• 천문학회보
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• 제35권2호
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• pp.56.1-56.1
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• 2010

MIRIS(Multipurpose InfraRed Imaging System)는 과학기술위성 3호의 주 탑재체로서 2011년 발사예정인 다목적 적외선 카메라 시스템이다. MIRIS는 우주관측 카메라와 지구관측 카메라로 구성되어 있으며, 우주관측 카메라는 $0.9-2.0{\mu}m$ 영역에서 3.67 deg. x 3.67 deg. FOV로 우리 은하평면 survey 관측과 우주배경복사(CIB) 관측을 수행할 것이다. 현재 MIRIS는 비행모델 개발 마무리 단계에 있으며, 검교정 시험, 열-진공 시험, 진동 시험 등을 수행하고 나면 2010년 말 위성 본체와의 조립을 진행할 것이다. 우주관측 카메라는 궤도상에서 태양, 지구의 적외선 복사와 망원경과 검출기 주변에서 발생하는 열잡음을 줄이기 위해 냉각이 필요하며, 제한된 위성의 무게와 부피, 전력등의 요구조건들 때문에 망원경 및 구조체의 복사냉각(Passive Cooling) 방법을 선택하였다. Passive cooling으로 우주관측 카메라의 망원경이 200K 이하로 냉각되면, dewar에 설치된 소형 냉각기를 가동하여 적외선 센서를 80K로 냉각한다. 위성체 내벽과 우주관측카메라의 각 구조체들 사이의 복사를 차단하기위해 30층의 MLI를 적용 하였고, 각 구조체들간의 열전도를 최소화하기위해 GFRP supporter를 적용하였다. 이 실험은 천문(연)에서 자체 제작한 열-진공 챔버를 활용하여 진행하였으며, 이미 인증모델에 대한 passive cooling 실험을 두 차례 실시하였고, 그 실험 결과를 반영하여 최종 비행모델에 대한 실험을 수행하였으며, 그 실험 결과에 대해 논의 하고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.129-142
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• 2005

KSLV-I의 위성 어댑터의 구조 형식으로 결정된 세미 모노코크 형식의 잘려진 원뿔형 구조체를 제작하고, 정적 구조 시험을 수행하였다. 설계 하중에 따라 순수 압축, 순수 굽힘, 순수 전단, 복합 하중을 가하여 변형률 및 변위를 측정하고, 구조의 건전성을 확인하였다. 최종적으로 파괴 시험을 수행하여, 국부 좌굴 모드 및 파괴 형상을 관찰하였으며, 파괴하중 및 모드를 유한 요소법으로 해석하여 비교한 결과 정확한 파괴 하중의 예측이 가능하였다.

• 소음진동
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• 제9권1호
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• pp.5-13
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• 1999

1980년대 이르러서 인공위성은 통신위성. 탐사위성, 우주망원경, GPS 위성 등 그 역할이 전문화되고 다양해지고 있다. 이에 따라 인공위성의 안테나, 태양전지판 등의 구조물이 대형화되고 복잡해지는 추세에 있으나, 발사경 비의 절감을 위하여 위성체의 무게를 줄여야 하는 필요성 이 절실해졌으며 이에 따라 얇고 가벼운 재료를 사용하게 되었다. 또한 우주에서의 항구적이고 효율적인 연구수행을 위하여 러시아의 미르(Mir)에 이어서 새로운 국제우주정거장의 건설을 위한 연구가 계속적으로 수행되고 있다.(중략)

• 한국음향학회:학술대회논문집
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• 한국음향학회 2004년도 추계학술발표대회논문집 제23권 2호
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• pp.211-214
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• 2004

이륙과 음속 통과시 랜덤진동형태의 음향/진동환경에 노출되는 위성체의 음향/진동시험은 시제품을 완성한 후에 슨1행되므로 않은 시행착오를 겪거나, 과다한 안전계수를 사용하여 불필요한 무게증가 등의 문제점을 가지고 있다. 이러한 문제점을 극복하기 위하여 통계적 에너지 해석법 (Statistical Energy Analysis)을 이용한 선행 해석이 필요하다. 본 연구에서는 KOMPSAT-1 (Korea Multi-Purpose Satellite-1) 위성체의 SDM (Structural Dynamic Model)에 대하여 SEA 해석을 수행하였다. 감쇠 손실 인자 (Damping Loss Ffactor)는 단판을 분리하여, 연성 손실 인자(Coupling Loss Factor)는 SDM모델 하부의 두 샌드위치 패널을 분리하여 실험적으로 산정하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권2호
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• pp.509-523
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• 1998

군 통신위성 탑재 체의 개념모델(payload Concept Model; PCM) 연구는 실제 위성의 설계 및 제작 이전에 탑재 체를 지상에서 상용부품으로 구성하고 실제 위성과 가까운 통신전파 조건에서 시험하여 그 특성과 성능을 미리 파악하고자 하는 것이다. 본 논문에서는 이러한 통신 탑재 체 개념 모델을 구현하기 위한 기계구조물의 설계와 제작 과정을 기술하고 있다. 제작된 개념모델의 설계 조건의 만족여부를 검증하기 위하여 기본 RF 특성 시험을 실시하였으며 시스템이 양호한 통신품질을 제공함과 정상적으로 작동됨이 확인되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권7호
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• pp.26-32
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• 2005

본 논문에서는 위성체 태양전지의 진동응답을 분석하였다. 태양전지는 복합재료 얇은 벽보와 태양전지 판 및 보조 바로 구성되어 있다. 복합재료 얇은 벽보는 전단 변형, 12차 와핑, 회전 관성과 재료의 방향성 등을 고려해야 한다. 태양전지 판은 z 방향으로 일정한 장력이 가해지는 얇은 막이며 보조 바는 강체 구조물이다. 열적 구배에 따른 구조 변형에 의한 영향을 고려하여 연성된 열적 구조 해석을 수행하였으며, 열적 불안정성 조건이 되는 안정성 기준 인자들을 분석하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제5권1호
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• pp.80-84
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• 2010

위성 구조계의 가장 기본적인 임무 및 역할은, 우선 위성 자체의 미션 및 기능을 위해 필요한 여러 탑재체 및 장비들을 장착하고 지지할 수 있는 공간을 제공하고, 발사 시에 발생하는 이런 극심한 발사환경 하중에서 위성체 및 탑재체들을 안전하게 보호하는 것이다. 위성체가 발사체에 실려 발사될 때에 매우 높은 가속도에 의한 정적하중 및 공기의 저항에 의한 하중, 연소 가스 분출 시 발생하는 음향에 의한 하중, 발사체로부터 분리될 때 발생하는 충격 하중 등 여러 가지의 극심한 하중을 겪게 된다. 이런 여러 발사환경 중, 저주파 동적 하중 환경의 검증을 위한 정현파 가진 시험 시에 주요 탑재체 및 장비들의 고유모드에서 과도한 하중이 가해지는 것을 피하기 위해 정현파 가진 규격에 노칭을 적용하게 된다. 본 논문은 정현파 가진 시험을 주요 내용으로 하며, 시험을 수행하기 위한 노칭된 예측 입력하중과 실제 시험에 사용된 입력하중을 비교하여 유한요소모델 및 예측의 정확성을 확인해 보고자 한다.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.60-66
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• 2006

본 논문은 MSC/Nastran superelement를 이용한 연성하중해석에 대한 연구이다. 위성개발시 발사체가 선정되면, 발사체와 위성체간의 연성하중해석이 실시된다. 연성하중해석 결과로부터 위성구조체의 주요 부위에서의 하중과 변위를 도출하고, 이로부터 현 설계의 안정성을 판단하게 된다. 지금까지의 연성하중해석은 MSC/Nastran의 DMAP 코드를 이용하여 수행이 되었다. DMAP 코드의 경우 코드가 매우 복잡하고, 길기 때문에 코드 분석 및 수정에 어려움이 많았다. 이를 해결하기 위해서 MSC/Nastran 2005의 superelement를 이용하여 연성하중해석을 수행하였다. 던저 위성체 유한요소모델을 MSC/Nastran 2005 superelement를 이용하여 Craig-Bampton 모델로 변환하고 이를 정확성을 검증하었다. Craig-Bampton 모델로 변환된 위성체 모델을 발사체 모델과 접속하여 연성하중해석을 수행하였고, 이의 정확성을 검증하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.133.1-133.1
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• 2012

전자파설계는 위성의 전력시스템, 통신시스템 뿐만 아니라 구조체 등 위성시스템 전반에 걸쳐서 종합적으로 고려가 되어야 하며, 이를 위해서는 개발 초기단계에서부터 시스템 설계에 반영되어야 한다. 위성시스템의 상세 설계가 끝난 후에는 시스템에 구현된 전자파 설계의 적합성을 검증하여야 하며 이는 해석 및 시험을 통해 이루어진다. 본 논문에서는 저궤도 중형급 위성이 우주환경에서 전자파적합성을 이루기 위한 설계 기법 및 전자파환경에 대한 적합성 검증과정에 대해서 다루고 있다. 저궤도 중형급 위성시스템에 대하여 구조물의 전자기적 특성을 정의하는 것부터 우주환경에서 위성의 RF호환성에 이르기까지 부품단위에서부터 시스템 수준까지의 전자파 설계 기준과 각 단계별로 전자파적합성을 검증하기 위한 방법 및 절차에 대해서 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권2호
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• pp.89-95
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• 2003

현재 개발중인 인공위성의 추진시스템은 크게 추진제 탱크 및 4개의 주요모듈로 구성되어 있다. 각 주요 모듈은 위성체 자세제어에 필요한 펄스 모멘텀, 추진제와 가압제의 공급/배출, 추진제 여과, 그리고 위성체 비상상태에서늬 유로변경 기능 들을 각각 제공한다. 이러한 주요 모듈들은 각각의 지지용 브라켓에 의해 추진시스템의 플랫폼에 장착되는데 모든 발사 환경 및 궤도상에서 주요 모듈들이 정상적으로 작동할 수 있도록 각 브라켓의 설계가 적절하게 이루어져야 한다. 본 논문에서는 주요 모듈의 지지용 브라켓들에 대해 유한요소해석(FEM)을 이용한 구조해석을 수행함으로써 규정된 설계 요구조건을 만족하는지 확인하였고 이를 통해 브라켓들의 구조적 안전성을 검증하였다.