• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권3호
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• pp.39-46
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• 2015

An integrated simulation program for an artificial satellite's operation has been developed. The program integrates and simulates orbit mechanics, attitude control, power/energy transition and mass variation. In the early stages of satellite development, this program can be used as a communication tool among design engineers of different fields. As a result, the efficiency to design a satellite is expected to increase. This program has been coded by Modelica language which supports acausal and object oriented programming methods. Libraries are developed for satellite simulation, and simulation results are presented.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제23권4호
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• pp.355-372
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• 2006

이 논문에서는 KSLV-III(Korea Space Launch Vehicle-III)를 이용한 향후 우리나라의 화성 탐사 임무 설계를 제시한다. 우리나라 최초의 발사장인 '나로 우주센터(NARO Space Center)'를 발사장으로 가정하였으며, 현재 개발중인 KSLV 시리즈와 건설중인 우주센터의 완공기간 그리고 안정성 수립 기간을 고려하여 임무 수행 가능 기간을 약 2033년경으로 선정하였다. 화성 탐사 임무 수행시 각 단계에 따라 차별화 되어 요구되는 각종 기동(maneuver)의양 즉, 화성 천이(Trans Mars Injection, TMI)기동, 궤적 보정 기동(Trajectory Correction Maneuver, TCM), 화성 궤도 진입(Mars Orbit Insertion, MOI)기동 및 임무 수행 궤도를 이룩하기 위한 기동(Orbit Trim Maneuver, OTM)은 NPSOL 소프트웨어 이용하여 비선형 최적화 문제를 풀어 직접 산출하였다. 이렇게 산출된 최적 기동의 양을 바탕으로 KSLV-III를 이용하여 화성 탐사 임무를 수행할 경우에 대비, 구체적인 발사체 상단부(Upper stage)와 최대 탑재 가능한 탐사선의 질량에 대한 설계가 이루어졌다. 임무 설계 결과 향후 우리나라는 2033년 4월 16일 12시 17분 26초(UTC)부터 약 27분간 나로 우주센터에서 화성 탐사선을 발사 할 수 있다. 이때 최적의 기동량을 바탕으로 계산된 최대 가능 탐사선의 총 질량은 탑재되는 추력기의 비추력을 290초로 가정하였을 때 약 206kg(추진제: 109kg + 구조체: 97kg)이며, 발사체 상단부는 비추력 및 구조비를 290초와 0.15로 가정하였을 때 약 1293kg(추진제: 1099kg +구조체: 194kg)으로 나타났다. 하지만 최적의 기동량에 10%의 여유분을 고려한다면 탐사선은 약 148kg, 발사체 상단부는 약 1352kg의 질량을 갖는 것으로 나타났다. 이 연구를 통하여 제시된 각종 자료들은 향후 우리나라의 독자적인 화성 탐사선 개발을 위하여 많은 사전 정보를 제공해 줄 것이다.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제1권1호
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• pp.34-43
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• 2014

The STEP Cube Lab (Cube Laboratory for Space Technology Experimental Projects) is a 1U cube satellite developed by the Space Technology Synthesis Laboratory of Chosun University to be launched in 2015. Its mission objective is twofold: to determine which of the fundamental space technologies researched at domestic universities, will be potential candidates for use in future space missions and to verify the effectiveness of the technologies by investigating mission data obtained from on-orbit operation of the cube satellite. In this paper, a structural design concept based on the 1U standard to achieve the mission objective is introduced. The validity of the design has been demonstrated by quasi-static analysis and modal analysis. In addition, a non-explosive separation device triggered by burn wire heating, which is one of the main mission payloads is introduced.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.68-74
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• 2009

지구 관측용 광학탑재체를 포함하는 정지궤도 복합위성에는 관측 대상인 지구의 기준위치 정보를 제공하기 위해 적외선 지구센서가 장착된다. 정지궤도상에서 지구센서와 관측 탑재체사이의 지향차는 그 크기가 작더라도 관측 영상의 품질에 심각한 영향을 미칠 가능성이 있다. 따라서 이러한 지향차를 줄이기 위해 궤도상에서 기하학적 안정성을 보장할 수 있는 지지구조물이 적용되었다. 본 논문에서는 통신해양기상위성에서 지구센서 장착을 위해 사용된 지지구조물에 대한 설계 측면의 타당성을 제시한다. 이를 위해 설계 전반의 내용을 기술하고, 설계과정에서 고려된 안정성 측면의 제반 사항과 강성과 강도 등의 요구조건에 대한 부합 여부를 살펴볼 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권9호
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• pp.805-813
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• 2015

본 논문은 한국항공우주연구원에서 개발 중인 위성종합설계 소프트웨어의 부분들 중 열 해석 및 구조해석 격자 사이의 온도 해석 결과를 변환하는 알고리즘에 대한 전반적인 연구 내용을 기술한다. 일반적으로 인공위성은 궤도상의 다양한 우주환경에 따라서 온도가 시간에 따라 변하며 이에 따른 열변형을 고려한 구조적 안정성을 설계 단계에서 고려해야 한다. 본문에는 유한요소 열-구조 연계해석을 위한 이종 격자 간 온도 정보를 보간하는 방법을 제시하였으며 이 방법을 통해 온도 변환이 잘 수행됨을 확인할 수 있다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.71-80
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• 2010

한국형발사체(KSLV-II)는 소형위성발사체(KSLV-I)의 후속으로 개발되는 1.5톤급 지구 저궤도 위성 발사체이다. 한국형발사체를 위해 75톤급 액체로켓엔진을 자력 개발할 예정이며, 이 엔진은 선행 연구로 수행된 30톤급 액체엔진 기술에 기반을 두고 있다. 액체로켓엔진 연소기는 높은 연소안정성과 구조적 건전성, 열적 내구성을 요구한다. 본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 설계요구조건과 이를 구현하기 위한 설계 과정에서 해석적 기반을 활용하여 수행한 제반 기술적 검토 사항을 제시하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권2호
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• pp.181-198
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• 2008

최근 들어 소형의 저궤도 위성들을 이용해서 특정 지역을 관측하기 위한 위성군의 궤도를 설계하는 것의 중요성이 점점 부각되고 있다. 일반적으로 많이 사용하는 Walker 위성군 설계 방법은 전 지구영역 관측에는 적당하지만 부분적인 지역 관측에는 효율성이 떨어진다. 이 논문에서는 한반도를 효율적으로 관측하기 위한 최적의 위성군 궤도 설계 방법을 연구하였다. 이를 위해 원궤도 중 지표면 반복궤도를 이용하여 위성군을 이루고 있는 위성들의 궤도요소를 직접 조절하는 방법을 사용하였다. 관측 목표 지역에 대해 최소한의 위성을 이용하여 관측 공백시간을 최소화하고 관측시간은 최대화하는 궤도요소를 산출하여 위성군 궤도를 설계하였다. 위성군 설계 결과, 저궤도 위성을 이용하였을 경우, 관측 가능한 최소 고도각을 12도로 가정하였을 때 한반도 지역의 관측을 효율적(관측 공백시간은 1시간 이내로 하면서 최대의 관측시간을 보장)으로 하려면 최소한 4대의 위성이 필요하다는 결과를 얻었다. 그리고 이 연구에서 제시된 방법이 Walker 방법보다 더 효율적이라는 것을 확인하였다. 이 연구를 통해서 개발된 알고리즘은 향후 우리나라가 실제로 위성군을 운영하고자 할 때 사전 임무 설계를 위하여 사용될 수 있다.

• KSII Transactions on Internet and Information Systems (TIIS)
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• 제13권3호
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• pp.1260-1283
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• 2019

Low earth orbit (LEO) satellite broadband network is a crucial part of the space information network. LEO satellite constellation design is a top-level design, which plays a decisive role in the overall performance of the LEO satellite network. However, the existing works on constellation design mainly focus on the coverage criterion and rarely take network performance into the design process. In this article, we develop a unified framework for constellation optimization design in LEO satellite broadband networks. Several design criteria including network performance and coverage capability are combined into the design process. Firstly, the quality of service (QoS) metrics is presented to evaluate the performance of the LEO satellite broadband network. Also, we propose a network stability model for the rapid change of the satellite network topology. Besides, a mathematical model of constellation optimization design is formulated by considering the network cost-efficiency and stability. Then, an optimization algorithm based on non-dominated sorting genetic algorithm-II (NSGA-II) is provided for the problem of constellation design. Finally, the proposed method is further evaluated through numerical simulations. Simulation results validate the proposed method and show that it is an efficient and effective approach for solving the problem of constellation design in LEO satellite broadband networks.

• 항공우주산업기술동향
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• 제8권1호
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• pp.45-54
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• 2010

본 논문에서는 최근에 개발된 고해상도 지구관측위성의 본체 형상설계 동향에 대해 기술하고자 한다. 인공위성의 본체는 임무, 탑재체, 발사환경, 임무특성, 자세제어 및 추진시스템에 따라 다양한 형상을 갖는다. 또한 2000년대 들어서 시작된 위성영상의 상업화에 따른 영상수요의 증가는 고해상도 영상을 신속히 많이 획득할 수 있는 위성시스템을 요구하고 있다. 이러한 요구에 맞춰 위성의 본체는 가벼우면서도 안정적으로 탑재체를 지지할 수 있도록 설계되고 있으며, 이 중에 형상설계 변화를 본 논문에서 집중적으로 살펴본다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.850-857
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• 2007

인공위성 전력계의 설계 분석은 위성 전체의 무게, 크기 및 성능을 결정하는 중요 변수로 작용한다. 특히 위성체 에너지 균형 분석의 경우 전력 시스템의 용량, 설계 제한 조건의 결정 및 위성체 운영 성공 여부를 결정할 수 있는 중요한 분석이다. 본 논문에서는 저궤도 위성 개발을 위한 새로운 에너지 균형 분석 프로그램을 소개하고 타 저궤도 위성 설계 자료를 이용한 시험 결과를 일례로 기술하였다. 시험 결과 본 논문에서 제안한 에너지 균형 분석 프로그램은 위성체 전력계의 최적 사이징 뿐 아니라 위성체 운영 기간 동안 궤도상에서의 위성체 에너지 균형 상황 예측에도 활용할 수 있음을 보였다.