• 한국항공우주학회지
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• 제41권11호
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• pp.921-930
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• 2013

(주)쎄트렉아이는 고해상도 전자광학카메라인 EOS-D Ver.1.0의 개발 및 검증을 성공적으로 완료하였다. EOS-D Ver.1.0 시스템은 기존 EOS-C 계열 대비 향상된 공간 해상도 및 방사학적 해상도를 갖도록 설계되었다. EOS-D Ver.1.0의 열제어계는 능동 열제어 방식과 수동 열제어 방식을 혼용하여 개발되었다. 또한, 광학계 주구조물의 수분 발산 효과에 의한 비정렬 상태를 보상할 수 있도록 초점 조절장치(refocusing mechanism)를 설계하고 이를 검증하였다. 설계를 바탕으로 실제 모델을 제작, 인증 수준의 열진공 시험을 통해 설계 여유(design margin)와 작업도(workmanship)를 확인하였다. 또한 열-수치 모델(TMM)에 대한 검증 작업을 수행하여 해석 모델이 실제 모델의 열적 특성을 잘 모사하고 있음을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제14회 학술강연논문집
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• pp.6-6
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• 2000

On-orbit thermal behavior of KOMPSAT (Korea Multi-purpose Satellite) propulsion system employing hydrazine (N$_2$H$_4$) liquid monopropellant is addressed. Thermal control performance to prevent propellant freezing in spacecraft-operational orbit was verified by flight telemetry data obtained during LEOP (Launch and Early Operation Phase). Results are depicted in terms of temperature history during several orbits selected and are compared with acceptable temperature ranges of system components. Cyclic behavior of temperature is reduced into duty cycles of the avionics heaters and subsequently converted into the electrical power required to keep away from propellant freezing. Temperature of each component which was achieved under on-ground thermal-balanced condition of spacecraft, is presented for comparison with the flight data, additionally.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제11권1호
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• pp.26-30
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• 2010

The present paper studies the thermally-induced vibration phenomenon of the flexible space boom structure. In order to simulate the thermally-induced vibration phenomenon of the flexible thin boom structure of the spacecraft with the attached tip mass in space, the thermally-induced vibration including thermal flutter is experimentally investigated at various thermal environments using a heating lamp in vacuum chamber. In this experimental study, fluctuating characteristics, natural frequency and thermal strains of the thermally-induced vibration are parametrically investigated at various thermal environment conditions. Finally the thermally-induced vibration of the flexible boom structure of the orbiting earth satellite in solar radiation environment from the earth eclipse region including umbra and penumbra is simulated using the power control of the heating lamp in the vacuum chamber.

• 한국정밀공학회지
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• 제15권3호
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• pp.31-37
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• 1998

The structure of satellite consists of six parts which are control system, power system, thermal control system, remote measurement command system, propellant system and thrust system. In these parts, propellant system consists of propellant tank and thrust device. What we want to perform is optimum design to minimize the weight of propellant tank. In order to design optimal propellant tank, several parameters should be adopted from the tank geometry like the relative location of the lug and variation of the wall thickness. The analysis was executed by finite element analysis for finding optimal design parameters. The structure was divided into three parts consisting of the initial thickness zone, the transitional Bone, and the weak zone, whose effects on the pressure vessel strength was investigated. Finally the optimal lug location and the three zone thickness were obtained and the weight was compared with the uniform thickness vessel.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.57-65
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• 2005

정지궤도위성과 같은 차세대 대형위성의 우주궤도환경 모사를 위해 한국항공우주연구원은 유효직경 Φ8m, 유효길이 L10m의 대형 열진공챔버를 구축해오고 있다. 우주환경은 고진공 환경이며 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어진다. 가혹한 우주환경에 의해서 위성체의 주요부품에 기능장애가 초래되기도 하고 이는 결국 임무의 실패로 이어지기도 한다. 위와 같은 이유들로 인하여 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 본 논문에서는 대형 열진공 챔버를 효율적이고, 안정적으로 구동을 위한 모든 제어로직이 포함되어 있다.

• 대한공간정보학회지
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• 제23권1호
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• pp.81-88
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• 2015

위성센서 기술이 발전함에 따라서 가시광선, 적외선, 열적외선 영역 등의 파장대를 탐지하는 다양한 센서들이 발사되고 있다. 이에 따라, 다중센서 영상의 융합 및 통합에 대한 연구들이 진행되고 있으며, 이를 위해서는 다중센서의 정합이 필수적이다. 위성영상의 정합 및 자동기하보정을 위하여 SIFT, SURF와 같은 알고리즘이 제안되었다. 그러나, 광학영상과 열적외선 상의 경우 다른 분광특성을 가지고 있기 때문에, 기존의 영상정합기법을 적용할 경우에는 높은 정확도를 확보하기 어려운 문제를 지닌다. 본 연구에서는 SURF를 이용하여 참조영상의 특징점을 추출하였으며, 추출된 특징점의 위치를 기반으로 지역적 상관도를 추정하여 정합쌍을 추출하고자 하였다. 지역적 상관도의 경우에는 퓨리에 변환을 기반으로 하는 위상 상관도 기법을 적용하였다. 가상의 고해상도 다중센서 영상과 Landsat-8, ASTER 영상을 이용한 실험결과, 기존의 SURF를 활용한 정합기법과 비교하여 본 연구에서 제안한 방법이 두 영상 간 정합쌍을 더욱 효과적으로 추출할 수 있음을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.1008-1015
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• 2015

위성체의 지상 검증 시험에는 열진공 챔버가 사용되며, 열제어 시스템은 열진공 챔버의 핵심이라고 할 수 있다. 특히, 기체 질소를 이용한 폐회로 열제어 시스템의 성능은 극저온 블로워의 성능에 의해 결정된다. 본 연구의 최종 목표는 설계 요구조건 $-150^{\circ}C{\sim}150^{\circ}C$의 온도 조건, 유량 150 CFM, 0.5 bara 이상의 차압을 갖는 극저온 블로워를 개발하는 것으로, 1차원 해석툴 및 CFD를 이용한 성능해석을 통해 임펠러를 설계 하였으며, 구동부와 유체부의 열전달 방지를 위한 열장벽, 모터의 과열 방지를 위한 냉각 시스템 등이 설계되었다. 표준대기상태에서 실험을 통해 성능을 검증하였으며, 최종적으로 열진공 챔버내에 설치하여 운영 조건에서 극저온 블로워의 성능을 확인하였다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2005년도 Proceedings of ISRS 2005
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• pp.182-185
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• 2005

Satellite cameras are calibrated before launch in detail and in general, but it cannot be guaranteed that the geometry is not changing during launch and caused by thermal influence of the sun in the orbit. Modem satellite imaging systems are based on CCD-line sensors. Because of the required high sampling rate the length of used CCD-lines is limited. For reaching a sufficient swath width, some CCD-lines are combined to a longer virtual CCD-line. The images generated by the individual CCD-lines do overlap slightly and so they can be shifted in x- and y-direction in relation to a chosen reference image just based on tie points. For the alignment and difference in scale, control points are required. The resulting virtual image has only negligible errors in areas with very large difference in height caused by the difference in the location of the projection centers. Color images can be related to the joint panchromatic scenes just based on tie points. Pan-sharpened images may show only small color shifts in very mountainous areas and for moving objects. The direct sensor orientation has to be calibrated based on control points. Discrepancies in horizontal shift can only be separated from attitude discrepancies with a good three-dimensional control point distribution. For such a calibration a program based on geometric reconstruction of the sensor orientation is required. The approximations by 3D-affine transformation or direct linear transformation (DL n cannot be used. These methods do have also disadvantages for standard sensor orientation. The image orientation by geometric reconstruction can be improved by self calibration with additional parameters for the analysis and compensation of remaining systematic effects for example caused by a not linear CCD-line. The determined sensor geometry can be used for the generation? of rational polynomial coefficients, describing the sensor geometry by relations of polynomials of the ground coordinates X, Y and Z.

• 항공우주기술
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• 제1권2호
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• pp.57-65
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• 2002

위성의 전력시스템은 임무기간 동안, 성공적인 임무수행을 위하여 위성의 탑재체와 위성버스에 충분한 전력을 공급하여야 한다. 전력시스템의 설계는 위성이 임무를 수행할 우주환경, 임무기간, 임무특성, 그리고 할당된 예산 등에 따라 설계의 방향이 결정된다. 즉, 1차 전력원으로 사용할 태양전지의 선정, 2차 전력원인 배터리의 선정, 그리고 각 전장품의 사양이 임무특성과 예산에 따라 결정된다. 위성의 전력시스템 설계는 다른 시스템의 설계에 큰 영향을 미칠 수 있다. 보다 많은 전력을 공급하기 위하여, 일차 및 이차 전력원을 크게 설계하는 것은 바람직하지 못하다. 위성의 필요한 전력보다 크게 설계된 전력시스템은 1차 및 2차 전력원의 잉여전력에 따른 열 발생문제, 임무수행에 따른 자세제어 문제, 각 전장품의 전력 용량 문제, 그리고 발사체의 선정 및 발사비용 등의 문제를 일으킨다. 특히, 저궤도의 경우에는 orbit drag 현상에 따른 위성의 궤도 유지보수를 위하여 추진제의 용량설계에 큰 영향을 줄 수 있다. 따라서, 전력시스템의 최적설계와 효율적인 운용을 위한 여러 기술이 개발되고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권1호
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• pp.62-71
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• 2015

정지궤도위성은 궤도상에서 위치변화를 제어하기 위해 추력기를 사용하고 운용수명에 맞추어 적정한 양의 액체추진제를 탑재한다. 그러므로 정지궤도위성의 수명은 추진제 잔여량에 좌우되고 정확한 잔여추진제량 측정은 조기 수명종료로 야기되는 경제적 손실을 완화시킬 뿐만 아니라 후속위성의 대체나 위성망 운용계획 등에 매우 중요하다. 잔여추진제량을 측정하는 방법은 주로 PVT 방법, 열질량법, 회계식 방법이 사용된다. 본 논문에서는 회계식방법을 사용하기 위한 천리안위성 이원추진시스템의 모델링과 몬테카를로 방법을 이용하여 천리안위성의 궤도전이 소요 추진제량을 분석하였다.