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- 저자 : 오현웅 (검색결과 248 건)
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오현웅,하헌우,김태규,이종광 한국항공우주학회 2016 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.17 No.4
A MEMS solid propellant thruster array shall be operated within an allowable range of operating temperatures to avoid ignition failure by incomplete combustion due to a time delay in ignition. The structural safety of the MEMS thruster array under severe on-orbit thermal conditions can also be guaranteed by a suitable thermal control. In this study, we propose a thermal control strategy to perform on-orbit verification of a MEMS thruster module, which is expected to be the primary payload of the STEP Cube Lab mission. The strategy involves, the use of micro-igniters as heaters and temperature sensors for active thermal control because an additional heater cannot be implemented in the current design. In addition, we made efforts to reduce the launch loads transmitted to the MEMS thruster module at the system level structural design. The effectiveness of the proposed thermo-mechanical design strategy has been demonstrated by numerical analysis.
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오현웅,Oh, Hyun-Ung 항공우주시스템공학회 2013 항공우주시스템공학회지 Vol.7 No.1
Launch vehicles cause several shock events during their lift-off. The excessive shock loads in the several thousands of g's level can results in permanent damage to electronics, optics and other sensitive payload components. The shock can be attenuated by mounting a shock absorber. In this paper, we proposed a semi-active control logic to attenuate the shock so that the input acceleration to main instruments does not exceed the allowable maximum acceleration value. For the performance investigation, two elements model of variable damping and spring stiffness has been used and the analysis results indicate that the proposed semi-active control logic attenuates shock level better than an optimal passive and conventional semi-active on-off control system.
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SMA 메쉬 와셔를 적용한 발사하중 및 미소진동 저감용 수동형 진동절연시스템의 기본특성
오현웅,전수현,권성철,윤세현,정호경 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4
고해상도 관측위성의 지향성능 향상을 위해 미소진동 발생원으로부터의 외란이 주요 임무장비로 전달되지 않도록 진동절연기가 적용되고 있다. 일반적으로 궤도상 미소진동절연을 위해 진동발생원을 저강성 탄성지지 되도록 하는 수동형 진동절연기의 경우 발사환경에서의 임무장비의 구조건전성 확보를 위해 발사구속장치의 적용이 부가적으로 요구된다. 본 논문에서는 위성시스템의 단순화를 위해 의탄성 형상기억합금 진동절연 메쉬 와셔를 적용하여 발사구속장치의 적용 없이도 진동환경이 상이한 발사 및 궤도환경에 동시 적용 가능한 우주용 냉각기의 미소진동 저감용 수동형 진동절연 시스템을 제안하였으며, 제작된 진동절연기의 기본특성 시험을 통해 설계의 유효성 입증 및 예상성능을 분석하였다. Micro-vibration isolation system has been widely used for enhancing pointing performance of observation satellite. In general, micro-vibration isolation system requires the launch locking mechanism additionally to guarantee the structure safety of mission payloads supported by the isolation system with low stiffness under launch environment. In this study, we proposed a passive launch and on-orbit vibration isolation system using shape memory alloy washer for the micro-vibration isolation of spaceborne compressor, which does not require the additional launch locking mechanism. The expected performance of the isolation system and effectiveness of the design have been investigated through the characteristic measurement test.
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Smaller, Better, Faster, Cheaper 개발철학에 기반한 초소형 SAR 위성 S-STEP
오현웅,김성우 한국통신학회 2021 정보와 통신 Vol.39 No.1
최근 전세계적으로 위성 개발에 대한 패러다임이 급격하게 변화하고 있다. 과거에는 높은 성능과 기능을 보유한 중대형 위성위주로 개발이 이루어졌다면 최근에는 민간 분야의 다양한 수요 증가와 위성의 소형화가 가능해짐에 따라 초소형 군집 위성에 대한 관심이 높아지고 있다. 본 논문에서는 이와 같은 New Space 시대를 선도할 수 있도록 개발되고 있는 S-STEP (Small SAR Technology Experimental Project) 임무에 대해 소개한다. S-STEP은 저가의 초소형 SAR 군집위성을 활용하여 저궤도에서 전천후로 지구 관측 임무를 수행하며, 이와 관련된 궤도와 운용 시나리오를 설계하였다. 위성에 탑재된 SAR 센서는 Stripmap, ScanSAR, VideoSAR 등 세 가지의 모드로 영상을 촬영할 수 있으며 전자적으로 빔 조향이 가능한 능동형 방식으로 설계되었다. 위성의 형상 관점에서는 가능한 전기적 기능을 통합하고 본체와 탑재체의 구조를 통합하는 소형화, 경량화 설계를 수행하고, 한 개의 발사체에 다수의 위성을 탑재/발사할 수 있도록 평판형 구조를 구현하였다. 특히 탑재 장치의 수납 및 전개를 위한 별도의 기구가 필요하지 않도록 ‘매커니즘 프리’ 설계를 반영하여 우주 궤도상에서 위성의 신뢰도와 생존성을 향상시켰고, 진동절연기를 탑재하여 발사 과정에서 위성체로 전달되는 동적 하중을 감소시켰다.
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작동유체 질량을 고려한 유연우주트러스구조물 제진용 반능동 댐퍼의 성능분석
오현웅(Hyun-Ung Oh),최영준(Young-Jun Choi),이경민(Kyong-Min Lee) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.5
수동형 진동제어 방식과 같이 시스템이 안정되며, 수동형에 비해 높은 제진 효과가 기대되는 반능동 진동제어 방식은 시스템의 안정화가 요구되는 우주구조물의 제진방법에 유효한 진동제어 방식중 하나이다. 본 논문에서는 유연우주트러스구조물의 진동제어를 위해 고안된 반능동 댐퍼내 작동유체의 질량을 모델링에 고려했을 경우의 제진특성을 분석하였고 댐퍼내 작동유체의 점성이 부족감쇠를 유지 할 경우, 작동유체 질량 적용에 따른 반능동 댐퍼의 제진효과를 확인하였으며 이를 토대로 반능동 댐퍼의 성능향상을 위한 설계방법을 제시하였다. Semi-active vibration control is one of the attractive control methods for space application due to its robustness as passive damping system and much higher damping performance than passive system. In this paper, performance investigation of semi-active damper considering a mass modeling of functional fluid inside of the damper has been performed. Numerical investigation results confirmed that the damper model considering the fluid mass is effective for vibration suppression performance at a relatively low viscosity range of functional fluid. Based on the analysis results, design method to enhance the performance of semi-active damper has been proposed.
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위성 탑재체 지향성능 향상을 위한 가변댐핑 반수동 진동제어에 관한 연구
오현웅(Hyun-Ung OH) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.6
위성 탑재체의 지향성능을 향상시키지 위하여 반수동 진동제어법을 제안하고, 시뮬레이션에 의해 진동절연 효과를 검증하였다. 본 논문에서 제안한 반수동 진동제어법은 고주파수 영역에서의 저댐핑 수동제어와, 구조물의 공진을 포함하는 저주파수 영역에서의 고댐핑 수동제어가 갖는 진동절연 효과를 동시에 만족시키기 위해 고안되었다. 시뮬레이션 결과는 반수동 진동제어법의 상기의 효과를 구현하는데 있어 효과적임을 나타낸다. A semi-passive vibration isolation control method for enhancing pointing performance of on-board payload has been derived, and its effectiveness has been evaluated through numerical simulation. The semi-passive control law proposed in this study was derived so as to obtain the same performance as a high passive damping at low frequencies and obtain the same performance as a passive low damping at high frequencies. In the numerical simulation, the intended vibration isolation performance of the semi-passive control law has been obtained.
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큐브위성 적용을 위한 분리너트형 비폭발식 구속분리장치 인증모델의 성능검증
오현웅(Hyun-Ung Oh),이명재(Myeong-Jae Lee) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.10
극초소형 위성으로 분류되는 큐브위성의 경우, 1U를 기준으로 10㎝×10㎝×10㎝의 크기, 1㎏ 이하의 중량제한을 비롯해 폭발식 구속분리장치의 적용이 불가한 설계요구조건으로 인하여 열선 작동시 나일론선의 절단과 함께 구속을 해제하는 구속분리 방식이 일반적으로 적용되고 있으나 낮은 체결력과 다수 구조물의 구속 시 다수의 열선 적용을 필요로 하는 등 시스템 복잡화의 단점이 존재한다. 본 논문에서는 기존의 큐브위성에 적용되는 열선 절단방식의 단점을 극복하기 위하여 열선절단방식을 적용한 분리너트형 비폭발식 구속분리장치를 고안하였으며, 인증모델의 기능시험, 정하중시험 및 충격시험을 통해 설계유효성을 입증하였다. Heating wire cutting type separation mechanism has been widely used for cube satellite applications due to its design constraints such as small size of 10㎝×10㎝×10㎝ and light weight of less than 1㎏. In addition, usage of pyro technic device is not allowed for cube satellite application. The conventional methods have some disadvantages of relatively small mechanical constraint force and the system complexity for the multi-deployable systems. In this paper, a separation nut type non-explosive separation mechanism has been proposed and investigated. The effectiveness of the design has been verified through the qualification tests of the mechanism.
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