• 한국항공우주학회지
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• 제43권9호
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• pp.814-821
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• 2015

극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성 STEP Cube Lab.(Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)은 우주기반 핵심기술들의 궤도검증을 주 임무로 2015년 발사를 위해 최종 비행모델의 개발을 완료하였다. 상기 임무를 위해 STEP Cube Lab.은 수동 열제어를 기반으로 최적화된 열제어 설계를 수행하였으며, 수락(acceptance) 수준의 열진공시험을 통해 위성 성능 및 열제어 설계의 검증을 완료하였다. 또한 열평형 시험을 통해 위성 열-수치 모델의 신뢰도 향상을 위한 보정 작업을 수행하였다. 본 논문에서는 STEP Cube Lab. FM의 열진공시험을 통한 일련의 검증 과정에 대해 서술하고자 한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.368-371
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• 2004

ETRI has developed the EQM (Engineering Qualification model) payload system for the communications and broadcasting satellite (CBS) with Korean local companies. This paper describes a series of environmental tests such as vibration, thermal/thermal vacuum, and EMC tests. All the development processes including the design, implementation, integration and workmanship were verified and evaluated by these tests. The results of the functional tests and the compliance to the requirements are also presented. The technologies and heritage obtained from this development will be applied to the development of the payload system for the Korean communication satellite in the near future.

• 한국전산유체공학회지
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• 제13권2호
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• pp.48-54
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• 2008

COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) is a geostationary satellite and has been developing by KARI for communication, ocean and meteorological observations. It will be launched by ARIANE 5. Ka-band components are installed on South panel, where single solar array wing is mounted. Radiators, embedded heat pipes, external heat pipe, insulation blankets and heaters are utilized for the thermal control of the satellite. The Ka-band payload section is divided several areas based on unit operating temperature in order to optimize radiator area and maximize heat rejection capability. Other equipment for sensors and bus are installed on North panel. The ocean and meteorological sensors are installed on optical benches on the top floor to decouple thermally from the satellite. During the transfer orbit operation, satellite will be under severe thermal environments due to low dissipation of components, satellite attitudes and LAE(Liquid Apogee Engine) firing. This paper presents temperature and heater power prediction and validation of thermal control design during transfer orbit operation.

• 한국전산유체공학회지
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• 제12권3호
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• pp.62-68
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• 2007

A conceptual thermal design is performed for the optical payload system of a geostationary satellite. The optical payload considered in this paper is GOCI(Geostationary Ocean Color Imager) of COMS of Korea. The radiative thermal control system is employed in order to expect a small thermal gradient in the telescope structure of GOCl. Two design margins are applied to the dedicated radiator dimensioning, and three kinds of configuration to the heater power sizing. A Monte-Carlo ray tracing method and a network analysis method are utilized to calculate radiative couplings and thermal responses respectively. At the level of conceptual design, sizing thresholds are presented for the radiator and heater on the purpose of determining the mass and power budget of the spacecraft.

• 한국전산유체공학회지
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• 제20권4호
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• pp.63-69
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• 2015

The thermal balance test in vacuum chamber for satellite structures is an essential step in the process of satellite development. However, it is technically and economically difficult to fully replicate the space environment by using the vacuum chamber. To overcome these limitations, the thermal analysis through a computer simulation technique has been conducted. The CFRP composite material has attracted attention as satellite structures since it has advantages of excellent mechanical properties and light weight. However, the nonuniform nature of the thermal conductivity of the CFRP structure should be noted at the step of thermal analysis of the satellite. Two different approaches are studied for the thermal analyses; a detailed numerical modeling and a simplified model expressed by an effective thermal conductivity. In this paper, the effective thermal conductivities of the CFRP composite structures are extracted from the detailed numerical results to provide a practical thermal design data for the satellite fabricated with the CFRP composite structure. Calculation results of the surface temperature and the thermal conductivities along x, y, z directions show fairly good agreements between the detailed modeling and the simplified model for all the cases studied here.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권10호
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• pp.875-887
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• 2015

최적 배치 설계는 다양한 산업분야에서 활용되고 있다. 우주분야인 위성 플랫폼에서도 제한된 공간 내에서 기계적, 열적, 전기적 인터페이스를 고려한 구성품 배치가 가능하도록 최적 배치 설계가 요구된다. 최적 배치 설계를 통해 합리적인 수준에서 최소화된 위성 플랫폼의 관성모멘트는 위성의 효율적인 자세제어 및 신속한 기동을 가능하게 하며, 위성의 임무성능을 향상시키는데 도움을 준다. 이를 위해 본 논문에서는 육면체 구조의 위성 플랫폼을 기반으로 내부 구성품들이 서로 간섭이 없는 상태에서 위성의 관성모멘트와 구성품 간 발열로 인한 영향을 최소로 하는 3D 최적 배치 설계를 제안한다. 본 연구에서는 3D 최적 배치 설계를 위해 새로운 유전 알고리즘을 제안한다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2004년도 Proceedings of ISRS 2004
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• pp.479-482
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• 2004

Laminate Design of a composite tube for a space telescope(Fig. 1) under hygrothermal load is studied. Carpet plots for laminate effective engineering constants are generated and used for selecting the best tube lay-ups satisfying the optomechanical requirements for a space telescope being dimensional1y stable under orbital thermal loading. Despace of the tubes constructed with the selected lay-ups are calculated with a Zig-Zag Triangular Element which accurately represents through thickness stress variations for laminated structures. The effects of moisture absorption when exposed to humidity environment and moisture desorption through outgassing on the dimensional stability are also investigated.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제14권1호
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• pp.36-43
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• 2020

위성 열 설계의 시작은 운용궤도의 열 환경 분석을 통한 최악의 운용 환경을 예측하는 것이다. 위성은 주어진 임무에 맞는 다양한 형태의 운용궤도를 가지기 때문에 노출되는 열 환경 또한 다르다. 따라서, 위성의 궤도조건을 고려한 외부 열 환경 분석이 필수이며, 이를 통해 선정된 위성의 최악의 조건에 대해 열적 안정성을 보장하는 설계를 수행하게 된다. 궤도 열 환경 분석을 위해서는 궤도역학은 물론 우주 열 환경과 위성체 사이의 열 교환 관계에 대한 이해가 필요하다. 이에 본 논문에서는 지구궤도 내 우주 열 환경에 관한 기초자료를 제공하고, 위성체에 유입되는 우주 열 유입량을 계산하는 열 관계식을 서술함으로써 궤도 열 환경 분석의 이해를 돕고자 하였다. 또한, 가상의 위성 예제를 통해 임무기간 중 궤도 열 환경을 분석하는 전반적인 과정을 보였다.

• Composites Research
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• 제28권4호
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• pp.162-167
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• 2015

Composite sandwich structures are widely employed in various applications, due to their high specific stiffness and specific bending strength compared to solid panels. Lately, for that reason, the advanced composite sandwich structures are employed in satellite structures: materials should be as light as possible with the highest attainable performance. This study is majorly focused on inserts employed to the composite sandwich satellite structures. A new hybrid insert design was developed in precedent study to reduce the mass of the sandwich structure since the mass of the satellite structure is related to high launching cost [1]. In this study, the thermal characteristics and behavior of the precedently developed hybrid insert with carbon composite reinforcing web and the conventional partial insert were numerically investigated.

• 항공우주기술
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• 제10권1호
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• pp.136-140
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• 2011

본 연구에서는 지구저궤도위성 GPS 안테나 후판 크기를 변경을 반영하고 궤도 열해석을 수행하여 안테나 온도 조건을 만족하는지 검토하였다. 해석 조건은 안테나 쪽으로 가장 많은 외부 열유입이 예상되는 고온 임무말기(End-of-Life) 안전모드를 중점적으로 검토하였다. 안전모드에서는 태양전지판이 상시 태양을 지향하게 설계되어 있으며 별도의 임무기동이 없기 때문에 안테나 후판 관점에서는 최대 열유입이 예상되는 모드라고 볼 수 있다. 허용 온 도내 유지를 위해 방열 테이프 적용이 결정되고 필요 면적을 해석하였으며, 최저 온도 조건 확인을 위해서 저온 임무초기(Begin-of-Life) 안전모드도 검토를 수행하였다.