• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.2 no.1
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• pp.21-26
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• 2007

LEO Satellite that observes earth with optical camera or synthetic aperture radar is placed at hundreds of kilometers altitude and undergoes severe thermal load. The thermal deformation of structure by the thermal load makes payload not to point toward wanted ground position. The payload pointing direction change by thermal distortion is called thermal pointing error. This is carried out by 3 steps that are thermal analysis, temperature conversion and structural analysis. In this paper, the possibility of successful mission through thermal pointing error analysis is described.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.8 no.2
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• pp.54-64
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• 2010

A spacecraft contends with various vibration from the launch to the on-orbit operation, which is one of the major considerations in spacecraft design. The weight reduction has been indispensable to decrease the launch cost, however it produces worse disturbances for the spacecraft equipments. Besides, the load requirements at observation payload interfaces have became severe to secure their pointing stability as their images are required with high resolution. As a possible solution, a vibration isolation system is introduced and it reduces the vibration from the launch vehicle or isolates the spacecraft equipments from their generating/transmitted vibration. In this paper, it is examined the design consideration needed for the accommodation of the vibration isolation systems through the survey of recent applications of vibration mitigation technologies to spacecrafts.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2008.07a
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• pp.1944-1946
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• 2008

본 논문에서는 통신해양기상위성의 추력기 구동장치에 대하여 기술하였다. 위성에서는 위성체 전력공급을 위한 태양전지판, 위성의 자세제어를 위한 모멘텀 휠과 추진계, 온도제어 등을 담당하는 다양한 추력기 (actuator)가 존재한다. 위성의 안정적인 동작을 위해 각각의 추력기를 제어하기 위한 전기 및 기계 접속 요구사항을 수용하는 인터페이스 기능을 담당하는 추력기 구동장치 (Acutator Drive Electronics, ADE)가 필요하다. 통신해양기상위성의 추력기 구동장치는 안정적인 동작을 위해서 1개의 ADE5 구조체 안에 ADE5 A와 ADE5 B가 중복되어서 구현되었다. ADE5는 ADE5 A와 B가 수동적 중복구조를 갖지만, 추력기와 ADE5 A, B가 상호연결되어 있어서 위성의 상태에 따라서 2개의 ADE5 A, B가 혼합적으로 사용될 수 있다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.53-53
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• 2004

과학기술위성 1호는 2003년 9월 27일 러시아의 플레세츠크에서 성공적으로 발사된 후 6개월 여간의 운용을 통하여 초기 위성 안정화 과정과, 임무 수행기간인 2년 동안 정상적으로 위성이 운용될 수 있도록 위성의 운용모드에 따른 파라미터를 궤도상에서 보정하는 과정을 거쳐 전력 시스템이 최상의 조건을 가질 수 있도록 하였다. 초기 위성의 상태 점검과정과 탑재체의 관측을 위한 운용모드 시험과정을 거쳐 현재 위성은 각 궤도별로 “정밀 자세 제어 모드”, “최대 태양 전력 입력 지향 모드”, “자동 지상국 교신모드”, “탑재체 운용 모드”, “S/W 전력 제어”, “자동 파일 다운로드” 등으로 분류되어 운용되고 있으며, 위성의 주컴퓨터에 시나리오 명령구조를 사용하여 탑재체를 운용하고 있다. (중략)

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.6
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• pp.526-534
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• 2011

The MFS (Mlti-Functional Structure) concept, which integrates the electronics, thermal control and structure into a single packaging system, has been developed and applied to reduce the volume and weight of the satellite. Therefore, this MFS can eliminate the bulky chassis/frames, cables and connectors of the electronic equipment. The main point of this traditional MFS is the replacement of the electrical chassis/frames with MCMs (Multi-Chip Modules) that require much costs and efforts for developing. This paper shows the new MFS concept that effectively saves the volume and weight. The structure including the thermal control and radiation shielding elements will be designed and manufactured as the rectangular grid-stiffened structure. The rectangular grid-stiffened structure is the modification of the iso-grid structure, and provides the enough spaces for putting the general PCBs without the chassis/frames.

• Proceedings of the Korea Society for Simulation Conference
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• 2002.11a
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• pp.3-7
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• 2002

컴퓨터 네트워킹 기술의 발달에 힘입어 분산처리를 이용한 기법이 복잡한 구조물의 최적설계에 널리 사용되고 있다. 최적설계시 구조물이 복잡하고 설계 변수가 많아질수록 설계 변수간의 교호작용이 복잡해지고 국부최적해가 많아지는 특성이 있다. 최근의 최적 설계는 이러한 문제점을 해결하고자 다양한 전역 최적화 기법을 도입하여 적용하고 있다. 본 연구에서는 진화이론을 바탕으로 한 유전자 알고리즘과 실험계획법을 바탕으로 한 반응표면법에 분산처리 기법을 도입하여 인공위성 추진 모듈의 최적화에 적용시켰다. 그 결과 유전자 알고리즘이 조금 더 좋은 최적값을 보였으며 해석시간은 반응표면법을 적용 시켰을 경우가 훨씬 짧았다. 병렬처리 기법을 이용한 위성구조체의 최적설계에 있어 유전자 알고리즘은 해의 전역성에서 반응표면법은 시간의 효율성에서 각각 장점을 보였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.7 no.1
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• pp.99-107
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• 2008

The COMS is a kind of geostationary multi-functional satellites with three different mission objectives. Two of them aim at earth observation and the COMS has two optical payloads according to those missions. The payloads are composed of a meteo imager and an ocean color imager, and their inherent characteristics require optimal interface design for their performance to be concurrently achieved. Therefore, various kinds of constraints are considered in their component accommodation on the COMS platform. This paper shows a general overview of the optical payload accommodation design and describes the design consideration to achieve the optimized performance from thermal and mechanical point of view.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.12
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• pp.1201-1206
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• 2008

This study is focused on the investigation of the modal characteristics of the preliminary models of science technology satellite-3 (STSAT-3). Prior to the final decision of the composite structure model, several candidate structure models have been developed so as to find the most qualified structures with respect to the satellite structure systems' requirements and then utilize the information achieved to a real design. The main structure is composed of fiber reinforced composite faced honeycomb sandwich panel whose modal characteristics are found and compared to each other by means of finite element numerical analyses. Results from the current study demonstrate that a rectangular box shape having supporting inner panel shows relatively higher fundamental mode frequencies than octagonal box shape and etc., and regardless of the structure model shape tested herein, the fundamental mode turns out lateral bending mode.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.4 no.2
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• pp.60-64
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• 2005

STSAT-2 will demonstrate the scientific mission(acquisition of brightness temperature of the earth at 23.8 GHz and 37 GHz) and spacecraft technologies(laser ranging, frame-type satellite structure, Dual-head star tracker, CCD sun sensor, pulsed plasma thruster, etc.). In this paper STSAT-2 satellite system is described. It includes the definition of the system and the overview of payloads and BUS.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.46.4-47
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• 2009

인공위성은 지상에서 설계 제작된 후에 발사체에 탑재되어 궤도에 진입되어 위성에 부여된 고유임무를 수행하게 된다. 위성체가 임무를 수행하는 우주공간은 고진공 환경과 태양 복사열에 의한 고온 환경 및 극저온이 반복되는 가혹한 환경으로 특징지어진다. 때때로 위성체는 이러한 가혹한 우주환경의 영향으로 인해 주요 부품의 기능장애가 초래되기도 하며 이는 결국 임무의 실패로 이어지도 한다. 따라서 고진공과 극저온 환경으로 일컬어지는 우주환경을 지상에서 모사하여 위성체의 안정성 및 신뢰성을 시험하기 위해서 열진공 시험장비를 이용한 열진공시험을 수행한다. 한국항공우주연구원에서는 인공위성의 탑재체인 광학카메라의 국산화 개발을 위하여 우주공간의 고진공과 극저온 상태를 모사할 수 있는 $\varphi4m\timesL10m$ 규모의 광학탑재체 전용 열진공챔버를 국산화 제작하였다. 관측 위성용 광학카메라는 초고정밀 장비로서, 이를 테스트하기 위한 광학탑재체용 진공챔버는 특히 진동환경에 매우 민감한 하여 10-7 grms 이하의 진동레벨을 허용하고 있다. 그러나 진공용기는 지진 및 외부 환경으로부터의 시스템외부진동과 진공펌프 및 기타 장비들로부터의 내부 진동환경에 항상 노출되어 있으며, 가진 주파수가 구조물 자체의 고유진동수와 일치될 경우 공진이 발생하여 시스템에 큰 영향을 미칠 수 있으므로, 외부 진동 및 챔버 자체 진동이 광학계에 전달되지 않도록 진동차단장치가 필요하다. 이 논문에서는 광학탑재체 궤도환경시험용 챔버에 대한 진동차단장치의 개발 및 활용 예를 논의하고자 한다.