• 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.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제32권3호
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• pp.257-268
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• 2015

Characteristics of delta-V requirements for deploying an impactor from a mother-ship at different orbital altitudes are analyzed in order to prepare for a future lunar CubeSat impactor mission. A mother-ship is assumed to be orbiting the moon with a circular orbit at a 90 deg inclination and having 50, 100, 150, 200 km altitudes. Critical design parameters that are directly related to the success of the impactor mission are also analyzed including deploy directions, CubeSat flight time, impact velocity, and associated impact angles. Based on derived delta-V requirements, required thruster burn time and fuel mass are analyzed by adapting four different miniaturized commercial onboard thrusters currently developed for CubeSat applications. As a result, CubeSat impact trajectories as well as thruster burn characteristics deployed at different orbital altitudes are found to satisfy the mission objectives. It is concluded that thrust burn time should considered as the more critical design parameter than the required fuel mass when deducing the onboard propulsion system requirements. Results provided through this work will be helpful in further detailed system definition and design activities for future lunar missions with a CubeSat-based payload.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 1993년도 한국우주과학회보 제2권2호
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• pp.12-12
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• 1993

95년 발사 예정인 무궁화위성의 궤도전이에 필요한 조정 파라미터를 계산하기 위해 원지점 모터 점화 계획 S/W를 만들어서 결과에 대해 분석해 보았다. S/W는 Mission analysis mode와 Insert mode로 구성되는데, Mission analysis mode에서는 표류궤도를 얻기 위한 점화 파라미터를 구하는 것이고, Insert mode에서는 점화 파라미터를 이용해 표류궤도를 구하는 것이다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권8호
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• pp.813-822
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• 2010

안전성 요구수준이 서로 다른 비행필수 데이터(Flight Critical Data)와 임무필수 데이터(Mission Critical Data)의 시현을 처리하기 위해 별도의 독립된 계기를 사용하지 않고 Glass Cockpit 설계를 적용하여 데이터를 통합처리하였다. 본 논문에서는 독립적으로 설계 진행되어온 비행조종계통과 임무탑재시스템의 통합설계를 위해 설계변경을 최소화하면서 비행조종계통에서 요구되는 비행필수 데이터처리의 안전성 요구수준을 만족시키는 최적화 설계를 제안하였다. 비행필수 데이터의 시현을 처리하기 위해 KUH 임무탑재시스템의 핵심구성품인 임무컴퓨터(Mission Computer)의 하드웨어 및 소프트웨어 설계변경을 최소화하였다. 임무탑재시스템의 안전성 요구도(Safety Requirement)를 검증하기 위한 시험절차를 개발하여 임무탑재시스템 통합시험장비(SIL)를 이용한 시험 수행 결과 안전성 요구도가 만족됨을 확인하였다.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권3호
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• pp.271-290
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• 2020

The paper describes the analysis of deployment strategies and trajectories design suitable for executing the inspection of an operative spacecraft in orbit through re-usable CubeSats. Similar missions have been though indeed, and one mission recently flew from the International Space Station. However, it is important to underline that the inspection of an operative spacecraft in orbit features some peculiar characteristics which have not been demonstrated by any mission flown to date. The most critical aspects of the CubeSat inspection mission stem from safety issues and technology availability in the following areas: trajectory design and motion control of the inspector relative to the target, communications architecture, deployment and retrieval of the inspector, and observation needs. The objectives of the present study are 1) the identification of requirements applicable to the deployment of a nanosatellite from the mother-craft, which is also the subject of the inspection, and 2) the identification of solutions for the trajectories to be flown along the mission phases. The mission for the in-situ observation of Space Rider is proposed as reference case, but the conclusions are applicable to other targets such as the ISS, and they might also be useful for missions targeted at debris inspection.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제35권2호
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• pp.111-117
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• 2018

A previous exo-terrestrial life-detecting experiment, which was conducted on Mars, sought to detect the products of glucose metabolism, the most common biological process on Earth (Viking biological experiment). Today, glucose metabolism is not considered the universal process of life survival. As NASA plans to launch an orbiter mission in the near future (2020s, the Clipper) and ultimately conduct a lander mission on Europa, a detection experiment that can give broader information regarding habitability is highly required. In this study, we designed a life-detecting experiment using a more universal feature of life, the amphipathic molecular membrane, theoretically considering the environment of Europa (waterdominant environment). This designed experiment focuses on finding and profiling hydrophobic cellular membrane-like microstructures. Expected results are given by conceptual data analysis with plausible hypothetical samples.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제38권2호
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• pp.145-155
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• 2021

In this work, preliminary launch opportunities from NARO Space Center to the Sun-Earth Lagrange point are analyzed. Among five different Sun-Earth Lagrange points, L1 and L2 points are selected as suitable candidates for, respectively, solar and astrophysics missions. With high fidelity dynamics models, the L1 and L2 point targeting problem is formulated regarding the location of NARO Space Center and relevant Target Interface Point (TIP) for each different launch date is derived including launch injection energy per unit mass (C3), Right ascension of the injection orbit Apoapsis Vector (RAV) and Declination of the injection orbit Apoapsis Vector (DAV). Potential launch periods to achieve L1 and L2 transfer trajectory are also investigated regarding coasting characteristics from NARO Space Center. The magnitude of the Lagrange Orbit Insertion (LOI) burn, as well as the Orbit Maintenance (OM) maneuver to maintain more than one year of mission orbit around the Lagrange points, is also derived as an example. Even the current work has been made under many assumptions as there are no specific mission goals currently defined yet, so results from the current work could be a good starting point to extend diversities of future Korean deep-space missions.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권4호
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• pp.357-367
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• 2008

향후 우리나라의 달탐사 임무에 대비하여 순간 추력을 이용한 한국형 달탐사 예비 임무 설계 소프트웨어를 개발하였다. 달 탐사 임무 수행을 위한 지구 출발 단계, 달 천이 단계, 달 도착 및 임무 수행 궤도 단계를 포함한 임무 설계가 이루어 졌다. 이 소프트웨어를 이용하면 순간 추력을 사용한 최적의 달탐사 비행궤적을 설계할 수 있다. 이를 바탕으로 우리나라의 우주 발사체인 KSLV-II를 사용할 때의 발사 가능한 달 탐사선의 최대 질량을 산출하여 보았다. 아울러 심우주 추적망을 이용하여 탐사선의 추적 가능 여부에 대한 해석이 이루어 졌으며 탐사선과의 통신, 태양 전지판의 지향점 해석 그리고 식기간의 분석을 위한 지구-달-탐사선-태양 간의 기하학적 위치에 대한 해석도 함께 이루어졌다.

• 시스템엔지니어링학술지
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• 제10권2호
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• pp.89-95
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• 2014

In recent years, the United States have been several major failures of launch. As a result of these failures, activity of mission assurance valued. Mission assurance is defined as the application of systems engineering process towards the goal of achieving mission success. Therefore, mission assurance perform independent technical assessments throughout the concept and requirements definition, design, development, production, test, deployment, and operations phases. Space system program was emphasized the importance of the system engineering for that required huge cost and long term development. For this reason, independent review and verification of mission assurance is essential. Mission assurance gives us confidence to proceed with launch and best opportunity for mission success. In this study, framework of mission assurance is proposed by foreign case analysis.