지난 4월 28일 성공적으로 발사된 갤렉스(GALEX) 자외선우주관측위성은 초기 시험운용 및 기기점검을 성공적으로 완료하고 현재 상시관측모드에서 순조로운 관측을 계속하고 있다. 초기 영상관측결과는 발사 전 Calibration 단계에서 예측하던 것과 유사한 해상도와 S/N비를 보여주어, 연구단의 독자적인 과학임무를 포함한 대부분의 과학임무가 계획대로 수행될 수 있을 것으로 전망된다. 지금까지 관측된 결과 중, NGS(Nearby Galaxy Survey) AIS(All-sky Imaging Survey), MIS(Medium-deep Imaging Survey), DIS(Deep Imaging Survey) 및 Abell Cluster 에 대한 주요 연구결과를 발표할 예정이다.

접촉쌍성 가운데 질량비(q=m$_2$/m$_1$)가 0.2이하로 매우 작은 접촉쌍성은 그리 흔한 접촉 쌍성이 아니다. 현재까지 이러한 질량비가 작은 접촉쌍성들이 30개 정도가 알려져 있으며 이 가운데도 절대량이 잘 알려진 별들은 14개 정도에 불과하다. 이러한 원인은 이 별들에 대한 분광관측이 이루어져 있지 않기 때문이다. 따라서 이러한 접촉쌍성의 진화 상태를 보다 확실하게 이해하기 위하여 이러한 별들의 절대량을 얻는 것이 요구된다. 이번 연구에서는 Cereda at al.(1988)에 의하여 측광관측(B & V) 결과만 이루어진 후 궤도 요소가 알려져 있지 않은 GR Vir의 관측 자료와 함께 최근 Rucinski & Lu(1999)가 발표된 분광관측 결과를 이용하여 WD 프로그램을 적용하여 이 별의 궤도요소와 함께 절대량을 얻고 이로부터 이 별의 진화 상태를 조사하였다.

1998년 12월부터 1999년 5월까지 총 10일간 소백산천문대의 61cm 망원경과 PM512 CCD 카메라를 이용하여 W UMa형 접촉 식쌍성 AM Cnc의 CCD 측광관측을 수행하여 BVI 광도곡선을 완성하였다. 새로운 광도곡선으로부터 주극심시각 2점, 부극심시각 3점을 얻었다. 이 관측치를 포함하여 AH Cnc의 관측된 모든 극심시각을 수집하여 분석한 결과, 영년 주기 증가를 보이고, 변화 원인을 질량이 큰 별에서 질량이 작은 별로의 보존적 질량이동에 의한 것으로 해석하였다. 영년주기 증가율은 3.18$\times$$10^{-7}$ day/year이다. 새로운 BVI 광도곡선을 WD 쌍성 모델의 접촉모드(Mode 3)로 분석하여 측광해를 산출하였고, 측광해의 결과는 질량비 0.159, 궤도경사각 86$^{\circ}$, 접촉도(fill-out factor) 49%등으로 계산되었다. 측광해를 Sandquist & Shetrone(2003)의 연구결과와 비교하면 질량비와 궤도경사각은 거의 같고, 접촉도는 약간 작은 값이다. 작은 값이다.

천체의 거리는 다양한안 방법을 사용하여 직접 혹 간접적으로 측정되어왔다. 특히 우주배경복사를 측정하는 인공위성 관측의 정밀도가 혁명적으로 향상됨에 따라 우주의 나이는 수 % 이내의 정밀도로 결정할 수 있는 수준으로 발전하였다. 우주의 규모가 구체적으로 정의되는 가운데 우주의 절대적인 크기를 제시하기 위하여 천체의 거리를 측정하는데 사용되는 표준등불로 세페이드 변광성 이외에 식쌍성이 새롭게 대두되었다. 이 논문에서는 식쌍성이 거리척도의 표준등불이 될 수 잇는지 검증하기 위하여 광도곡선과 시선속도곡선이 잘 알려진 알골형 쌍성 식쌍성 RY Aqr, RX Gem, RS Vul을 선정하여 거리를 산출하였다. 별을 선정한 기준은 2색 이상의 광도곡선이 발표되고, 이중 분광쌍성으로 시선속도곡선이 각 성분별로 잘 관측되어 발표되고, IUE 관측 자료가 있는 알골형 쌍성이다. 거리 산출과정에서 간접적으로 유추하여 얻는 인자를 줄이기 위하여, 광도곡선으로부터 별의 상대적인 크기를 구하고, 시선속도곡선으로부터 공전궤도의 장반경을 구하고, 별의 에너지 분포 곡선으로부터 별의 온도를 측정하였다. 위 3종류의 관측 결과를 종합하여 식쌍성의 물리적 인자와 거리를 구하였다. 이와 같은 방법으로 구한 거리는 히파크러스를 이용하여 관측한 시차와 비교하였다.

We present preliminary results about the quasi-simultaneous near-infrared light curves of the long-period eclipsing polar V1309 Ori in the J, H, K', and K bands with almost complete orbital phase coverage using the CFHT-IR camera. The optical light curve in the V and R bands, obtained by 1.8m Telescope at BOAO, will be also presented. The shape and the amplitude of the orbital light curve change significantly from optical to near-infrared wavelengths.

한국천문연구원은 중장기발전계획의 중요사업으로 지상 대형망원경 사업을 채택하였다. 이 계획은 이미 공청회를 통하여 알려진 바와 같이 8미터급 망원경을 해외 최적관측지에 설치하고자 하는 것이다. 이 사업의 대체적인 추진 계획과 대형망원경과 관련한 외국의 최근 동향을 설명하고자 한다.

During fabrication process for the large space optical surfaces, the traditional bound abrasive grinding with bronze bond cupped diamond wheel tools leaves the machine marks and the subsurface damage to be removed by subsequent loose abrasive lapping. We explored a new grinding technique for efficient quantitative control of precision CNC grinding for space optics materials such as Zerodur. The facility used is a NANOFORM-600 diamond turning machine with a custom grinding module and a range of resin bond diamond tools. The machining parameters such as grit number, tool rotation speed, work-piece rotation speed, depth of cut and feed rate were altered while grinding the work-piece surfaces of 20-100 mm in diameter. The input grinding variables and the resulting surface quality data were used to build grinding prediction models using empirical and multi-variable regression analysis methods. The effectiveness of the grinding prediction model was then examined by running a series of precision CNC grinding operation with a set of controlled input variables and predicted output surface quality indicators. The experiment details, the results and implications are presented.

The Automated Quantitative Knife-Edge Test (AQuaKET) method was developed for testing the surface profiles of large optics with high accuracy. Testing with the required accuracy of very large telescope is not an easy job to achieve, as it is a nano-technology. There are lots of possible error sources which can occur during the measurements and in the data processing of the AQuaKET. The error sources can be categorized into 5 areas: optics, mechanics, electronics, numerical processes, and system. In this paper, possible error sources in Optics are discussed, which are intensity variation of the light source, diffraction effects, and parallax effect. In this talk, those possible error sources in optics are presented and discussed.

한국천문연구원이 개발한 iRTK(inverted Real Time Kinemtic) 시스템의 성능을 분석하고 개선방향에 대해 논의하였다. 제안하는 iRTK 시스템은 기존의 실시간 고정밀 측위기법인 RTK와 측위방법과 적용범위 면에서 유사하지만, 중앙에서 일괄적으로 사용자의 위치를 계산하고 유무선 인터넷을 이용하므로 통신범위에 제약을 받지 않는 장점이 있다. iRTK 시스템의 성능분석은 소요시간, 성공률, 정확도를 판단기준으로 하여 이루어졌으며 측정점에서는 중저가의 GPS 수신기를 사용하였다. 분석결과 기준점과의 기선거리 5km 이내에서 1-3m 수준의 측위정밀도를 얻을 수 있었으며, 측위성공률은 최적의 측정시간을 이용할 경우 약 90% 수준이었다. 이를 통해 iRTK 시스템의 적용가능 분야를 살펴보고 적용범위와 정밀도 개선을 위한 몇 가지 개선사항을 검토하였다. 이 중 VRS(Virtual Reference System)는 iRTK 시스템의 성능을 개선하고 단점을 보완할 수 있는 대안으로 검토되었으며, iRTK+VRS 시스템 구축의 가능성에 대해 논의하였다.

GPS의 민간수요에 따른 응용분야가 날로 증가함에 따라 중저가 GPS 수신기를 이용한 실시간 정밀측위 기술의 필요성이 점차 부각되고 있다. 이에 한국천문연구원은 iRTK 기법을 이용한 준 실시간 정밀측위 시스템을 개발한 바 있다. 반송파 위상데이터를 이용한 정밀측위는 모호수를 결정해야하는 어려움이 있고 특히 짧은 시간 내에 정확한 모호수를 찾는 것은 쉽지 않다. 본 연구는 한국천문연구원이 개발한 iRTK시스템의 자료처리능력을 향상시키기 위한 것으로 실시간 모호수 결정 알고리즘 개발에 중점을 두었다. 이를 위해 2003년 7월부터 9월 사이에 실험이 이루어졌고 중저가 GPS 수신기를 이용해 측정한 데이터를 모호수 결정 알고리즘으로 구한 값과 이미 알고 있는 정밀좌표 값을 비교 분석하였다. 새로운 모호수 결정 알고리즘을 이용해 구한 결과 값이 기존의 iRTK시스템 결과보다 정밀하고 안정적으로 산출됨을 알 수 있었다. 개선된 모호수 결정 알고리즘은 iRTK시스템의 준 실시간 자료처리부분에 적용할 수 있도록 보완할 것이다.

GPS와 VLBI와 같은 우주측지 기술을 이용한 정밀 측위는 수 mn 정밀도의 관측소 좌표결정과 1 mm/year 정도의 고정밀 속도결정에 이용된다. 이를 위해서는 여러 가지 오차 요인들과 다양한 물리적 현상에 대한 모델링이 이루어져야 한다. 그 중의 하나가 해수 하중(ocean loading)에 의한 수직방향의 지각변위이다. 특히 한반도의 서해안은 복잡한 리아스식 해안으로 이루어져 있고, 조수간만의 차이가 크기 때문에 현존하는 모델의 정확도가 떨어진다. KVN(Korean VLBI Network)사업에서 추진하는 3기의 VLBI 중 2기가 서울과 제주도에 설치될 계획이므로, 해수하중에 의한 지각변위에 관한 연구가 선행되어야 한다. 또한 국내 GPS상시관측소의 많은 수가 서해안 지역에 설치되어 있다. 본 연구에서는 서해안 지역의 해수하중에 의한 수직방향의 지각변위를 GPS로 관측하고 이를 서해안 해수조류 모델의 정밀도를 향상시키는데 필요한 기초연구를 수행하였다. 서해안의 4개 GPS 관측소 위치에서의 해수하중에 의한 지각변위를 계산해본 결과 인천 지역에는 3 cm에 육박하는 지각변위가 수직으로 발생함을 알 수 있었다. 같은 크기와 위상의 지각변위 진폭을 GPS로 검출하기 위한 여러 가지 오차 보정과 GIPSY를 이용한 고정밀 키네마틱 GPS 자료처리에 대하여 상세히 소개한다.

Equatorial Plasma Bubble(EPB)은 적도 지역에서 Rayleigh-Taylor Instability에 의해 발생하는 이온층 플라즈마의 불안정성 현상으로, 주변의 플라즈마 밀도에 비해 좁은 영역에서 플라즈마 밀도가 급격하게 떨어지는 현상을 말한다. 지역적으로 보면, 겨울철에는 대서양 지역에서 집중적으로 발생하고 여름철에서는 태평양 지역에서 많이 관측된다. 이러한 불안정 현상은 단파 통신 장애를 유발할 수 있기 때문에 많은 연구 대상이 되어왔지만, 아직까지 태양 활동이나 지자기 변화에 의한 상호 연관성이 규명되지 못 하고 있다. 이것은 Rayleigh-Taylor Instability를 발생시키는 여러 인자들이 매우 복잡하게 관련되어 있기 때문인데, 본 연구에서는 특정 지역에서 발생하는 EPB에 한정하여 태양 활동과의 상호 연관성에 대해 분석하고자 하였다. 또한 단순한 발생 빈도에 대한 통계적인 처리가 아닌, EPB하나 하나에 대한 특성을 분석함으로써 EPB의 발생과 관련한 보다 명확한 분석이 가능하게 되었다. 분석에 필요한 data는 KOMPSAT-1의 Langmuir Probe(LP)에 의해 2000년에서 2001년 사이에 얻은 이온층의 전자 밀도를 사용하였는데, KOMPSAT-1의 LP는 같은 기간 활동한 다른 위성에 비해 좋은 시간 분해능을 가지고 있기 때문에 EPB의 통계 처리에 적당한 것으로 생각되었다.

1999년 Nitta & Akiyama는 17개의 limb 플레어와 연관된 X-선 플라즈마 분출(X-ray plasma ejection)과 코로나질량방출(Coronal Mass Ejection; CME) 사이에 일반적인 상관관계가 있음을 제안하였다. 즉, 관련 CME가 관측되는 플레어의 경우, X-선 플라즈마 분출 역시 관측이 되고 비록 잘 관측된 현상이라 하더라도 관련 CME가 없는 경우에는 X-선 플라즈마 분출 역시 확인되지 않았다. 본 연구에서는 1999년 4월부터 2001년 3월까지 2년간의 281개의 limb 플레어 관측자료를 이용하여 CME와 X-선 플라즈마 분출간의 물리적 관계를 통계적으로 연구하였다. 아울러 플레어, X-선 플라즈마 분출, CME 사이의 물리적 관계를 알아보기 위하여 관련 현상들 간의 시간적 관련성을 조사하였다. 우리의 결과는 X-선 플라즈마 분출과 CM 사이에 밀접한 상관관계가 있으며 일부 X-선 플라즈마 분출은 X-선에서 관측되는 CME의 전조일 가능성을 보여준다.

A clear bipolar (negative/positive) signature in the Ey component was observed by the Cluster satellite in the magnetotail during a sudden impulse (si) on October 11, 2001 (day 284). During the interval of the negative perturbation in Ey, the magnetic field strength in Bx, a dominant magnetic field component, was nearly constant. However, the amplitude of Bx was strongly enhanced during the positive Ey perturbation. We suggest that the observed E and B field variations are due to outward/inward plasma motions, associated with expanded and then compressed magnetopause variations. We also observed quasi-periodic geomagnetic perturbations in the Pc5 band (∼1-6 mHz) at the low-latitude ground station Kakioka (L = 1.25) following the si event. They were highly correlated with the magnetic field perturbations at Cluster in the magnetotail (Xgse = ∼12 Re). We show that the source of these perturbations is the quasi-periodic solar wind pressure variations moving tailward.

To better understand how high-latitude electric fields influence thermospheric dynamics, we study winds in the high-latitude lower thermosphere using the Thermosphere-Ionosphere-Electrodynamics General Circulation Model of the National Center for Atmospheric Research (NCAR/TIEGCM). In order to compare with Wind Imaging Interferometer (WINDII) observations the model is run for the conditions of 1992-1993 southern summer. The association of the model results with the interplanetary magnetic field (IMF) is also examined to determine the influences of the IMF-dependent ionospheric convection on the winds. The wind patterns show good agreement with the WINDII observations, although the model wind speeds are generally weaker than the observations. It is confirmed that the influences of high-latitude ionospheric convection on summertime thermospheric winds are seen down to 105 km. For negative and positive IMF By the difference winds, with respect to the wind during null IMF conditions, show significantly strong anticyclonic and cyclonic vortices, respectively, down to 105 km. For positive IMF Bz the difference winds are largely confined to the polar cap, while for negative IMF Bz they extend to subauroral latitudes. The IMF Bz-dependent diurnal wind component is strongly correlated with the corresponding component of ionospheric convection velocity down to 108 km and is largely rotational. The influence of IMF By on the lower thermospheric summertime zonal-mean zonal wind is substantial at high latitudes, with maximum wind speeds being 60 m/s at 130 km around 77 magnetic latitude.

In satellite communication, attenuation, scattering, and depolarization of relatively high frequency waves such as millimeter waves are strongly influenced by rain. In order to study the rain attenuation, we introduce a new theoretical method, which enables us to obtain the reflection and transmission coefficients in arbitrary medium. We adopt this method to examine how the electromagnetic radiation is affected by homogeneous spherical raindrops. It is assumed that the raindrop shape is spherical and linearly locate in one direction. For the radiation of wave in raindrops, we consider the effective permittivity, in which the raindrop is assumed to be spherical. By adopting the invariant imbedding approach, the 1st order differential equations are derived for the reflection and transmission coefficients. We investigate the transmission and reflection of waves for various incident angles when the spherical raindrops are assumed to have random sizes.

While it is presumed that substorm injection electrons of a few hundred keV are the seeds for relativistic electrons frequently observed during the recovery phase of storms, correlation between the two events has not been well explored with the observed satellite data. We would like to address this problem in the present paper using the data from the geosynchronous GOES and LANL satellites as well as from the polar orbiting NOAA satellites. Our statistical study shows the two channels of LANL SOPA instrument, 105 150 keV and 150 225 keV, best correlates with the increase of the flux levels of GOES relativistic electrons. Especially, the relativistic electron events are not observed when the flux levels of these two channels are maintained low in the substorm injections, regardless of the level of the ULF activities. The conclusion does not change whether the substorm injections occur . during the storm recovery phase or during the non-storm time. As the ULF waves are observed quite frequently over the entire range of L=4 to L=7, the reason why REEs are seen mostly during the storm time seems to be related to the fact that storm-time substorms produce more seed electrons than the substorms that occur during the non-storm time.

Electron whistlers frequently excite proton whistlers. The proton whistlers appear on the dynamic spectrum as rising tones, which start after the reception of a short electron whistler, asymptotically approaching the local proton gyro-frequency. The proton whistlers are dispersed forms of lightning impulses and their dispersion can be explained by the effects of heavy ions such as H+ and He+ on the propagation of an electromagnetic wave in the ionosphere. In the ionosphere, a right-handed circularly-polarized electron whistler becomes coupled to a left-handed circularly-polarized proton whistler when the frequency becomes close to a cross-over frequency. By adopting the multi-fluid numerical wave model, we examine how the mode coupling varies as the ion composition changes along altitude in the mid-latitude ionosphere. The time histories and dynamic spectra of electric fields are presented. In addition, we compare our results with the previous theoretical and observational studies.

전리층은 우주환경의 변화에 매우 중요한 역할을 하고 있다. 그 중 전리층에서 발생하는 오로라는 우주환경의 변화를 가시적으로 보여주는 유일한 현상이다. 본 연구에서는 오로라 타원체를 따라 흐르는 오로라 제트전류의 위도에 따른 분포를 알아보고 그 특징을 조사하였다. 그리고 오로라 발생지역과 이들 전류분포를 비교하였으며 전기장과 전기전도도를 계산하여 오로라 제트전류에 대한 상대적인 기여도를 알아보았다. 먼저 CANOPUS 지자기 관측소의 1998년 데이터를 사용하여 1년간 발생했던 Isolated Substorm을 추려내었다. 그리고 이들 Substorm이 발생하는 동안 위도에 따른 오로라 제트전류 분포의 특징을 구하여 전류의 방향에 따라 이들 분포가 어떠한 형태로 나타나는지 알아보았으며, 이때 오로라 발생지역과의 연관성을 조사하였다. 여기서 전리층에 흐르는 전류를 무한판상으로 가정하여 오로라 제트전류의 분포를 지자기변화 성분으로부터 추론하였다. 또한 DMSP의 하강입자를 이용하여 계산한 전기전도도를 이용해 전기장을 추정함과 동시에 오로라제트전류에 대한 이들의 상대적 기여도를 조사해보았다.

The plasmaspheric region shows relatively strong longitudinal asymmetry in the sense that the location of the plasmapause and the density distribution significantly vary with respect to local time, and this asymmetry effect has been neglected in previous magnetospheric ULF wave studies. In this study, we numerically examine the MHD wave properties of field line resonances (FLRs) and Pi2 pulsations when the inner magnetosphere is assumed to be asymmetric. We use the dipole magnetic field model, but our density model is based on. observational data from the IMAGE satellite. We assume an impulsive input in the magnetotail, which can be associated with a substorm onset. Our results suggest that local FLRs appear in both the radial and azimuthal oscillations owing to the asymmetry. Plasmaspheric Pi2 signals appear in the compressional component, but they are more strongly affected by ambient plasmaspheric structure than the FLRs. We compare our results with the observational data of Pi2 events.

When the magnetotail is disturbed by an impulsive input such as the substorm onset, compressional magnetohydrodynamic (MHD) waves play an important role in delivering perturbed energy and exciting various wave modes and currents. The plasmasheet, in which relatively hot plasmas exist, is surrounded by relatively cold plasmas at the plasma sheet boundary layer (PSBL) and the equatorial plasmasphere. Since the Alfven speed significantly varies near these regions, the compressional waves are expected to undergo mode conversion by inhomogeneity at the boundary between cold and hot plasma regions. We investigate how the initial compressional MHD wave energy is reflected, transmitted, and absorbed across that boundary by adopting the invariant imbedding method (IIM) which gives the exact reflection, transmission, and absorption coefficients without any theoretical approximations for given frequencies and wave numbers. The IIM method is very useful in quantifying the reflection and transmission of compressional waves in the sense that we can calculate how much fast mode wave energy is delievered into shear Alfven waves or field-aligned currents. Our results show that strongly localized absorption occurs at the boundary region. This feature suggests that localized field-aligned currents can be impulsively excited at such boundary regions by any compressional disturbances, which is highly associated with impulsive auroral brightening at the substorm onset. We compare our results with previous studies in cold inhomogeneous plasmas.

Satellite formation flying is currently an active area of research in the aerospace engineering. There are many categories for this research such as the determination of initial conditions, formation keeping, configuration and reconfiguration. In this study, a tracking controller using sliding mode techniques is designed to control a satellite for the satellite formation flying. In general, Hill's equations are used to describe the relative motion of the follower satellite with respect to the leader satellite. But, the modified Hill's equations considering J2 perturbation were used for the design of sliding mode controller. Sliding mode control law causes the chattering phenomenon because it is a discontinuous control. Dead-zone was used to avoid the chattering. The Extended Kalman filter was applied to estimate the state vector based on the measurements of relative distance and velocity between two satellites.

Satellite formation flying is the placing of multiple satellites into nearby orbits to form 'clusters' of satellites. These clusters of satellites usually work together to accomplish a mission. There are many benefits to using multiple satellite as opposed to one large satellites such as increasing productivity. reducing mission and launch cost. Hill's equations are useful to describe the relative motion of two satellites in formation flying, however. the disturbance forces acting on satellites is not considered in that equations. In this paper, a method for maintaining the relative distance between satellites is presented, which used mean orbital elements considering J2 perturbation. Control design process is also presented for minimizing total fuel consumption.

본 연구에서는 정지궤도 위성을 이용한 표준시각 동기 서비스에 실시간 궤도결정 기술을 적용하는 방안을 고려하였다. 정지궤도 위성을 이용하여 표준시각 동기신호를 전파하는 연구는 여러 나라에서 진행되고 있는데 3지역에서의 측정(Trilateration)과 미분 보정(Differential Correction) 방식이 일반적인 방법으로 채택되고 있다. 본 논고에서는 한국 항공우주연구원에서 진행 중인 표준시각 동기 서비스 연구와 이를 위해 제작중인 실시간 궤도결정 기술을 적용한 실험 소프트웨어에 대해 소개하고자 한다. 실시간 궤도결정 방법을 적용하게 되면 동기신호 전파에 있어서 가장 큰 오차의 원인이 되는 위성궤도 예측 오차를 크게 줄일 수 있을 것으로 판단된다. 본 연구에서는 기존에 궤도 결정을 위해 사용하는 톤 레인징에 의한 위상차 신호와 안테나 각도 대신에 동기신호 자체만을 사용하고 있으며 1개의 수신 데이터만으로 궤도 결정을 수행하는 방안을 강구하였다. 본 논고에서는 실시간 궤도 결정에 의한 시뮬레이션 결과와 한국항공우주연구원에서 준비 중인 실험에 대해서 간략히 소개한다. 그리고 본 연구에서 개발된 기술은 2004년 4월에 무궁화위성 2호를 이용하여 실험을 수행할 예정이다.

위성의 자세를 결정하기 위해서는 위성체에 탑재된 각종 센서들을 사용된다. 이러한 센서 중에서 고정밀도의 자세결정을 위해서는 별추적기를 사용한다. 별 추적기를 통한 위성체의 자세결정은 CCD 이미지로부터 여러 가지 별패턴인식(star pattern recognition) 방법을 통하여 CCD의 FOV(Field of View)내의 별들을 인식, 자세정보를 추출하여 이루어진다. 이러한 과정은 운용중인 위성체내에서 실시간으로 처리되어야 하므로 빠른 처리속도, 높은 신뢰도, 그리고 위성체내에 저장되어지는 자료의 양도 가능한 적어야 한다는 제한 요소들이 있다. 이러한 별추적기의 별패턴인식 방법으로는 CCD의 FOV내에 존재하는 각 쌍의 별들의 각거리를 이용하는데, 위성체의 이전자세정보의 필요 여부, searching phase 등에 따라서 나누어진다. 본 연구에서는 선행자료를 필요로 하지 않는 k-vector SPIT(Star-Pair Identification Technique)를 사용하여 CCD이미지와 위성체에 저장된 별 카탈로그(star catalog)와 비교한 후, 각각의 별들을 인식(identification)할 수 있는 알고리즘을 구현하였다. 또한 선행자세자료를 필요로 하는 패턴인식방법을 구현하여 이들을 비교하였다.

경희대학교 우주탑재체 연구센터에서 개발중인 과학기술위성 2호(STSAT-2) 주탑재체인 Lyman-alpha Imaging Solar Telescope(LIST)의 개발 현황에 대해 논의한다. LIST는 2002년 10월에 개발에 착수한 후 상위수준의 시스템 디자인을 확정하는 System Design Review(SDR)에 이어, 현재 기초 기기 디자인을 수행하는 Preliminary Design Review(PDR) 단계에 와 있다. 본 연구에서는 LIST의 각 부분별 상세 디자인과 시스템 엔지니어링에 대해 논의한다.

Since its launching on 21 December 1999, the KOrea Multi-Purpose SATellite-Ⅰ (KOMPSAT-Ⅰ) has been successfully operated by the Mission Control Element (MCE), which was developed by the Electronics and Telecommunications Research Institute (ETRI). Most of the major functions of the MCE have been successfully demonstrated and verified during the three years of the mission life of the satellite. The Mission Analysis and Planning Subsystem (MAPS), which is one of the four subsystems in the MCE, played a key role in the Launch and Early Orbit Phase (LEOP) operations as well as the on-orbit mission operations. This paper presents the operational performances of the various functions in MAPS. We show the performance and analysis of orbit determinations using ground-based tracking data and GPS navigation solutions. We present four instances of the orbit maneuvers that guided the spacecraft from injection orbit into the nominal on-orbit. We include the ground-based attitude determination using telemetry data and the attitude maneuvers for imaging mission. The event prediction, mission scheduling, and command planning functions in MAPS subsequently generate the spacecraft mission operations and command plan. The fuel accounting and the realtime ground track display also support the spacecraft mission operations. We also present the orbital evolutions during the three years of the mission life of the KOMPSAT-Ⅰ.

Analytical formulae are presented to approximate the evolution of the semi major axis, the maneuver time, and the final mass fraction for low thrust orbital transfers with circular initial orbit, circular target orbit, and constant thrust directed either always along or always opposite the velocity vector. For comparison, the associated results for high-thrust transfers, i.e. the two-impulse Hohmann transfer, are summarized. All results are implemented in a computer code designed to analyze planar planetary and interplanetary space missions. This implementation yields fast and reasonably accurate approximations to trajectory performance boundaries. Consequently, the approach can provide trajectory analysis for each spacecraft configuration during the conceptual space mission design phase. As an example, a mission from Low-Earth Orbit (LEO) to Jupiter's moon Europa is analyzed.

A precision orbit determination (POD) system of low Earth orbiter using the GPS dual frequency measurements has been developed. It is an option of KOMPSAT-2 POD process system. In this research, the orbit determination using the real dual frequency carrier phase measurements of the SAC-C satellite was conducted to verify KOMPSAT-2 POD system reliability. The SAC-C satellite is an international cooperative mission between NASA, the Argentine Commission on Space Activities (CONAE), Centre National d'Etudes Spatiales (CNES or the French Space Agency), Instituto Nacional De Pesquisas Espaciais (Brazilian Space Agency), Danish Space Research Institute, and Agenzia Spaziale Italiana (Italian Space Agency). The SAC-C was launched at November 21, 2000. The altitude of SAC-C is 702 km and it carries a TurboRogue III GPS and four high gain antennas developed by the JPL. The receiver is able to generate the dual frequency code and carrier phase data. Double-differenced carrier phase measurements were formed using 25 IGS stations. The data were sampled at 30 seconds interval. Fully dynamic approach was adopted for POD. The POD results were compared with those of JPL using GOA n software. The comparison verifies that deci-meter level 3D position accuracy of low Earth orbiting satellite could be achieved. The POD system has been developed successfully.

2008년 발사 예정인 통신해양기상위성(Communication, Ocean and Meteorological Satellite)의 성공적인 임무완성에 기여하기 위해 본 연구에서는 해양위성 관측자료 분석에 적용할, 위성의 위치 및 하루 또는 연중 태양의 위치에 따른 해수면 태양반사(Sunglint) 영역의 정확한 위치를 찾아주는 예측 알고리즘을 연구하였다. 정지궤도위성의 태양반사 영역의 정확한 위치 결정은 태양-위성-지구를 고려한 구면 천문학과 반사의 법칙으로부터 계산할 수 있는데 적절한 구면 좌표계에서 하루 또는 연중 태양의 위치와 위성의 위치를 통해 얻어진 비선형 방정식을 Newton-Raphson 수치 방법을 이용하여 태양반사 영역의 정확한 위치와 움직임을 계산하였다. 또한 정지궤도위성이 아닌 극궤도위성의 태양반사 영역의 위치 결정은 해당 위성의 TLE(Two Line Elements)을 이용한 궤도분석 프로그램인 ASAP(Artificial Satellite Analysis Program)을 이용해 시간에 따른 위성의 위치를 구하여 정지궤도위성에서의 위치 결정 알고리즘과 같은 방식으로 연구를 수행하였다. 본 논문에서 연구한 기본적인 알고리즘을 통해 다양한 이미지 센서를 가진 궤도 위성에서의 태양반사 영역 위치 결정과 그와 관련된 연구를 수행 할 수 있을 것으로 기대한다.

본 연구에서는 행성 근접통과(Gravity Assist, Swingby, Flyby)를 이용한 행성간 탐사선의 궤도를 설계할 수 있는 알고리즘 개발을 자체적으로 수행하였다. 미 항공우주국(NASA)에서는 이를 이용한 행성간 탐사선의 궤도에 관한 연구를 이미 1950년대부터 시작하여 왔으며, 1973년 Mariner 10호가 한번에 두 행성, 금성과 수성을 탐사하는데 성공하였다. 행성간 임무에 있어서 행성 근접통과를 적절하게 이용한다면 임무 수행시 요구되는 에너지를 최소화 시킬 수 있어 발사비용의 절감효과와 함께 한번의 발사로 여러 행성의 탐사가 가능하여 임무의 효율성을 증대 시킬 수 있다. 행성 근접통과를 이용한 행성 탐사선의 궤도설계를 위해서는 근접 통과하는 행성(Flyby planet)에서의 진입속도벡터( $V_{\infty}$$^{ -}$) 및 출발속도벡터( $V_{\infty}$$^{+}$)의 크기, 근접 통과시의 비행 고도(Flyby altitude), 근접 통과 행성과의 충돌여부 분석(B-plane analysis), 최종적으로 도착하고자 하는 행성(Target planet)의 위치 등 많은 제한조건이 고려되어야 한다. 연구된 알고리즘의 결과를 미 항공우주국 (NASA)의 임무였던 Mariner 10호의 결과와 비교하여 보았으며, 우리나라가 향후 목성으로 탐사선을 보낸다고 가정하였을 경우, 행성 근접통과를 이용한 탐사선의 발사시기(Launch Window), 요구되는 발사 에너지(C3)값, 그리고 각각에 따른 궤적들을 산출하여 보았다. 이미 기술 개발을 완료한 국가들이 관련 기술의 제휴를 기피하고 있는 현 상황에서 이와 관련된 연구는 우주개발의 시대를 열고 있는 우리나라의 우주개발관련 기초 기술 분야를 위해 선행 연구되어야 할 부분이다. 기초 기술 분야를 위해 선행 연구되어야 할 부분이다.다.향을 해석하고 시뮬레이션 하였다.Device Controller)는 ECU로부터 명령어를 받아서 arm 및 safe 상태에 대한 텔리 메트리 데이터를 제공한다 그리고, SAR(Solar Array Regulator)는 ECU로부터 Bypass Relay 및 ARM Relay에 관한 명령어를 받아 수행되며 그에 따른 텔리 메트리 데이터를 제공한다. 마지막으로 EPS 소프트웨어를 검증하는 EPS Software Verification을 수행하였다 전력계 소프트웨어의 설계의 검증 부분은 현재 설계 제작된 전력계 .소프트웨어의 동작 특성 이 위성 의 전체 운용개념과 연계하여 전력계 소프트웨어가 전력계 및 위성체의 요구조건을 만족시키는지를 확인하는데 있다. 전력계 운용 소프트웨어는 배터리의 충ㆍ방전을 효율적으로 관리해 3년의 임무 기간동안 위성체에 전력을 공급할 수 있도록 설계되어 있다this hot-core has a mass of 10sR1 which i:s about an order of magnitude larger those obtained by previous studies.previous studies.업순서들의 상관관계를 고려하여 보다 개선된 해를 구하기 위한 연구가 요구된다. 또한, 준비작업비용을 발생시키는 작업장의 작업순서결정에 대해서도 연구를 행하여, 보완작업비용과 준비비용을 고려한 GMMAL 작업순서문제를 해결하기 위한 연구가 수행되어야 할 것이다.로 이루어 져야 할 것이다.태를 보다 효율적으로 증진시킬 수 있는 대안이 마련되어져야 한다고 사료된다.$\ulcorner$순응$\lrcorner$의 범위를 벗어나지 않는다. 그렇기 때문에도 $\ulcorner$순응$\lrcorner$과 $\ulcorner$표현$\lrcorner$의 성격과 형태를 외형상으로 더욱이 공간상에서는 뚜렷하

인공위성의 개발 단계는 Prototype Model(PM), Engineering Model(EM), Qualification Model(QM) 그리고 Flight Model(FM)로 구분된다. 이때, Prototype 개발을 제외한 EM, QM, FM 개발단계는 반드시 종합조립시험(AIT)을 통하여 System Integration Test를 수행한다. 이 중에서 위성발사 전 최종 종합조립시험단계인 FM AIT는 위성의 최종시험단계이므로 Scenario Test를 포함한 지상에서 수행하여야 할 모든 시험을 수행한다. 이때, EM, QM 단계와는 다르게 FM AIT는 전기적 및 기계적 시험을 수행하나, 본 논문에서는 전기적 시험 과정과, Control Center 구성도 등을 포함하고 있는 Hardware 부분과, 관련 시험을 수행하게 될 Simulator를 포함한 Software 부분으로 나누어 소개하며, 기타 FM AIT 수행에 필요한 Electrical Ground Support System (EGSE) 전체 구성을 소개한다.

1996년 미국 버클리 대학의 Space Science Laboratory와 공동으로 고온 성간 물질의 관측에 대한 Conceptual Study로부터 시작되어 1998년 과학위성 1호의 주 탑재체로 선정되면서 본격적인 개발에 들어간 원자외선 분광기(FIMS: Far-ultraviolet IMaging Spectrograph)는 Engineering Model 개발, Qualification Model 개발, Flight Model의 개발 및 보정, 그리고 최종적으로 과학기술위성 1호 본체와의 조립 시험 및 환경시험을 거쳐 2003년 9월 26일 러시아의 플레세츠크에서 COSMOS-3M 발사체에 의해 발사된다. FIMS를 포함한 과학위성 1호는 현재 발사를 위해 러시아 현지에 이송되어 최종 시험을 진행 중이며, 발사 후 약 20일 가량은 위성의 운용 시험을 하게 되며, 이후 FIMS의 운용에 영향을 줄 수 있는 Out-gassing이 충분히 이루어진 후 FIMS의 Test 및 초기 운용이 이루어 진다. FIMS의 Detector로 사용되는 MCP(Micro Channel Plate)의 정상적 동작이 확인되면, 1년여에 걸쳐 FIMS의 주 임무인 원자외선 영역(900∼1750')의 은하계 전천 탐사를 수행하게 된다. 전천 탐사가 마무리 되면, 전천탐사의 결과를 바탕으로 개별 천체의 영상 및 분광 자료를 획득하게 되며, 동시에 원자외선 영역의 오로라 및 지구 대기광 측정을 수행한다.

과학위성 1호는 기존의 우리별 1,2,3호의 개발경험을 바탕으로 기술 습득과 독자 개발의 단계를 거쳐 기술의 최적화와 동시에 원자외선 분광기, 우주과학 탑재체, 원격 자료 수집 등의 우주 환경 측정 및 지상 생명체 탐사의 임무를 수행하기위한 최초의 국내 위성이다. 과학위성 1호 지상국 시스템은 과학위성 1호의 맡은바 임무를 원활히 수행할 수 있도록 각종 명령이나 프로그램을 위성으로 송신하여 위성을 조정하고, 위성의 건강상태를 파악할 수 있는 원격검침정보와 탑재체로부터 측정된 실험자료를 수신하며, 수신된 모든 자료를 저장, 처리 및 관리하여 위성의 상태를 정상적으로 유지하고 수신 자료를 요구하는 사용자들에게 분배하기 위한 목적으로 개발되었다. 본 연구에서는 과학위성 1호 지상국 시스템의 개발 및 설치에 관한 전반적인 사항에 대하여 살펴보았다.

위성이 우주 공간에서 통신, 관측 등의 임무를 제대로 수행할 수 있도록 지상에서 원격으로 추적, 제어, 감시 등의 관제가 필요하며, 본 연구에서는 과학 위성 1호 관제 시스템 프로그램에 대하여 살펴본다. 과학 위성 1호 관제 시스템은 한번에 운용할 수 있는 시간이 짧은 특성을 고려한, 통신 신호 처리시스템, 위성 제어 시스템, 위성 임무 계획 시스템으로 구성되었다. 통신 신호 처리 시스템은 위성과 지상국 간의 무성 링크와 신호 처리를 위한 시스템이고, 위성 제어 시스템은 위성의 건강 상태를 감시하고, 위성의 임무 수행을 위한 명령을 송수신하는 시스템이고, 임무 계획 시스템은 사용자의 요구를 실제 위성 운영 계획 또는 탑재체 운용을 계획하는 시스템이다. 위성의 임무는 임무 계획 시스템을 통해서 철저히 분석을 통해서 생성되고, 이렇게 생성된 임무는 위성 제어 시스템에서 제어 명령으로 변환되며, 이러한 제어 명령은 통신 신호 처리 시스템을 거쳐 위성으로 전달된다. 특히, 짧은 운용 시간을 고려하여 과학위성 1호 관제 시스템 프로그램에서는 위성 제어 시스템은 위성의 이상 상태 여부를 신속히 파악하고, 정확하고 신속하게 판단하고 복구할 수 있도록 구현하였다.

과학위성 1호 발사 후 지상국에서 위성을 제어하기 위해서는 여러 대의 위성제어용 컴퓨터에서의 명령들을 과학위성 1호가 올바로 수신할 수 있도록 해야 하고, 마찬가지로 과학위성 1호에서 오는 정보들을 원하는 위성제어용 컴퓨터로 알맞게 입력되도록 해야한다. 지상국에서 이러한 역할을 하는 것이 바로 GSC (Ground Station Controller)이다. GSC를 과학위성 1호 운용하는 데 적합하게 만들기 위해 위성에서 사용되는 Modem과 동일한 성능의 Modem을 장착하였고 통신신호 제어를 위한 TNC(Terminal Node Controller)가 내장이 되어있다 이러한 GSC는 여러 위성제어용 컴퓨터의 명령을 TNC가 받아서 통신 신호를 제어한 후 원하는 Modem으로 거치도록 하고 그에 따른 Audio 출력 신호의 증폭률을 가변시킬 수 있다. 본 연구에서는 과학위성 1호 관제를 위한 GSC의 구조, Spec 및 연구 개발 내용을 소개한다.

과학위성 1호의 OBC(On-Board Computer)와 Sybsystem 간, Subsystem간, 또는 위성과 지상국간의 통신이 가능해야한다. 그리고 OBC(On-Board-Computer)나 지상국에서의 위성의 모듈들을 명령(Command)을 통하여 제어할 수 있어야 한다. 또한 모듈들을 원격검침(Telemetry)을 통하여 상태를 확인할 수 있어야 한다. 위에서 언급한 기능을 수행하는 모듈이 바로 Network System이다 과학위성1호에는 총 6개의 Network System이 구현되었다. 각각의 Network System들은 여러 Subsystem들과 연결되어있고, Network System간에 또한 연결되어서 Subsystem간의 통신과 Network System에 연결된 모듈들을 제어하고 상태를 수집한다. 본 연구에서는 과학위성1호 Network System의 구조, 기능, Spec 및 연구 개발 내용을 소개한다.

우리별 3호는 1996년 5월 26일 발사하여 2002년 12월까지 수명 초과에 따른 성능 하락으로 임무 수행을 마칠 때까지 설계 예상 수명 3년을 초과하여 약 3년 7개월 동안 운용되었다. 인공위성은 운용 되는 동안 종종 예측하지 못한 이상현상을 겪는다. 이러한 이상현상은 인공위성의 임무 수행을 일시적으로 중지시키며 심지어는 인공위성의 작동을 완전히 불가능하게 만들기도 한다. 이러한 이상현상 발생은 매년 수백 건씩 기록되고 있으며 인공위성 시스템이 복잡해짐에 따라 더욱 증가하고 있는 실정이다. 인공위성에서 발생하는 이상현상은 다양한 원인에 기인하며 시스템 설계 오류, 제작 오류, 운용 오류, 우주환경이 끼치는 영향 등이 있다. 우리별 3호 또한 운용 동안 발생한 이상현상으로 임무를 제한적으로 수행하기도 하였다. 인공위성에서 발생한 이상현상을 분석 및 해결함으로서 임무수행을 원활히 할 수 있을 뿐만 아니라 더 나아가서 분석 경험과 축적된 자료를 통해서 이상현상을 예측 및 대비할 수 있고 위성의 성능과 수명 평가의 지표로 삼을 수 있으며 위성의 문제점을 보완하여 향 후 향상된 위성을 개발하는데 기여할 수 있다. 본 연구에서는 궤도상에서 발생한 이상현상을 각 서브시스템 별로 임무 수행에 끼치는 영향, 위성체에 미치는 영향, 발생원인, 이상현상 종류, 처리 방법으로 분류하여 살펴보았고 그 분석 결과를 과학위성 1호 개발 시 문제점 보완에 적용한 사항에 대하여 살펴보았다.

과학위성 1호의 컴퓨터 시스템은 지상국 명령 및 데이터 처리, 위성 자세 제어, 위성체 운용, 상태 감시, 탑재체 운용, 배터리의 충방전 제어 등을 담당하며, 우리별 3호 위성을 통하여 검증된 컴퓨터 시스템을 기반으로 개발되었다 과학위성 1호의 컴퓨터 시스템은 탑재 컴퓨터(On-board Computer)와 비행 소프트웨어(Flight Software)로 구성된다. 과학위성 1호의 탑재 컴퓨터는 우리별 3호의 탑재 컴퓨터에 비하여 FPGA를 사용함으로써 크기 및 무게의 소형화를 추구하였고, 네트워크 제어기를 내장함으로써 통신 성능의 개선을 이루었다. 그리고 EEPROM을 장착하여 위성 운용 기간 도중에 발생할 수 있는 소프트웨어의 변경에도 대응하였다 과학위성 1호의 비행 소프트웨어는 우리별 3호의 비행 소프트웨어를 기반으로 하여 과학위성 1호의 명령 및 데이터 처리 시스템과 임무에 적합하도록 개발되었다.

과학위성 1호는 고도 685 km 태양동기궤도에서 운용되는 소형인공위성으로 지구 그림자에 의한 주기적인 온도변화, 태양과 지구로부터의 자외선복사, 진공환경과 같은 가혹한 우주환경에서 정상적으로 임무를 수행해야 한다. 이러한 가혹한 우주환경에서 위성 각 시스템의 온도를 허용범위 내에서 조절하고 구조적인 열변형을 최소화하기 위하여 열제어 시스템이 필요하며, 위성개발과정에서 상세한 열설계 요구조건을 도출하고 반영하여 과학위성 1호의 열제어 시스템을 설계하였다. 열제어 시스템은 위성의 내\ulcorner외부에서 위성외부로부터의 열유입을 최소화하고 위성내부에서 발생한 열을 효과적으로 방출하는 역할을 한다. 열제어 시스템의 성능을 검증하기 위하여 다양한 임무와 궤도를 고려한 궤도열해석이 수행되었으며, 주기적인 온도변화와 진공환경을 모사하는 열진공시험을 통하여 예상되는 우주환경에서 위성 각 시스템의 정상동작 여부가 검증되었다. 본 연구는 과학위성 1호의 열설계 결과와 효과적인 열설계를 위한 궤도열해석 과정 그리고 위성 시스템의 신뢰성 검증을 위한 열진공시험결과를 다룬다.

과학위성 1호에는 원자외선 분광기를 포함한 다섯 개의 탑재체가 있다. MMS(Mass Memory System)는 이들 탑재체가 수집한 데이터를 대용량 메모리에 저장한 후 지상국으로 보내는 역할을 하며 우주방사선에 의한 메모리 데이터의 오류와 무선 채널을 통한 Downlink 상에서 발생하는 오류를 최소화하기 위해서 소프트웨어적으로 에러를 정정할 수 있는 Reed-Solomon Code를 사용 하였다. 탑재체의 데이터를 저장하기 위한 대용량 메모리는 총 2Gbits로써 8M SRAM, 64M SDRAM, 256M SDRAM의 세 가지로 구성되어 있으며 메모리 여러 개를 하나의 모듈로 만들고 이 모듈이 층으로 쌓여서 MMS에 탑재되어 있다. SRAM에 비해서 집적도가 매우 높은 SDRAM은 공간을 적게 차지하는 장점은 있지만 우주용이 아니므로 그 안정성을 보장할 수 없으므로 우리별 3호에서 성능이 입증된 SRAM과 같이 탑재되었다. 본 연구에서는 MMS의 구조, 동작모드, Spec 및 연구 개발 내용을 소개한다.

과학위성 1호는 2003년 9월 26일 러시아 플레세츠크 발사장에서 발사되었다. 고도 690Km 상공에서 원형궤도를 그리며 우주에서의 임무수행을 시작했다. 과학위성 1호의 1차 전지는 태양으로부터 생산된 전기에너지를 사용하며, 2차 전지는 NiCd Battery를 사용한다. 이와 같이 1차 전지와 2차 전지를 최적의 상태로 제어하여 위성의 전력공급시스템으로써의 역할을 수행하게 될 과학위성 1호 전력시스템은 크게 Solar Power Regulator(SPR), Power Supply Unit(PSU), Power Distribution Unit(PDU), 및 Battery Cell Monitor / Pyrotechnic Device Support Equipment(BM/PDSE)로 구성 되어있다. 따라서, 본 논문에서는 과학위성 1호의 전력공급을 담당하는 System Unit 별 기능, 신호흐름, 전력분배 원칙 등에 대하여 연구하였다.

과학위성 1호에는 위성의 임무를 수행하기 위하여 광학계, 구조부, 및 전자부 등 여러가지 부품들이 실장되는데, 그 중 전자부의 가장 중요한 부품 중의 하나인 인쇄회로기판(Printed Circuit Board, PCB)의 우주환경에서의 특성 대해서 논의하고자 한다. Solder Resistor(Solder Mask)의 화학성분이 위성체가 작동하는 우주환경에서 위성체 임무수행 시 발생할 수 있는 out-gassing으로 인해 위성체가 본연의 임무 실패라는 결과를 초래할 수 있다 NASA 및 ESA의 Out-gassing에 관한 규정과 TRW에 의한 KOMSAT에 사용된 재료의 진공상태의 Outgassing에 관한 내용에 의하면, 재료의 진공상태와 Out-gassing은 America Society for Testing and Materials에서 제시한 ASTM E959 기준에 따라 제작된다. 일반적으로 우주 환경에서 광학계나 전자부의 원활한 동작을 위해서는 인쇄 회로 기판의 총 질량손실(Total Mass Loss, TML)은 1.00%을 넘지 말아야 하며, 휘발성 응축 질량 (Collected Volatile Condensable Mass, CVCM)은 0.1% 미만이어야 한다. Total Mass Loss(TML) 방법은 대기중에서 측정한 질량과 진공 조건에서 변화되는 질량을 측정함으로써 진공조건에서의 탈기체 특성을 측정하는 방법이다. 본 연구에서는 Solder Resistor(Solder Mask)의 탈기체 측정을 위한 진공챔버의 측정방법 및 진공 형성 과정을 기술하고 실제 과학위성1호에 장착될 시료를 예로 들어 인쇄회로기판에 입힌 Solder Resistor(Solder Mask)가 우주환경인 진공상태에서 위성체 부품의 작동 시 발생할 수 있는 탈기체되는 정도를 질량의 변화분으로 측정하여 위성체가 우주 환경에서 본연의 임무를 안전하게 수행할 있는지를 검증하였다.부분이다.다.향을 해석하고 시뮬레이션 하였다.Device Controller)는 ECU로부터 명령어를 받아서 arm 및 safe 상태에 대한 텔리 메트리 데이터를 제공한다 그리고, SAR(Solar Array Regulator)는 ECU로부터 Bypass Relay 및 ARM Relay에 관한 명령어를 받아 수행되며 그에 따른 텔리 메트리 데이터를 제공한다. 마지막으로 EPS 소프트웨어를 검증하는 EPS Software Verification을 수행하였다 전력계 소프트웨어의 설계의 검증 부분은 현재 설계 제작된 전력계 .소프트웨어의 동작 특성 이 위성 의 전체 운용개념과 연계하여 전력계 소프트웨어가 전력계 및 위성체의 요구조건을 만족시키는지를 확인하는데 있다. 전력계 운용 소프트웨어는 배터리의 충ㆍ방전을 효율적으로 관리해 3년의 임무 기간동안 위성체에 전력을 공급할 수 있도록 설계되어 있다this hot-core has a mass of 10sR1 which i:s about an order of magnitude larger those obtained by previous studies.previous studies.업순서들의 상관관계를 고려하여 보다 개선된 해를 구하기 위한 연구가 요구된다. 또한, 준비작업비용을 발생시키는 작업장의 작업순서결정에 대해서도 연구를 행하여, 보완작업비용과 준비비용을 고려한 GMMAL 작업순서문제를 해결하기 위한 연구가 수행되어야 할 것이다.로 이루어 져야 할 것이다.태를 보다 효율적으로 증진시킬 수 있는 대안이 마련되어져야 한다고 사료된다.$\ulcorner$순응$\lrcorner$의 범위를 벗어나지 않는다. 그렇기 때문에도 $\ulcorner$순응$\lrcorner$과 $\ulcorner$표현$\lrcorner$의 성격과 형태를 외형상으로

There are many actuators and sensors used for attitude control system for KOMPSAT such as Reaction Wheel Assembly, Magnetic Torque Assembly, Dual Thruster Module, Solar array Drive, Three Axis Magnetometer, Conical Earth Sensor, Fine Sun Sensor Assembly, Coarse Sun Sensor Assembly, Gyro Reference Assembly and so on. For KOMPSA T satellite it has been considered using the Magnetic Torquer (MTQ) generating the magnetic dipole moment. In general, the magnetic dipole moment for satellite attitude control system is used for dumping out the excessive reaction wheel momentum so that the reaction wheel speed is not saturated. The objective of this study is to analyze the magnetic field characteristics generated by the Magnetic Torquer using the Maxwell 2D Field Simulator software. Currently, the developing model (DM) of the MTQ is being developed and manufactured at a company under the supervision of KARL MTQ is an electromagnet consisting of a ferromagnetic cylindrical core on which an excitation coil is wound. A current is passed through the coil to produce a dipole momentum in the ferromagnetic core. The configuration of the MTQ will be introduced in the presentation. The 2 dimensional model of the MTQ is drawn as axisymmetric models in RZ plane, and each corresponding material is assigned to the each MTQ object, the core, coil, and background. After the boundary conditions, current sources, and solution parameters are set up, the magnetic field intensities, directions, and other values specified by users can be calculated by using the finite element analysis. The theoretical magnetic field quantities obtained by the Maxwell 2D Simulator can be used for the basis of the development of the MTQ.

위성탑재용 정보 보호 토큰 처리기는 위성 운용시 관제권에 대한 제어 및 관제 데이터의 보안을 위한 코드 처리기로 위성의 명령 및 제어기의 앞단에 두어 위성의 관제를 위한 제어 코드를 관리하도록 함으로 유사시 위성 통신망의 운용을 독점하여 악의의 사용자가 위성의 관제권을 획득하지 못하도록 하기 위한 정보 보호용 토큰 처리 시스템이다. 본 정보 보호 토큰 처리기는 평상시에는 다수의 허가된 사용자가 위성망에 접근할 수 있도록 CCSDS등 표준화된 코드체계를 사용하지만, 필요 시에는 표준코드 이외에 보안 처리된 코드를 사용함으로 통신망을 보호하고 관제권을 독점할 수 있다. 정보 보호 토큰 처리기와 같은 위성 탑재용 시스템은 위성이 운용되는 우주 공간에서 보다 안정적으로 운용될 수 있도록 고 신뢰의 시스템 설계 기술이 필요하며, 본 논문에서는 우주 공간의 동작 환경 중 우주 방사선에 의한 전자회로의 동작 오류를 검출하고 정정하는 기법에 대하여 분석하고 위성에 탑재 가능한 시스템 구성을 위한 정보 보호 토큰 처리기를 설계하였다. 또한 위성의 운용 중 시스템의 보안 체계를 바꿀 수 있도록 설계하여 정보보호 토큰의 코드 노출에 대처하도록 하였다.

본 논문에서는 국제우주정거장의 데이터 인터페이스 구현 및 시험을 위하여 1553B와 FDDI 하드웨어를 이용한 시뮬레이터를 제작하였다. 데이터 인터페이스 시뮬레이터는 국제우주정거장과 탑재모듈에 대한 시뮬레이터와 탑재모듈의 제어부분, 상태를 확인하기 위한 모니터링 부분으로 구성되어진다. 국제우주정거장 시뮬레이터는 탑재모듈에 명령을 내리고 상태데이터를 받아 분석하며 탑재모듈에서 수집된 데이터를 수신하여 저장하는 기능을 갖는다. 탑재모듈은 국제우주정거장에서 오는 탑재 수집 데이터를 받아 분석/수행하고 탑재모듈에서 수집된 데이터를 시뮬레이션 하는 기능을 가지며, 모니터링 시스템은 데이터 통신간의 인터페이스 속도나 상태 등을 분석하고 전체적인 그래픽 인터페이스를 제공한다. 본 논문에서는 기존의 PC환경에서 직렬통신과 TCP/IP를 이용하여 시뮬레이션 한 것을, PCI 카드 타입의 1553B와 FDDI 데이터 인터페이스 하드웨어를 이용하여 구현하고 시험하였다. 시뮬레이터 시험 및 검증을 위해서 4가지 타입의 명령을 만들었으며, 국제우주정거장 모듈에서 명령을 내리면 탑재모듈에서 해당 명령을 수행하는 과정을 GUI 환경의 프로그램으로 모니터링 하여 검증하였다. 본 연구를 통하여 국제우주정거장과 탑재모듈 간의 요구사항 분석, 데이터 인터페이스 포맷 정의, 데이터 인터페이스 하드웨어 환경 구현 등의 성과가 있었으며, 추후 탑재모듈 특성이나 국제우주정거장의 구체적인 기능 추가에 의해 탑재모듈 개발을 위한 ETB로 활용할 수 있을 것으로 기대된다.

우주 공간이라는 극한 상황에서 운용되는 인공위성을 개발하기 위해서는 실제 제작 공간인 지상에서 가능한 모든 우주 공간에서의 위험을 예측하여 원하지 않는 재난을 방지할 수 있는 설계를 수행함이 요망된다. 위성의 기동 및 자세 제어에 사용되는 하이 드라진 추진시스템의 경우 예상되는 가장 큰 재난은 추진제의 동결로 인한 추진시스템의 작동 불능이다. 본 연구에서는 추진시스템의 안정적 작동을 위해 요구되는 추진제의 동결 방지를 위해 사용되는 히터 사양을 결정하며 이를 위해 위성 추진시스템의 열ㆍ수학적 모델을 개발한다. 개발된 열ㆍ수학적 모델의 타당성을 검증하기 위해 수치적으로 계산된 결과를 열진공 시험의 결과와 비교 연구한다 이론적 해석 모델과 열진공 시험조건 사이의 다소의 불일치성에도 불구하고 두 결과는 정성적으로 잘 부합된다. 따라서 본 연구를 통해 위성 추진시스템의 히터가 적절히 설계되었으며 개발된 열ㆍ수학적 모델은 인공위성 추진시스템의 주요한 설계 수단으로 사용될 수 있음을 검증한다.

적외선 고감도천문관측 등 우주탑재체에서의 천문관측에서는 망원경 또는 관측용 센서를 4K 또는 그 이하로 냉각하여 고감도 관측을 하고 있다. 이와 관련하여 액체헬륨-4, 초유동헬륨, 액체헬륨-3, magnetic cooling 또는 dilution refrigeration 등의 방법으로 4K∼0.05K 영역까지의 극저온을 얻을 수 있다 우주탑재체에서의 극저온을 발생하는 방법과 본 연구실에서 개발 중인 ∼1K 까지의 극저온 발생장치의 설계 등에 관하여 논의한다.

본 논문은 별 추적기의 여러 가지의 성능변수 중에 광행차가 성능에 미치는 영향을 연구하였다. 일반적으로 광행차는 별 추적기의 저주파오차로 작용하며, 별 추적기 좌표계에서 최대 27" 정도의 성능을 감소시킨다. 지구가 태양 주위를 공전함으로써 야기되는 광행차는 약 21"이며, 줄리안 데이트를 통해서 보정이 가능하며, 관성 좌표계에서 지구 저궤도 위성이 궤도운동을 함으로 야기되는 광행차 오차는 약 6" 이며, 궤도정보를 통해서 보정이 가능하다. 이를 보정하기 위해서, 보정 알고리즘을 구현하여 다목적 실용위성 자세제어계 성능해석 소프트웨어를 통해서 검증을 하였다.

우주발사체의 비행 목표는 위성의 궤도 투입이다. 이를 위해서는 발사체에서 요구되는 추력값과 총추력을 보장하는 추진기관이 개발되어야 한다. 엔진은 엔진 자체의 작동 안정성을 위해서 유량제어를 필요로 하지만, 이뿐만이 아니라, 발사체의 비행임무 수행을 위해서도 추진제가 모두 소진되는 시스템(TDS:Tank Depletion System) 개념이 도입되어야 하며, 이는 유량 제어를 통해서 실현된다. 본 연구에서는 우주발사체의 비행임무 수행에 필요한 즉, 총추력 오차 범위, 추력 오차 범위, 추진제 탑재량 및 잔류량 오차범위 관점에서 필요한 추진기관에 요구되는 성능을 검토하였고, 이를 위해 TDS 개념의 도입과 더불어 이를 구현할 수 있는 유량제어 개념을 제시하였다.

액체 로켓 엔진에 있어 극저온 추진제인 액체 산소를 사용하는 경우에는 He을 가압제로 사용하는 것이 가장 바람직하지만, 기체인 헬륨은 발사 대기시, 선가압시, 비행중에 액체산소에 서서히 녹게 된다. 일정량 이상의 He이 용해되어 있는 LOX가 엔진에 공급되는 경우에는 터보펌프의 이상 작동 또는 연소 불안정을 야기하게 되므로, 추진기관이 작동하는 동안에 용해되어 있던 He이 액체 산소에서 분해되어 가스로 발생되는지 여부를 판단하고, 이는 엔진의 연소 시험을 통해서 검증되어야 한다. 본 연구에서는 가상의 작동 상태에 대해 최대로 용해될 수 있는 러e의 양을 계산하고, 현재 사용되는 발사체의 경우와 비교를 하여 추진시스템 운용 조건을 적절히 조절하는 방안을 제시하였다.

과학로켓 3호에 탑재된 자력계의 데이터 분석을 통해서 로켓의 비행자세가 어떻게 비행시간에 따라 어떻게 변화했는지에 대해 논한다. 과학로켓 3호에 탑재된 로켓의 비행 자세 정보 획득을 위한 Fluxgate 자력계인 Attitude Information Magnetometer (AM)의 데이터 분석을 통해 로켓의 비행시간동안 자세가 어떻게 변화했는지 수치해석 프로그램 및 시뮬레이션을 통해 알아보았다 본 연구에서 사용한 수치해석 프로그램은 Spline 보정법, 다항식 수치법인 Bairstow Method, Least square method이며, 자체 개발한 로켓비행정보 획득용 프로그램과 OpenGL을 이용한 로켓의 3차원 시뮬레이션을 통해서 과학로켓 3호의 자세를 나타내는 roll, pitch, yaw의 변화를 알아보았다. 그리고, 이 결과를 이용하여 자력계가 자세제어에 적합한지도 분석하였다.

위성체 열설계의 기본 목적은 가혹한 우주 열환경 하에서 위성체를 보호하며, 위성이 임무를 보호하며, 위성이 임무를 수행하는 동안에 어떠한 우주 열환경 하에서도 모든 위성 부품이 허용되는 온도 내에서 작동하도록 하는 것이다. 발사시 열해석은 궤도상에서의 열해석과 달리 초기 조건인 발사시간을 기준으로 열해석을 수행하게 된다. 열해석에서는 위성체가 발사체에 탑재되기까지의 과정과 발사 후에 발사체와 분리되는 시점까지 고려하게 된다. 위성체의 형상은 태양전지판이 접혀있으며, 배터리만이 위성체에 전력을 공급하는 역할을 하게 된다. 발사시에 전력소비량을 감소시키는 유일한 방법은 히터소비량을 줄이는 것이며, 이 점에서 발사시 열해석이 중요해진다. 본 연구에서는 저궤도 위성 발사시에 최대 히터소비량을 예측하기 위하여 저온 조건을 가정하고 열모델을 작성하고 열해석을 수행하였다.

인공위성은 발사체에 실려 임무궤도에 도달하는 동안 여러 과정을 겪고 이에 따른 우주 열환경에 노출되게 된다. 본 연구에서는 발사체의 페어링(Fairing)이 열리고 이후 인공위성이 임무궤도에 도달하는 동안까지 인공위성에 대한 열해석을 수치적인 방법을 이용하지 않고 해석해를 이용하여 수행하였다. 일반적으로 발사시 인공위성에 대한 열해석은 수치모델을 개발하여야 하는 시간과 노력이 많이 드는 작업이다. 그러나 수치 모델이 완성되기 전에 주요 부품에 대한 극한 환경에서의 온도 예측이 필요한 경우가 있다. 본 연구는 해석 기법을 이용하여 주요 부품의 온도를 비교적 간단한 방법으로 예측하는 것이다. 이를 위하여 열관련 지배방정식에 여러 가정을 적용하여 지배방정식을 최대한 단순화시켰다. 그 결과, 최종적으로 1차 미분 방정식 형태의 단순화된 지배방정식을 얻게 되었다. 또한 본 연구에서는 여러가지 조건에 대한 연구가 시도하였다. 즉 고려하는 대상의 질량이 일정하게 유지 되는 경우와 일정한 비율로 질량이 감소하는 경우, 인공위성이 최악의 고온환경과 최악의 저온환경에 처한 경우, 그리고 시간에 대한 변수항 때문에 약간의 수치작업이 필요한 경우가 연구되었다. 본 연구에서 제안된 해석해 기법은 적절한 우주 열환경 조건과 결합하게 되면 발사과정에 대한 완전한 수치모델이 완성되기전에 위성체 부품에 대한 열적 안정성을 검토하는데 유용하게 이용될 수 있을 것이다.

로켓엔진의 연소실에서는 고온의 연소가스로부터 다량의 열이 발생하기 때문에 이로부터 연소실을 보호하기 위한 방법이 필수적으로 요구된다. 한국 최초의 액체 로켓인 KSR-III 로켓의 주엔진인 KL-3 엔진에서는, 연소실을 보호하기 위한 방법으로 실리카/페놀(Silica/Phenolic) 내열재를 이용하는 용융냉각 방식을 채택하였다 용융냉각 방식은 내열재와 고온의 연소가스와의 물리ㆍ화학적 상호작용에 의해 삭마가 발생하게 되는데, 이러한 삭마는 연소실에서도 가장 고온부인 노즐목에 집중적으로 발생하는 경향이 있다. 그러나 노즐목에서 삭마의 진행은 노즐목의 크기를 증가시키고 연소압 및 추력을 감소시키는 부작용을 초래하게 된다. 본 연구에서는 이러한 열적 삭마에 의한 노즐목 크기의 증가량을 알아내기 위해 KL-3 엔진 노즐목의 형상을 측정하고자 시도하였으며, 노즐목의 삭마에 영향을 미치는 주요 인자를 확인하고 진행과정을 고찰하였다. 노즐목의 형상 측정을 위해서는 기존에 사용하던 3차원 변위 측정기를 이용한 방식의 접근이 곤란함에 따라 영상처리 기법을 도입한 측정 방식을 고안하여 사용하였으며, 이 장비는 만족스런 성능을 보여주었다. 시험결과를 통해서 삭마에 영향을 주는 주요 인자로 분무형태, 연소시간, 연소 온도를 제시하였고 이 중에서 분무형태는 삭마 형상에, 연소 시간 및 연소온도는 삭마량에 주로 영향을 끼친다는 것을 알 수 있었다. 또한 시간에 따른 삭마의 진행이 3개의 구간으로 나누어 설명할 수 있음을 밝혔는데, 노즐목이 원형을 그대로 유지하며 삭마진행이 미미한 구간, 원형에서 벗어나 요철형상이 발달하면서 삭마진행이 가속되는 구간, 요철형상이 이미 정착되어서 요철의 깊이만 증가하되 삭마량은 미미한 구간이다. 결과적으로 60초 연소 후 노즐목 면적 증가율은 +5.82% 정도이며, 이에 따른 연소압 및 추력의 감소 또한 1% 미만으로 미비하였다. 따라서 본 KL-3 엔진에 사용된 내열재의 내열 성능은 임무를 수행하기에 적절하다고 판단하였다.

All published and newly observed times of minimum light of the massive, early-type eclipsing binary star AH Cep were analyzed. After subtracting the light time effect due to the well-known third body from the residuals of the observed times of minimum light, it was found that the second-order Ο-C residuals varied in a cyclical way. It was assumed that the secondary oscillations were produced by a light time effect due to a fourth body so all the times of minimum light were reanalyzed with a differential least-squares scheme in order to obtain the light time orbits due to both the third and fourth bodies. The periods, eccentricities, semi-amplitudes of the light time orbits for the third and fourth-bodies were derived as : P$\_$3/=68.$\^$y/3 and P$\_$4/=9.$\^$y/3, e$_3$=0.53 and e$_4$=0.83, K$_3$=0.$\^$d/0585 and K$_4$=0.$\^$d/0045, respectively. The analysis of the radial velocities of AH Cep published so far, do not conflict with the hypothesis of the multiplicity of the system but their accuracies are not high enough to be useful to support the interpretation. Other properties of the distant bodies are discussed for assorted possible inclinations of their orbits.

근접 식쌍성들의 극심시각의 체계적인 측광관측을 위하여 충북대학교 41동 옥상에 반자동 소형망원경 관측시스템을 구축하였다(이충욱 등 2003). 이 연구는 그 관측시스템을 이용하여 2002년 10월부터 2003년 9월까지 관측한 결과를 소개한다. 관측한 근접 식쌍성들은 Kreiner, Kim & Nha (2001)가 제시한 1,140개의 천체들 중에서 선택하였다. 관측성들에 대한 식 부근의 광도곡선과 새롭게 구한 극심시각들을 제시한다. 또한, 관측 과정에서 부수적으로 발견된 W UMa형 쌍성의 광도곡선을 제시한다.

공생별의 고분산 분광 자료에서 대부분 발머 방출선은 매우 넓게 펼쳐진 날개 부분이 나타나며, 일부 어린 행성상 성운과 post-AGB별에서도 비슷한 현상이 보고되었다. 날개 부분의 형성 과정으로 현재 제안된 이론은 발머선 광자의 전자 산란과 수소 라이먼 방출선의 라만 산란이 있다. 우리는 이 연구에서 전자 산란과 라만 산란 과정에서 나타나는 날개 부분의 선윤곽의 미세한 차이점을 제시하고자 한다. 또한, 두 산란 과정이 공생별의 궤도 위상에 따라 나타나는 세기 변화의 양상을 계산하고, 장기간 관측을 통하여 공생별의 궤도 요소에 대한 정보를 얻을 수 있는 가능성에 대하여 토의한다.

Dwarf galaxies are the most common type of galaxy in the universe and believed to be basic building blocks of the large scale structures. In order to understand the formation history of these galaxies, we selected two well-observed galaxies in the Local Group and constructed the stellar population models including HB stars. We employed Y$^2$ Isochrones (Yi et al. 2001) and HB tracks (Yi et al. 1997) for stellar population synthesis. Our models show that (1) the Carina dSph has several distinct populations with age of ∼10.5, 5.8, 4.1, 2.8 and 1.0 Gyrs, and (2) stellar populations of the Sextans dSph are constructed in terms of the two populations with age of ∼ 11 and ∼2.5 Gyrs. Observational data were kindly provided by Lee et al. (2003, in preparation) and Monelli et al. (2003) for Sextans and Carina dsphs, respectively.

e-VLBI(electronic VLBI)는 각 관측 사이트에서 얻은 대용량의 VLBI 데이터를 영상합성처리 센터로 전송하기 위하여 네트워크를 이용하는 기술이다. 이는 전세계의 관측소에서 얻어낸 막대한 용량의 데이터를 실시간, 준-실시간 형태로서 데이터센터에 전송할 수 있는 유일한 방법으로서 초고속정보통신망을 적극적으로 활용하는 애플리케이션이라 할 수 있다. 한국천문연구원에서는 현재 2007년 완공을 목표로 연세대, 울산대, 탐라대에 건설되는 20m 안테나와 대덕전파천문대의 14m 안테나를 네트워크로 연결하는 e-KVN(Korean VLBI Network) 계획을 추진중에 있으며 이는 각 관측소에서 얻은 VLBI 데이터를 네트워크를 통하여 1024Mbps로 데이터센터까지 실시간으로 전송하는 것을 그 궁극적 목표로 하고 있다. 이러한 e-VLBI를 구현함에 있어서 첨단화된 네트워크 및 하드웨어 기술은 필수라고 할 수 있는데 본 연구에서는 e-KVN의 백본망으로서 예상되고 있는 KOREN과 10GbE으로 구성된 네트워크 토폴로지에 대해 간략히 기술하고 e-KVN의 향후 전망 및 보완해야 할 네트워크 기술에 대해 살펴보고자 한다.

서브스톰이 진행될 때 극지방의 지자기 교란은 대류 제트 전류와 서브스톰 전류 쐐기로 구성되는 오로라 제트 전류에 기인한다. 이들은 전기장 강화를 뜻하는 AU 지수와 전기 전도도 강화를 뜻하는 AL 지수로 나타낼 수 있다. 이들 AU, AL 지수와 자기폭풍의 정도를 나타내는 Dst 지수와의 상관관계를 구해봄으로써 서브스톰이 자기폭풍의 형성에 어떻게 기여하는지 조사하였다. 이를 위하여 월별 누적 AU, 누적 │AL│ 값을 구한 뒤 월별 누적 Dst 와의 상관관계를 구하였다. 한편 IMF(Interplanetary Magnetic Field)의 남쪽 자기장 성분으로부터 지구 자기장 내에 강력한 전기장이 형성되어 자기폭풍을 형성한다는 견해가 있다. 전기장 E=V(태양풍 속도)$\times$Bs(IMF의 남쪽 자기장 성분)으로 나타낼 수 있으므로 이로부터 구한 월별 누적 전기장과 누적 Dst 값을 비교해 봄으로써 자기권 대류가 자기폭풍 형성에 어느 정도 기여하는지 조사하였다. 본 연구를 위하여 1966년부터 1987년까지 20년간의 AE(AU, AL) 지수를 이용하였으며 IMF 자료는 ACE 위성이 제공하는 행성간 자기장 자료로 1997년부터 2002년까지의 자료를 이용하였다. 본 연구의 결과는 현재 논쟁이 되고 있는 storm-substorm의 인과관계를 보다 잘 규명할 것으로 기대된다.

We report the plasma blob events that were observed from KOMPSAT-1 (2250 LT, 685-km altitude) and from DMSP F15 (2130 LT,840-km altitude) in the low-latitude ionosphere. The global distribution of blobs showed a season-longitudinal dependence similar to the distribution of the equatorial plasma bubbles, although they were observed along the ${\pm}$15 dip latitudes. The blobs drifted upward relative to the ambient plasmas, and the electron temperatures and H+ proportions were lower within the blobs compared to those in the background. These characteristics of the plasma blobs are very similar to the characteristics of the equatorial plasma bubbles. Then, we suggest that the blobs were originated from the lower altitudes by the mechanism that drives an upward drift of the plasma bubbles. The blob events did not occur in a correlated way with the magnetic activity or daily variation of the solar activity.

It is well known that electromagnetic (EM) waves are mode converted to electrostatic (ES) waves in inhomogeneous plasmas. We examine this issue in a three-dimensional multi-fluid numerical model. First, we derive a set of coupled linear wave equations when a one-dimensional inhomogeneous density profile is assumed in a cold and collisionless plasma. The massive ions are considered as fixed because we are interested in high frequency waves in plasmas. It is shown that the EM mode satisfies the 0th order modified Bessel equation near the resonant region where the frequency matches the local electron plasma frequency. It is expected that the EM waves are coupled and damped to the ES waves owing to the logarithmic singular behavior at such resonances. Second, we numerically test the same case in a 3-D multi-fluid model. An impulsive input is assumed to excite EM waves in the inhomogeneous 3-D box model. The wave spectra of electric and magnetic fields are presented and compared with the analytical results. Our results suggest that the EM energy is irreversibly converted into the ES energy wherever the resonant condition is satisfied. Finally we discuss how the mode conversion appears in both electric and magnetic fields by analyzing time histories of each component. We also compare our results with MHD wave coupling. It is numerically confirmed in this study that the coupling of EM and ES waves is similar to that of compressional and transverse MHD waves.

자기 폭풍 발생시에 지구 자기권 내에서 MeV 에너지대의 전자 플럭스가 증가하는 현상이 나타남이 관측되었다. 이러한 Relativistic Electron Events (REE) 가속 기작의 주요 후보로 Ultra-Low Frequency(ULF)와 whistler 파동의 역할이 제시되어왔다. 본 연구에서는 1997부터 1999년에 발생한 대표적인 자기 폭풍들을 선택하여, 상대론적 전자 플럭스가 증가한 경우, 감소한 경우 그리고 변화가 크게 나타나지 않는 경우의 세 가지로 분류하여 보았다. 각각의 event들에 대해 CANOPUS 지상자기장 관측소에서 얻은 지자기 값을 이용하여 위 각각의 세 경우에 대해 ULF 파동의 크기 변화를 비교해 보았다. 그리고 똑같은 자기 폭풍 현상에서 POLAR 위성의 관측 값을 이용하여 whistler 영역의 파동 강도를 살펴보았다. 또한 자기 폭풍과 REE, 그리고 ULF의 변화가 L-shell값과 어떤 관련이 있는지도 알아본다.

태양의 극자외선관측은 오존층에서 흡수되어 지상에서는 불가능하다. 그럼에도 불구하고, 우주발사체나 로켓을 이용하여 계속적인 관측이 행하여지는 이유는 지구에 영향을 미치는 태양의 활동을 알아내는데 중요한 영역이기 때문이다. 이러한 관측이 그동안 어떻게 진행되어져 왔으며, 어느 정도의 데이터를 확보하고 있는지에 대해서 정리해 보았다. 국내에서도 극자외선 영역의 관측이 가능한 기기를 만들어 자체적인 우주환경 예보 시스템을 구축할 수 있어야 할 것이다. 본 연구진은 극자외선 태양망원경 EM 개발을 통하여 해외의 기술을 조사하고, 본 개발에 도입하여 국내에서의 제작이 가능한지에 대해 알아보았다 개발에 이용된 자료들과 개발 결과에 대해서 논의하겠다.

We examined the hypothesis that the crater formation rate exhibits periodicity, employing data sets of Grieve (1991), Moon et al. (2001), and the Earth Impact Database (2002; DB02). DB02 is known to supercede previous compilations in terms of its accuracy and precision of the ages; it is the first time that this database has been used for periodicity analysis. For data sets comprising impact structures with D$\geq$5km (and also those with $\geq$20km), there is no convincing evidence for periodicities in the crater ages, according to our Fourier analysis. However, we detected two peaks at 16.1Myr and 34.7Myr for craters with D$\geq$30km; we confirm that the age distribution of impact craters with D$\geq$45km has dominant power at 16.1Myr. Thus, we may conjecture a probable periodic shower of Earth impactors with sizes d$\geq$1.5km. In addition, we found that the selection of data sets, the lower limits on the ages and diameters of impact craters, as well as the accuracy and precision of the ages, all constitute crucial factors in reconstructing the impact cratering history of the Earth.

We present intermediate-band spectral energy distribution (SED) of QSO candidates in Leo Triplet field. Leo Triplet is composed of three galaxies, NGC3623, 3627, and 3628 which appear to interact with each other. Based on X -ray information, Arp et al. (2002) selected QSO candidates and suggested that the known QSOs and these candidates might belong to the triplet system in spite of their apparent high redshift. Our photometry is based on BATC survey data, which consist of hundreds of 15 intermediate-band images. In order to derive SED of high signal to noise ratio for every sources in the field, we have combined images of the same filter and matched the sources in the combined images. QSO candidates were identified based on the shape of derived SED curves. We compare our results with Arp et al. (2002)'s QSO candidates.

우주발사체의 개발은 대규모 자본이 들어가는 국가적 과제로 그 성공 여부는 물질적 측면을 떠나서 국가의 위상을 나타내고 국민에게 자부심을 부여하는 중요한 과제라 말할 수 있다. 발사체 개발의 성공을 위해서는 전체 시스템과 각 부속 시스템들의 신뢰성 확보가 반드시 필요하다고 말할 수 있다. 발사체 시스템을 구성하고 있는 부속 시스템중 발사 성공에 가장 중요한 역할을 하는 것이 추진기관이다. 따라서 신뢰성 있는 추진기관의 개발이야말로 전체 시스템의 신뢰도를 좌우하며 성공적인 로켓 발사를 이루기 위한 필수 요소라고 말할 수 있다. 본 연구에서는 과거 본 연구원의 과학로켓 개발 경험을 바탕으로 앞으로 진행될 소형위성발사체에 적용할 추진기관의 신뢰도 평가에 대하여 소개하고자 한다.

로켓 엔진 시스템에는 가압가스로 추진제를 엔진으로 공급하는 가압 시스템과 터보펌프를 이용해 엔진으로 고압의 추진제를 공급하는 터보펌프 시스템으로 나눌 수 있으며 터보펌프 시스템은 다시 Gas Generator를 이용하는 개방형 엔진과 Prebumer를 이용한 폐쇄형 엔진인 다단 엔진으로 구분할 수 있다. 로켓의 엔진 시스템은 Turbine, Turbopump, Gas Generator, Thrust Chamber, Tube, Valve, Propellant Tank 등 각 구성품 간에 서로 상호간섭이 매우 심한 공정이다 로켓 엔진 시스템은 이와 같은 상호간섭에 의해 추력 제어 및 혼합비 제어, 추진제 소진 제어 적용 시 정확하고 강인한 제어를 수행하여야 한다. 이를 위해 정확한 동특성 모델을 구축하는 것이 중요하며 모델을 통해 적절한 제어 시스템을 선택하여야 한다. 그러나 현재 국내에는 이에 대한 연구가 미미하며 해외의 경우 로켓은 특수 분야에 속함으로 공개되어 있지 않다. 로켓에 대한 개발 연구에 있어서는 위와 같은 작업이 선행되어야 하며 이에 대한 선행 연구로 한국항공우주연구원에서 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진 시스템에 대한 연구를 진행하고 있다. 본 논문에서는 Gas Generator를 이용한 개방형 터보펌프 엔진시스템에 대한 동특성 모델을 구성하였다. 배관부, 터빈, 펌프, 밸브, Gas Generator, 재생냉각, 추력연소실 등 엔진 시스템을 구성하는 구성품에 대한 동특성 모델을 구성하였으며 이를 matlab의 simulink를 통해 각 구성품을 연결하여 최종 엔진시스템의 동특성 모델을 구성하였다. 구성된 동특성 모델을 통해 각종 변화(추진제 밀도 변화, 추력 변화, 혼합비 변화 등)에 대한 엔진 시스템 변화를 예측하여 정확한 엔진 시스템에 대한 이해를 넓혔으며 추력 제어 및 혼합비, 추진제 소진 제어를 최적으로 할 수 있는 제어 시스템 구축을 위한 기초 자료로 이용할 수 있을 것이다.

로켓엔진의 연소에 필요한 추진제를 안정적으로 공급하기 위한 추진제 공급시스템의 주요 구성과 설계 주요 인자를 정리하였다 공급시스템은 추진제 주입/배출 장치, 추진제탱크 가압 및 배기 장치, 추진제 공급 주/분기 배관, 극저온 산화제 온도 유지 장치 등으로 구성되어 있다. 주요 설계 제한 조건으로는 터보 펌프 입구에서의 추진제 압력 및 온도, 필요 추진제 공급 유량 및 온도 그리고 추진제 충진 및 비상 배출 허용 시간 등이며 이는 각 로켓의 해당 임무에 따라 적절히 결정된다. 발사체로부터 할당된 중량값 이내에서 고신뢰도의 작동성, 안정성이 보장되는 시스템을 설계하여야 하며 초기 설계 단계에서 개발 및 수급 가능성을 동시에 고려하여야 할 것이다. 또한 고추력 생성을 위해 엔진 클러스터링이 수행되어야 할 경우 각 엔진으로의 균등한 추진제 배분 공급이 설계의 중요한 요구 조건이 된다. 이러한 공급시스템의 개념은 액체산소와 케로신 조합의 액체 로켓인 100kg급 소형 위성 발사체(KSLV-Ⅰ)에 적용될 예정이다.

한국항공우주연구원은 액체추진기관 시스템을 이용한 3단형과학로켓(이하 KSR-III)을 국내 최초로 개발하여 비행시험을 수행하였다. 액체추진기관 로켓의 비행시험을 위해서는 이전의 고체 추진기관을 이용한 과학로켓 1, 2와는 달리 비행시험 조건에 부합하게 액체추진제 및 가압제 등을 공급하는 지상설비가 필요하다. 이에 한국항공우주연구원은 독자적으로 비행시험에 필요한 제반 설비를 갖춘 발사장을 구축하였다. KSR-III는 압축 헬륨가스(GHe)를 이용하여 연료(Jet A-1)와 산화제(LOx)를 가압하여 추력을 얻는 액체추진기관 시스템이다. 따라서 발사장에서의 지상공급설비는 유공압 설비와 발사시나리오에 따라 해당 부품을 제어하고 자료를 저장하는 제어/계측 설비 및 기타설비들로 구성되어 있다. 지상공급설비 중 유공압 설비는 LOx의 저장 및 기체 내 산화제 탱크의 충전을 위한 산화제 공급설비, Jet A-1의 저장 및 기체 내 연료 탱크의 충전을 위한 연료 공급 설비, 지상설비용 밸브구동 및 기체 내부 퍼지 등에 필요한 질소($N_2$)를 저장/공급하는 설비, 기체내부 밸브 구동 및 가압제로 사용되는 기체헬륨(He)을 저장/공급하는 설비들로 구성되어 있다. 이러한 구축된 공급설비는 기능시험, 연계시험 등의 각종 입증시험을 통해 그 성능을 검증한 후 단인증모델(SQTM)을 이용하여 발사 시나리오에 따른 추진제 공급능력을 입증한 후 KSR-III의 비행시험을 성공적으로 수행하였다. 수행된 연구결과는 향후 건설되어질 우주센터내의 발사장 기반설비 설계의 기초 자료로 활용할 수 있을 것이다.

위성을 발사하기 전까지는 지상에서 EGSE(Electrical Ground Support Equipment)를 이용하여 충분한 시스템 단위의 위성체 기능 시험을 수행한다. KOMPSAT-2(Korea Multi-Purpose Satellite - 2)와 같은 소형 위성의 서브시스템 각각이 요구사항에서 제시하는 규격을 만족하는지 여부를 점검하는 단계에서 전력계 관련 서브시스템의 기능 시험도 EPS(Electrical Power Subsystem) Test Plan에 의해 순차적으로 수행한다. KOMPSAT-2 ETB(Engineering Test Bed)에서의 전력계 시험은 먼저 Test Fuse Modules Check를 수행하였다. 퓨즈 모듈은 PCU(Power Control Unit) 상에 설치되어 있는 장치로써 퓨즈 모듈의 입력과 출력 사이에 도통성 및 다른 출력과의 절연성을 검증한다. 다음으로 EGSE 중 PMTS(Power Monitor Test Set)와 PCU와의 직렬 인터페이스를 점검하는 PCU Interface Check를 수행하였다 시험절차서에 따라 PCU가 가지는 릴레이 스위치에 대하여 명령어를 보내어 릴레이의 동작 상태 및 출력 전압 등을 점검한다. 다음 단계에서는 DC Integration을 수행하여 ETB 하니스 중 전원 관련 라인을 점검하였다 PCU는 모든 위성체 하드웨어에 전력을 공급하는 장비로써 과전력으로부터 하드웨어를 보호하기 위하여 하니스를 연결하기 전에 우선적으로 시험한다. 다음으로는 ECU(EPS Control Unit)가 각각에 해당하는 하드웨어에 명령어를 보내어 전력계 전체적인 동작 상태 검증하는 EPS Hardware Command & Telemetry Checkout을 수행하였다. ECU는 전력계의 모든 하드웨어를 제어하고 그 상태를 모니터링하는 기능을 한다. PCU와의 인터페이스를 통하여 전력의 제어 및 분배에 관련되는 특성을 제어 및 모니터하며 DDC(Deploy Device Controller)는 ECU로부터 명령어를 받아서 arm 및 safe 상태에 대한 텔리 메트리 데이터를 제공한다 그리고, SAR(Solar Array Regulator)는 ECU로부터 Bypass Relay 및 ARM Relay에 관한 명령어를 받아 수행되며 그에 따른 텔리 메트리 데이터를 제공한다. 마지막으로 EPS 소프트웨어를 검증하는 EPS Software Verification을 수행하였다 전력계 소프트웨어의 설계의 검증 부분은 현재 설계 제작된 전력계 .소프트웨어의 동작 특성 이 위성 의 전체 운용개념과 연계하여 전력계 소프트웨어가 전력계 및 위성체의 요구조건을 만족시키는지를 확인하는데 있다. 전력계 운용 소프트웨어는 배터리의 충ㆍ방전을 효율적으로 관리해 3년의 임무 기간동안 위성체에 전력을 공급할 수 있도록 설계되어 있다

대형 위성 발사체를 우주로 발사하기 위해서는 복잡한 추진기관시스템을 정밀하게 제어해야 하며, 이를 위해서는 로켓의 궤적에 따른 추진제 질량과 추력을 적절하게 제어해야 한다. 정확하게 계산된 비행궤도를 따라 로켓을 최종 목표 지점까지 올리는 일은 엔진의 추력과 공연비를 동시에 조절하는 엔진제어기술을 이용하여 가능하게 된다. 추력제어는 엔진시스템에 대한 정확한 이해와 이를 바탕으로 한 추진제 유량 제어를 통해 가능하기 때문에 액체로켓 엔진에 대한 엔진시스템 분석과 해석이 선행되어야 한다. 본 연구에서는 향후 연구 대상이 될 엔진시스템의 구성과 추력 및 공연비 제어시스템의 기본 제어 방법을 소개하고자 한다.

우주환경은 궤도상의 우주비행체 임무에 다양한 종류의 문제를 발생시킬 수 있으며, 이러한 우주환경 인자로는 방사선대, 태양으로부터 날아오는 고에너지 입자, 우주선(cosmic rays), 플라즈마(plasmas), 미세 우주 파편 등 다양하게 존재한다. 따라서 인공위성을 비롯한 우주비행체의 설계 시 우주환경에 대한 영향을 사전에 예측하고 이를 우주비행체 개발에 반영하고 있다. European Spare Research & Technology Center(ESTEC)는 1998년 European Space Agency(ESA)의 지원을 받아 Space Environment Information System(SPENVIS) 프로젝트를 시작하였다. SPENVIS는 인공위성을 비롯한 우주비행체의 우주환경에 대한 영향을 연구할 수 있는 인터넷 기반 시뮬레이션 프로그램으로서 각종 우주환경 모델을 통해 사용자가 파라메타(parameter) 값을 입력하고 그래픽과 텍스트로 결과를 알아볼 수 있다. SPENVIS 시스템은 인터넷으로 사용자 등록을 통해 이용 가능하며, 시스템의 지속적인 개선 및 확장을 통해 신뢰도를 높여가고 있다. 본 시뮬레이션 연구수행을 통하여 SPENVIS의 우주환경 영향 연구에 향후 활용 가능성을 알아보고자 한다.

위성체의 유기오염은 광학계 렌즈 등의 오염 민감 표면에 분자단위로 흡착되어 표면에 층을 이루며 존재하는 것으로 위성의 성능저하 및 임무실패를 야기할 수 있는 주요원인이 된다. 유기오염은 단순히 대기에 노출되는 것만으로도 발생할 수 있으며, 특히 고온 고진공 상태에서는 다른 표면들에서 outgassing된 물질들이 흡착될 수 있기 때문에 그 영향이 극대화 된다. 본 연구에서는 이러한 유기오염을 측정하기 위하여 청정실과 열진공챔버 내에 witness plate를 설치하고 이를 적외선분광장비로 분석하였다. 적외선 분광장비를 이용하여 ESA(European Space Agency) 문서를 기준으로 4가지 물질에 대하여 검교정을 수행하였고, 그 결과를 바탕으로 유기오염물을 정량분석 하였다. 또한 유기오염물질의 분별을 통해 보다 정확한 분석을 수행하기 위하여 GC-MS(Gas Chromatograph - Mass Spectrometer)를 사용하여 분석을 시도하였으며, 이를 국제 기준에 적용하기 위한 방안도 모색하였다.

점차 정밀화 및 대형화되고 있는 통신위성의 운영 우주환경은 고진공 환경이며 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어진다. 위성체는 지상에서 발사되어 우주궤도에 진입한 순간부터는 계속해서 우주환경에 노출되며 이러한 가혹한 우주환경에 의해서 위성체의 주요부품에 기능장애가 초래되기도 하고 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 즉 우주환경은 지상 환경과는 판이하게 다르기 때문에 지상에서는 제대로 작동하는 것으로 관찰되는 위성체가 우주환경에서는 예상하지 못한 기능장애를 보이기도 하고 이는 때때로 임무성공에 치명적인 영향을 미치기도 한다. 위와 같은 이유들로 인하여 위성체는 지상에서 우주환경시험을 거쳐 기능 및 작동상태를 점검해야 하며, 이를 위해서는 우주환경을 모사 할 수 있는 우주환경 모사장비가 필요하다. 본 논문에서는 정지궤도 위성과 같은 대형 위성체의 우주환경 모사에 필요한 대형 열진공 챔버의 설계에 필요한 요소들을 살펴보고자 한다.

우주발사체라 함은 지구상의 물체를 우주, 즉 지구의 중력이 영향을 미치지 못하는 대기권 밖으로 운반하는 수단을 말한다. 이를 위해 다양한 추진방식이 제안되었고 연구되고 있으나 현재까지 실용화 된 것은 화학연료를 연소시킴으로 인해 발생하는 추진력으로 지구 중력을 이겨내는 방식이다. 또한 발사체 구성에서 추진기관분야는 전체 성능을 좌우할 정도로 큰 비중을 차지하고 있다. 따라서 이에 대한 최적화 및 성능 검증은 필수적이다. 추진기관에 대한 성능 검증기법은 우주발사체 기술이 발달해 옴에 따라 해석적 방법, 비 연소 모사시험 등 다양하게 제시되고 있으나, 우주발사체용 추진기관의 연소현상을 예측 및 모사하는 것이 쉽지 않고 구축된 데이터가 적기 때문에 발사체 개발 단계의 최종 검증 차원에서 연소시험을 실시하는 것이 일반적이다. 한국 최초의 우주발사체라 평가되고 있는 KSR-III 로켓의 경우에도 다양한 해석기법과 모사시험을 통해서 성능 예측을 하였으나, 역시 최종 성능 검증을 위해 10여회의 연소시험을 실시하였다. 본 논문을 통해 저자는 KSR-III 개발과정에서 수행된 10회의 연소시험의 수행 과정과 결과를 기술, 정리 및 평가하여 향후 진행될 우주발사체 개발 사업의 기초로 삼고자 한다.

아리랑위성 1호는 1999년 12월 21일 발사되어 3년의 설계 임무 수명을 성공적으로 완료하였으며 현재 위성체의 특이한 이상 상태 없이 안정적으로 연장 운영되고 있다. 위성이 성공적으로 임무를 수행하기 위해서는 태양전지 및 배터리 등의 기능이 적절하게 유지되어야 한다. 위성의 전력을 생산하는 태양 전지는 여러 가지 복사 및 운영중의 온도차와 같은 우주환경 등에 의해서 서서히 성능이 감소하게 되고, 배터리 또한 온도상승 등으로 인해서 성능이 감소하게 된다. 또한 위성의 궤도평면과 태양 벡터 사이의 각으로 정의되는 베타각($\beta$)에 의해서 식기간의 변화 및 온도 변화로 인해서 전력계에도 변화가 발생한다. 본 논문에서는 정상운영 초기부터 현재까지 실제 운영 궤도상에서 얻어진 원격계측자료(Telemetry)를 이용하여 전력계의 주요 부분 변화를 살펴보았다.

우리나라 최초의 다목적 실용위성인 아리랑 1호는 지난 2003년 2월 21일부로 목표 하였던 임무운영기간 3년을 완수하였으며, 현재는 연장 운영을 하고 있다. 당초 목표했던 3년의 임무 수명을 뛰어 넘어 향후 2∼3년은 더 운영할 수 것으로 예측하고 있다. 따라서 위성체의 각 서브시스템의 상황을 분석하고 발생한 문제에 대해 신속히 대처하는 것이 중요하다. 아리랑 1호는 크게 탑재체, 자세제어계(AOCS), 전력계(EPS), 추진계(PS), 열제어계(TCS), 원격측정명령계(TC&R)의 Subsystem으로 구성되어 있다. 본 논문에서는 발사부터 목표 임무운영기간까지 서브시스템 중 원격측정명령계의 상태를 분석 정리하였으며, 초과운영에 있는 현 시점의 상태를 정리하였다.

우리나라 최초의 실용급 지구관측위성인 아리랑 1호는 지난 2003년 2월 21일부로 목표로 하였던 임무운영기간 3년을 완수하였다. 아리랑 1호의 정상 임무운영에 사용되는 탑재체는 전장광학카메라, 해양관측카메라, 그리고 우주과학 탑재체이며, 2001년 8월 원인을 알 수 없는 과전류 발생으로 임무가 중단된 우주과학 탑재체를 .제외한 나머지 탑재체들은 임무 운영기간동안 정상적으로 운영되었다. 전자광학카메라는 한반도를 비롯한 전 세계를 대상으로 지리정보를 위한 영상자료를 획득하는 것이 목적이었으며, 해양관측카메라는 생물학적 해양지도 및 해양환경 관측을 위한 자료를 획득하는 것이다. 우주과학 탑재체는 고에너지 전하입자에 의한 Single Event Upset현상, 우주방사능 관측, 그리고 전자의 온도 및 밀도 측정이 주요 목표였다. 당초 목표했던 임무운영기간을 초과한 현재(2003년 7월 1일 기준)까지 우주과학 탑재체를 제외한 나머지 탑재체들은 정상적으로 운영되고 있다. 본 논문은 아리랑 1호 발사 후 약 3년 6개월간의 기간동안 수행된 탑재체 운영결과들을 정리하였다.

다목적실용위성 1호의 자세제어는 추력기를 이용한 방법과 반작용 휠을 이용한 방법으로 나눌 수 있다. 추력기를 이용한 방법은 위성이 안전모드에 진입하거나 궤도조정시 이용되며, 정상 운영모드에서 촬영임무를 수행할 때는 반작용 휠을 이용하여 위성의 자세를 제어하고 있다. 자세제어는 제로 모멘텀 바이어스(Zero Momentum Bias)를 이용하여 3축 제어방식을 사용하고 있다. 지구센서(CES, Conical Earth Sensor)와 자이로(Gyro)를 통하여 얻은 자세정보를 이용하여 위성의 탑재컴퓨터에서 제어로직을 수행하면 MDE(Motor Drive Electronic)를 통해 모멘텀을 입력받아 반작용 휠의 회전속도를 변화 시켜 자세제어를 수행한다. 본 논문은 위성의 임무기간 동안 반작용 휠을 이용하여 자세제어를 수행한 결과를 바탕으로 위성의 제로 모멘텀 바이어스를 통한 자세제어계의 변화를 분석하여 향후 연장 임무기간 동안 발생할 수 있는 운영상의 문제점을 확인하고, 이에 대한 조치 방법과 자세제어계의 운영 방안을 제시하고 한다.

다목적 실용위성 1호에 탑재된 EOC(Electro-Optical Camera)는 2,000년부터 현재까지 한반도 인근 및 세계의 주요 육지 지역을 관측하고 있다. DOC는 크게 광학부(Sensor Assembly)와 전자부(Electronics Assembly)로 구성되어 있으며, 지상으로부터 입사하는 광 정보를 디지털 신호로 재구성하여 PDTS(Payload Data Transmission System)을 통해 지상으로 전송한다. EOC 광학부는 2,592개의 CCD(Charge-Coupled Device) 센서들로 구성된 선형 시스템이며, push-broom 주사 방식으로 구동된다. 한편, EOC의 임무 전, 후로 Aperture Cover Mechanism에 의해 EOC의 덮개를 덮은 상태로 짧은 시간동안 촬영을 수행, 획득된 영상 역시 지상으로 전송한다. 이러한 영상들은 EOC 영상에 포함되어 있는 암전류(Dark Current)에 대한 간접적인 정보를 제공하며, Dark Calibration Data로 정의된다. Dark Calibration Data는 지상에서 수신된 후, EOC 영상에 대한 복사 보정에 이용된다. 본 연구에서는 EOC Dark Calibration Data에 대한 분석을 통해, EOC 영상 내의 잡음 성분을 분석한다.

다목적 실용위성 1호로 2000년 6월 28일에서 2001년 8월 1일까지의 고도 685 Km, 22:50LT 지역시(Local Time)인 상부 이온층을 조사하였다. 위성에 탑재된 이온층 측정 센서(Ionospheric Measurement Sensor)로부터 전자 온도와 전자 밀도 데이터를 얻었으며, 자기 위도로 -60$^{\circ}$ ~ +60$^{\circ}$사이의 중ㆍ저위도의 데이터를 분석하였다. 관측 기간은 지자기 변화를 나타내는 Kp index나 태양 활동을 나타내는 F10.7이 크게 변화한 태양 극대기 기간으로, 특히 일변화의 F10.7을 통해 전자 온도와 전자 밀도의 변화를 조사하였다. 측정 시간이 야간(22:50)임에도 불구하고 태양 활동을 나타내는 F10.7에 따라 전자 온도와 전자 밀도가 변화하는 것으로 나타났다. F10.7이 250이하일 때는 F10.7이 커질수록 전자밀도는 거의 선형적으로 증가하였으며 전자온도도 증가는 하나 그 정도는 전자 밀도보다 작게 나타났다. F10.7이 250을 넘어가면 전자 밀도가 일정하거나 감소하는 경향을 나타냈다. 부가적으로 비슷한 고도의 DMSP-F15의 데이터와 비교를 통해 다목적 실용위성 1호의 관측결과의 신뢰성을 높였다.

공간해상도가 높고 영상 신호량의 증가를 위해 TDI(time delay and integration) 방식의 센서를 이용하는 저궤도 위성카메라의 경우 지구의 자전효과나 위성의 자세 불안정 등으로 인해 촬영된 영상의 퍼짐현상(smearing)이 나타난다. 본 연구에 따르면 선형운동에 의한 결과로 발생하는 영상퍼짐은 위성의 자세제어 특성 뿐 만 아니라 위성의 궤도 특성과 TDI 단계, 지상 촬영 지점의 위도 및 경사촬영 각도에 의해 결정되며 다목적 실용위성 2호(KOMPSAT2)의 탑재카메라를 실례로 살펴본 해상도 1m급의 태양동기궤도 위성의 경우 별도의 보정 과정이 없을 경우 영상의 퍼짐이 심각한 것으로 나타난다. 주된 원인은 지구의 자전효과이며 영상퍼짐의 정도는 위성 직하점의 위도에 따라 변하고 카메라의 경사촬영 각도와는 연관성이 작은 것으로 나타난다. 또한 촬영전에 자세제어를 이용해 카메라의 Yaw축 각도를 조정할 경우 영상퍼짐현상이 현저히 감소함을 보여준다.

본 포스터에서는 다목적 위성 2호의 주 탑재체인 MSC(Multi-Spectral Camera)가 TDI(Time Delayed Integration) 방식을 채택함에 따라, TDI에 의해 MSC 영상 자료가 어떻게 영향을 받게 되는 지를 연구한 내용을 설명한다. MSC는 지상 해상도가 1m인 고해상도에서 영상을 촬영하기 때문에 상대적으로 입사 광량이 부족한 문제를 안고 있음에 따라 32 line의 TDI 방식을 사용한다. TDI 방식을 사용하여 MSC에서 직하방향으로 영상을 촬영할 경우, 영상의 가운데 pixel에서 멀어질수록 TDI에 의해 영상의 MTF 값이 떨어지는 결과가 발생한다. 또한, 다목적 위성 2호는 Roll 축을 중심으로 $\pm$30도 Pitch 축을 중심으로 $\pm$30도 tilt를 하여 영상을 촬영하도록 운영될 예정이기 때문에 더더욱 TDI에 의채 영상의 MTF 값이 떨어지는 결과가 발생하게 된다. 이외에도 TDI는 다목적 위성 2호의 고도가 감소하거나, Yaw 축의 변화, Jitter 등에 의해서도 영상의 MTF 값이 감소하게 된다. 물론 MSC CCD pixel의 sampling rate인 Line Rate 값을 각각의 경우에 따라 적절한 값을 부여함으로써 TDI에 의한 MTF 값의 감소를 많은 부분은 수습할 수 있으나 완벽한 보정은 힘든 상황이다.

인공위성의 개발과정에서 비행모델을 만들기 전 EM (Engineering Model) 들로 구성하는 Electrical Test Bed (ETB) 를 개발하여 위성의 하니스를 포함함 각 서브시스템 전장품들의 성능을 점검하게 되고, ETB 시험기간 동안 발생된 문제점 들은 비행모델 설계와 제작에 반영하게 된다. 다목적실용위성 2호에 대한 ETB를 개발하여 각종 위성 전장품에 대한 성능과 부분품들간의 인터페이스 신호들의 점검을 성공적으로 완료하였으며, 시험기간 동안 발생된 각종 문제점들은 비행모델 설계와 제작에 이미 반영하였다. 본 논문에서는 다목적실용위성 2호 비행모델에 대한 시험을 위하여 각 서브시스템 즉, 원격측 정명령계, 전력계, 자세제어계의 전장품과 탑재소프트웨어 그리고 각종 시뮬레이터들의 구성과 전기/전자적인 기능시험을 위한 시험항목 및 방법에 대해 고찰하고자 한다.

인공위성의 전기적 호환성 해석은 인공위성의 각 유닛들에서 발생할 수 있는 잡음이 인공위성의 정상 동작에 미치는 영향을 분석하고 그 영향을 최소로 만들 수 있는 방안을 연구하기 위해 필요하다. 본 논문에서는 인공위성의 탑제컴퓨터와 탑제체 간의 인터페이스에서 전기 신호의 호환성 해석, Harness의 호환성 해석 그리고 radiation 해석이 이루어졌다. 인공위성의 탑제컴퓨터와 탑제체 간의 인터페이스에서 전기 신호의 호환성 해석은 전기 신호의 전압 레벨이 전압 히스테리시스의 경계 영역에서 충분한 여유를 가지고 있는지 판단하기 위해 필요하다. 전기 신호에 충분한 여유분이 없는 경우 여유분을 증가시키기 위한 방법이 제안되었으며 제안된 방법에 의해 인터페이스의 올바른 동작에 충분한 여유분이 생겼음이 시뮬레이션 결과에 나타났다. Harness의 호환성 해석은 다목적실용위성 2호에 사용된 Harness에 대한 conductive epoxy potting의 전도도를 검증하기 위해 이루어졌다. 본 논문에서는 전송 임피던스 측정 방법을 이용하여 epoxy potting의 전도성이 모든 주파수 영역에서 인공위성의 요구사항에 만족함을 보여준다. Radiation 해석은 인공위성 시스템의 radiated emission(RE)을 추정하고 S-band 수신기와 GPS 안테나와 같은 수신단에 대한 상호간섭에 의한 위험도를 분석하기 위해 필요하다. RF 수신기의 수신 대역에서 발생한 잡음의 영향으로 신호대잡음비가 허용수치이하로 감소하여 위성 명령을 수신하는 동작에 지장을 초래할 수 있다. 본 논문에서는 RF 수신단에 가장 큰 영향을 미칠 것으로 예상되는 star tracker의 RE test 결과를 분석하여 test 결과가 GPS 수신기와 S-band 수신기의 각각의 성능에 적합한지 해석하였다. 또한 solar array regulator의 스윗칭에 의해 발생되는 radiation이 위성 구조체에 미치는 영향을 해석하고 시뮬레이션 하였다.

GPS Receiver는 위성에 위치 정보와 시간 정보등을 제공하고 navigation을 관리하며 이에 관련된 signal을 processing하는 역할을 한다. 2005년에 발사 예정인 KOMPSAT-2 위성에는 Alcatel에서 제작된 Topstar 3000이 사용된다. Topstar 3000은 RF 부분과 digital 처리부분으로 구성된 GPS core부분과 MLD-STD_1553, DC-DC converter, 그리고 Ovened-controlled Oscillator(OCXO)부분으로 구성되는 option module 부분으로 구성되어 있다. 본 논문에서는 GPS Signal Simulator로 KOMPSAT-2의 실제 궤도를 구현해서 Sun-Point Mode와 Earth-Point Mode 등 여러가지 Mode 에서 GPS Receiver의 시간, 위치, 속도 정보의 정확성에 대한 성능이 분석된다.

본 논문에서는 과학위성 2호의 주 탑재체인 LIST의 Operation에 대한 개념을 소개하고자 한다. LIST는 태양 진공자외선(Lyman-$\alpha$)의 full disk 영상을 획득하고 분석함으로서 채층과 전이영역의 구조와 진화, ‘Quiet Sun’의 진공자외선 복사 변화 모델, 그리고 태양 진공자외선의 복사로 인한 지구 고층 대기의 변화를 밝혀내는 것이 목표이다. 이러한 목표를 성공적으로 수행하기 위해서는 LIST Operation 개념의 정립과 철저한 규정이 필요하다. 따라서 본 연구진은 Operation을 크게 두 부분으로 세분하였다. 즉, LIST의 각 구성 요소들이 유기적으로 작용, 목적하는 데이터의 성공적인 획득을 위한 ‘Technical Operation’과 획득된 데이터를 활용하여 효과적으로 분석하고 목적한 과학적 성과를 달성하기 위한 ‘Scientific Operation’으로 구분하여 규정하였다. 또한 효율적인 Data System의 관리를 위해 데이터의 흐름을 ‘LIST Observing System’, ‘LIST Data Acquisition System’, ‘LIST Data Reduction and Analysis’, 그리고 ‘LIST Data Analysis and Publication’의 네 가지 단계로 나누어 Data의 활용 중에 나타날 수 있는 위험들을 최소화 하고자 하였다.

원자외선분광기(FIMS), 우주물리탑재체(SPP)를 탑재한 과학기술위성 1호는 무게 약 106kg으로 고도 690km의 원형궤도에 러시아의 COSMOS-3M에 의해 플레세츠크(Plesetsk)에서 발사 되었다. 과학기술위성 1호는 적층타입(Stack Type)으로 구조체가 설계되었으며, 하나의 모듈을 하나의 구조물로 만들어 여러 개의 구조물을 쌓아 타이바(Tie Bar)를 사용하여 체결하는 방식을 채택하고 있다. 이것은 모듈을 구조체로 사용함으로써 무게를 줄일 수 있으며, 강성이 높고, 하니스 처리가 용이한 장점이 있다. 구조체는 발사환경과 우주환경을 견디도록 설계되어야 하며, 그 과정을 지상에서 시험으로 검증을 하게 된다. 본 논문은 과학기술위성 1호의 구조물 개발과정과 제작과정을 설명하고, 제작된 구조물의 시험과정과 결과를 살펴보았다.