• 한국소음진동공학회논문집
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• 제24권1호
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• pp.5-13
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• 2014

Number of components and payload systems installed in satellites were found to be exposed to various disturbance sources such as the reaction wheel assembly, the control moment gyro, coolers, and others. A micro-level of vibration can introduce jitter problems into an optical payload system and cause significant degradation of the image quality. Moreover, the prediction of on-orbit vibration effects on the performance of optical payloads during the development process is always important. However, analyzing interactions between subsystems and predicting the vibration level of the payloads is extremely difficult. Therefore, this paper describes the analytical and experimental approach to microvibration effects on satellite optical payload performance with integrated jitter analysis frame-work, microvibration emulator and satellite structure testbed.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2009년 춘계학술대회논문집
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• pp.142-147
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• 2009

COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) is a geostationary satellite and has been developing by KARI for communication, ocean and meteorological observations. It will be tested under vacuum condition and very low temperature in order to verify thermal design of COMS. The test will be performed by using KARI large thermal vacuum chamber, which was developed by KARI, and the COMS will be the first flight satellite tested in this chamber. The purposes of thermal balance test are to correlate analytical model used for design evaluation and predicting temperatures, and to verify and adjust thermal control concept. KARI has plan to use heating plates to simulate space hot condition especially for radiator panels such as north and south panels. They will be controlled from 90K to 273K by circulating GN2 and LN2 alternatively according to the test phases, while the shroud of the vacuum chamber will be under constant temperature, 90K, during all thermal balance test. This paper presents thermal modelling including test chamber, heating plates and the satellite without solar array wing and Ka-band reflectors and discusses temperature prediction during thermal balance test.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.28.4-29
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• 2008

The aim of the test is to provide an experimental basis to validate the prediction of the FEM for high frequency jitter analysis due to reaction wheel. The principle is to measure structural transfer functions between the input disturbances at RWA base plate and the accelerations near the end tips of payload, in a configuration close to the operational model. The spacecraft shall have to be suspended, in order to be representative of on-orbit boundary conditions. The results of the test shall be compared to the output of the FEM analysis, and if needed, local upgrades of the FEM and/or margin policy shall be defined in order to guarantee a good test/FEM consistency. Test results were compared with the transfer functions of the FEM, which is globally tuned based on the results of vibration test and consequently have lower damping coefficients values than 1% in the frequency range of 60~200Hz. The damping coefficients estimated from the figures of FRF test results are different from the theoretical FEM, but the magnitude trend of FRF of the test results is somewhat similar with the analytical, it is expected that the overall jitter effect of final estimation is nearly same with the preliminary analysis result in which the damping coefficients were assumed to be 1% for all modes in FEM.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제21권4호
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• pp.351-360
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• 2004

향후 우리나라의 화성 근접 탐사 임무를 대비한 우주선의 궤도전파 소프트웨어의 개발 및 검증을 실시하였다. 이를 위해 화성 주위를 비행하는 우주선의 동력학 모델에 대한 연구가 선행 되었으며, 탐사우주선의 모든 위치 정보는 화성 중심 좌표계를 사용하여 나타내었다. 정밀한 탐사 우주선의 위치 계산을 위하여 화성의 세차 및 장동 운동에 의한 영향도 고려하였다. 화성의 작용권구 안으로 진입한 탐사 우주선은 화성 주위에서의 다양한 섭동에 의한 영향을 받게 되는데 본 연구에서는 정밀한 동력한 모델의 계산을 위해 가능한 모든 섭동들을 고려하였다. 특히 화성의 비대칭 중력장에 의한 영향을 계산하기 위해 Jet Propulsion Laboratory(JPL)의 Mars50c 모델을 적용하였고 화성 대기 항력에 의한 영향의 경우 Mars-GRAM 2001 모델을 사용하여 계산하였다. 태양을 비롯한 다른 행성의 위치를 계산하기 위해서 JPL의 DE405 정밀 천체력을 이용하였고 화성 위성들(포보스와 다이모스)의 천체력 계산은 해석적인 방법으로 하였다. 개발 소프트웨어의 성능 검증을 위하여 Mars Global Surveyor의 화성 지도 작성을 위한 초기 궤도 요소를 사용하였으며, Satellite Tool Kit(STK)의 Astrogator모듈을 이용하여 산출된 결과와 본 논문에서 개발한 소프트웨어의 결과 값과 비교 하였다. 비교 결과 우주선의 모든 위치성분(반경방향, 궤도 진행방향 그리고 진행수직방향)은 화성 근접 탐사 우주선이 화성 주위를 12번 공전(약 1화성일)하는 동안 최대 ${\pm}5m$ 이내의 오차를 보여 주었다. 이는 본 연구를 통해서 개발된 소프트웨어의 성능에 대한 신뢰도가 매우 높다는 것을 의미한다. 따라서 개발된 알고리즘과 소프트웨어는 향후 우리나라의 화성 근접 탐사를 위한 우주선의 임무 설계시 활용 될 수 있다.

• 한국자기학회지
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• 제25권2호
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• pp.52-57
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• 2015

텅스텐 타겟인 양극의 각도에 의존하는 X-선관 집속관의 전자빔 초점 크기를 오페라-3차원/스칼라(OPERA-3D/SCALAR) 프로그램을 이용하여 구하였다. 시뮬레이션 분석은 X-선관을 음극과 양극 그리고 4영역을 나누어 유한요소법을 적용하였다. X-선 집속관의 필라멘트로부터 방출되는 열전자 궤적은 전자밀도 분포함수에 따라 양극에 도달할 때 실초점으로 집속되고 양극에 부딪쳐서 유효 초점 크기로 X-선을 발생하게 된다. 전자빔 실초점 크기는 X-선 집속관 모양을 결정짓는 폭, 길이, 높이를 조절하여 줄일 수 있었고, 양극각도의 크기에 따라 미세하게 변하였다. 양극각도가 $10^{\circ}{\sim}17^{\circ}$에서는 전자빔 실초점 크기를 $70{\mu}m$ 이내로 유지하였고, 가장 최소 초점크기는 $15^{\circ}$에서 실초점 크기가 $40{\mu}m$로 나타났다. 최적화된 X-선 집속관의 변수들로 시뮬레이션하는 열전자의 방출 궤적을 분석하여 얻은 마이크로 크기인 실초점을 활용하는 새로운 의료 영상진단기기 개발이 가능할 것으로 보여진다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권3호
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• pp.403-416
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• 2009

한국항공우주연구원에서는 기상탑재체, 해양탑재체 및 통신탑재체를 탑재한 정지궤도 위성인 통신해양기상위성을 개발하고 있다. 한국항공우주연구원에서 자체 개발한 대형 열진공 챔버를 이용하여 통신해양기상위성의 열평형 시험을 수행 할 예정이다. 열평형 시험의 주목적은 열해석 모델을 보정하고 열제어 설계를 검증하는데 있다. 통신해양기상위성의 고온 열평형 시험을 위해 남쪽과 북쪽 방열판 위에 외부 열유입량을 모사하기 위한 히팅플레이트를 장착하고, 액화질소 및 질소가스를 이용하여 히팅플레이트의 온도를 90K에서 260K 사이로 조절할 예정이다. 또한 열진공 챔버의 벽면은 심우주의 낮은 온도를 모사하기 위해 열평형 시험동안 액화질소를 이용하여 90K로 유지할 예정이다. 이 논문에서는 통신해양기상위성의 열평형 시험을 위한 열진공 챔버, 탑재체를 위한 타깃, 히팅플레이트 등 위성 모델링에 관한 내용과 열평형 시험 예측을 위한 경계조건, 부품의 작동 상태 및 온도 예측에 관해 다루고자 한다. 또한 새로이 개발한 히팅플레이트를 이용하여 열평형 시험을 수행하는 방법에 대한 타당성을 검토하고자 한다.