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황권태(Hwang, Kwon-Tae),조창래(Cho, Chang-Lae),이동우(Lee, Dong-Woo),이상훈(Lee, Sang-Hoon),문귀원(Moon, Guee-Won) 한국항공우주연구원 2013 항공우주산업기술동향 Vol.11 No.1
인공위성은 우주궤도에서 임무수행을 하기 때문에 발사가 되고 나면 고장으로 인한 수리가 불가능하다. 이에 발사 전 지상에서 조립단계부터 정확한 설치를 하고, 우주환경에서 임무수행 시 나타날 수 있는 상황에 대하여 모사를 하고 정상적으로 작동하는지 시험을 수행하여야 한다. 이를 위해서는 설계된 형상대로 가공이 되었는지 검증이 필요하며, 각 부품들이 정확한 위치에 장착이 되었는지 확인이 필요하다. 또한 탑재된 센서들이 우주환경으로부터의 변형에 대하여 정상작동 할 수 있는 범위 내에 있는지를 확인을 해야 한다. 따라서 인공위성의 정밀정렬은 구조물 제작 시, 각종 센서 및 장치 조립 시, 환경시험 전 후로 수행을 하여 인공위성이 우주궤도에서 정상 작동할 수 있도록 한다. 따라서 본 논문에서는 다목적실용위성 정밀정렬의 대표적인 예로써 주 탑재체가 설치되는 플랫폼에 대한 편평도 측정, 태양전지판의 본체 장착을 위한 정렬측정, 환경시험 전 후로 수행되는 탑재체 센서들에 대한 시스템 정밀정렬에 대해 소개하고자 한다. Since satellites are launched into space, they cannot be repaired or modified. Therefore, every effort should be made to assemble them precisely and verify the operation in the space environment before launch. To achieve this, it is necessary that the components are made according to the manufacturing specifications and properly integrated. Moreover, the range of the payloads operation should be verified against potential deformations occurring in the space environment. In order to satellite to operate normally in the space orbit, a variety of alignment tests need to be performed at the following stages; manufacture of the satellite structure, assembly of payloads and equipment, and prior and post satellite environmental test. Therefore, the aim of the paper is to present alignment cases of the KOrea Multi-Purpose SATellite including flatness measurement of the platform containing main payload, alignment measurement to set the main frame of solar array and system alignment of payload sensors before and after the environment test.
데오드라이트를 이용한 이중 추력기 모듈의 정밀정렬측정에 관한 연구
황권태(Kwon Tae Hwang),문귀원(Guee Won Moon),조창래(Chang Lae Cho),이동우(Dong Woo Lee),이상원(Sang Won Lee) 대한기계학회 2012 大韓機械學會論文集A Vol.36 No.11
인공위성은 우주궤도에서의 임무수행 및 작동 특성을 가지고 있기 때문에 수리 불가능한 특성을 지니고 있다. 따라서 인공위성에 사용되는 탑재체들이 정상적인 기능을 발휘하기 위해서는 정확한 조립 및 설치가 되어야 한다. 또한 극심한 발사환경과 우주환경에서 변화와 이상이 발생하지 않아야 하므로 발사환경시험, 우주환경시험 전 후로 정렬 측정이 수행되어 부품 및 시스템 레벨에서의 변화에 대한 측정이 요구되어지는 실정이다. 최근 중?대형 산업품에 대한 비접촉식 3차원 정밀 측정 장비가 개발되고 있다. 이러한 장비 중 하나인 데오도라이트 측정 시스템이 항공우주산업에 널리 활용되고 있다. 따라서 본 논문에서는 다목적실용위성의 자세제어에 사용되는 이중 추력기 모듈의 각도를 데오도라이트를 이용하여 정렬 측정 및 이에 대한 신뢰도 분석을 수행하였다. Because satellites operate in space, it is impossible to repair them when they malfunction. Therefore, to ensure the normal function of the payload used in the satellites, accurate assembly and installation of parts are crucial. To prevent abnormal functioning in the extreme environments during launch and in space, it is essential to test changes at the parts and system levels by performing alignment measurement before and after the launch environment test and the space environment test. Recently, noncontact three-dimensional precision machinery for medium- and large-sized parts has been developed. One of these is the theodolite measurement system, which is widely used in the aerospace industry. This study measures the angle of the dual thruster module that is used to control the attitude of KOMPSAT by using a theodolite, and alignment measurement and a reliability analysis are performed.
데오드라이트를 이용한 이중 추력기 모듈의 정밀정렬측정에 관한 연구
황권태(Kwon-Tae Hwang),문상무(Sang-Mu Moon),조창래(Chang-Lae Cho),이동우(Dong-Woo Lee),문귀원(Guee-Won Moon),이상원(Sang-Won Lee) 대한기계학회 2011 대한기계학회 춘추학술대회 Vol.2011 No.10
Since satellites operates and performs their jobs in the space orbit, it is impossible to fix them when they are broken. Therefore, to make payload to be used in satellites function normally, accurate assembly and installation of parts are crucial. To prevent the abnormal functioning in the extreme launch and space environments, it is essential to test changes of parts and system levels by operating alignment measurement before and after the launch environment test and the space environment test. Recently, non-contact three dimensional precision machinery of medium and large sized parts has been developed. One of them is theodolite measurement system, which is widely used in aero-space industry. This study measures the angle of dual thruster module that is used to control the attitude of KOMPSAT by using theodolite and performs alignment measurement and reliability analysis for that.
문홍열(Moon Hong-You),김진희(Kim Jin-Hee),우성현(Woo Sung-Hyun),조창래(Cho Chang-Lae) 한국항공우주연구원 2010 항공우주산업기술동향 Vol.8 No.2
질량이 크고 정밀한 정렬이 요구되는 전개형 영상 레이더를 장착하기 위해서는 일반적으로 위성을 수평상태로 놓고 조립을 수행하게 된다. 이는 전개형 안테나의 회전축을 중력축과 일치시키고 전개형 안테나를 중력방향과 반대로 질량을 보상함으로써 무중력 상태를 만들어 회전축에 무리한 힘을 가하지 않기 위함이다. 이러한 전개형 영상 레이더를 장착하기 위해서는 위성이 수평 상태로 놓이더라도 위성체 처짐이 없는 수직상태와 동일한 형상을 만들어 주어야 한다. 처짐이 발생한 위성체에 안테나를 장착하고 수직상태로 변경하면 처짐이 발생한 부분이 강제적으로 원상복귀하려는 힘으로 인해 안테나 정렬이 틀어질 수 있기 때문이다. 본 논문에서는 수평상태에서 위성의 처짐값을 확인하기 위한 방안을 찾고 처짐 보상을 위한 Reaction Force 값을 어떻게 구할 것인지를 보여주고 있다. Satellites are generally put in horizontal configuration to install a weighty, large and deploying SAR antenna which is required precise alignment. It is not to damage an antenna deployment mechanism from impellent strength as SAR antenna rotation axis is aligned with the gravity axis and SAR antenna is put in a zero gravity condition. In order to install such a deploying antenna, satellite should be a same condition of the vertical configuration without the deflection of satellite when it is rotated horizontally. In this paper, it is shown how to measure the deflection of satellite and how to get a reaction force value for compensating the deflection.
힘 제한 진동 시험 기술 동향 및 대형 위성 구조체 진동시험 적용을 위한 구성
은희광(Eun, Hee-kwang),임종민(Im, Jong-min),우성현(Woo, Sung-hyun),전종협(Jun, Jong-hyub),조창래(Cho, Chang-lae),문남진(Moon, Nam-jin) 한국항공우주연구원 2018 항공우주산업기술동향 Vol.16 No.2
우주발사체와 위성의 시스템 및 부품의 구조적 성능을 검증하기 위하여 발사 환경 시험이 필수적이다. 특히 발사 환경 검증을 위해서 가진기에서 부가하는 진동 환경은 다수의 발사 시 획득한 가속도 데이터의 총합으로 추출되고, 실제 장착되는 구조물과 가진기 상의 경계 조건 차이로 인하여 과도한 시험을 수행하고 있다. 이러한 과도 시험 문제점을 해결하기 위하여 제시되고 있는 방법 중 힘 제한 진동 시험 방법에 대한 동향을 소개하고 현재 한국항공우주연구원에 구축된 힘 제한 진동 시험을 적용하기 위한 힘 센서 및 신호 처리 장치의 구성과 이를 설치하기 위한 구조물의 설계를 소개하였다. Launch Environment Test is mandatory to verify the structural performance and dynamic characteristics for launch vehicle, satellite system and parts. The profile for launch environment test is the envelop of acceleration data from several launches about many kinds of payloads. The boundary condition is totally different between the flight structure and shaker. Overtest is caused by the envelop and the difference of boundary conditions. This paper introduces the trend for the solutions to overcome the overtest and the equipment for Force Limited Vibration Test which is installed in Korea Aerospace Research Institute.