• Current Optics and Photonics
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• 제6권1호
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• pp.69-78
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• 2022

A high-resolution camera is a precise optical system. Its vibrations during transportation and launch, together with changes in temperature and gravity field in orbit, lead to different degrees of defocus of the camera. Thermal refocusing is one of the solutions to the problems related to in-orbit defocusing, but there are few relevant thermal refocusing mathematical models for systematic analysis and research. Therefore, to further research thermal refocusing systems by using the development of a high-resolution micro-nano satellite (CX6-02) super-resolution camera as an example, we established a thermal refocusing mathematical model based on the thermal elasticity theory on the basis of the secondary mirror position. The detailed design of the thermal refocusing system was carried out under the guidance of the mathematical model. Through optical-mechanical-thermal integration analysis and Zernike polynomial calculation, we found that the data error obtained was about 1%, and deformation in the secondary mirror surface conformed to the optical index, indicating the accuracy and reliability of the thermal refocusing mathematical model. In the final ground test, the thermal vacuum experimental verification data and in-orbit imaging results showed that the thermal refocusing system is consistent with the experimental data, and the performance is stable, which provides theoretical and technical support for the future development of a thermal refocusing space camera.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.1008-1015
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• 2015

위성체의 지상 검증 시험에는 열진공 챔버가 사용되며, 열제어 시스템은 열진공 챔버의 핵심이라고 할 수 있다. 특히, 기체 질소를 이용한 폐회로 열제어 시스템의 성능은 극저온 블로워의 성능에 의해 결정된다. 본 연구의 최종 목표는 설계 요구조건 $-150^{\circ}C{\sim}150^{\circ}C$의 온도 조건, 유량 150 CFM, 0.5 bara 이상의 차압을 갖는 극저온 블로워를 개발하는 것으로, 1차원 해석툴 및 CFD를 이용한 성능해석을 통해 임펠러를 설계 하였으며, 구동부와 유체부의 열전달 방지를 위한 열장벽, 모터의 과열 방지를 위한 냉각 시스템 등이 설계되었다. 표준대기상태에서 실험을 통해 성능을 검증하였으며, 최종적으로 열진공 챔버내에 설치하여 운영 조건에서 극저온 블로워의 성능을 확인하였다.

• 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.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2000년도 춘계학술대회논문집
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• pp.1240-1245
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• 2000

A Spacecraft container must afford the satellite a relatively benign thermal, vibration, and particle environment that is oblivious to the extreme temperatures, sand, dust, vibrations and shocks that can accompany the transportation. This paper discusses the extensive yet simple vibration test and validation of one such spacecraft container used for KOMPSA T-1 spacecraft, which was transported from KARl Taejon, Korea to Vandenberg Air Force Base(VAFB) on September 30 and launched successfully December 21, 1999. The test results are presented and compared with the design requirement. The dynamic characteristics of shipping container, such as natural frequencies, satisfied the design requirement and showed that shipping container was well. designed and manufactured. This kind of know-how will help to develop the next generation of Korean space program, such as KOMPSAT-2 and Korean tele-communication satellite.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권7호
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• pp.126-132
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• 2004

위성 추진제 탱크의 열제어는 써모스탯에 의해 작동되는 히터를 이용해 수행된다. 적절한 위치에 써모스탯을 부착하는 것이 관건이지만 구형 탱크에서는 부착위치를 수치적으로 정확하게 부여하는 것이 불가능하다. 실제로는 도면에 대략적으로 위치를 제시한 후 작업자의 경험과 판단에 의존하여 써모스탯을 부착하는 것이 현실이다. 그러므로 써모스탯의 부착위치에 대한 민감도 해석을 수행함으로써 그에 따른 탱크의 열적 거동 및 열제어에 미치는 영향을 정량적으로 파악하였다. 실제 탱크 모듈 조립시 써모스탯의 부착위치에 대한 오차가 존재하더라도 설계 도면에 명시된 값보다 크게 벗어나지 않는 한 탱크의 열제어 성능은 충분히 보장되리라 판단된다.

• 한국통신학회논문지
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• 제38C권12호
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• pp.1159-1169
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• 2013

국내기술을 적용하여 설계 및 제작한 디지털중계기 우주인증모델 개발은 개발과정중 사전에 예측하지 못한 다양한 시행착오를 겪었다. 특히 진공이라는 특수환경에 대한 열설계 경험 부족으로 인하여 1차 진행된 열진공 시험시 설계/조립/시험구성 오류사항들을 식별하게 되었고 중계기에 대한 성능검증을 성공적으로 수행할 수 없었기 때문에 사전에 계획되지 않은 2차 열진공 시험을 수행하게 되었다. 본 논문은 디지털 중계기의 1차 열진공 시험 시 발생한 오류사항에 대한 분석과 2차 시험시 적용한 해결방법과 그 결과를 제시한다. 이를 통하여 본 과제의 2차 우주인증모델 개발시 열적 성능이 개선된 디지털중계기를 얻을 수 있을 것이다. 또한 추후 국내외에서 개발될 중계기 탑제체의 열진공 시험시 참고자료로서 활용될 수 있을 것이다.

• 한국추진공학회지
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• 제18권6호
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• pp.59-67
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• 2014

1 N급 단일추진제 하이드라진 추력기 개발모델에 대한 인수수준 랜덤 진동시험과 장기수명 연소시험이 수행되었다. 랜덤 진동시험 결과로부터 1 N급 추력기 개발모델로 구성된 이중추력기모듈의 고유 진동수는 부품수준 요구조건(100 Hz)을 상회하였으며, 구조적으로 강건함을 확인하였다. 또한 20 kg 이상의 추진제가 사용된 장기수명 연소시험 결과 연속모드 추력 감소는 약 7% 이하, 추력 불안정 현상은 ${\pm}5%$ 이내로 나타났다. 컴퓨터단층촬영을 이용해 추력기 내부의 촉매를 촬영한 결과 촉매의 손실은 약 7% 이하로 추력기 개발모델의 설계가 적절함을 보여주었다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.99-107
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• 2008

통신해양기상위성은 서로 다른 임무 수행을 위해 복수의 탑재체가 장착되는 정지궤도 복합위성이다. 탑재체중 두 장비는 지구관측임무를 수행하기위한 광학탑재체로, 용도에 따라 각각 기상과 해양탈재체로 구분된다 상이한 광학탑재 체를 위성체에 장착하여, 만족스러운 성능을 구현하기 위해서는 각각의 요구조건을 분석하고, 설계 변수에 대한 민감도 해석을 통한 일련의 최적화 과정이 필요하다. 따라서 여러 가지 종류의 설계 제한 조건에 대한 고려가 필수적이다. 본 논문에서는 통신해양기상위성의 기상 및 해양탑재체 장착을 위한 설계 시 기계 시스템 측면에서 고려된 여러 설계요건들을 제시하고, 위성체 설계에 미치는 영향을 최소화 하면서 기계 및 열적 요구조건을 충족시키기 위해 도입된 접속 구조물에 대해 설명할 것이다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권8호
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• pp.678-685
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• 2017

지구관측위성에 탑재되는 자료처리/저장장치 방열판은 장비의 주기적인 고발열, 배치, 장착성 등 설계 특성으로 인해 쉴드가 장착된 홈 형태를 갖는다. 홈 형태 방열판의 영향성과 쉴드 방열판의 열성능을 확인하기 위해, 평판 방열판을 기준으로 홈 형태의 방열판과 쉴드 방열판을 비교하여 열진공 시험을 실시하였다. 시험결과를 바탕으로 view factor에 의한 열교환과 방열판의 온도를 이론해석적으로 분석하여 열 설계 성능비교의 타당성을 입증하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권3호
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• pp.105-114
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• 2022

본 연구는 저궤도에서 3 m급 광학 영상을 획득하기 위한 6U 초소형위성 시스템의 개념설계를 제안한다. 3 m급 광학 영상을 촬영하기 위한 광학계를 설계하고 최적화한다. 광학계는 구경 Ø78 mm, 길이 250 mm의 공간 내, 유효 초점거리 1400 mm를 가진다. 이를 탑재할 수 있는 6U 초소형위성의 시스템에 대한 요구조건과 제한조건을 도출한다. 이러한 조건들을 만족하는 자세 및 궤도제어계, 추진계, 명령 및 데이터처리계, 전력계, 통신계, 구조 및 메커니즘계, 열제어계를 설계한다. 설계된 광학 탑재체와 COTS 부품으로 구성된 본체의 서브시스템을 통합하여 6U 초소형위성의 시스템을 완성한다. 전체 시스템의 질량, 전력, 통신에 대한 버짓 분석을 통해 설계규격을 확인한다. 저궤도에서 광학 영상을 획득하기 위한 6U 초소형위성의 운용 개념을 제시한다. 이러한 초소형위성을 대량으로 생산하여 위성군을 구축한다면 감시·정찰 임무나 재난·재해 관리에 활용할 수 있다.