Construction of a Thermal Vacuum Chamber for Environment Test of Triple CubeSat Mission TRIO-CINEMA

전제헌,이성환,윤세영,선종호,진호,이동훈,로버트린 한국우주과학회 2013 Journal of Astronomy and Space Sciences Vol.30 No.4

TRiplet Ionospheric Observatory-CubeSat for Ion, Neutron, Electron & MAgnetic fields (TRIO-CINEMA) is a CubeSat with 3.14 kg in weight and 3-U (10 × 10 × 30 cm) in size, jointly developed by Kyung Hee University and UC Berkeley to measure magnetic fields of near Earth space and detect plasma particles. When a satellite is launched into orbit, it encounters ultrahigh vacuum and extreme temperature. To verify the operation and survivability of the satellite in such an extreme space environment, experimental tests are conducted on the ground using thermal vacuum chamber. This paper describes the temperature control device and monitoring system suitable for CubeSat test environment using the thermal vacuum chamber of the School of Space Research, Kyung Hee University. To build the chamber, we use a general purpose thermal analysis program and NX 6.0 TMG program. We carry out thermal vacuum tests on the two flight models developed by Kyung Hee University based on the thermal model of the TRIO-CINEMA satellite. It is expected from this experiment that proper operation of the satellite in the space environment will be achieved.

TRIO-CINEMA의 시스템 harness

전제헌,이효정,채규성,선종호,진호,이동훈,Jeon, Je-Heon,Lee, Hyo-Jeong,Chae, Gyu-Seong,Seon, Jong-Ho,Jin, Ho,Lee, Dong-Hun 한국천문학회 2012 天文學會報 Vol.37 No.2

TRIO-CINEMA(TRiplet Ionospheric Observatory-Cubesat for Ion, Neutron, Electron & MAgnetic field)는 지구근접공간에서의 미세 자기장 변화 및 중성입자의 검출을 목적으로 경희대학교와 UC Berkeley가 공동 개발하는 초소형위성이다. 초소형위성은 내부 공간이 협소하여 효율적인 공간배치 및 위성체발사 시 진동에도 견딜 수 있도록 harness가 제작되어야 한다. CINEMA는 OBC, EPS, 배터리, 수신기, IIB(Instrument Interface Board), MAGIC(MAGnetometer Imperial College) board, HVPS(High Voltage Power Supply)로 구성된 avionics bus와 MAGIC, STEIN(Supra Thermal Electron, Ion, Neutral)의 payload, Solar panel, UHF와 S-band 안테나로 구성되어 있다. Solar panel에서 생산된 전력은 EPS를 통해 배터리에 저장되고 PC104를 통해 avionics stack의 각 board로 전력이 분배된다. IIB는 탑재체 파트와 연결되어 이를 제어하고 HVPS에서 STEIN에 공급되는 고전압은 특수 와이어를 통해 연결되며 UHF 안테나와 S-band 안테나는 RF 케이블로 수신기와 송신기가 연결되어 있다. 각각의 harness는 케이블타이와 lacing tape로 위성체와 고정되며 커넥터는 고정 지지대를 제작하여 나사로 체결하였다. CINEMA에 적용된 harness는 진동시험과 열진공시험을 통해 harness와 시스템의 안정성이 검증 되었다.

국내 항공 MRO 정책을 기반으로 본 COVID 이후 MRO산업 발전방향

전제헌,김미진,최세종 한국항공경영학회 2022 한국항공경영학회 춘계학술대회 Vol.2022 No.-

항공 정비학습자의 이론성적이 실습 성취도에 미치는 영향에 관한 연구

전제헌,김미진,최세종 한국항공우주의학협회 2021 항공우주의학 학술대회 Vol.2021 No.6

침대기능의 전동 휠체어 구동용 250W급 SRM의 제어특성

전제헌(J. H. JEON),문효식(H. S. MOON),안진우(J. W. AHN) 대한전기학회 2010 대한전기학회 학술대회 논문집 Vol.2010 No.4

본 논문에서는 급속하게 고령화 시대로 변화하고 있는 현대에 침대기능의 전동휠체어를 제작하여 고령자와 몸이 불현한 사람들이 보다 안전하게 생활하고 사회 참여도를 증진시켜 보고자 한다. 주 구동부에 사용될 스위치드 릴럭턴스 전동기의 제어특성을 시뮬레이션하였다. 이를 위하여 일반 전동휠체어에 사용되는 전동기의 사양과 근사적인 특성을 낼 수 있는 전동기를 선정하고 설계하고 성능해석을 하였으며 Matlab simulink를 이용하여 제어기를 설계하고 해석해 보았다.

Analysis of the charged particle radiation effect for a CubeSat transiting from Earth to Mars

윤세영,신유철,전제헌,서용명,전종호,우주,선종호 한국물리학회 2014 Current Applied Physics Vol.14 No.4

This paper presents a computational estimation of the total ionizing dose from protons and electrons in the Earth’s magnetosphere and interplanetary space for a hypothetical CubeSat transiting from Earth to Mars. An initial hyperbolic escape of the spacecraft from Earth’s gravitation is assumed, followed by an elliptical transfer from Earth to Mars under the Sun’s gravitation. The rapid traversal of the Earth’s radiation belt yields a smaller ionizing dose, whereas high-energy solar protons in the interplanetary space have the greatest effect on the ionizing dose during the transfer between the planets. Variation in the heliocentric distance of the spacecraft is considered in the calculation. Calculation of the shielding distributions with Geant4 and the transport of the ionizing particles across the obtained distributions yields an estimation of the total ionizing dose as a function of position within the spacecraft as well as statistical confidence levels. With a moderate confidence level, this calculation shows that a practical exploration of Mars with a CubeSat is possible in terms of the expected total ionizing dose.

전동 휠체어 구동용 250W급 SRM의 설계와 해석

문효식(H. S. MOON),전제헌(J. H. JEON),안진우(J. W. AHN) 대한전기학회 2010 대한전기학회 학술대회 논문집 Vol.2010 No.4

현대 사회는 급속한 고령화 시대를 맞이하고 있다. 또한 하지 장애인 인구가 점차 늘어나는 추세에서 전동휠체어의 사용 인구는 급증하고 있다. 사회적인 추세가 고령자와 장애인을 위한 시설들과 개인용 보조용품이 점차 보급되고 있다. 본 논문에서는 하지 장애인들을 위해서 개발 되는 전동휠체어에 침대의 기능을 추가함으로써 침대에서 전통휠체어로 옮겨 타지 않아도 바로 이용 가능한 전통휠체어용 모터를 SRM으로 대체하여 일반적인 직류직권 전동기와 SRM에 대하여 CAD와 FEM 해석프로그램을 통해 비교하였다. 앞으로 지속적인 연구를 통하여 4방향 조이스틱과 DSP controller를 이용하여 별도의 사용자의 세밀한 조작 없이 자동으로 침대로 장착될 수 있고 침대 모드일 경우 자동으로 충전이되며 또한 250W SRM을 이용하여 전동휠체어로써 직류직권진동기보다 높을 효율과 강한 토크 낮은 기어비를 이용해 직류전동기가 가지는 문제점들을 보안할 것이다.

초소형 위성 CINEMA의 자세 제어 시험 환경 연구

신유철,윤세영,이용석,전제헌,선종호,진호,이동훈,Robert P.LIN 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4

경희대학교에서 제작 중인 초소형 위성 CINEMA(Cubesat for Ion, Neutron, Electron and MAgnetic field)의 자세제어 시스템은 V-slit 형태의 태양 센서와 3축 자력계인 MAGIC(MAGnetometer by Imperial College London)의 자세감지 센서와 2개의 토크 코일을 사용하는 자기 토커의 구동부로 이루어져 있다. 지상에서 CINEMA의 자세 제어를 검증하기 위해서는 센서와 구동부의 시뮬레이터를 이용한 자세 제어 시험이 요구된다. 본 연구에서는 CINEMA의 자세 제어 시스템을 시험하기 위한 태양 센서와 자력계의 시뮬레이터 및 구동부의 구현을 제안 하였다. 태양 센서와 자력계 센서의 시뮬레이터는 실제 CINEMA 하드웨어와 유사한 시험 환경의 구현을 제시하였다. 자세 제어 시뮬레이터의 설계 및 구현을 통하여 CINEMA 자세 제어 시스템을 검증 할 수 있을 것으로 기대된다. Attitude Control System of CINEMA is composed of attitude sensors of V-slit Sun sensor, 3-axis magnetometer(MAGIC : MAGnetometer by Imperial College London) and actuator of magnetic torquer which is used by torque coil. To verify the Attitude Control System of CINEMA, simulator of attitude sensors and actuator is required. This study proposed realization of simulator for Sun sensor, magnetometer and actuator. The simulator for Sun sensor and magnetometer is similar to real one. Design and implementation of simulator for attitude control can make it possible to verify the Attitude Control System of CINEMA.

전자선원을 이용한 CINEMA위성의 플라즈마 입자 검출기의 기능 검증

서용명,전종호,박성하,김용호,전제헌,이정규,J.G. Sample,T. Immel,R.P. Lin,진호,이동훈,선종호 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

경희대학교가 제작한 초소형 위성 TRiplet Ionospheric Observatory-Cubesat for Ion, Neutral, Electron and MAgnetic field (TRIO-CINEMA)는 지구 자기권에 존재하는 플라즈마 입자와 자기장의 계측을 주요 목적으로 하는 과학 임무 위성이다. 위성의 주 탑재체인 SupraThemal Electron, Ion and Neutral (STEIN)은 solid state 실리콘 반도체를 사용하여 전자, 중성자 및 양성자를 동시에 검출 할 수 있는 플라즈마 입자 검출기 이다. STEIN은 4~200 keV의 에너지 대역과 1 keV FWHM의 분해능을 갖으며, 정전기 편향판을 사용하여 중성자와 대전입자를 분류하여 검출한다. 본 연구에서는 전자 선원을 사용하여 CINEMA 위성의 주 탑재체인 STEIN의 입자 검출, 대전 입자의 휨, 에너지 값 보정, 기하계수 등을 검증하기 위한 시험을 수행 하였다. TRIO-CINEMA is a space science mission consisting of three identical 3U CubeSats to provide stereo Energetic Neutral Atom (ENA) imaging of the ring current, multi-point in-situ measurement of supra thermal electrons and ions, and measurement of magnetic fields in Low Earth Orbit (LEO). The primary payload STEIN measures the particles in the range of ~4-200 keV with 1 keV FWHM energy resolution and is able to distinguish electrons, ions, and neutrals by applying electric field in the entrance aperture. In this research, we performed a test to verify the functions such as particle detection, deflection by electrostatic field, energy scale, geometric factor of STEIN instrument by applying electron beam source.

TRIO-CINEMA의 환경시험 및 결과 분석

금강훈,우주,이성환,이용석,전제헌,채규성,진호,선종호,이동훈,Geum, Gang-Hun,U, Ju,Lee, Seong-Hwan,Lee, Yong-Seok,Jeon, Je-Heon,Chae, Gyu-Seong,Jin, Ho,Seon, Jong-Ho,Lee, Dong-Hun 한국천문학회 2012 天文學會報 Vol.37 No.2

경희대학교와 UC Berkeley, Imperial College London에서 공동으로 진행하는 TRIO-CINEMA Mission(TRiplet Ionosphere Observatory-Cubesat for Ion, Neutral, Electron and MAgnetic fields)은 총 3기의 초소형 위성으로 구성되어 있다. 3기의 위성은 고도 650~800km 상공의 태양동주기 궤도운동을 예상하고 있으며, 지구 근접공간의 입자 검출과 자기장 측정의 과학 임무를 맡게 된다. TRIO-CINEMA 비행 모델(Flight Model)의 환경시험은 진동시험과 열진공시험으로 진행되었다. 진동시험은 X, Y, Z 세 축에 대해 Sine 과 Random 모드로 진행되었다. TRIO-CINEMA가 탑재 될 러시아의 드네프르 로켓의 요구사항은 각 축에서 20Hz 이상의 고유진동수, Sine의 경우 최대 0.8G와 4oct/min Sweep Rate, Random의 경우 5.2Grms 와 35초의 지속시간에서의 안정성을 만족하는 것이다. 시험 결과 TRIO-CINEMA가 요구사항을 모두 만족시키는 것을 확인하였다. 또한, 열 주기 시험(Thermal Cycling Test)을 진행하여 우주공간에서 위성 시스템이 정상 동작하는지에 대한 신뢰성을 검증하였다. 열주기 시험은 미국 MIL표준 값을 참고하여 $10^{-6}Torr$에서 $-20{\sim}30^{\circ}C$의 온도를 주었으며, 시험을 진행하는 동안과 시험 후에 위성이 정상작동 함을 확인하였다. 이에 본 연구의 시험 방법과 그 결과를 기술하였다.