤도에서는 궤도 유지와 자세제어를 위한 펄스 모멘트를 발생하는 역할을 한다. 본 연구에서는 향후 인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진을 국내에서 개발시 관련 연구에 필요한 규격을 도출하기 위한 목적으로서 모노메틸하이드라진과 하이드라진을 연료로, 사산화이질소 산화제를 이용하는 인공위성용 이원추진제 로켓엔진에 대한 현재 개발동향 및 주요 성능 특성에 대해 조사하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.25-29
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• 2007

마이크로 인공위성의 자세제어를 위한 마이크로 추진장치에 대한 연구는 대부분 기존의 추진장치를 소형화하는 방향으로 진행되고 있다. 본 연구에서는 이러한 미소추력 발생을 위한 노즐의 소형화로 인한 점성손실, 배압에 의한 손실 등을 대기압실험, 진공환경실험, CFD 해석을 통하여 검증하였다. 또한 마이크로 노즐에서의 유동 손실을 극복하기 위한 방법으로 열적발산원리에 대해 이론적 접근을 시도하였다. 마이크로 추진장치에 적용을 위한 열적발산원리는 움직이는 부품 없이 오직 온도 구배만으로 유동을 제어할 수 있기 때문에 추진장치의 소형화로 야기되는 손실을 극복할 수 있을 것으로 기대된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.511-518
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• 2008

The Engineering Test Satellite VIII(ETS-VIII) of Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA) uses a 20mN class xenon ion engine subsystem(IES) for North-South Station Keeping(NSSK). The IES was modified for a larger satellite with longer lifetime based on the former IES. ETS-VIII, a three-ton class geosynchronous satellite with 10 years bus lifetime, was launched 18 Dec. 2006 JST; it reached the planned orbit and all bus systems were checked out. The IES showed good results and is now under normal operation. The total accumulated operation time of the IES in orbit was about 2300 hours till $19^{th}$ Dec. 2007.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.141-145
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• 2004

위성의 잔여연료량은 인공위성의 수명을 결정하는 가장 중요한 요소 중에 하나이다. 하지만 이러한 잔여연료량은 부정확하고 불규칙한 여건으로 인하여 정확하게 측정이 불가능하다. 특히 미세중력하에서 액체의 추진제가 탱크주위에 넓게 퍼지는 관계로 인하여 직접적인 측정은 불가능하다. 본 논문에서는 기존에 사용되어왔던 여러 방법을 간단히 소개하고, 두 개 이상의 다중탱크시스템을 갖는 위성에서 온도차이에 의해 추진제가 이동하는 열펌핑현상을 이용하여 잔여연료량을 측정할 수 있는 방법을 제시하고자 한다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제6권1호
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• pp.82-89
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• 2008

본 논문에서는 정지궤도 인공위성용 이원추진시스템 부품 기술동향 조사 결과를 실었다. 이번 조사의 목적은 통신해양기상위성(COMS)의 화학추진시스템(CPS) 부품의 대체부품 목록을 작성하는 것이며, 따라서 조사기준은 대체부품이 통신해양기상위성 화학추진시스템 부품에 대한 적용 가능성 여부이다. 조사결과를 부품별로 정리하였고 간단한 부품설명과 부품제조회사의 설명도 포함하였다. 본 논문은 시장조사 착수 시 유용하게 사용될 수 있을 것으로 판단되고 이원추진제 추진시스템 부품의 이해도를 높이는데 사용될 수 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제4권4호
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• pp.98-106
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• 2000

수명 12년의 중형급 정지궤도 통신위성의 추진시스템 개념설계과정이 기술된다 임무해석을 통해 주어진 전속도 증분량($\Delta$V)을 사용하여 임무수명기간동안 필요한 추진제 양이 계산되었으며 이 값을 기초로 하여 연료탱크와 산화제 탱크의 형상을 설계하였고 필요한 가압제의 양과 가압제 탱크의 압력을 구할 수 있었다 구조계와 trade-off study출 통해 추력기의 배치와 로켓엔진의 개수, 탱크의 배치 등을 결정하였으며 전체적인 추진시스템 개념설계 형상이 최종적으로 제시된다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.235-242
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• 2008

An innovative Panel ExTension SATellite(PETSAT) and propulsion system for PETSAT, are presented in this paper. First, we outline what PETSAT is. Next, based on PETSAT ethos, design policy of the propulsion system is provided. According to the policy, we designed propulsion system and concretely estimated and assembled mono-propellant and bi-propellant systems, and it indicated that mono-propellant propulsion with 50-60 seconds of specific impulse and 1 N of thrust is probable. In the case of bi-propellant, 120-150 seconds of specific impulse is valid even based on the design policy. We conducted captive tests of mono-propellant and bi-propellant propulsions with a breadboard model of propulsion system for PETSAT, and obtained good operations and performances. Based on the test results, we designed and manufactured flight model propulsion system for PETSAT. We are planning to demonstrate it in SOHLA-2L project progressed by the Space Oriented Higashiosaka Leading Association(SOHLA). SOHLA-2L will be the first on-orbit demonstrator of PETSAT in 2008.

• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.68-74
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• 2014

1 N급 단일추진제 추력기 개발모델의 장기수명 연소시험 동안 펄스모드 성능 특성 및 성능 추이를 살펴보았다. 응답 시간의 경우 주입압력조건에 따른 편차가 상대적으로 크지 않았으며, 점화지연, 반응시간, 하강시간이 각각 32-35 ms, 86-91 ms, 89-98 ms인 결과를 보여주었다. 안정화된 펄스 영역에서 주입압력조건에 따라 임펄스 비트는 $3{\sigma}$ 기준 1.41, 1.32, 2.10%의 뛰어난 재현성을 보여주었다. 장기수명 연소시험 동안 임펄스 비트가 다소 감소하지만 그 감소폭은 제한적이며, 따라서 펄스모드 성능이 유지되었다. 추력 중심 지연 또한 장기수명 연소시험 동안 일정한 것을 확인할 수 있었다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.59-67
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• 2014

1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 인수수준 랜덤 진동시험과 장기수명 연소시험이 수행되었다. 랜덤 진동시험 결과로부터 1 N급 추력기 개발모델로 구성된 이중추력기모듈의 고유 진동수는 부품수준 요구조건(100 Hz)을 상회하였으며, 구조적으로 강건함을 확인하였다. 또한 20 kg 이상의 추진제가 사용된 장기수명 연소시험 결과 연속모드 추력 감소는 약 7% 이하, 추력 불안정 현상은 ${\pm}5%$ 이내로 나타났다. 컴퓨터단층촬영을 이용해 추력기 내부의 촉매를 촬영한 결과 촉매의 손실은 약 7% 이하로 추력기 개발모델의 설계가 적절함을 보여주었다.