Thermo-mechanical Design for On-orbit Verification of MEMS based Solid Propellant Thruster Array through STEP Cube Lab Mission

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.

조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실

오현웅 한국소음진동공학회 2015 소음 진동 Vol.25 No.3

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.

가변 감쇠를 이용한 충격제어기법의 성능분석

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.

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.

인공위성용 대형 메쉬 SAR/통신 안테나 소재/제작 기술

오현웅,한재흥(편집자),김태규(편집자) 한국항공우주학회 2024 KSAS 매거진 Vol.18 No.1

ER유체를 이용한 유연우주구조물의 준능동적제진

오현웅,Junjiro Onoda 한국항공우주학회 2000 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.- No.-

수동형 자세제어 안정화 방식을 적용한 큐브위성의 열적 특성분석

오현웅(Hyun-Ung Oh),박태용(Tae-Yong Park) 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.5

히스테리시스 댐퍼를 조합한 영구자석과 중력붐을 적용한 수동형 자세제어 안정화 방식은 시스템의 단순화가 가능하여 임무목적에 따라 큐브위성의 자세제어에 용이하게 적용되고 있다. 상기의 자세제어 안정화 방식을 적용한 경우, 큐브위성의 자세 프로파일은 상이하며, 본 논문에서는 각각의 자세제어 방식 적용에 따른 큐브위성의 열적 특성을 궤도열해석을 통해 분석하였다. 또한, 통신용 안테나 장착 등의 목적으로 태양전지셀이 장착되지 않는 판넬 표면의 상이한 열코팅 적용에 따른 큐브위성의 열적 영향을 분석하였다. Passive attitude stabilization methods using the permanent magnet combined with hysteresis damper and the gravity gradient boom have been widely used for the attitude determination and control of cube satellite, due to its advantage of system simplicity. In this paper, on-orbit thermal characteristics of the cube satellite considering the attitude profiles obtained from the above passive attitude stabilization methods have been investigated through on-orbit thermal analysis. In addition, the effectiveness of the various thermal coatings on the panel for the communication antenna installation has been verified.

열선절단방식 구속분리장치를 적용한 큐브위성의 구조설계

오현웅(Hyun-Ung Oh),권성철(Sung-Cheol Kwon) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.9

큐브위성에서는 일반적으로 열선 작동 시 나일론선의 절단과 함께 구속을 해제하는 메커니즘을 적용하고 있다. 이를 적용할 경우 메커니즘은 단순하여 적용이 용이하나 다수의 구조물의 구속 및 분리를 위해 다수의 열선을 적용해야 하는 등 시스템의 복잡화가 불가피하며, 나일론선의 체결력이 상대적으로 취약하여 작용하중이 큰 구조물의 구속을 통한 구조건전성 확보에 취약한 단점을 갖는다. 본 연구에서는 상기의 단점을 극복하기 위한 큐브위성용 구속분리장치와 이를 적용하여 복수구조물의 동시 구속 및 분리가 가능한 큐브위성의 구조설계를 제안하였다. 분리장치 실험실 모델의 동작시험을 통해 분리장치의 기능성을 검증하였으며, 주요 분리 대상체인 상부 및 하부 주구조체가 분리장치에 의해 동시 구속된 상태의 큐브위성의 구조해석을 통해 구조설계의 유효성을 입증하였다. Nylon wire cutting method by nichrome wire is generally applicable for cube satellite applications due to its advantages of simplicity. However, the system complexity is not avoidable to apply it on the cube satellite with multi-deployable structures. A lower constraint force of the mechanism is also one of the disadvantages of the mechanism. In this study, we proposed a preliminary structure design of cube satellite with the separation mechanism which is applicable for holding and release of the multi-deployable structures. The effectiveness of the mechanism design was verified through function test of EM mechanism. The structure analysis results showed that the structure design proposed in this study is feasible.

Chattering에 의한 위성 탑재체 지향성능저하 최소화를 위한 반능동제어기법 성능분석

오현웅(Hyun-Ung Oh),최영준(Young-Jun Choi) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.9

수동형 진동제어 방식과 같이 시스템이 안정되며, 수동형에 비해 높은 제진 효과가 기대되는 반능동 진동제어 방식은 시스템의 안정화가 요구되는 우주구조물의 제진방법에 유효한 진동제어 방식중 하나이다. On-Off 제어방식에 근거한 반능동 제어는 On-Off 스위칭 시에 전달력의 불연속성으로 인한 chattering을 발생시킬 수 있으며, 이는 탑재체 구조물의 고유진동수와의 커플링으로 인하여 지향성능을 저하시키는 원인으로 작용할 수 있다. 본 논문에서는 chattering 영향 최소화를 통한 지향성능향상을 목적으로 LQ(Linear Quadratic)이론에 기반한 가변 감쇠형 반능동 제어기법을 제안하였다. 시뮬레이션 결과는 본 논문에서 제안한 반능동 제어기법은 기존의 skyhook와 LQ를 기반으로 하는 Bang-Bang 반능동 제어기법과 비교하여 높은 진동절연 성능을 나타내고 있다. 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. However, a chattering induced by the sudden variation of damping force at the time of On-Off switching of semi-active control device degrades pointing performance of the on-board payload. In this paper, to enhance the pointing performance of the on-board payload, we proposed a semi-active vibration isolation with a strategy for attenuating chattering effect. Numerical simulation results using simplified analysis model indicated that the proposed semi-active control strategy produced much better isolation performance than the conventional Bang-Bang control semi-active control laws derived from skyhook and LQ theories.