• 전기학회논문지
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• 제57권3호
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• pp.439-445
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• 2008

In this paper, the preliminary EMC analysis process between the Communication, Ocean and Meteorological Satellite (COMS) and Geostationary Earth Orbit (GEO) launch vehicles in the frequency range [1MHz-47MHz] is described. The considered launch vehicles are arian V, sea Launch, land Launch, atlas III&V, delta IV, proton M/breeze M, soyuz, HII-A and Angara. The launch vehicle Radiated Emission (RE) specifications have been compared to COMS satellite Radiated Susceptibility (RS) limits. The COMS RS limits are the RS qualification levels of COMS units during launch. As a result, The radiated emission levels of arian V, sea launch, atlas III&V, delta IV, proton M/breeze M, HII-A and angara are compliant with COMS RS limits. The negative margins appear between land launch or soyuz launch vehicle RE and COMS RS. Then, if the land launch or soyuz is chosen by the customer, The tests should be performed at satellite level in order to demonstrate the compatibility with respect to launch vehicles specifications.

• 전기학회논문지
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• 제59권4호
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• pp.774-778
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• 2010

In this paper, the preliminary EMC analysis process between the Communication, Ocean and Meteorological Satellite (COMS) and the Geostationary Earth Orbit (GEO) launch vehicles in the frequency range is described. The considered launch vehicles are Arian Ⅴ, Sea Launch, Land Launch, Atlas III&Ⅴ, Delta IV, Proton M/breeze M, Soyuz, H II-Aa. The launch vehicle Radiated Susceptibility (RS) specifications have been compared to COMS satellite Radiated Emission (RE) limits. The COMS Radiated Emission (RE) level is determined by calculating the radiated field equal to the quadratic sum of radiated emissions of each equipment switched "ON" during launch. As a result, The RS requirements of Arian V, Atlas III&V and Delta IV lauchers are compliant with COMS RE limits. The negative margins appear between the others launch vehicle RS (Sea Launch, Land Launch, Proton M/Breeze M, Soyuz and H II-A) and COMS RE. Then, if the launchers that have negative margin were chosen by the customer, The EMC tests should be performed at satellite level in order to demonstrate the compatibility with respect to launch vehicles requirements.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.33-40
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• 2009

본 논문에서 [1MHz-47MHz]의 주파수 범위에서의 통신해양기상위성과 정지궤도 발사체와의 예비적인 EMC 해석 과정을 기술한다. 정지궤도용 발사체 최대 복사 방출 한계치와 위성의 최대 복사 감응 한계치와 비교한다. 전자파 호환이 되지 않는 발사체로는 land launch와 소유즈가 있다. 만약에 이 발사체가 선정된다면 위성체 레벨에서 전자파 시험을 통하여 검증하여야 한다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제6권2호
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• pp.99-108
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• 2008

본 논문에서는 우주인 선발부터 발사/귀환까지 한국 우주인 배출 사업을 전체적으로 정리하고 아울러 사업수행을 통해 얻은 기술 및 결과에 대해 자세히 소개될 것이다. 한국 우주인 배출 사업은 우주인 선발, 훈련, 우주실험 등과 관련된 유인우주기술을 습득하고 이 사업을 통해 국민들에게 과학과 우주에 대해 관심을 유도하여 과학문화를 확산하는 목적을 가지고 2005년 11월에 시작되었다. 2006년에는 우주인 선발 기준을 마련하고, 한국 우주인 배출을 위한 우주인 선발과정을 1차에서 4차까지 진행하여 우주인 2인을 최종 선발하였다. 그리고 2007년에는 우주인 2인이 러시아 가가린 훈련센터에서 우주인 훈련을 받았다. 그리고 한국 우주인이 국제우주정거장(ISS; International Space Station)에서 수행할 18가지의 우주과학실험과 3가지의 국제공동 실험을 개발하였다. 2008년 4월 한국 최초 우주인 이소연 박사가 카자흐스탄 바이코누르 발사장에서 소유즈 우주선을 타고 ISS로 올라가 계획된 우주실험 및 임무를 수행하고 무사히 귀환하였다. 위와 같이 본 논문에서는 이러한 일련의 과정(우주인 선발, 훈련, 우주실험 장비 개발 등)을 자세히 기술할 것이다.

• 한국항공운항학회지
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• 제16권4호
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• pp.12-19
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• 2008

GIOVE-B is the second experimental Galileo satellite for the Galileo In-Orbit Validation, which was launched by a Soyuz/Fregat rocket departing from the Baikonur cosmodrome in Kazakhstan on 27 April and now operated successfully. This paper presents the results obtained from processing of the E5a signal transmitted from the GIOVE-B. The acquisition and tracking of the data and pilot channels are performed by the E5a software receiver implemented by ETRI. Moreover, the paper suggests the GIOVE-B E5a-I/E5a-Q secondary code, which is determined by analyzing the correlation output of the primary correlator using the primary code.

• 천문학회보
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• 제45권1호
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• pp.66.3-66.3
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• 2020

We present the optical design of Linear Astigmatism Free - Three Mirror System (LAF-TMS) D200 for UVO-Multiband Polarizing Imager System (UVOMPIS). LAF-TMS D200 is the off-axis wide-field telescope with EPD = 200 mm, F/2, and Field of View (FoV) = 2° × 4°. Its optical mirrors are optimized to freeform surfaces for high-quality optical performance over a wide FoV. The proposed mirror holder consists of four aluminum optomechanical modules that have applied for LAF-TMS D150 which is a prototype of the LAF-TMS system. It can accurately mount mirrors and also can sustain from vibration environments. As a feasibility study, quasi-static, modal, harmonic, and random vibration analyses have been performed to LAF-TMS D150 optomechanical structure under the qualification level of the Soyuz-2/Fregat launch system. We evaluate the vibration analysis results in terms of von Mises stress and Margin of Safety.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.1038-1048
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• 2010

소유즈 우주선의 국제우주정거장(ISS) 여행 및 아폴로 우주선의 달 탐사 여행 시 우주인이 받는 방사선 피폭량을 계산하였다. 우주여행 시나리오에 따라 고도, 탑승 및 체류시간, 우주선과 우주복의 재질 및 두께 등을 고려하였다. 계산결과 우주선체와 우주복의 두께가 증가함에 따라 피폭량이 급격하게 감소하였다. 저궤도환경에서 소유즈 우주선의 국제우주정거장 여행 시 최적으로 줄이기 위한 우주선의 두께는 3 cm였다. 선외우주복에 대한 우주인의 피폭치를 계산한 결과, Mylar 재질은 4 cm 이상, Demron 재질은 5 cm 이상에서 피폭량이 평탄해졌다. 알루미늄이 코팅된 Mylar 재질이 고원자번호로 구성된 Demron 재질보다 차폐성능이 우수하였다. 국제우주정거장 여행 시 방사선 총 피폭량은 $4.2\times10^{-6}$ Sv이며, 달 탐사에서 우주인의 방사선 총 피폭량은 $4.3\times10^{-5}$ Sv였다. 한편 아폴로 우주선을 탑승한 우주인의 피폭량이 달 근처에서 높았는데 그 이유는 우주방사선이 달표면의 입자와 충돌하여 2차 중성자와 양성자가 방출되어 달 표면에 방사능이 많기 때문이다. 본 연구의 계산절차와 결과는 우주선과 우주복의 차폐해석에 활용될 수 있을 것이다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제4권4호
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• pp.487-501
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• 2017

The main purpose of the paper is to analyze effect of geometrical parameters of the reentry capsules such as radius of the spherical cap, shoulder radius, back shell inclination angle and overall length on the flow field characteristics. The numerical simulation with viscous flow past ARD (Atmospheric Reentry Demonstrator), Soyuz (Russian) and OREX (Orbital Reentry EXperimental) reentry capsules for freestream Mach numbers range of 2.0-5.0 is carried out by solving time-dependent, axisymmetric, compressible laminar Navier-Stokes equations. These reentry capsules appear as bell, head light and saucer in shape. The flow field features around the reentry capsules such as bow shock wave, sonic line, expansion fan and recirculating flow region are well captured by the present numerical simulations. A low pressure is observed immediately downstream of the base region of the capsule which can be attributed to fill-up in the growing space between the shock wave and the reentry module. The back shell angle and the radius of the shoulder over the capsule are having a significant effect on the wall pressure distribution. The effects of geometrical parameters of the reentry capsules will useful input for the calculation of ballistic coefficient of the reentry module.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.208.2-208.2
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• 2012

The Slewing Mirror Telescope (SMT) is a key telescope of Ultra-Fast Flash Observatory (UFFO) space project to explore the first sub-minute or sub-seconds early photons from the Gamma Ray Bursts (GRBs) afterglows. The first realization of UFFO is the 20kg UFFO-Pathfinder (UFFO-P) to be launched on board the Russian Lomonosov satellite in 2013 by the Soyuz-2 rocket. Once the UFFO Burst Alert & Trigger Telescope (UBAT) detects the GRBs, Slewing mirror (SM) will rotate to bring the GRB into the SMT's field of view instead of slewing the entire spacecraft. SMT can image the UV/Optical counterpart with about 4-arcsec accuracy. However it will provide a important understanding of the GRB mechanism by measuring the sub-minute optical photons from GRBs. SMT can respond to the trigger over $35^{\circ}{\times}35^{\circ}$ wide field of view within 1 sec by using Slewing Mirror Stage (SMS). SMT has 10-cm Ritchey-Chretien telescope and $256{\times}256$ pixilated Intensified Charge-Coupled Device (ICCD) on focal plane. In this paper, we discuss the overall design of UFFO-P SMT instrument and payloads development status.

• 우주기술과 응용
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• 제2권2호
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• pp.104-120
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• 2022

도요샛(Small Scale magNetospheric and Ionospheric Plasma Experiment, SNIPE)의 과학임무는 전리권 상층부 소규모 플라즈마 구조의 공간적 시간적 변화를 관찰하는 것이다. 이를 위해 4개의 6U 큐브위성(10 kg)이 고도 약 500 km 극궤도로 발사될 예정이며, 상호 위성 간 거리는 편대 비행 알고리즘에 의해 수 10 km에서 수 1,000 km 이상으로 제어된다. 운영 초기에는 4기의 위성이 같은 궤도 평면에 위치하는 종대비행을 하다가 경도상에서 나란히 배치되는 횡대비행으로 전환하여 4기의 서로 다른 지점에서 공간적인 변화를 관측하게 된다. 도요샛에는 입자 검출기, 랑뮈어 탐침, 자력계로 구성된 우주날씨 관측 장비가 각 위성에 탑재된다. 모든 관측기는 10 Hz 이상의 높은 시간 분해능을 가지며 큐브위성에 최적화 설계되었다. 이 외에도 이리디듐 통신 모듈은 지자기 폭풍이 발생할 때 작동 모드를 변경하기 위한 명령을 업로드할 수 있는 기회를 제공한다. 도요샛은 극 지역 플라즈마 밀도 급상승, 필드 정렬 전류, 고에너지 전자의 국소 영역 침투, 적도 및 중위도 플라즈마 거품의 발생 및 시공간적 진화에 대한 관찰을 수행할 예정이며, 이를 통해 태양풍이 우주날씨에 어떠한 영향을 미치는지 탐구하게 된다. 도요샛은 2023년 상반기 러시아 소유즈-2에 의해 카자흐스탄 바이코누르에서 발사될 예정이다.