• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.40 no.9
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• pp.771-780
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• 2012

Naro-science satellite which will be launched by KSLV-1 has been successfully developed. Naro-science satellite is a 100kg-class small size science satellite whose structure is composed of one of a typical light and high strength aluminum honeycomb sandwich panel. In this research, dynamic responses of the satellite with respect to the design requirements were investigated by means of real experiments and numerical finite element analyses. The core technologies of the structure design and analysis about fracture and safety has been obtained through a wide range of analyses and tests. The results obtained in this study can be significantly utilized for the next generation satellite development.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.8
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• pp.99-104
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• 2005

The major role of a spacecraft structure is to keep and support the spacecraft safely in all the launch environment, on-orbit condition and during ground-transportation and handling. In a satellite development, a structural and thermal model (STM) is developed for two goals ; demonstration of a structural and a thermal stability. In the structure point of view, STM is used to verify the static/dynamic characteristics of structure in the initial stage of development. In this paper, the structure design/analysis of high resolution LEO earth observation satellite STM is described. Also, a low level sine vibration test is performed and compared to the results of finite element analysis.

• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.3 no.2
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• pp.13-17
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• 2008

The conventional telemetry system of Korean low-earth orbiting satellites has certain limitations in accommodating various missions. As the payload becomes complex, it requires very complicated operational concepts in terms of telemetry. With the current design, the telemetry formats have to be rebuilt whenever new payloads or operation concepts are involved, and many constraints in operation shall be produced due to the lacks of its flexibility. As the capability and performance of a satellite have been improved, the communication structure of the satellite should be improved to gather more telemetry data. For the efficiency of data handling, it is necessary to change the grid based telemetry system in which the downlink interval and types for telemetry was limited. Comparing the fixed data map such as grid type, the packet based telemetry system can be operated as flexible and various types of packet can be designed such as the dump packet and the event packet. The sequence of the packets can be modified or newly defined to manage the massive satellite state of health data. In this paper, a new strategy for the telemetry development partially derived from PUS (Packet Utilization Standard) of European Space Agency, which provides enhanced features for the accommodation of payloads & operational requirements, is presented.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2004.07d
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• pp.2640-2642
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• 2004

일반적으로 위성에 장착된 GPS 수신기는 GPS 위성으로부터 항법 신호를 받아서 위성의 위치, 시간 및 속도 정보를 제공하는 것을 주요 목적으로 하고 있다. 이러한 정보를 근거로 위성의 현재 위치 정보 및 임무 수행을 위한 정보를 유도하게 된다. 2005년 발사예정인 다목적실용위성2호는 GPS수신기에서 나오는 IPPS 신호를 위성체 각 프로세서의 기준시간으로 사용되며 DPLL, FEP 회로 및 운영소프트웨어(FSW)에 의하여 동작된다. 본 논문에서는 다목적실용위성2호(KOMPSAT2, 이하 K2)의 시간동기구조[1,2]에 대한 구조 및 설계에 대한 뿐 아니라 정밀도 분석 및 시험결과등 전 과정에 대한 내용을 기술하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 2001.04a
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• pp.131-134
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• 2001

The three-dimensional precision measurement technology for industry product of middle and/or large scale has been developed. Theodolite measurement system which is one of the technology is widely used in aerospace industry. This paper describes measurement method and results for spacecraft structure test model by using the measurement system. And structural stability for STM is desribed through the comparison between design values and measured values.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2003.10a
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• pp.62-62
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• 2003

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

• Composites Research
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• v.37 no.3
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• pp.219-225
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• 2024

It is essential to develop a light-weight, high-performance structure for the deployable reflector antenna, which is the payload of a reconnaissance satellite, considering launch and orbital operation performance. Among them, the composite main reflector is a key component that constitutes a deployable reflector antenna. In particular, the development of a high-performance main reflector is required to acquire high-quality satellite images after agile attitude control maneuvers during satellite missions. To develop main reflector, the initial design of the main reflector was confirmed considering the structural performance according to the laminate stacking design and material properties of the composite main reflector that constitutes the deployable reflector antenna. Based on the initial design, four types of composite main reflectors were manufactured with the variable for manufacturing process. As variables for manufacturing process, the curing process of the composite structure, the application of adhesive film between the carbon fiber composite sheet and the honeycomb core, and the venting path inside the sandwich composite were selected. After manufacture main reflector, weight measurement, non-destructive testing(NDT), surface error measurement, and modal test were performed on the four types of main reflectors produced. By selecting a manufacturing process that does not apply adhesive film and includes venting path, for a composite main reflector with light weight and structural performance, we developed and verified a main reflector that can be applied to the SAR(Synthetic Aperture Rader) satellite.

• The Journal of Korean Institute of Electromagnetic Engineering and Science
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• v.20 no.9
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• pp.914-923
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• 2009

Helix antennas have been widely applied to satellite TT&C, data communication and GPS receiver systems onboard military, remote sensing and communication purpose satellites. The helix antennas are known to be convenient to control impedance and radiation coverage characteristics with a maximum directivity in satellite z-axis. Waveguide horn is commonly used for radar system that needs ultra-wideband pulse for exploration ground radar and electromagnetic disability measurement etc. It has high efficiency and low reflection characteristics provided by the low-profile shape and suppressed radiation distortion. In this paper, a waveguide horn structure incorporated with helix antenna design is proposed for satellite applications that require ultra-wideband pulse radar and high rate RF data communication link to ground station over wide coverage area. The main design concern is to synthesize variable beam forming pattern based on modified horn-helix combination helicone structure such that multi-mission antenna is implemented applicable for TT&C, earth observation, high data rate transmission. Waveguide horn helps to reduce the overall antenna structure size by introduction fold type reflector connected to the tapered helix antenna. The next generation KOMPSAT satellite currently under development requires high-performance precision attitude control system. We present an initial design of a hybrid hern-helix antenna structure suitable for efficient RF communication module design of multi-purpose satellite systems.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2007.04a
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• pp.193-196
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• 2007

The motor case for the KSLV-I KM is the first satellite launch vehicle ever to be developed by Korea to deliver the 100 kg class satellite into Earth's low orbit. This SLV is made of two stages, and the 2nd stage is made of solid rocket motor. The motor case of the KM is made of all composite materials except for the interface structures. Manufacturing process for the motor case such as insulation, filament winding for the motor case, fabrications for the interface structures will be discussed in this paper.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2015.08a
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• pp.103.2-103.2
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• 2015

10-3 Pa 이하의 고진공 환경과 $180^{\circ}C$ 이하의 극저온 환경에서 대형정지궤도위성의 고온 열평형 환경구현을 위한 열제어패널이 설계되었다. 열제어패널은 가로 2.2 m, 세로 2.6 m, 두께 2 mm의 구리판에 구리 튜브가 브레이징되어 있는 형태로 설계되었으며, 지상에서 6 m 이상의 높이에 설치되고 위성의 위치에 따라 이동이 가능해야 하기 때문에, 별도의 지지 구조물이 함께 설계되었다. 따라서, 열제어패널 설치 및 고정을 위한 지지구조물의 경우 160 kg의 무게를 견뎌내야 하며 이동 및 설치에 있어 구조적인 안전성이 확보 되어야 한다. 이에 본 연구에서는 상용유한요소해석 프로그램을 사용하여 열평형시험 시 위성체 상단부의 고온 환경모사를 위한 열제어패널 지지구조물에 대한 구조 안전성을 확인 하였다.