• 한국전자파학회지:전자파기술
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• 제5권1호
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• pp.40-50
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• 1994

자신이 위치를 파악하는 전자항해 시스템 중에서도 저궤도 위성인 GPS 위성을 이용한 위치측정 방식은 지구상 어느곳에서 언제든지 고정밀 3차원의 전천후 실시간 위치측정이 가능한 방식이다. 이 GPS위성의 전파가 통과하게 되는 전리층의 변화를 분석하기 위하여 전리층 변동에 다른 현상을 관측하여 GPS 위성에 의한 위치 측정 오차와 전리층 변화와의 관계를 모델링 하여 임의의 지역에서의 GPS 수신기에 의한 실제의 샘플 데이타를 사용하여 시간, 양각, 방위각 등을 변화시켜 가면서 컴퓨터 시뮬레이션을 통하여 성능을 비교 분석하였다 실험결과 제안한 단일 주파수 GPS 사용자일 경우에 전리층 시간지연은 어느정도의 오차가 존재하지만 실제 실험에의한 시간지연이 5~6nsec이고 본 논문에서의 결과가 상태가 양호한 경우에는 5~7nxec정도까지 근접함을 알 수 있었다. 이것은 본논문에서의 전리층 전파특성 알고리듬이 실제 실험 결과치와 근하하게 일치함을 나타낸다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권2호
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• pp.459-473
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• 1998

인공위성이 더욱 복잡해 감에 따라 예측할 수 없는 실패의 발생은 설계의 부적당성, 경험 부족, 문제인식 부족, 빈약한 품질제어 능력, 부적당한 시험 또는 작업자의 실수 등 때문에 늘어나고 이들은 위성의 임무 수명을 단축시킬 수 있다. 본 고에서는 위성의 일반적인 실패유형과 임무수명 인자에 대해 검토하고, 지구 및 해양관측 임무를 갖고 있는 태양동기 저궤도위성인 다목적 실용위성에 대한 임무수명인자를 조사하고 실제 예상되는 위성의 임무수명을 예측하였다. 임무수명의 예측 시 랜덤하게 발생하는 실패에 의한 수명의 중단은 예측할 수 없는 것이기 때문에, 여기서는 주로 예측이 가능한 마모에 의한 대표적인 임무수명 인자 예를 들어, 전력 버짓, 추진제 버짓, 배터리 충 방전 사이클, 복사환경의 영향, 탑재체의 신뢰도, 단일 점 실패, 위성 여유 분을 등을 조사하고 개략적인 수명을 예측하였다.

• 전자공학회논문지SC
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• 제47권3호
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• pp.19-27
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• 2010

KSLV-I은 100kg급 소형 인공위성을 지구 저궤도에 진입시키는 임무를 수행하여야 하며, 이를 위해 상단의 3축 자세제어를 위한 자세제어 시스템이 요구된다. 추력기 노즐을 통해 질소가스를 방출함으로써 발생하는 작용 반작용 모멘트를 제어모멘트로 사용하는 냉가스 추력기 자세제어 시스템을 KSLV-I 상단의 3축 자세제어 시스템으로 선정하였다. 본 논문에서는 KSLV-IRCS 추력기의 설계 및 기능시험, 성능시험, 환경시험에 대한 내용을 다룬다.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.122-126
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• 2009

KSLV-I은 100kg급 소형 인공위성을 지구 저궤도에 진입시키는 임무를 수행하여야 하며, 이를 위해 상단의 3축 자세제어를 위한 자세제어 시스템이 요구된다. 추력기 노즐을 통해 질소가스를 방출함으로써 발생하는 작용 반작용 모멘트를 제어모멘트로 사용하는 냉가스 추력기 자세제어 시스템을 KSLV-I 상단의 3축 자세제어 시스템으로 선정하였다. 충전 시스템의 유량 검증 및 충전 시나리오 작성을 위해 지상 충전 시스템 개발 전단계로 충전모사 시스템의 개발이 필요하다. 본 논문에서는 KSLV-I 충전 모사 시스템의 오리피스 설계, 시스템 개발, 충전 시험에 관한 것이다.

• 한국통신학회논문지
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• 제29권2C호
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• pp.255-261
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• 2004

Geoloaction이란 다수의 위성을 이용하여 지구상에 존재하는 송신기의 위치를 결정하는 문제이다. 본 논문에서는 한 기의 정지제도 위성과 한 기의 저궤도 위성을 이용하여 위성에 수신된 신호를 처리하여 얻은 도래 시간차(time difference of arrival or TDOA) 측정치로부터 정적인 송신기의 위치를 추정하는 문제를 다룬다. 위성들의 부정확한 위치 정보와 잡음이 더해진 도래 시간차 측정치를 이용한 geolocation 문제의 경우, 정확한 위치 추정치를 얻기 위하여 total least squares (TLS) 알고리즘으로 접근한다. Monte-Carlo 실험을 통해 기존의 least squares (LS) 방법과 비교함으로써 제안한 TLS 알고리즘의 성능을 검증하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2007년도 제28회 춘계학술대회논문집
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• pp.193-196
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• 2007

KSLV-I은 100 kg급의 인공위성체를 지구 저궤도에 진입시키는 국내 최초의 우주발사체이다. 이 우주발사체는 2단으로 구성되어 있으며, 고체 추진기관인 2단은 순수 국내 기술로 설계, 제작 및 인증시험을 통하여 임무를 수행하게 된다. KM의 연소관은 중량의 감소와 성능의 증대를 위하여 체결을 위한 구조체를 제외하고 복합재료를 사용하여 제작하였다. 연소관의 제작 공정인 내열재, 필라멘트 와인딩, 각종 인터페이스 체결을 위한 구조물의 조립 공정 등에 대하여 논하고자 한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.27.3-27.3
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• 2009

인공위성이 발사체로부터 분리되면, 인공위성은 가장 먼저 태양 전지판을 전개한 후 전력을 생산한다. 전력은 인공위성의 운영에 반드시 필요하므로, 태양전지판의 성공적인 전개는 인공위성의 성공적 임무 수행의 필수 요소이다. 따라서, 태양전지판 또는 태양전지판의 전개장치 개발시에는 태양전지판이 이상없이 전개되는지를 확인할 수 있는 태양전지판 전개해석을 반드시 필요로 한다. 현재 개발중인 저궤도 지구관측위성의 경우, 3장의 태양전지판이 사용이 되며, 각 태양전지판의 전개 및 고정은 힌지 및 스트럿으로 이루어진 태양전지판 전개장치에 의하여 이루어진다. 이 논문에서는 다물체 동역학 해석프로그램인 Recurdyn을 이용하여, 상세 태양전지판 전개해석을 수행하고자 한다. 이전 연구에서는 기본적인 전개해석 모델을 수립하여, 태양전지판의 기본 전개거동을 확인할 수 있었다. 그러나, 태양전지판이 완전히 전개된 이후에 고정되는 부분의 모델링이 복잡하여, 단순하게 가정하여 전개해석을 수행하였다. 이러한 가정은 태양전지판의 전개 입장에서는 좀 더 극한상황이 되었으며, 이러한 환경하에서도 충분히 태양전지판이 잘 전개됨을 확인할 수 있었다. 이 논문에서는 간략화된 태양전지판 고정장치 및 기타 다른 부분들을 좀 더 상세모델링 하여, 전개 거동이 좀 더 실제에 가깝도록 하였다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권4호
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• pp.71-80
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• 2010

한국형발사체(KSLV-II)는 소형위성발사체(KSLV-I)의 후속으로 개발되는 1.5톤급 지구 저궤도 위성 발사체이다. 한국형발사체를 위해 75톤급 액체로켓엔진을 자력 개발할 예정이며, 이 엔진은 선행 연구로 수행된 30톤급 액체엔진 기술에 기반을 두고 있다. 액체로켓엔진 연소기는 높은 연소안정성과 구조적 건전성, 열적 내구성을 요구한다. 본 논문에서는 75톤급 액체로켓엔진 연소기의 설계요구조건과 이를 구현하기 위한 설계 과정에서 해석적 기반을 활용하여 수행한 제반 기술적 검토 사항을 제시하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권2호
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• pp.181-198
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• 2008

최근 들어 소형의 저궤도 위성들을 이용해서 특정 지역을 관측하기 위한 위성군의 궤도를 설계하는 것의 중요성이 점점 부각되고 있다. 일반적으로 많이 사용하는 Walker 위성군 설계 방법은 전 지구영역 관측에는 적당하지만 부분적인 지역 관측에는 효율성이 떨어진다. 이 논문에서는 한반도를 효율적으로 관측하기 위한 최적의 위성군 궤도 설계 방법을 연구하였다. 이를 위해 원궤도 중 지표면 반복궤도를 이용하여 위성군을 이루고 있는 위성들의 궤도요소를 직접 조절하는 방법을 사용하였다. 관측 목표 지역에 대해 최소한의 위성을 이용하여 관측 공백시간을 최소화하고 관측시간은 최대화하는 궤도요소를 산출하여 위성군 궤도를 설계하였다. 위성군 설계 결과, 저궤도 위성을 이용하였을 경우, 관측 가능한 최소 고도각을 12도로 가정하였을 때 한반도 지역의 관측을 효율적(관측 공백시간은 1시간 이내로 하면서 최대의 관측시간을 보장)으로 하려면 최소한 4대의 위성이 필요하다는 결과를 얻었다. 그리고 이 연구에서 제시된 방법이 Walker 방법보다 더 효율적이라는 것을 확인하였다. 이 연구를 통해서 개발된 알고리즘은 향후 우리나라가 실제로 위성군을 운영하고자 할 때 사전 임무 설계를 위하여 사용될 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권4호
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• pp.352-362
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• 2016

본 논문에서는 저궤도 위성의 한 예제로써 우주파편 완화 가이드라인을 준수하는 아리랑 2호 위성의 폐기기동에 대한 분석을 수행하였다. 분석은 상용소프트웨어인 STK$^{(R)}$와 ESA의 우주파편 분석 툴 DRAMA를 사용하였으며, 가이드라인 규정 중 '25년 규정'을 만족하는 적정 폐기고도를 산출하였고, 아리랑 2호 위성의 비제어 재진입을 가정하여 내부부품의 생존률 및 지상피해면적을 분석하였다. 마지막으로 비제어 재진입 시 내부부품의 생존을 가정했을 때 다양한 초기궤도 오차를 수렴할 수 있는 적정 재진입 초기궤도를 분석하였다. 분석결과 아리랑 2호 위성은 '25년 규정' 만족을 위해 최소 43km에서 최대 105km의 고도하강이 필요하며, 비제어 재진입 시 질량이 큰 물체나 내열성이 강한 부품이 생존하여 $4.3141m^2$의 피해면적을 야기하였다. 마지막으로 재진입 초기궤도의 승교점경도를 129도로 설정했을 때 일정수준의 오차를 포함하더라도 가이드라인 기준을 만족하는 인명 피해확률을 보여주었다.