• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
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• pp.230-235
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• 2011

COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) is a geostationary satellite and was developed by KARI for communication, ocean and meteorological observations. COMS was tested under vacuum and very law temperature conditions in order to correlate thermal model and to verify thermal design. The test was performed by using KARI large thermal vacuum chamber. The COMS S/C thermal model was successfully correlated versus the 2 thermal balance test phases. After model correlation, temperatures deviation of all individual unit were less than $5^{\circ}C$ and global deviation and standard deviation also satisfied the requirements, less than $2^{\circ}C$ and $3^{\circ}C$. The final flight prediction was performed by using the correlated thermal model.

• 한국전산유체공학회지
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• 제16권3호
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• pp.59-65
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• 2011

COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) is a geostationary satellite and was developed by KARI for communication, ocean and meteorological observations. COMS was tested under vacuum and very low temperature conditions in order to correlate thermal model and to verify thermal design. The test was performed by using KARI large thermal vacuum chamber. The COMS S/C thermal model was successfully correlated versus the 2 thermal balance test phases. After model correlation, temperatures deviation of all individual units were less than $5^{\circ}C$ and global deviation and standard deviation also satisfied the requirements, less than $2^{\circ}C$ and $3^{\circ}C$. The final flight prediction was performed by using the correlated thermal model.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권11호
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• pp.1069-1076
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• 2011

인공위성이 궤도상에서 임무를 수행하는 동안 모든 위성 부품이 허용 온도 범위 내에서 존재하도록 하기 위하여 검증된 열모델을 개발하고, 궤도 열해석을 통하여 열적 안정성을 확보하기 위한 열설계를 수행한다. 본 연구에서는 저궤도 위성 광학탑재체의 열진공/열평형 시험 결과를 이용하여 열해석 모델을 보정하고 flight heater의 작동주기를 맞추어 줌으로써 검증된 열모델을 확보하였다. 또한 위성의 열적 안정성을 확보하기 위하여 보정이 완료된 모델을 이용하여 궤도 열해석을 수행함으로써 모든 부품이 허용온도 범위내에 존재하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권5호
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• pp.466-473
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• 2011

인공위성의 열제어는 인공위성이 운용궤도상에서 겪는 고진공, 극한의 온도변화 환경에서 위성 구성품의 온도변화를 허용한계 온도 범위 내에서 유지하는데 목적이 있다. 본 연구에서는 저궤도 관측위성(LEO)의 광학탑재체에 대한 열해석 과정으로 열진공 시험 조건, 열진공 챔버의 형상, 위성 탑재체 내부의 열적 환경을 고려하여 열해석 모델을 구성하고 궤도 조건에 따른 열해석을 수행하였다. 또한 광학탑재체의 지상 열진공 시험 조건에 따른 열해석 수행하여 열진공 시험을 위한 시험조건을 정립하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.114-121
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• 2004

정지궤도 통신위성 원격측정명령처리기의 기술인증모델 개발을 위하여 기술모델의 열 설계변경 및 해석을 수행하였다. 보드레벨의 소모전력량 측정치와 열주기시험의 결과를 활용하여 기술모텔에 대한 열해석모델을 개발하였다. 발열소자의 열소산 모델링은 인쇄회로기판에 투영된 소자의 footprint를 생성하고 그 표면의 전 영역에 균일하게 열소산량을 가하였다. 열설계변경(안)에 따라 설계변경 후 기술인증수준의 열진공환경에서 소자온도를 예측한 결과, CTU의 모든 소자들의 접합온도는 허용온도 이내로 존재하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.270-273
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• 2004

The initial thermal analysis needs to be fast and efficient to reduce the feedback time for the optimal electronic equipment designing. In this study, a thermal model is developed by using power consumption measurement values of each functional breadboard, that is, semi-empirical power dissipation method. In modeling heat dissipated EEE parts, power dissipation is imposed evenly on the EEE part footprint area which is projected to the printed circuit board, and is called surface heat model. The application of these methods is performed in the development of a command and telemetry unit (CTU) for a geostationary satellite. Finally, the thermal cycling test is performed to verify the applied thermal analysis methods.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2007년도 추계 학술대회논문집
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• pp.227-231
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• 2007

COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) is a geostationary satellite and has been developing by KARI for communication and ocean and meteorological observations. It will be launched by ARIANE 5. Ka-band components are installed on South panel, where single solar array wing is mounted. Radiators, embedded heat pipes, external heat pipe, insulation blankets and heaters are utilized for the thermal control of the satellite. The Ka-band payload section is divided several areas based on unit operating temperature in order to optimize radiator area and maximize heat rejection capability. Other equipment for sensors and bus are installed on North panel. The ocean and meteorological sensors are installed on optical benches on the top floor to decouple thermally from the satellite. During the transfer orbit operation, satellite will be under severe thermal environments due to low dissipation of components, satellite attitudes and LAE(Liquid Apogee Engine) firing. This paper presents temperature and heater power prediction and validation of thermal control design during transfer orbit operation.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제18권5호
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• pp.847-856
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• 2004

Heaters for the spacecraft propulsion system are sized to prevent propellant from catastrophic freezing. For this purpose, thermal mathematical model (TMM) of the propulsion system is developed. Calculation output is compared with the results obtained from thermal vacuum test in order to check the validity of TMM. Despite a little discrepancy between the two types of results, both of them are qualitatively compatible. It is concluded that the propulsion system heaters are correctly sized and TMM can be used as a thermal design tool for the spacecraft propulsion system.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권4호
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• pp.306-314
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• 2018

차세대 중형위성에 탑재되는 2축 짐벌형 X-밴드 안테나는 대용량 영상정보 송신 안테나로, 위성의 자세와 궤도 운동과 무관하게 자세 및 안테나 지향각에 따라 방위각 축과 고각축이 동시에 회전 구동하여 지상안테나를 지향하게 된다. 상기 안테나는 위성체 외부에 극심한 온도차를 보이는 궤도 열환경에 노출되며, 안테나 및 주요 구성품이 허용온도 범위 내를 유지할 수 있도록 열설계를 해야 한다. 본 논문에서는 2축 짐벌형 X-밴드 안테나의 열설계 유효성을 해석적으로 요구조건을 만족함을 확인하였으며, 시스템 열진공 시험 조건해석 및 궤도 운용조건에서의 열해석을 수행하여 히터 용량 및 듀티 사이클을 도출하였다. 아울러, 상기 안테나의 핵심 주요 구성품에 대한 허용온도 요구조건 충족 여부를 확인하였다.