• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.307-310
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• 2008

In the framework of COMS(Communication, Ocean and Meteorological Satellite) programme, the first bipropellant propulsion system for GEO satellite has been developed successfully. So far Korea has its own experience of development of a monopropellant propulsion system for LEO satellites, i.e., KOMPSAT's. Other types of propulsion systems for a satellite, such as cold gas and electric propulsion etc., are being developed somewhere in Korea, however they are not commercialised yet, apart from those two systems aforementioned. This paper mainly focused on the design of the Chemical Propulsion System(CPS) for the COMS, joint scientific and communications satellite. It includes descriptions of the general system design and a summary of the supporting analysis performed to verify suitability for space flight. Essentially it provides an overview and guide to the various engineering rationale generated in support of the COMS CPS design activities. The manufacture and subsequent testing of COMS CPS are briefly discussed. Feasibility of COMS CPS to an interplanetary mission is proposed as well.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제25회 추계학술대회논문집
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• pp.426-430
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• 2005

통신해양기상위성(COMS)는 국내 최초로 개발되는 3축 안정화 복합위성으로 2008년에 지구정지궤도(GEO, Geostationary Earth Orbit)에 발사될 예정이다. 통신해양기상위성 추진시스템은 위성체의 지구정지궤도 진입, 자세 및 궤도 제어/조정을 위하여 요구되는 추력과 토오크를 제공한다. 본 논문은 통신해양기상위성 추진시스템의 시스템 설계 및 주요 부품의 성능에 관하여 기술하고자 한다.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제18권5호
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• pp.847-856
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• 2004

Heaters for the spacecraft propulsion system are sized to prevent propellant from catastrophic freezing. For this purpose, thermal mathematical model (TMM) of the propulsion system is developed. Calculation output is compared with the results obtained from thermal vacuum test in order to check the validity of TMM. Despite a little discrepancy between the two types of results, both of them are qualitatively compatible. It is concluded that the propulsion system heaters are correctly sized and TMM can be used as a thermal design tool for the spacecraft propulsion system.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권8호
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• pp.747-752
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• 2007

국내의 위성 개발 프로그램은 정지궤도위성인 통신해양기상위성과 저궤도위성인 다목적실용위성으로 대별할 수 있다. 각 위성은 임무 요구조건을 충족하는 추진시스템을 탑재하고 있다. 통신해양기상위성에는 위성체의 지구정지궤도 진입, 자세 및 궤도 제어/조정을 위하여 요구되는 추력과 토크를 제공하는 이원추진제 추진시스템인 화학추진시스템이 탑재되어 있으며, 반면 다목적실용위성에는 궤도전이 기능이 배제된, 궤도상 자세제어가 주목적인 단일추진제 추진시스템이 장착되어 있다. 본 연구에서는 이 두 추진시스템의 차이점 및 특성을 비교 분석한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.10-10
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• 2000

For low Earth orbit, the atmosphere causes orbit altitude to decrease, If this decrease is not corrected by the satellite propulsive unit, the orbit decoys continuously unit reaches the dense atmosphere and satellite life ends. If active orbit maintenance is mode by satellite propulsive unit then fuel consumption is necessary, which must be considered in the satellite design. Especially interesting is the method for evaluating the fuel consumption role for maintenance of elliptical orbit developed in this paper.(omitted)

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2005년도 춘계 학술대회논문집
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• pp.96-99
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• 2005

The geostationary satellite propulsion system has thermistors which can measure liquid propellant temperature at tanks, pipes and etc. In the satellite propulsion system with several tanks, the propellant in the tanks is moved by temperature change and this temperature pattern is constant. In this paper, the temperature change pattern of KOREASAT 1 propulsion system is compared and the prediction study of pressurant inflow using temperature change of geostationary satellite propulsion system is described.

• 대한기계학회논문집B
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• 제27권1호
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• pp.117-124
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• 2003

Thermal design fur satellite propulsion system has been performed. Overall design requirements and the constitution for propulsion system is described. To meet the thermal design requirements, both a primary and a redundant heater circuit, each with two thermostats placed in series, will protect each hydrazine-wetted components, even if one heater circuit fails to operate. Heater power is turned off if any one of these thermostats is opened at its higher setpoint. Thus, even if one thermostat is failed closed, the second thermostat will turn off the heater. All such components shall be insulated with MLI. Propulsion heater sizing based on the constant worst cold case condition is conducted through thermal analysis. All heaters selected fur propulsion components operate to prevent propellant freezing satisfying the thermal requirements for the propulsion subsystem over the worst case average voltage, i.e. 25 volts.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2004년도 제23회 추계학술대회 논문집
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• pp.83-86
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• 2004

모든 추진기관의 개발과 마찬가지로 저궤도 위성용 추진계의 개발은 위성의 요구 성능 향상, 기능 및 구조적인 변화 등 기술적인 요인뿐만 아니라 기술 유출을 꺼리는 선진국의 입장에 따라 그 개발구도 및 전략을 개선해 나가야 하는 매우 어려운 개발 환경에 노출되어 있다. 이 논문에서는 다목적 실용위성의 추진계를 개발하며 이러한 내 외부 환경 변화에 따른 기술적 접근 과정을 서술하고, 향후 저궤도 위성용 추진계의 개발을 위하여 해결해야 할 기술적인 문제점을 제시하여 해결 방안을 모색하고자 한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2005년도 제24회 춘계학술대회논문집
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• pp.5-10
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• 2005

정지궤도 인공위성의 추진시스템은 각 탱크 및 배관, 주요 핵심부분 등에 온도를 측정할 수 있는 온도센서를 장착하고 있다. 또한 추진시스템 내에 다수의 탱크가 장착될 경우 온도변화에 따라 탱크 내 추진제가 이동하는 열펌핑 현상이 발생하고 이때 온도변화는 일정한 경향을 갖는다. 본 논문에서는 무궁화위성 1호 추진시스템의 온도변화를 분석하고 이를 통하여 배관내에 가압제의 유입시기를 추정하고 위성폐기 시점을 추정하고자 한다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제11권1호
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• pp.58-62
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• 2016

인공위성 추진시스템은 위성이 발사체와 분리되어 최종 임무궤도에 진입하기까지 궤도조정에 필요한 추력을 제공하고, 임무궤도에 진입한 이후에는 궤도경사각 제어 및 항력에 의한 궤도 저하를 보상하기 위한 추력을 제공한다. 위성 발사 후 초기운용 기간 동안 획득된 궤도운용결과를 바탕으로 위성의 운용모드에 따른 저궤도관측위성 추진시스템의 궤도성능 검증을 수행하였다. 또한 추진시스템을 구성하는 부품 및 배관에서의 온도변화 추이를 살펴 추진계가 정상적인 범위 내에서 운용되고 있음을 확인하였다.