• 항공우주기술
• /
• 제2권2호
• /
• pp.45-49
• /
• 2003

한국항공우주연구원 위성시험동에 설치된 Bake-Out 챔버를 통하여 과학위성 1호 비행모델(STSAT-1FM)에 대한 Bake-Out 시험이 수행되었다. 본 시험은 시험 후에 장착될 FIMS라는 광학장비에 영향을 미칠 Outgassing Rate의 측정 및 고온에서의 Bake-Out을 통한 오염물질 제거에 목적을 둔 시험으로 총 10일여 동안 시험이 수행되었다. Honeycomb Panel 및 Harness에 대한 시험(Batch 1), 조립된 비행모델에 대한 Bake-Out(batch 2), 그리고 part별로 펼쳐진 상태로의 Bake-Out 시험(Batch 3), 총 세 번의 시험으로 이루어졌다. 각각의 시험에 대하여 TQCM(Thermoelectric Quartz Crystal Microbalance) 및 RGA(Residual Gas Analyzer)를 통하여 Outgassing 물질에 대한 정량적, 정성적 측정 및 분석이 이루어졌다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권9호
• /
• pp.925-932
• /
• 2010

스페이스와이어는 우주비행체 구성 요소들 간의 고속 정보 전달을 위하여 링크 또는 네트워크 형태로 연결시켜주는 표준으로서 기존의 방식보다 저렴한 비용에 뛰어난 성능을 발휘하도록 고안되었다. 스페이스와이어는 ESA, NASA 그리고 JAXA의 다수의 우주개발 프로그램에 적용되었고 향후 국내의 인공위성 개발 프로그램에 적용될 것이다. 스페이스와이어 기술을 효과적으로 유연하게 적용하기 위해서는 관련 기술의 확보가 필수적이다. 본 논문은 과학기술위성 3호의 대용량 메모리 유닛에 적용되는 스페이스와이어 링크 인터페이스의 개발 결과에 관해 소개한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권12호
• /
• pp.1135-1142
• /
• 2007

과학기술위성2호는 정밀궤도결정을 위하여 위성레이저반사경을 부착할 예정이다. 위성레이저반사경은 지상으로부터 방사된 레이저가 위성에 부착된 반사경으로부터 되반사되어 돌아오는 광자(Photon)의 이동시간을 측정함으로써 관측소와 위성까지의 거리를 정밀하게 측정하는데 사용된다. 현재 레이저반사경은 준비행모델을 개발하였으며, 환경시험을 수행하였다. 본 논문에서는 레이저반사경의 준비행모델의 개발과정을 소개하고, 환경시험 결과를 보고한다. 준비행모델 레이저반사경의 환경시험은 엔지니어링 모델에서 발생하였던 코너큐브프리즘의 파손없이 성공적으로 수행되었다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권7호
• /
• pp.727-736
• /
• 2010

과학기술위성 3호는 국내 최초의 전구조 복합재 위성이다. 이전에 개발된 위성은 대부분 태양전지판 등 부분적인 복합재 구조로 된 것도 있으나 전 구조 복합재 위성은 개발된 적이 없었다. 본 연구는 소형 복합재 위성의 버스 구조체 개발을 위한 복합재 응용 설계 및 제작 기술의 적용과 그 활용에 중점을 두고 있다. 특히 과학기술위성 3호의 버스구조체는 이전에 개발된 위성의 구조체 와는 전혀 다른 형태로 개발되었다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
• /
• 대한원격탐사학회 2006년도 Proceedings of ISRS 2006 PORSEC Volume I
• /
• pp.398-401
• /
• 2006

Dual channel Radiometer for Earth and Atmospheric Monitoring (DREAM) is the main payload on Science and Technology SATellite-2 (STSAT-2) of Korea. DREAM is two-channel microwave radiometer with linear polarization, and operating at center frequencies of 23.8 GHz and 37 GHz. An equation for DREAM calibration is derived which accounts for losses and re-radiation in the microwave components of the radiometer due to physical temperature. This paper describes the radiometric calibration equation to get antenna temperature ($T_A$) from the measured output data. At lower altitude, the measured deep space temperature is contaminated by middle atmosphere and earth radiation. In this paper, we presented the detail mathematical formulation to find the altitude up to which cold source brightness temperature is not affected by earth and middle atmosphere radiation. The DREAMPFM data is used to calculate the performance parameters (linearity, sensitivity, dynamic range, and etc.) of the system.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권4호
• /
• pp.389-394
• /
• 2010

본 연구에서는 과학기술위성 2호와 비교 했을 때 고속의 데이터를 처리하고 대용량의 메모리를 관리해야하는 요구사항을 만족하기 위한 과학기술위성 3호 대용량 메모리 유닛의 설계 내용에 대해서 나타내었다. 이러한 요구사항을 만족하기 위해서, 두 개의 탑재체에서 각각 최대 100Mbps로 수신되는 데이터와 32Gb의 대용량 메모리를 처리하고 관리하는 역할을 FPGA가 직접 담당 하도록 설계하였다. 사용된 FPGA는 동작 속도가 빠르고 게이트 수가 많은 SRAM 기반의 Xilinx FPGA로써 우주 환경에서의 SEU를 극복하기 위해서 TMR 기법과 스크러빙 기법을 적용하고자 한다.

• Journal of the Optical Society of Korea
• /
• 제13권2호
• /
• pp.193-200
• /
• 2009

A compact imaging spectrometer (COMIS) is currently under development for use in the STSAT3 microsatellite. COMIS images the Earth's surface and atmosphere with ground sampling distances of ${\sim}30m$ in the $18{\sim}62$ spectral bands ($4.0{\sim}1.05{\mu}m$) for the nadir looking at an altitude of 700 km. COMIS has an imaging telescope and an imaging spectrometer box into which three electronics PCBs are embedded. These are designed into a single assembly with dimensions of 35(L) $\times$ 20(W) $\times$ 12(H) $cm^3$ and a mass of 4.3 kg. Optomechanical design efforts are focused on manufacturing ease, alignment, assembly, testing and improved robustness in space environments. Finite element analysis demonstrates that COMIS will survive in launch and space environments and perform the system modulation transfer function (MTF) in excess of 0.29 at the Nyquist frequency of the CCD detector (38.5 lines-per-mm).

• 한국항공우주학회지
• /
• 제37권12호
• /
• pp.1258-1263
• /
• 2009

본 논문에서는 개발된 과학기술위성3호 대용량 메모리 유닛의 검증모델의 성능 및 환경시험 결과를 나타내었다. 과학기술위성3호 대용량 메모리 유닛은 적외선 영상시스템(MIRIS)과 초소형 영상 분광기(COMIS)에서 최대 100Mbps로 수신한 데이터를 32Gb의 메모리에 저장한 후 지상으로 10Mbps의 속도로 전송하는 임무를 수행한다. 탑재체 데이터 수신 시험과 데이터 수신 시스템으로의 데이터 전송 시험을 통해서 성능을 검증 하였다. 또한 발사체 환경과 우주 환경에서의 성능 확인을 위해서 진동 시험과 열진공 시험을 수행 하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권8호
• /
• pp.834-841
• /
• 2010

최신기술이 적용된 전구조 복합재 위성인 과학기술위성 3호 (STSAT-3)가 국내 최초로 개발 되었으며 2011년 발사예정이다. 모든 위성과 마찬가지로 과기 3호에는 다수의 탑재체가 탑재될 예정이며 그 주된 목적은 선진 우주기술의 과학적 검증에 있다. 제논 가스를 연료로 하는 홀추력기가 국내 최초로 개발되어 지상시험을 거친 후 과기3호에 탑재되었다. 본 연구는 홀추력기 개발에 적용된 전반적인 개발기술, 절차, 기능 및 환경시험에 대한 내용이며 선진 우주기술 획득 및 차후 위성개발을 위한 기술자료 축적에 그 중요성이 있다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2004년도 추계학술대회논문집
• /
• pp.695-698
• /
• 2004

STSAT RWA (Reaction Wheel Assembly) micro-vibration is measured using KISTLER dynamic plate that can provide the time signals of three orthogonal forces and torques simultaneously up to 400Hz. In the post-processing, measured data are evaluated with respect to the wheel spin rate in both time and frequency domains, and the static/dynamic unbalances are evaluated from the extracted first harmonic component. Also the friction torque profile at each wheel speed is estimated from the measured data. Several higher order harmonic components are observed, that comes from its rotor shape as well as the wheel bearing characteristics. One of the most peculiar characteristics of this wheel is that the dynamic properties of two radial unbalance components are much different from each other as the RWA mounting configuration on a spacecraft is different from conventional RWA mounting configuration. Rocking mode is not appeared below 400Hz for all operating speed because the wheel size is very small. The post-processed results will be used for jitter analysis of STSAT due to RWA micro-vibration.