• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2006년도 춘계학술대회논문집
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• pp.363-366
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• 2006

In general, pyrotechnic shock or pyroshock is generated during the operation of separation devices, which use explosives, such as pyrobolt, puronut, purocutter, linear shape charge, and so on. During the flight of launch vehicle, pyroshock is mainly produced at the events of satellite separation, fairing separation and stage separation. In this paper, characteristics of pyroshock are introduced in the first place and measured shock result data at the UMR of satellite mock-up during the separation tests of satellite and fairing are suggested. These results are compared with the suggested pyroshock test specification of satellite, and it finally confirms that the specification is reasonable for the qualification of satellite against pyroshock.

• 항공우주산업기술동향
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• 제6권2호
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• pp.109-115
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• 2008

대한민국 전라남도 고흥군 외나로도에 위치한 나로우주센터에서 2009년 상반기에 대한민국이 그렇게도 고대하던 위성자력발사의 쾌거가 발생하게 된다. 소형위성 발사체(KSLV-I)는 그동안 대한민국에서 과학로켓 시리즈의 개발을 통해서 축적한 기술과 노하우를 활용하여 우주발사체 개발로서 승화한 작품으로써 질량 100kg의 과학 위성2호를 싣고 발사하여 온 국민에게 희망과 꿈을 선사하게 될 것이다. 국제적으로는 미국 및 러시아의 우주개발 활동에 이어 일본의 가구야 달 탐사선, 중국의 창어 달 탐사선 및 우주유영 그리고 인도의 달 탐사선 찬드라얀 1호의 발사 등 제2의 우주개발 경쟁이 일어나고 있다. 이러한 국내외의 상황을 고려하여 국내외의 우주발사체 개발 동향을 정리하는 것이 본 논문의 목적이다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2007년도 춘계학술대회논문집
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• pp.220-223
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• 2007

Acoustic test of the payload fairing of Korea satellite launch vehicle was conducted to verify the performance of acoustic protection system installed inside the payload fairing. This paper briefly introduces the acoustic test procedures and its results. Overall 148 dB acoustic loads were exerted on the payload fairing structures which mated with the upper stage structure of the launch vehicle. In order to verify the increase of insertion loss by the acoustic protection system, two kinds of test were performed. One is conducted with acoustic protection system and the other without acoustic protection system. Internal acoustic loads as well as external ones were measured and the measured insertion losses were compared with the requirement. The results showed that the acoustic protection system increases the insertion loss by more than 6 dB above 125 Hz. They also indicated that some design modification of Helmholtz resonator array is required to increase the insertion loss at a cavity resonant frequency.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제9권1호
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• pp.1-15
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• 2022

This paper presents calibration of flush air data sensing systems during ascent period of a satellite launch vehicle. Aerodynamic results are numerically computed by solving three-dimensional time dependent compressible Euler equations over a payload shroud of a satellite launch vehicle. The flush air data system consists of four pressure ports flushed on a blunt-cone section of the payload shroud and connected to on board differential pressure transducers. The inverse algorithm uses calibration charts which are based on computed and measured data. A controlled random search method coupled with neural network technique is employed to estimate pitch and yaw angles from measured transient differential pressure history. The algorithm predicts the flow direction stepwise with the function of flight Mach numbers and can be termed as an online method. Flow direction of the launch vehicle is compared with the reconstructed trajectory data. The estimated values of the flow direction are in good agreement with them.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권5호
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• pp.439-445
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• 2012

천리안위성(COMS)은 발사체에 실려 비행하는 동안 발사체의 단이나 위성덮개가 분리될 때와 위성이 발사체로부터 분리될 때 충격 하중을 받는다. 그리고, 발사체에서 분리 후 태양전지판이 전개 전개될 때, 통신안테나가 전개될 때, 그리고 기상탑재체 라디에이터 덮개가 전개될 때 충격하중을 받게 된다. 이들 충격하중에 대한 위성의 안전 여부를 지상에서 검증하기 위하여 충격 시험이 수행되었다. 본 논문에서는 천리안위성 개발 과정 중에 수행된 충격시험과 시험분석 과정을 소개하고, 해양탑재체(해양관측카메라)의 예를 이용하여 시험 결과에 대한 분석 방법을 소개하였다. 아리안-5 발사체의 경우 위성분리를 위한 조임띠 해제 충격이 위성덮개나 단분리 충격보다 낮다. 본 논문에서는 위성분리 충격시험 결과를 이용하여 발사체로부터 위성이 받는 최대 충격을 고려하기 위한 외삽법 또한 소개되었다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.199-208
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• 1999

In this paper, KOMPSAT satellite launch and deployment operations are discussed. The U.S. Taurus launch vehicle delivers KOMPSAT satellite into the mission orbit directly. Launch and deployment operations is monitored and controlled by several international ground stations including Korean Ground Station (KGS). After separation from launch vehicle, KOMPSAT spacecraft deploys solar array by on-board autonomous stored commands without ground inter-vention and stabilizes the satellite such that solar arrays point to the sun. Autonomous ground communication is designed for KOMPSAT for the early orbit ground contact. KOMPSAT space-craft has capability of handing contingency situation by on-board fault management design to retry deployment sequence.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권3호
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• pp.291-297
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• 2008

아리안-5 발사체를 이용한 통신해양기상위성 발사에 대하여 소개되었다. 먼저, 통신해양기상위성이 간단히 소개되고, 20%의 추력 향상을 위한 아리안-5G 발사체의 발칸-1 엔진으로부터 아리안-5ECA 발사체의 발칸-2 엔진으로의 개량에 대한 상세한 설명을 포함하여 아리안 5 발사체에 대하여 소개되었다. 그 다음 통신해양기상위성의 발사과정에 대하여 소개되었다. 아리안-5 발사체는 남미 프랑스령 기아나의 쿠루시에 있는 기아나스페이스센터에서 발사된다. 위성처리시설에서 최종점검을 마치면 같은 건물 내의 위험처리시설로 옮겨져 연료를 주입하고, 그곳에서 발사체 어댑터에 결합된 후 최종조립건물로 이동된다. 최종조립건물 내의 발사 테이블 위에서 조립되는 발사체 위에 같이 발사될 위성들이 결합된 후 발사 테이블이 발사체를 싣고 발사대로 이동하여 발사한다. 발사체가 비행하는 동안의 비행 과정에 대해서도 소개되었다.

• 한국항행학회논문지
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• 제25권4호
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• pp.267-272
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• 2021

한미 미사일 지침 종료를 계기로 공중, 해상기반의 다양한 플랫폼에 의한 우주발사체 개발 가능성이 열렸다. 특히, 공중기반 우주발사체는 지상기반 우주발사체 대비 다양한 궤도 운용, 적시적인 위성발사 등 한반도의 지리적 위치를 고려할 때 필수적인 우주전력투사 능력이다. 또한, 지상기반 발사체 대비 비용절감 효과가 크고, 항공기의 고도, 속도의 이점으로 발사할 수 있어 에너지 이득의 장점이 있다. 따라서 본 논문에서는 한반도의 전략적 환경하에서 공중기반 우주발사체의 필요성을 명확히 제시하고, 다양한 공중발사체에 대한 기술동향 분석을 통해서 현재의 우리나라 상황에서 가장 효율적으로 공중기반 우주발사체 능력을 확보할 수 있는 3가지 방안을 제시한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.155-166
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• 2021

본 논문에서는 한국형발사체 2, 3단을 수정하여 500 kg 급 차세대 중형위성(CAS500)을 지구 저궤도(LEO)에 단독 발사할 수 있는 2단형 소형발사체를 설계하였다. 한국형발사체는 3단 발사체이므로 소형발사체로의 활용을 위해서는 단별 속도증분이 새롭게 분배되어야 한다. 이를 위하여 설계 변수로는 단 질량비, 구조비와 1, 2단 엔진 옵션을 고려하였으며, 이에 대한 단 설계 및 궤적해석을 수행하였다. 결과 검토로부터 500 kg 급 위성의 LEO 단독 발사가 가능한 소형발사체 설계변수의 조합을 확인하였다.

• 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.