• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1995년도 하계학술대회 논문집 B
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• pp.907-909
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• 1995

The SaTReC is to develop, deploy, and operate a low Earth orbiting small satellite system, KITSAT-3, carrying a remote sensing payload, a space science payload, and a data collection system. Through the development of KITSAT-3, the SaTReC is to demonstrate the small satellite system which provides highly accurate attitude control, high speed data transmission, and a unique spacecraft configuration and to provide educational opportunities to Korean space industries and research institute. The KITSAT-3 is expected to be launched in the beginning of 1997 by Chinese Long March IV as a secondary payload into about 800 km's sunsynchronous orbit.

• 한국항공운항학회지
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• 제19권3호
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• pp.10-15
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• 2011

위성용 분리장치는 작동 전까지는 높은 체결력으로 위성의 부속물들을 안정된 체결 상태로 유지해야 한다. 작동 후에는 위성시스템에 손상이 없이 위성본체로부터 분리되어 태양전지판과 안테나와 같은 부속장치의 전개를 성공적으로 수행하여야 한다. 따라서 본 논문에서는 분리충격이 작고 취급이 용이하며 재장착이 가능한 형상기억합금구동기와 태엽스프링을 이용한 소형위성용 비폭발식 분리장치를 제안하였다. 성능을 검증하기 위하여 분리시간, 분리가 가능한 사전하중, 분리장치 작동 시 충격량 측정 실험을 수행하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.93-103
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• 2005

나노위성 HAUSAT-2 설계 검증의 일환으로 소형위성의 초기개념설계를 위한 시스템 엔지니어링 설계 도구를 개발하였다. 본 프로그램은 위성의 임무 및 사용자 요구조건을 바탕으로 탑재체와 각 서브시스템의 설계 과정을 거치면서 위성 전체 시스템의 질량 및 전력을 산출하고 설계된 시스템의 제작비용을 예측할 수 있다. 약 200여개의 소형위성 분석 데이터를 포함하고 있으며, 데이터베이스는 소형위성의 경향 분석을 제공할 뿐만 아니라 중요한 설계 요소로 쓰이고 있다. SEDT는 약 10개 이상의 소형위성 데이터를 경우에 따라 적용하면서 검증되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권9호
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• pp.771-780
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• 2012

나로호(KSLV-1)의 3차 발사에 탑재될 나로과학위성(Naro-Science Satellite)의 개발이 성공적으로 완료되었다. 나로과학위성은 100kg급의 소형 과학위성이며 전형적인 알루미늄 골격 구조에 경량 고강도의 알루미늄 허니컴 샌드위치 패널이 부착된 구조이다. 본 연구에서는 나로과학위성의 설계 요구조건에 대한 동적거동을 시험 및 전산구조 유한요소 수치해석적 방법으로 검증하였다. 연구를 통하여 발사체로부터 인가되는 각종 진동 및 외란으로 인한 파괴와 안전율(safety factor) 확보에 대한 위성 구조체 핵심 설계 및 분석기술을 확보하였다. 이러한 시험 및 수치해석 결과를 바탕으로 위성 구조설계의 신뢰성을 확보하고, 첨단 위성설계 기술의 축적을 통하여 차후 개발될 위성의 중요한 자료로 활용한다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2000년도 제15차 학술회의논문집
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• pp.458-458
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• 2000

Quick evaluations of two in-plane orbit maneuvers using small see of real-time CPS navigation solutions were peformed lot the KOMPSAT-1 spacecraft operation. Real-time GPS navigation solutions of the KOMPSAT-1 were collected during the Korean Ground Station(KGS) pass. Only a few sets of position and velocity data after completion of the thruster firing were used for the quick maneuver evaluations. The results were used for antenna pointing data predictions for the next station contact. Normal orbit maneuver evaluations using large see of playback GPS navigation solutions were also performed and the result were compared with the quick evaluation results.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제19권spc1호
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• pp.473-480
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• 2005

A three axes marine satellite antenna has been developed. As a design step, a CAD model for the antenna has been created according to the design requirements. Kinematic analyses are carried out to insure design specification and to check collision detection of the CAD model. Marine satellite antennas experience base motions, and a relevant control system should control the three antenna axis to point to the satellites accurately. A sensor fusion algorithm and a PIDA (Proportional, Integral, Derivative, Acceleration) control algorithm are designed and implemented to control the yaw, level, and cross-level angle of a small size satellite marine antenna. Antenna stabilization control experiments are performed using a test simulator which gives the antenna base motions. Experimental results show small pointing errors, which is less than 0.2 degree for the level, cross-level, and yaw axis.

• 한국태양에너지학회 논문집
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• 제37권5호
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• pp.49-63
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• 2017

Solar cells have widely been utilized for a satellite to convert sunlight energy into electricity in space. Many different types of solar cells appropriate for each satellite program are available in current markets, which enables us to construct a solar array light and small often required from a low Earth orbit (LEO) synthetic aperture radar (SAR) satellite. Thus, it is important to choose a proper solar cell satisfying the requirements of mass and size for the solar array. In this article, we have surveyed typical suppliers and have discussed some characteristics of solar cells. Conceptual design examples of the solar array for LEO SAR satellites using several types of solar cells have been performed to show the pros and cons of solar cells by comparison of the total mass and size necessary for the solar array.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제22권1호
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• pp.47-58
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• 2005

This paper addresses development of the ultra-light analog sun sensors for small satellite applications. The sun sensor is suitable for attitude determination for small satellite because of its small, light, low-cost, and low power consumption characteristics. The sun sensor is designed, manufactured and characteristic-tested with the target requirements of ${\pm}60^{\circ}$ FOV (Field of View) and pointing accuracy of ${\pm}2^{\circ}$. Since the sun sensor has nonlinear characteristics between output measurement voltage and incident angle of sunlight, a higher order calibration equation is required for error correction. The error was calculated by using a polynomial calibration equation that was computed by the least square method obtained from the measured voltages vs. angles characteristics. Finally, the accuracies of 1-axis and 2-axes sun sensors, which consist of 2 detectors, are compared.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권10호
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• pp.80-91
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• 2006

위성공학을 전공하는 학생들에게 실질적이고 경험적인 교육을 제공하기 위해 HAUSAT-1과 HAUSAT-2 두 초소형 위성 개발 프로젝트 기반의 다학제간 우주비행체 설계 교육방법을 적용하였다. HAUSAT-1은 국내최초로 개발된 1 kg급의 초소형 피코 위성이다. HAUSAT-2는 25 kg급의 나노 위성으로 현재 준비행 모델(Proto-Flight Model)을 개발 중에 있다. 이들 설계 프로젝트는 연구와 설계 교육의 통합적 기능을 제공함으로써 대학의 고유기능인 과학 및 기술 연구와 설계 교육을 통한 전문 인력양성의 목표를 동시에 이루는 것이 가능하다. 이러한 복합시스템인 우주비행체 설계 교육을 통하여 참여 학생 전원이 우주비행체의 전 시스템 개발 과정을 직간접적으로 경험할 수 있게 하고, 최근 들어 각광을 받고 있는 다학제간 시스템 교육의 활성화를 이룰 수 있다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제12권3호
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• pp.9-17
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• 2018

지구 관측용 소형 위성카메라의 경우, 중대형 위성에 비해 상대적으로 약한 구조 안정성으로 인해 열악한 발사환경 및 우주환경에서 광부품의 정렬오차가 발생하기 쉽다. 발생한 정렬오차는 위성카메라의 광학 성능 저하를 유발시킨다. 본 연구에서는 소형 위성 카메라의 정렬오차를 보상하기 위하여 3축 포커스 메커니즘을 제안하였다. 이 메커니즘은 3개의 압전 작동기로 구성되어 x-축, y-축 틸트 및 디스페이스(De-space) 보정을 수행할 수 있다. 포커스 메커니즘의 설계 요구조건은 슈미트-카세그레인(Schmidt-Cassegrain) 타입의 목표 광학계 설계에서 도출되었다. 부경 정렬오차 보상을 위하여 부 반사경의 뒤에 포커스 메커니즘을 부착하여 부경의 3축 운동을 제어하였다. 이 때 파면오차로 인한 광학 성능 저하를 최소화하기 위한 플렉셔를 Box-Behnken 실험계획법을 통하여 설계하였으며, ANSYS를 이용하여 파면오차 해석을 수행하였다. 제작된 포커스 메커니즘은 작동기의 수학적 모델링, PID 제어기 설계, 서보 제어실험을 통해 서보성능을 검증하였다.