• 한국소음진동공학회논문집
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• 제24권7호
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• pp.517-524
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• 2014

Micro-vibration induced by on-board equipments such as fly-wheel and cryogenic cooler with mechanical moving parts affects the image quality of high-resolution observation satellite. Micro-vibration isolation system has been widely used for enhancing the pointing performance of observation satellites. In general, the micro-vibration isolation system requires a launch locking mechanism additionally to guarantee the structural safety of mission payloads supported by the isolation system with low stiffness under launch environment. In this study, we propose a passive launch and on-orbit vibration isolation system using shape memory alloy mesh washers for the micro-vibration isolation of spaceborne compressor, which does not require the additional launch locking mechanism. The basic characteristics of the isolator were measured in static and free vibration tests of the isolator, and a simple equivalent model of the isolator was proposed. The effectiveness of the isolator design in a launch environment was demonstrated through sine vibration, random vibration and shock tests.

• 대한원격탐사학회지
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• 제27권3호
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• pp.369-377
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• 2011

Since well-calibrated satellite data is critical for their applications, calibration and validation of COMS science data was one of the key activities during the IOT. COMS MI radiometric calibration process was divided into two phases according to the out-gassing of the sensor: calibrations of the visible (VI) and infrared (IR) channels. Different from the VIS calibration, the calibration steps for the IR channels followed additional processes to secure their radiometric performances. Primary calibration steps of the IR were scan mirror emissivity correction, midnight effect compensation, slope averaging and 1/f noise compensation after a nominal calibration. First, the scan mirror emissivity correction was conducted to compensate the variability of the scan mirror emissivity driven by the coating material on the scan mirror. Second, the midnight effect correction was performed to remove unreasonable high spikes of the slope values caused by the excessive radiative sources during the local midnight. After these steps, the residual (difference between the previous slope and the given slope) was filtered by a smoothing routine to eliminate the remnant random noises. The 1/f noise compensation was also carried out to filter out the lower frequency noises caused from the electronics in the Imager. With through calibration processes during the entire IOT period, the calibrated IR data showed excellent performances.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2014년도 추계학술대회 논문집
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• pp.893-899
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• 2014

X-band antenna has been widely used to effectively transmit the high resolution image data from the observation satellite to the ground station. To achieve above mission, X-band antenna is mainly composed of the 2-axis gimbal system using stepping motors and gears. However, the micro-vibration induced by the stepping motor actuation and the imperfect gear teeth alignment during this on-orbit operation is the main source of image quality degradation. In this paper, X-band antenna combined with a blade gear for micro-vibration isolation was suggested and investigated. The structural safety of the blade gear with low rotational stiffness was confirmed by structure analysis based on the derived torque budget. The isolation performance of the X-band antenna with the blade gear was verified through micro-vibration measurement test using the dedicated micro-vibration measurement device proposed in this study.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권1호
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• pp.89-101
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• 2015

To satisfy civil aviation requirements using the Global Navigation Satellite System (GNSS), it is important to guarantee system integrity. In this work, we propose a fault detection algorithm for GNSS ephemeris anomalies. The basic principle concerns baseline length estimation with GNSS measurements (pseudorange, broadcasted ephemerides). The estimated baseline length is subtracted from the true baseline length, computed using the exact surveyed ground antenna positions. If this subtracted value differs by more than a given threshold, this indicates that an ephemeris anomaly has been detected. This algorithm is suitable for detecting Type A ephemeris failure, and more advantageous for use with multiple stations with various long baseline vectors. The principles of the algorithm, sensitivity analysis, minimum detectable error (MDE), and protection level derivation are described and we verify the sensitivity analysis and algorithm availability based on real GPS data in Korea. Consequently, this algorithm is appropriate for GNSS regional implementation.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권3호
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• pp.237-242
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• 2012

극저온이 요구되는 우주용 탑재장비의 냉각을 위해 일반적으로 Pulse Tube-type 압축기가 적용되고 있으며, 궤도상에서 압축기의 냉각성능, 임무수명 및 비대칭 온도분포에 의한 미소진동발생 방지를 위해 압축기를 허용온도 범위로 유지하는 열제어가 필요하다. 압축기는 궤도 운용 시 미소진동을 발생하여 관측성능이 요구되는 탑재체의 지향성능을 저하시키는 원인으로 작용한다. 본 논문에서는 압축기의 미소진동 방지를 목적으로 적용된 진동절연기의 성능유지 및 압축기의 허용온도범위 유지를 위한 열제어 성능을 동시에 만족하는 우주용 압축기 조립체의 열설계를 제안하였으며, 설계의 유효성을 해석적으로 입증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.3-6
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• 2007

한국항공우주연구원에서는 소형의 위성을 원하는 궤도에 투입할 수 있는 최초의 민간 로켓인 KSLV-I을 개발하고 있다. 우주 발사체의 개발에는 큰 스케일과 복잡성, 그리고 기술적 난점에 의한 수많은 불확실성이 존재한다. 이러한 불확실성은 사업적 측면에서는 일정의 차질, 비용의 증가 등을 야기하고 기술적 측면에서는 서브시스템이나 부품단위의 설계 변경 등을 가져오게 된다. 이 연구는 발사체 추진기관에 있어서 fault tree analysis (FTA)를 이용한 기술적 위험 식별과 위험 분석 및 완화의 과정을 보여주고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권1호
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• pp.59-74
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• 2009

Relative navigation system is presented using GPS measurements from a single-channel global positioning system (GPS) simulator. The objective of this study is to provide the real-time inter-satellite relative positions as well as absolute positions for two formation flying satellites in low earth orbit. To improve the navigation performance, the absolute states are estimated using ion-free GRAPHIC (group and phase ionospheric correction) pseudo-ranges and the relative states are determined using double differential carrier-phase data and singled-differential C/A code data based on the extended Kalman filter and the unscented Kalman filter. Furthermore, pseudo-relative dynamic model and modified relative measurement model are developed. This modified EKF method prevents non-linearity of the measurement model from degrading precision by applying linearization about absolute navigation solutions not about the priori estimates. The LAMBDA method also has been used to improve the relative navigation performance by fixing ambiguities to integers for precise relative navigation. The software-based simulation has been performed and the steady state accuracies of 1 m and 6 mm ($1{\sigma}$ of 3-dimensional difference errors) are achieved for the absolute and relative navigation using EKF for a short baseline leader/follower formation. In addition, the navigation performances are compared for the EKF and the UKF for 10 hours simulation, and relative position errors are mm-level for the two filters showing the similar trends.

• 한국전자파학회논문지
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• 제10권3호
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• pp.401-411
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• 1999

IMT-2000(International Mobile Telecommunications-2000)은 극지방과 산악지대를 포함하는 전세계적인 이동통신서비스를 제공할 것이다. GMPCS(Global Mobile Personal Communiacations by Satellites) 역시 500~12,000km고도의 위성망을 동한 전세계적인 음성전화와 페이징서비스를 제공한다. GMPCS중 "Big LEO(Low Earth Orbit)"와 IMT-2000은 사용 대역이 1-3 GHz로 같아, 두 시스템간에 시스템 성능에 영향을 줄 간섭이 존재할 가능성이 있다. 본 논문에서는 두 시스템 사이의 전파 경로에 대한 모델 및 IMT-2000과 GMPCS간의 간섭 분석 방법을 제시하고 이를 이용해 두 시스템간의 간섭을 분석하였으며, 시스템간의 주파수 공유 조건에 대해 살펴보았다. 대해 살펴보았다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국정보통신학회 2018년도 추계학술대회
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• pp.565-567
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• 2018

이동국은 최소 4개 이상의 인공위성에서 제공하는 신호를 이용하여 자신의 위치 정보를 획득한다. 현대에 들어 위성항법시스템은 다양한 분야에서 널리 사용되고 있다. 그러나 이동국과 위성 사이에는 측위 시, 정확도 오차를 발생 시키는 많은 요인이 존재한다. 위성 시간 오차, 궤도 오차, 전리층/대류층 굴절, 다중 경로 등의 원인으로 이동국은 정밀한 위치 정보 획득이 불가능 하다. 이러한 오차 발생을 줄이기 위한 보정 기법으로 Differential GPS(DGPS)와 Real-Time Kinematic(RTK)가 개발되었다. 따라서 본 논문에서는 이동국이 정밀한 위치 정보를 획득하기 위해서 RTK 기법이 적용된 단말을 개발하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2017년도 제48회 춘계학술대회논문집
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• pp.598-602
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• 2017

한국항공우주연구원에서는 1.5톤급의 실용위성을 태양동기궤도에 투입할 수 있는 3단형 발사체인 한국형발사체 KSLV-II를 개발하고 있다. 한국형발사체의 개발과정으로 2018년에는 2단과 3단으로 구성된 시험발사체(TLV)를 발사할 계획이며 여기에 사용되는 추진기관은 한국형발사체의 2단 엔진인 75톤급 엔진의 지상형 모델과 추진제 탱크, 공급 시스템이 적용되게 될 것이다. 현재 엔진시스템을 포함한 시험발사체 추진기관의 경우, 엔지니어링모델(EM)의 조립과 인증모델(QM)의 제작, 납품이 이루어지고 있다. 본 논문에서는 한국형발사체 추진기관의 개발중 수행되고 있는 제품보증 활동에 대하여 설명하고자 한다.