• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.2
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• pp.119-125
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• 2007

Space launch vehicle development needs many kinds of technologies synthetically. Nowadays, KARI (Korea Aerospace Research Institute) has developed a space launch vehicle, KSLV-I (Korea Space Launch Vehicle-I), that is able to load with an 100kg payload. After that it plans to develop Korean Space Launch Vehicle. As space launch vehicle becomes more complicate and larger, it needs a scientific and analytic development cost estimation. In this paper a cost estimation for KSLV-II using TRANSCOST 7.1 was studied.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.5 no.2
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• pp.43-50
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• 2007

우리나라의 우주개발은 2007년 6월에 수정된 우주개발진흥기본계획에 근거하여 2017년까지 총 8기의 인공위성을 개발할 예정이며, 여기에는 다목적실용위성 5기, 과학위성 2기, 정지궤도위성 1기 등이 포함된다. 본 논문에서는 우리나라에서 향후 지속적인 수요가 예상되는 1,000kg급 다목적실용위성 발사가 가능한 해외 상용 발사체의 동향을 살펴보고자 한다.

• Journal of KSNVE
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• v.7 no.5
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• pp.725-728
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• 1997

본 글에서는 위성체가 겪게 되는 여러 가지 환경 중에서도 특히, 발사체가 이륙되어 천이궤도 진입시까지 위성체에 발생되는 진동 현상과, 이와 같은 발사 환경에 의해 위성체설계에 하자가 없는지를 확인하는 절차로서 지상에서 행해지는 시험의 종류와 방법에 대해 알아보고자 한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.10 no.2
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• pp.94-100
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• 2011

In this paper, an assessment on the preliminary coupled load analysis results for advanced Low Earth Orbit Earth Observation satellite was performed. Spacecraft FE-model was converted into Craig-Bampton model consisting of mass matrix, stiffness matrix, acceleration transformation matrix, displacement transformation matrix, and it was delivered to the launch vehicle developer. Launch vehicle developer performed a coupled load analysis with launch vehicle model and spacecraft Craig-Bampton model, and the coupled load analysis results were provided to us. From the assessment on the analysis results, it was verified that spacecraft is safe under launch environment.

• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 1997.04a
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• pp.75-80
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• 1997

1999년 한반도 상공에 발사되어 21세기 한국의 우주 시대를 열어나갈 국내 최초의 다목적 실용위성인 KOMPSAT의 개발이 한국 항공 우주 연구소를 주관 기관으로 국내외의 여러 기업 및 연구기관들이 참여한 가운데 현재 진행 중이다. 본 논문에서는 위성체의 설계, 제작 및 시험의 국산화 일환으로 국내에서 제작된 이중 추진 장치(Dual Thrust Module)의 발사 환경 시험에 대한 과정 및 결과에 대하여 언급코자 한다. 일반적으로 목표 궤도에서 발사체로부터 분리된 위성체는 자세 제어를 수행하며, 또한 저궤도 위성의 경우 궤도상에 존재하는 공기등의 저항으로 인하여 빈번한 궤도수정이 필요하다. DTM은 이러한 궤도수정 업무를 담당하는 중요한 위성체의 부품이다. 그러나, 지상에서 발사시 발사체로부터 전달되는 진동 및 소음의 영향으로 인하여 기능 장애를 일으킬 우려가 있음에 따라, 제작된 DTM은 위성 본체에 장착되기 전 반드시 발사 시와 동일한 환경하에서 고유의 기능을 성공적으로 수행할 수 있는지에 대한 검증 절차가 필요하다. 본 연구에서는 DTM의 발사 환경 시험을 성공적으로 수행함으로써 위성체 및 부품의 시험기술을 축적하여 국내 위성 개발 분야에 기여코자 한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.7 no.1
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• pp.194-201
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• 2008

The launch vehicle upper stage generally executes collision and contamination avoidance maneuver after the satellite separation. Through this maneuver the satellite safely settles in its orbit and the launch vehicle moves away from the satellite with minimum contamination. In this paper collision and contamination avoidance maneuvers by foreign launch vehicles are analyzed. Criteria for satellite contamination during the avoidance maneuver is given for KSLV-I upperstage.

• Aerospace Industry
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• s.107
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• pp.24-25
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• 2010

최근 나로호 발사 실패와 천리안 발사 성공 등 국내 우주개발에 희비가 엇갈렸다. 특히 자력 발사로 관심을 모았던 나로호 발사가 실패하면서 온 국민은 우주개발에 대한 어려움을 다시 한번 실감했다. 이번호에서는 국내 위성 및 발사체 개발현황을 살펴본다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.1
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• pp.157-164
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• 2007

For a GPS antenna to normally receive GPS satellite signals during full flight mission of a satellite launch vehicle, it should be installed on skin of the vehicle. The surface of a launch vehicle is drastically heated up due to aerodynamic heating effect during flight, so that the GPS antenna mounted on surface of the launch vehicle is directly exposed to extremely hot temperature environment. Hot temperature test specification of the GPS antenna, therefore, is severer than inner components. This paper describes that procedures and results of performance analysis of the GPS antenna for KSLV-I under hot temperature environment. The GPS antenna was not deformed physically and inner LNA(Low Noise Amplifier) operated normally without performance degradation.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.186.2-186.2
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• 2012

본 논문은 저궤도 위성의 발사체 접속과 관련하여 배터리 충전 인터페이스 설계 사항을 정리한 것이다. 위성 발사 전 위성의 배터리를 일정 주기마다 반드시 충전해야 하는 경우 위성 프로세서를 켜지 않고 발사장전기시험장비 (LSTS)에서 직접 배터리만을 충전할 수 있도록 배터리 전용 충전 인터페이스를 설계한다. 그러나 배터리 종류에 따라 방전이 매우 천천히 진행되어 발사 당일 동안의 충전만으로 완충이 되는 경우 이러한 인터페이스가 필요하지 않다. 본 논문에서는 저궤도 위성들의 배터리 인터페이스 설계 사항을 정리한다. 또한, 위성 배터리 인터페이스와 LSTS 사이에는 발사체 인터페이스가 접속될 수 밖에 없으며, 접속 시 배터리 전원이 노출되지 않도록 설계한 사항을 정리한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.40 no.5
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• pp.439-445
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• 2012

The COMS(Communication, Ocean, and Meteorological Satellite) is subjected to shock loads when the stage or fairing of a launch vehicle is separated and the satellite is separated from the launch vehicle during the launch vehicle flight. And, after the satellite is separated from the launcher, the COMS is subjected to shock loads when the solar array is deployed, Ka-Band communication antenna is deployed, and meteorological imager radiator cover is released. In order to validate the satellite safety against these shock loads on ground, shock tests were performed. In this paper, the shock tests performed in the course of the COMS development are described, and the method to assess the test result is presented with an example of Geostationary Ocean Color Imager(GOCI). In Ariane-5 launch vehicle, the clampband release shock for satellite separation is lower than the fairing or stage separation. In this paper, the extrapolation method to take into account the maximum shock load from the launch vehicle by using the satellite separation shock test result is also introduced.