• 한국항공우주학회지
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• 제44권2호
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• pp.156-164
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• 2016

우주기반기술 검증용 극초소형 위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)의 주요 탑재체인 집광형 프레넬렌즈가 적용된 고효율 집광형 태양전력시스템, 열선 절단방식이 적용된 무충격 구속분리장치 그리고 MEMS 기반의 고체추력기에 대해 인증수준의 열진공 시험과 열평형 시험을 수행하였다. 이를 통해 열진공 환경 하의 인증수준의 시험온도규격에서 탑재체의 구조건전성 및 정상작동성을 검증하고, 열평형 시험 결과로부터 보다 신뢰성 높은 보정된 열해석 모델을 확립하였다. 본 논문에서는 주요 임무 탑재체의 인증수준의 열환경 시험에 대한 기능시험 결과 및 시험 결과로부터 수행된 열모델 보정과 최종 열모델의 궤도 열해석 결과에 대해 기술하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제24권2호
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• pp.145-154
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• 2007

접촉 케플러 궤도요소로부터 변환된 NORAD TLE를 정지궤도 위성의 안테나 포인팅에 직접 사용하기 위한 분석을 수행하였다. 일주일에 한번씩 동서방향과 남북방향의 위치유지를 위한 궤도조정을 수행하고 하루에 두 번씩 추력기를 이용한 모멘텀 덤핑을 통해서 궤도가 계속 변하는 통신해양기상 위성에 대해서 변환된 NORAD TLE를 이용한 안테나 포인팅 오프셋 각을 계산하여 위성신호를 수신할 수 있는지 검토하였다. 이를 통해 변환된 NORAD TLE를 사용하여 위성 관제시스템의 안테나 포인팅에 관련된 인터페이스를 간단하게 수행할 수 있음을 보였다. 또한 이심률이 큰 천이궤도에 있어서 위성의 평균 근점각에 따른 변환된 NORAD TLE 값의 차이를 분석하여 천이궤도의 원지점 근처에서의 NORAD TLE 변환 값이 더 좋은 결과를 나타내는 것을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권7호
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• pp.647-654
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• 2007

본 논문에서는 일정한 추력을 이용한 지구-달의 연료 최적 궤적해를 이용하여, 가변 추력기를 이용한 지구 탈출 궤적에서의 에너지 및 연료 최적 궤적을 설계하였다. 에너지 최적의 지구 탈출 궤적은 여러 차례 지구를 공전하게 되고, 궤도 천이 시간이 일반적인 궤도 천이 시간 보다 상대적으로 오래 소요되므로 최적화 문제를 해를 구하기가 쉽지 않다. 따라서 에너지 최적 해를 구하기 위하여, 초기 상태변수를 조정하면서 Discrete continuation의 기법을 적용하였다. 최적화 문제의 종말 조건은 일정한 추력기를 이용한 지구 탈출 궤적의 종말 조건을 이용하였고, 구속 시간은 일정한 추력기를 이용한 궤도 천이의 경우보다 큰 값으로 설정하였다. 한편, 연료 최적 궤적은 제어 입력의 형태가 불연속적이기 때문에 해를 구하기가 쉽지 않다. 따라서 연료 최적 궤적은 에너지 최적의 해와 호모토피(Homotopy) 기법을 적용시켜 그 해를 구하였다.

• 한국지능시스템학회논문지
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• 제22권2호
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• pp.225-231
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• 2012

본 논문에서는 접근 각도 개념을 이용하여 과소작동기 형태의 무인 수중 잠수정의 경로 추적 제어기 설계 방법을 제안한 다. 과소 작동기 형태를 가지는 무인 수중 잠수정은 종 방향 추진력과 회전력에 의해 속도와 방향을 조절하나, 횡 방향 추 진기가 없기 때문에 횡 방향에 대한 움직임을 제어 할 수 없다. 이러한 무인 수중 잠수정의 과소 작동기 문제를 해결하기 위하여 본 논문에서는 기준 경로에 대한 접근 각도 개념을 제안하고, 제안한 접근 각도를 이용하여 경로 추적 제어기를 설 계한다. 이를 위해 동체 고정 좌표계에서 새로운 오차 방정식을 구하고, 리아푸노프 방법을 기반으로 경로 추적 제어기를 설계한다. 본 논문에서는 컴퓨터 시뮬레이션 통해 제안한 방법에 의해 설계된 제어기의 성능을 검증한다.

• 대한조선학회논문집
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• 제38권3호
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• pp.54-61
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• 2001

최근 ISO에서는 속도 시운전의 결과를 보정하는 방법과 시운전 방법 자체를 표준화하는 움직임을 보이고 있다. 그 주요내용 중에 하나는 과학적이고, 신뢰성 있는 시운전 계측이다. 이러한 흐름에 대비하여 저자는 1996년 각종 항해 신호 집중화 장비의 개발을 완료하였고, 1998년 DGPS를 이용한 속도, 조종 시운전의 계측 및 해석 program의 개발을 완료하였다. 개발된 계측 및 해석 program은 검증을 거쳐 1999년 한국 선급으로부터 Certification을 받아 실선 적용을 시작하였다. 현재까지 70여 척의 시운전을 본 시스템을 통해 수행하였다. 그러나 기존에 개발된 시스템은 단축선에 대해서만 적용이 가능하다는 제약이 있었다. 이를 극복하고자 저자는 단축선 이외에 다축선에 대해서도 적용할 수 있는 보완된 계측 시스템과 해석 program을 개발하였다. 본 논문에서는 두 시스템에 대한 개략적인 소개, 검증 방법, 실선 시운전 계측 및 해석 결과 등에 대해서 소개하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권5호
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• pp.430-436
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• 2014

본 논문에서 제안한 우주기반기술 검증용 극초소형 위성의 명칭은 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)이며, 주요임무는 가변 방사율 열제어기, 형상기억합금 진동 절연기, 진동형 히트파이프, MEMS 기반 고체 추력기와 같이 국내 산학연에서 기 수행된 우주핵심기술을 발굴 및 탑재하여 궤도검증을 실시하는 것이다. 또한, 배열형 집광렌즈가 적용된 고효율 집광형 태양전력시스템과 열선절단방식이 적용되어 높은 체결력과 적용방법에 따라 복수구조물의 구속 및 분리가 가능한 무충격 구속분리장치를 주요 탑재체로 개발하여 궤도 검증을 실시예정이다. 본 논문에서는 상기 탑재체의 궤도 검증을 임무목적으로 하는 STEP Cube Lab.의 체계 및 부체계 개념설계를 통해 임무의 구현 가능성을 검토하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권6호
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• pp.455-466
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• 2020

본 연구에서는 다수의 우주 환경 관측용 탑재체를 장착한 6U급 초소형위성에 대한 열모델을 구축하여 이를 기반으로 수행된 열설계에 대해 기술하였으며, 궤도 열해석을 통해 적용된 열설계의 유효성을 입증하였다. 초소형위성의 특성을 고려하여 표면 처리 및 절연체, 열전도체 등의 수동 열제어 기법 위주로 열설계를 진행하였지만, 배터리 및 추력기 등과 같이 작동 온도의 범위가 좁고 궤도 열환경에 직접적으로 노출되는 부품들에 대해서는 능동 열제어 기법 중 하나인 히터를 적용하였다. 궤도 열해석 조건은 기본적으로 위성의 궤도 조건을 바탕으로 하며, 임무 시나리오에 따른 발열량 및 위성의 자세에 따라 임무 모드, 초기 운용 모드, 비상운용 모드, 편대 비행 모드로 분류하여 궤도 열해석을 수행하였다. 각 모드 별 해석 결과를 통해 모든 부품들이 작동 온도 조건을 만족하는 것을 확인하였고, 비상운용 모드의 해석 결과를 통해 배터리 및 추력기의 히터 용량과 작동 주기를 산출하였다.

• 한국항해항만학회지
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• 제31권5호
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• pp.325-332
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• 2007

본 연구에서는 조이스틱을 이용하여 프로펠러와 타, 선수/선미 쓰러스터를 갖는 선박의 접이안을 위한 제어 알고리즘을 개발하였다. 조이스틱으로부터 전진 방향 및 회전 방향의 속도명령을 받아 전진 방향 및 회전 방향의 속도를 제어하는 MIMO(Multi-Input Multi-Output) 비선형 제어 알고리즘을 개발하기 위해 저속 조종수학모형을 사용하였다. 또한, 본 연구에서는 비선형 및 PID 제어기의 성능을 검증하기 위해 선박 접이안 가상 HILS(Hardware in the Loop Simulation) 프로그램을 구현하였다. HILS 프로그램은 LabWindow/CVI를 이용하여 개발하였으며, 사용자는 선박의 현재 위치와 원하는 궤적을 모니터를 통해 본 후 조이스틱을 이용하여 선박의 전진 방향 및 회전방향 속도를 제어함으로서 선박을 조종한다. 시뮬레이션 결과를 보면 비선형 제어기와 PID 제어기는 개루프 조이스틱 제어기보다 타와 쓰러스터의 입력 크기뿐 아니라 선박의 위치오차 면에서도 우수한 성능을 보였다.