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장태연(Jang, Tae Youn),장태성(Jang, Tae Sung) 한국지역개발학회 2004 韓國地域開發學會誌 Vol.16 No.1
It is sought to develop a proper model which considers a dispersion feature of count data with discrete probability distribution, and simultan∞usly overcomes the shortcoming of the linear regression model, widely adopted for analyzing traffic accidents. By utilizing the survey data on company taxi drivers in ]eonju, Iksan and Kunsan cities, overdispersion and heterogeneity existing in those data are tested by statistical verification and then the optimal model with higher reliance and accuracy is proposed. Also, Sensitivity anaIysis, called as marginal effects, is perfomed to know the change of traffic accidents depending on the change in drivers’ socio-economic characteristic and other elements. It should be stressed to analyze primary factors of taxl accidenlts whose rate is higher than any other vehicle in order to diminish the entire traffic accidents in the cities as well as to gain trust in public transportation. This study is expected to help building fundamentaI countermeasures to prevent or reduce traffic accidents by analyzing casual relationship of behavioral and environmentaI aspects influencing taxi accidents.
CMOS-Image Sensor (CIS)를 이용한 디지털 태양센서 개발
이성호(Sung-ho Rhee),장태성(Tae-seong Jang),이철(Chel Lee),강경인(Kyung-in Kang),김형명(Hyung-myung Kim) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.5
본 논문은 과학기술위성2호 핵심우주기술시험용 탑재체 중 하나인 정밀디지털 태양센서(FDSS)의 개발에 관한 것이다. 정밀 디지털 태양센서는 국내에서 CMOS-Image sensor(CIS)를 이용한 최초의 디지털 태양센서로서, 성능시험과 우주환경시험을 거쳐 비행 모델 개발이 완료되었다. 본 논문은 FDSS 구성과 광학부 설계결과 및 태양광의 광학적 특성 분석결과, 그리고 Solar simulator를 이용한 보정결과 관하여 기술한다. This paper deals with the Fine Digital Sun Sensor (FDSS) for Science & Technology Satellite 2(STSAT-2). The FDSS was firstly developed by using CMOS-Image sensor(CIS) in South Korea. This paper will describe the configuration of the FDSS, the design of the optical part, the analysis result of the optical characteristics of the sunlight, and the calibration result measured by solar simulator.
과학기술위성 2호(STSAT-2)의 고 정밀 디지털 태양센서(FDSS) 설계 및 분석
이성호(Sung-ho Rhee),장태성(Tae-seong Jang),김세일(Sae-il Kim),임종태(Jong-Tae Lim) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.10
본 논문은 과학기술위성2호 핵심우주기술시험용 탑재체인 고 정밀 디지털 태양센서의 개발에 관한 것이다. 고 정밀 디지털 태양센서는 국내 최초의 디지털 태양센서로서 CMOS image sensor를 이용한다. FDSS는 광학부, FPGA(Field Programable Gate Array) 부 및 MCU(Micro controller unit)부로 구성되어있다. 본 논문에서는 구경(Aperture)의 설계와 관련된 광학부의 광학특성 분석에 중점을 두어 기술하고자 한다. 또한 CMOS image sensor(CIS) 화소 면에 투사되는 태양광의 광학적 특성도 분석한다. We have developed the FDSS (Fine Digital Sun Sensor) for the space technology of the STSAT-2 (Seience & Technology Satellite 2). The FDSS is firstly developed by using CMOS image sensor(CIS) in South Korea. The FDSS consists of the optics part, FPGA(Field Programable Gate Array) part, and MCU(Micro controller unit)part. This paper will focus on the optical characteristics of the optics part and describe the configuration of FDSS with the design of aperture. We also analyze the characteristic of optics about the pixel of the CMOS image sensor.
이상준,김정현,이준호,이치원,장태성,강경인,Lee, Sang-Jun,Kim, Jung-Hyun,Lee, Jun-Ho,Lee, Chi-Won,Jang, Tae-Sung,Kang, Kyung-In 한국광학회 2011 한국광학회지 Vol.22 No.4
과학기술위성3호 부탑재체인 소형영상분광기 COMIS(Compact Imaging Spectrometer)는 400 - 1050 nm의 관측 대역에서 분광 관측을 수행하는 영상 분광기이다. COMIS는 2012년 고도 700 km의 원 궤도에서 발사 된 후 27 m의 공간분해능과 2 - 15 nm의 파장 분해능을 갖도록 설계되었다. 본 논문에서는 COMIS 비행 모델의 환경시험 수행결과를 기술한다. 발사 환경인 진동 가진에 의한 영상분광기의 광학적, 구조적인 변화 여부와 우주환경인 열.진공 상태에서의 기능 시험을 수행하여 안정성 및 신뢰성을 검증 받았다. 우주공간에서의 환경으로 일컬어지는 고진공($10^{-5}$ torr이하)과 $-30^{\circ}C{\sim}35^{\circ}C$의 고온 및 저온의 열적 변화 상태를 모사하는 시험에서 정상적인 기능을 보였고, 10 grms의 랜덤 진동 가진 전.후의 고유 진동수는 1% 이내의 변화량을 보였다. 환경시험 전 후로 영상분광기의 변조전달함수(MTF, Modulation Transfer Function) 측정을 하여 광학 성능이 유지됨을 확인하였다. 환경시험을 마친 영상분광기는 현재 과학기술위성3호 본체와의 조립을 진행 중에 있으며 2012년 발사 예정에 있다. A compact imaging spectrometer (COMIS) was developed for a microsatellite STSAT-3. The satellite is now rescheduled to be launched into a low sun-synchronous Earth orbit (~700 km) by the end of 2012. Its main operational goal is the imaging of the Earth's surface and atmosphere with ground sampling distance of 27 m and 2 - 15 nm spectral resolution over visible and near infrared spectrum (0.4 - 1.05 ${\mu}m$). A flight model of COMIS was developed following an engineering model that had successfully demonstrated hyperspectral imaging capability and structural rigidity. In this paper we report the environmental test results of the flight model. The mechanical stiffness of the model was confirmed by a small shift of the natural frequency i.e., < 1% over 10 gRMS random vibration test. Electrical functions of the model were also tested without showing any anomalies during and after vacuum thermal cycling test with < $10^{-5}$ torr and $-30^{\circ}C\;-\;35^{\circ}C$. The imaging capability of the model, represented by a modulation transfer function (MTF) value at the Nyquist frequency, was also kept unvaried after all those environmental tests.
서현석(Hyun-Suk Seo),장태성(Tae Seong Jang),이주훈(Juhun Rhee),김원석(Wonseock Kim),현범석(Bum-Seok Hyun),임재혁(Jae Hyuk Lim),황도순(Do-Soon Hwang),이상곤(Sang-Kon Lee),조희근(Hee Keun Cho),한은수(Eun-Soo Han),김임수(Im-Soo Kim),심은섭 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.6
위성의 부피 및 무게 절감을 위하여, 전자, 열제어 및 구조를 하나의 시스템으로 일체화 시키는 다기능 구조체가 개발되어 적용되어 왔으며, 다기능 구조체는 전자장비 중 무게가 많이 나가는 섀시/프레임들, 케이블들 및 커넥터들을 제거 할 수 있다. 이런 기존의 다기능 구조체의 주요 사항은 전기ㆍ전자의 새시/프레임들을 개발 비용 및 시간이 많이 요구 되는 MCMs (Multi-Chip Modules)로 대체 하는 것이다. 본 논문은 위성의 부피 및 무게를 효율적으로 절감할 수 있는 새로운 다기능 구조체의 개념을 보여준다. 구조는 열제어 및 우주방사차폐 기능을 포함한 사각형 격자강화 구조체로 설계 및 제작된다. 사각형 격자강화 구조체는 등방격자구조체의 수정형으로 일반적인 인쇄회로기판을 섀시/프레임 없이 내장할 수 있는 충분한 공간을 제공한다. The MFS (Mlti-Functional Structure) concept, which integrates the electronics, thermal control and structure into a single packaging system, has been developed and applied to reduce the volume and weight of the satellite. Therefore, this MFS can eliminate the bulky chassis/frames, cables and connectors of the electronic equipment. The main point of this traditional MFS is the replacement of the electrical chassis/frames with MCMs (Multi-Chip Modules) that require much costs and efforts for developing. This paper shows the new MFS concept that effectively saves the volume and weight. The structure including the thermal control and radiation shielding elements will be designed and manufactured as the rectangular grid-stiffened structure. The rectangular grid-stiffened structure is the modification of the iso-grid structure, and provides the enough spaces for putting the general PCBs without the chassis/frames.
큐브위성 탑재를 위한 MEMS 고체 추력기의 구조설계 및 검증
장수은(Su-Eun Jang),한성현(Sung-Hyeon Han),김태규(Tae-Gyu Kim),이종광(Jong-Kwang Lee),장태성(Tae-Seong Jang),오현웅(Hyun-Ung Oh) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.5
MEMS 고체 추력기 모듈은 MEMS 고체 추력기와 MEMS 추력기 제어보드로 구성된다. MEMS 고체 추력기는 학문적 연구개발 목적으로 개발되었기 때문에 발사환경을 고려한 설계 및 시험이 이루어지지 않아 이를 큐브위성에 탑재 및 궤도검증을 위해서는 설계 시 추력기 모듈로의 발사하중이 최소화 되도록 하는 위성체 시스템 레벨에서의 설계노력이 요구된다. 본 논문에서는 MEMS 고체 추력기의 조립 및 시험과정에서의 탈장착 용이성 및 발사환경에서의 구조건전성 확보를 위해 브래킷을 이용한 구조설계를 제안하였으며, 준정적해석과 랜덤해석 및 진동시험을 통해 설계의 유효성을 검증하였다. 또한, 본 논문에서 제안한 스프링 핀을 이용한 MEMS 추력기와의 전기적 체결방식은 발사 진동에서의 구조건전성 확보에 유효함을 입증하였다. MEMS solid thruster module is composed of solid thruster and its control board. It was developed for the purpose of an academic research. Therefore, thermo-mechanical design and verification for space usage were not considered in the design phase. To mount it on a cube satellite without any design modification, technical efforts at the system level structure design is required. In this study, we proposed a structural design concept to mount the MEMS thruster module by using brackets for guaranteeing structure safety under launch loads and easier mating and de-mating of MEMS thruster module during test phase. The effectiveness of the design has been verified through structural analysis and vibration test. In addition, electrical connection method using spring pins between MEMS thruster and control board is effective for guaranteeing the structural safety under launch vibration loads.