• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2014년도 추계학술대회 논문집
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• pp.900-903
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• 2014

Fly-wheel, Gimbal antenna, CMG, Spaceborne cyrocooler generate micro-vibration during their on-orbit operation as well as implementing their own function. To comply with the mission requirement of high resolution observation satellite, additional technical efforts have been required to isolate the micro-vibration derived from such payloads by applying the vibration isolator. In this study, we proposed a passive isolator using SMA mesh washer, which guarantees the structural safety of both micro-vibration disturbance source and itself under harsh launch vibration loads without an additional holding mechanism and the micro-vibration isolation performance on orbit environment. To verify the micro-vibration isolation performance of the proposed vibration isolator, we performed the micro-vibration isolation measurement test using the dedicated micro-vibration measurement device proposed in this study.

• 한국공작기계학회논문집
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• 제12권6호
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• pp.64-70
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• 2003

A measurement of spacecraft alignment is an important process of spacecraft assembly, integration and test because it is necessary that a ground station controls the precise positions of on-orbit spacecraft by using the alignment data of attitude orbit control sensors(AOCS) on spacecraft. In addition, accuracy of spacecraft alignment requirement is about $0.1^{\circ}$~$0.7^{\circ}$. The spacecraft alignment is measured by autocollimation of theodolite. This paper describes the measurement principle and method of spacecraft alignment. The result shows that all of the AOCS on the spacecraft are aligned within the tolerance required through the alignment measurement.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.511-518
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• 2008

The Engineering Test Satellite VIII(ETS-VIII) of Japan Aerospace Exploration Agency(JAXA) uses a 20mN class xenon ion engine subsystem(IES) for North-South Station Keeping(NSSK). The IES was modified for a larger satellite with longer lifetime based on the former IES. ETS-VIII, a three-ton class geosynchronous satellite with 10 years bus lifetime, was launched 18 Dec. 2006 JST; it reached the planned orbit and all bus systems were checked out. The IES showed good results and is now under normal operation. The total accumulated operation time of the IES in orbit was about 2300 hours till $19^{th}$ Dec. 2007.

• 천문학회보
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• 제37권1호
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• pp.65.1-65.1
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• 2012

MIRIS (Multipurpose Infra-Red Imaging System) is the first Korean Infrared Space Telescope developed by KASI (Korea Astronomy and Space Science Institute), and is the main payload of STSAT-3 (Science and Technology Satellite-3). The FM (fight model) of MIRIS has been recently completed, and various performance tests have been made to measure system parameters such as readout noise, system gain, linearity, and dark current. Final thermal-vacumm test of the MIRIS and the vibration test of the electronics box have been performed. Band response tests showed good agreement with the initial design requirements. No significant dark difference was measured within the expected temperature variation range during observation in orbit. Using Pa-alpha band from a uniform source, the readout noise and system gain were measured by mean variance test. To obtain uniform flat image, flat fielding tests were made for each band, and the data will be compared to that obtained in orbit for calibration. The final version of MIRIS FM will be delivered in March, and it will be integrated into the satellite system for the AIT (Assembly Integration, Test) procedure. The launch of MIRIS is expected in November 2012.

• 한국엔터테인먼트산업학회논문지
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• 제14권4호
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• pp.223-235
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• 2020

본 연구의 목적은 중년여성의 재활트레이닝을 통한 골프운동의 효과를 검증하여 올바른 골프 활동을 할 수 있도록 제시하는 데 주된 목적이 있다. 이러한 연구 목적을 달성하기 위하여 2020년 2월에 경남진주에 소재한 중년여성 40-50세 대상으로 10일간 스윙궤도에 문제점이 있고 교정이 필요로 한 여성희망자에 한하여 통제에 응한 여성 8명을 대상으로 선정하고 정확한 측정검사를 위하여 연구의 목적과 활용방안에 대한 설명을 한 뒤 프로그램을 시행하였다. 실험전 체력의 수준과 비거리를 검사하고, 실험 후 체력의 수준과 비거리를 최종적으로 검사하여 수집된 데이터를 최종 분석 사용하였다. 수집된 자료의 통계처리는 SPSS win18.0 프로그램을 이용하였으며, 통계기법은 빈도분석(Frequencies)으로 평균(M)과 표준편차(sd)를 산출하였고, t-test(independent two samples t-test)와 일원배치 분산분석(One-way ANOVA)과 다중회귀분석(Multiple Regression Analysis)을 실시하였다. 이와 같은 방법과 절차를 통하여 본 연구에서 얻어진 결과는 다음과 같다. 첫째, 일반적 특성의 재활트레이닝은 골프운동에 높은 차이가 나타났다. 둘째, 재활트레이닝과 체력수준은 스윙궤도와 비거리에 높은 차이가 나타났다. 셋째, 재활트레이닝과 체력수준은 스윙궤도와 비거리에 높은 영향이 미치는 것으로 나타났다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제8권1호
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• pp.89-100
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• 2013

통신, 해양, 기상의 세 분야 복합 임무를 수행하는 천리안위성(Communication Ocean Meteorological Satellite: COMS)이 2010년 6월 27일 지구정지궤도로 발사된 이후 궤도상시험을 마치고 현재 정상운영 임무를 수행하고 있다. 천리안위성은 정지궤도의 동경 $128.2^{\circ}$에 위치한다. 세 임무를 수행하기 위해 천리안위성에는 3가지 탑재체인 기상탑재체(Meteorological Imager: MI), 해양탑재체(Geostationary Ocean Color Imager: GOCI), 통신탑재체(Ka-band Antenna)가 실려 있다. 각 탑재체는 각각의 임무를 전담하여 수행한다. 기상탑재체(MI)와 해양탑재체(GOCI)는 각각 기상 관측과 해양 모니터링을 위한 지구 관측 임무를 수행한다. 궤도상시험 기간 동안 천리안위성과 지상국의 기능과 성능이 지구 관측 임무 운영을 통해 점검되었다. 지구 관측 임무는 지구의 여러 영역에 대한 기상 현상 관측과 한반도 주변의 해양 환경 모니터링으로 구성된다. 천리안위성 궤도상시험에 대한 기상 및 해양 임무 운영 특성을 기술하고 천리안위성 임무 계획에 대해 논하였다. 궤도상시험 임무 운영 결과로서 시험 기간 동안의 임무 계획 결과와 위성 영상 수신 상황에 대한 통계 분석 및 종합 결과를 제시하여 궤도상시험에서 검증된 천리안위성의 임무 운영 능력과 달성된 위성 영상 수신 역량을 연구하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권4호
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• pp.491-504
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• 2008

태양센서는 인공위성의 자세제어에 필수적인 센서로서, 위성으로 입사되는 태양 빛의 방향을 측정하거나 위성이 태양을 보지 못하는 상태에 있는지를 판단하기 위해서 사용되고 있다. 이 논문에서는 저궤도 인공위성용 저정밀 태양센서의 성공적인 개발을 위하여, 비행모델 저정밀 태양센서를 개발하기 전에 태양센서 선행모델과 인증모델의 개발 과정 및 결과를 보여준다. 태양센서의 개발은 제작 특성상 공정의 명확성, 정밀성 그리고 많은 제작 경험을 필요로 한다. 이 논문에서는 선행모델과 인증모델을 개발함으로써, 공정의 명확성 및 정밀성을 갖도록 보완하였다. 따라서, 성능 요구 조건을 만족하는 결과를 얻을 수 있었다.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.77-84
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• 2006

저궤도 위성의 시스템 시험에서는 위성의 5 대역 Receiver의 적정 수신 RF 전력 영역을 확인하기 위하여 저궤도 위성의 Receiver Tracking Threshold와 Command Threshold를 측정한다. 본 논문에서는 두 Threshold 측정의 알고리듬을 살펴보고 통합 시스템 시험 (Integrated System Test)에서 수행하였던 결과를 보여준다. 그 후에 Receiver의 성능 이외 에 Threshold 측정결과에 영향을 미칠 수 있는 요소를 알아보고 그에 따른 왜곡된 값을 분석하여 보정을 수행하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제41권1호
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• pp.43-60
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• 2024

Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) is South Korea's first space exploration mission, developed by the Korea Aerospace Research Institute. It aims to develop technologies for lunar exploration, explore lunar science, and test new technologies. KPLO was launched on August 5, 2022, by a Falcon-9 launch vehicle from cape canaveral space force station (CCSFS) in the United States and placed on a ballistic lunar transfer (BLT) trajectory. A total of four trajectory correction maneuvers were performed during the approximately 4.5-month trans-lunar cruise phase to reach the Moon. Starting with the first lunar orbit insertion (LOI) maneuver on December 16, the spacecraft performed a total of three maneuvers before arriving at the lunar mission orbit, at an altitude of 100 kilometers, on December 27, 2022. After entering lunar orbit, the commissioning phase validated the operation of the mission mode, in which the payload is oriented toward the center of the Moon. After completing about one month of commissioning, normal mission operations began, and each payload successfully performed its planned mission. All of the spacecraft operations that KPLO performs from launch to normal operations were designed through the system operations design process. This includes operations that are automatically initiated post-separation from the launch vehicle, as well as those in lunar transfer orbit and lunar mission orbit. Key operational procedures such as the spacecraft's initial checkout, trajectory correction maneuvers, LOI, and commissioning were developed during the early operation preparation phase. These procedures were executed effectively during both the early and normal operation phases. The successful execution of these operations confirms the robust verification of the system operation.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제16권4호
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• pp.602-613
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• 2015

As one of the mission payloads to be verified through the cube satellite mission of Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project (STEP Cube Lab), we developed a hinge driving separation nut-type holding and releasing mechanism. The mechanism offers advantages, such as a large holding capacity and negligible induced shock, although its activation principle is based on a nylon cable cutting mechanism triggered by a nichrome burn wire generally used for cube satellite applications for the purpose of holding and releasing onboard appendages owing to its simplicity and low cost. The basic characteristics of the mechanism have been measured through a release function test, static load test under qualification temperature limits, and shock measurement test. In addition, the structural safety and operational functionality of the mechanism module under launch and on-orbit environments have been successfully demonstrated through a vibration test and thermal vacuum test.