• 한국인터넷방송통신학회논문지
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• 제16권5호
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• pp.197-203
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• 2016

본 논문에서는 저궤도 소형위성에 탑재하여 빔 조향을 능동적으로 할 수 있는 다이폴 안테나를 설계하였다. 제안된 안테나는 야기-우다 안테나의 원리를 기반으로 하였으며, 2개의 무급전 기생소자를 T자형으로 형성시켜 수직소자의 길이를 고정시킨 후 수직소자의 끝단에서의 open, short에 따라 도파기 또는 반사기로 작동되게 하였다. 설계된 안테나는 UHF 대역의 436.5 MHz를 중심으로 위성-위성 간과 위성-지상 간의 링크버짓을 통해 안테나의 목표 이득을 정하였다. 안테나 특성을 향상시키기 위해 무급전 기생소자의 수직소자인 transformer의 길이를 변경시켰으며, transformer의 길이가 ${\lambda}/4$보다 ${\lambda}/2$일 때 최대 빔 방향 이득이 0.5 dB 향상되었다. 실제 ${\lambda}/2$ transformer 제작 시에는 무급전 기생 소자의 open, short를 다이오드와 캐패시터, 인덕터로 구성된 on/off switch를 이용하여 구현하였다. 그 결과 위성-위성 간 이득은 평균 5.92 dBi로 나타났으며 위상-지상 간 이득은 평균 0.99 dBi로 확인되어 링크버짓을 통해 정한 목표 스펙을 충분히 만족하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제2권1호
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• pp.35-40
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• 2007

COSPAS-SARSAT 시스템은 위성체와 지상 설비를 이용하여 항공기 또는 선박 등이 조난 시에 탐색구조 (SAR: Search and Rescue) 활동을 도울 수 있도록 조난경보와 위치정보를 제공하는 시스템이다. COSPAS-SARSAT 서비스의 경우, 조난신호 접수에서 구조시작까지 평군 1사간 이상이 소요되고, 위치정확도가 5Km 정도로 범위가 넓은 편이다. 이러한 문제점을 개선하기 위해서 중궤도 위성을 이용한 차세대 탐색구조 시스템 개발이 추진 중에 있으며 EU에서 2011년 FOC(Full Operation Capability)를 목표로 개발중인 갈릴레이 항법위성 프로젝트의 경우 SAR 중계기를 탐재하여 탐색구조 서비스를 제공할 계획에 있다. 갈릴레오 탐색구조(SAR/Galileo)서비스는 수 m급의 위치정확도, 10분 이내의 조난신호 접수에서 구조까지 소요실간. 및 조난자에게 회신링크 서비스 제공 등 보다 향상된 탐색구조 성능을 제공하기 위해 개발 중에 있으므로, 갈릴레오 위성 서비스가 시작되면 탐색구조시스템 체계에 보다 신속하고 정확한 구조가 가능할 것으로 예상된다. 우리나라도 날로 더해가는 다양한 재난에 대한 인명구조를 신속하고 효과적으로 대처하기 위해 차세대 갈릴레오 탐색구조 지상국 도입이 필요하며, 탐색구조 단말기를 포함한 지상국 인프라의 구축 등 갈릴레오 탐색구조 지상시스템 개발 방안에 관한 연구는 매이 시기적절하고 중요한 연구이다. 본 논문은 우리나라가 차세대9 갈릴레오 탐색구조 지상시스템 개발을 위해 필요한 갈릴레오 프로젝트의 참여절차 및 참여전략을 수립하고, 현실적으로 개발이 가능한 개발 범위를 도출하며 개발을 위한 추진체계에 대해서 제안한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권7호
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• pp.669-677
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• 2009

일반적으로 롤/요 평면상의 nutation 운동이 있는 피치 모멘텀 바이어스 시스템을 정지궤도 위성인 통신위성에서 주로 사용되어 왔으나 본 논문에서는 저궤도 위성의 경우에 대해 최소 휠 개수인 2개 반작용휠로 구성된 피치 모멘텀 바이어스 시스템을 휠 모멘텀 제어방식으로 피치축과 롤축 자세제어를 수행하는 방안을 살펴보았다. PI-제어기를 사용한 휠 모멘텀 제어 방식의 경우 휠 베어링 마찰 등 반작용휠에 가해지는 외란에 대한 강건성 보장을 해석적으로 분석하였으며, 롤축 자세에러 측정치와 요축 모멘텀 선형 제어기 설계를 위한 전달함수를 제시하였고, 시스템에 대한 이해도를 높이고, 외란 영향 및 모멘텀 바이어스 크기 등 필요한 설계 인자 선정을 위해 시스템에 대한 분석을 수행하였다.아울러 요축 모멘텀 PID-제어기를 사용한 모멘텀 바이어스 시스템의 롤/요축 자세제어 설계결과 및 시뮬코타키나발루레이션 결과를 제시하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제12권4호
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• pp.67-71
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• 2017

저궤도 인공위성은 전기 에너지 원으로 주로 태양전지 배열기를 사용한다. 태양전지 배열기는 인공위성이 식구간에 들어가면 전기 에너지를 발생시키지 못하므로, 식구간에서는 배터리가 인공위성에 전기 에너지를 공급한다. 또한 태양전지 배열기는 동작 전압에 따라 출력하는 전력이 변하며, 최대 전력을 출력하는 최대전력점이 존재한다. 일광구간에서 태양전지 배열기가 최대전력을 출력하여 위성에 전기 에너지를 공급하고 남은 에너지로 배터리를 충전할 수 있도록 태양전력 조절기기가 필요하다. 태양전력 조절기의 입력에는 태양전지 배열기가 연결되고, 출력에는 배터리가 연결된다. 태양전력 조절기는 안정적인 동작을 위해 2 of 3 Hot Redundant로 동작한다. 즉, 3개의 DC-DC 컨버터가 하나의 태양전력 조절기를 구성하며, 이 DC-DC 컨버터 하나가 고장이 발생하더라도 태양전력 조절기는 안정적으로 동작한다. 본 논문에서는 태양전력 조절기 동작 중 DC-DC 컨버터의 제어기에 고장이 발생한 순간 태양전력 조절기가 어떻게 동작하는지 분석하고, 배터리와 태양전지 배열기에 어떠한 영향을 미치는가에 대하 분석한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제34권4호
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• pp.303-314
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• 2017

With increased human activity in space, the risk of re-entry and collision between space objects is constantly increasing. Hence, the need for space situational awareness (SSA) programs has been acknowledged by many experienced space agencies. Optical and radar sensors, which enable the surveillance and tracking of space objects, are the most important technical components of SSA systems. In particular, combinations of radar systems and optical sensor networks play an outstanding role in SSA programs. At present, Korea operates the optical wide field patrol network (OWL-Net), the only optical system for tracking space objects. However, due to their dependence on weather conditions and observation time, it is not reasonable to use optical systems alone for SSA initiatives, as they have limited operational availability. Therefore, the strategies for developing radar systems should be considered for an efficient SSA system using currently available technology. The purpose of this paper is to analyze the performance of a radar system in detecting and tracking space objects. With the radar system investigated, the minimum sensitivity is defined as detection of a $1-m^2$ radar cross section (RCS) at an altitude of 2,000 km, with operating frequencies in the L, S, C, X or Ku-band. The results of power budget analysis showed that the maximum detection range of 2,000 km, which includes the low earth orbit (LEO) environment, can be achieved with a transmission power of 900 kW, transmit and receive antenna gains of 40 dB and 43 dB, respectively, a pulse width of 2 ms, and a signal processing gain of 13.3 dB, at a frequency of 1.3 GHz. We defined the key parameters of the radar following a performance analysis of the system. This research can thus provide guidelines for the conceptual design of radar systems for national SSA initiatives.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.330-339
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• 2008

Ground-based interceptors(GBI) comprise a major element of the strategic defense against hostile targets like Intercontinental Ballistic Missiles(ICBM) and reentry vehicles(RV) dispersed from them. An optimum design of the subsystems is required to increase the performance and reliability of these GBI. Propulsion subsystem design and optimization is the motivation for this effort. This paper describes an effort in which an entire GBI missile system, including a multi-stage solid rocket booster, is considered simultaneously in a Genetic Algorithm(GA) performance optimization process. Single goal, constrained optimization is performed. For specified payload and miss distance, time of flight, the most important component in the optimization process is the booster, for its takeoff weight, time of flight, or a combination of the two. The GBI is assumed to be a multistage missile that uses target location data provided by two ground based RF radar sensors and two low earth orbit(LEO) IR sensors. 3Dimensional model is developed for a multistage target with a boost phase acceleration profile that depends on total mass, propellant mass and the specific impulse in the gravity field. The monostatic radar cross section (RCS) data of a three stage ICBM is used. For preliminary design, GBI is assumed to have a fixed initial position from the target launch point and zero launch delay. GBI carries the Kill Vehicle(KV) to an optimal position in space to allow it to complete the intercept. The objective is to design and optimize the propulsion system for the GBI that will fulfill mission requirements and objectives. The KV weight and volume requirements are specified in the problem definition before the optimization is computed. We have considered only continuous design variables, while considering discrete variables as input. Though the number of stages should also be one of the design variables, however, in this paper it is fixed as three. The elite solution from GA is passed on to(Sequential Quadratic Programming) SQP as near optimal guess. The SQP then performs local convergence to identify the minimum mass of the GBI. The performance of the three staged GBI is validated using a ballistic missile intercept scenario modeled in Matlab/SIMULINK.

• 우주기술과 응용
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• 제2권1호
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• pp.1-12
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• 2022

본 논문에서는 초소형위성용 항력 증대 장치 개발에 대해 기술하였다. 최근 우주 개발이 New Space 시대에 접어들며, 소형 로켓 및 초소형위성 거대 군집 운용 등 인공물체의 저궤도 진입 장벽이 상당히 낮아지는 추세이다. 이로 인해 우주 환경에 존재하는 우주쓰레기의 수가 기하급수적으로 늘어나고 있으며, 현재 운용중인 인공위성뿐만 아니라 앞으로 발사될 인공위성들에 큰 위협으로 다가오고 있다. 이를 방지하기 위해 국제적으로 우주쓰레기 경감 대책을 제시하고 있으며, 대표적으로 IADC(Inter-Agency Space Debris Coordination Committee)에서는 '25년 가이드라인'을 권고하고 있다. 한국항공우주연구원에서는 국내 최초로 랑데부/도킹 기술검증용 초소형위성인 KARDSAT(KARI Rendezvous & Docking demonstration SATellite) 프로젝트를 진행하였으며, KARDSAT 위성의 임무 후 폐기 기동(post-mission disposal)을 위한 항력 증대 장치 개발을 통해 우주쓰레기에 대한 국제적 가이드라인을 준수하고자 하였다.

• 한국컴퓨터정보학회논문지
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• 제29권1호
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• pp.121-130
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• 2024

본 논문에서는 함정 전투체계 소프트웨어 설치 시 발생 가능한 데이터 이상을 확인하는 설치 방안을 제안한다. 최근 저궤도 위성 통신과 같은 무선 통신을 이용한 정보교환 방법이 대중화되며, 함정 전투체계에서도 무선망을 이용한 여러 활용 방안이 논의되고 있다. 활용 방안 중 하나로서 무선망 통신을 이용한 설치를 함정 전투체계에 적용함으로써 실시간으로 전투체계 성능을 향상시킬 수 있는 방법이 가능해질 것으로 기대한다. 하지만 무선망의 경우 유선망보다 상대적으로 보안상 취약하므로 더 많은 보안 대책이 강구된다. 본 논문에서는 암호화 방식을 통해 다수의 노드에 파일을 전송하고 파일 설치 이후 유효성 검사를 수행함으로써, 전송 도중 위/변조 여부를 판단하여 정상적으로 설치됨을 확인한다. 제안한 방법의 함정 전투체계 적용 가능성을 보이기 위하여 전송 성능 및 보안성, 안정성 등을 평가하였으며, 이를 바탕으로 함정 전투체계에 적용하기 충분한 수준의 결과물을 도출하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제4권1호
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• pp.62-73
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• 2024

본 연구에서는 추력기가 없는 저궤도 초소형위성의 자세변경을 통한 궤도변경 방식이 충돌회피기동에 얼마나 효과적인지 분석하였다. 연구 결과, 단면적의 변화는 위성의 진행방향에 영향을 주며, 단면적 변화비율과 임무고도에 따라 기동전 궤도의 변화량이 달라졌다. 특히, 임무고도가 낮은 위성에서 짧은 시간 동안의 자세변경으로 충돌위험을 현저히 감소시킬 수 있음을 확인하였다. 본 연구를 통해 추력기가 없는 초소형위성 운영에 있어 자세기동을 통한 단면적의 변화방식이 충분히 활용가능한 방안으로 판단되며, 뉴스페이스 시대의 위성 운영 안전성 향상에 기여할 것으로 기대된다.

• Composites Research
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• 제30권6호
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• pp.379-383
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• 2017

복합재료의 우주환경에서의 사용이 증가하면서 복합재료의 우주환경저항성에 대한 연구가 수행되어 왔다. 우주환경 중에서도 원자 산소는 복합재료의 기지재료와 반응하고 표면을 침식하여 이에 대한 보호는 필수적이다. 본 연구에서는 원자 산소 저항성 향상을 위해 연구되고 있는 POSS(Polyhedral Oligomeric Silsesquioxane)의 하나인 OG POSS(Octaglycidyldimethylsilyl POSS)를 DGEBA/DDM 에폭시에 첨가하여 OG POSS/에폭시 나노복합재료를 제작하였고 OG POSS로 인하여 발생하는 열적, 기계적 물성의 변화를 확인하였다. FT-IR 분광기를 통하여 경화도와 나노복합재료 내의 OG POSS를 확인하였다. 나노복합재료의 열물성을 측정하기 위하여 열중량분석과 시차주사열량분석을 수행한 결과, 초기 질량감소온도가 향상되었고 char yield가 증가하였다. OG POSS의 함량이 증가하면서 Tg는 OG POSS 5 wt.%까지 증가하는 추세를 보였지만, 10 wt.%에서 크게 감소하는 것을 알 수 있었다. OG POSS 나노복합재료에 대하여 수행된 인장시험에서는 OG POSS가 10 wt.% 함유되었을 때까지 에폭시의 인장물성을 유지함을 확인하였다.