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한성현(Sung-Hyeon Han),강수진(Soo-Jin Kang),장수은(Su-Eun Jang),오현웅(Hyun-Ung OH),이종광(Jong-Kwang Lee),김태규(Taegyu Kim) 한국추진공학회 2014 한국추진공학회 학술대회논문집 Vol.2014 No.12
큐브위성 STEP Cube Lab.에 사용하기 위한 MEMS 기반의 추력기 모듈을 설계하였다. 발사환경 및 궤도환경에서의 생존성을 확인을 위하여 인증시험 규격에 맞추어 진동시험과 열진공 시험을 수행하였다. 각 축에 대한 진동시험 전/후를 비교한 고유진동수 변화를 통해 MEMS 추력기 모듈이 발사환경에서 구조 건전성을 확인하였다. 열진공 시험을 통해서는 마이크로점화기의 생존여부 확인과 점화 가능성을 확인하였다. 마지막으로 본 연구에서 제안한 MEMS 추력기의 제작에 사용된 MEMS 공정방법에 대한 기술적 검증을 확인하였으며, 이는 새로운 우주기술 검증에 사용될 다른 MEMS 장치를 제조에 있어 유효한 공정방법의 기반이 될 것으로 기대된다. MEMS(Micro Electro Mechanical Systems) based MEMS thruster module was designed and loaded in a Cubesat that is being developed by STEP (Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project) Cube Lab. Structural integrity of MEMS thruster module was verified by comparison of natural frequency, before and after each axis vibration tests. Survivability of micro-igniter reliability were verified by a thermal vacuum test. Finally, the fabrication method of MEMS thruster suggested in this study was technically validated so that it will be useful to fabricate other MEMS devices for space applications.
우주기반기술 검증용 극초소형 위성 STEP Cube Lab.의 시스템 개념설계
권성철(Sung-Cheol Kwon),정현모(Hyun-Mo Jung),하헌우(Heon-Woo Ha),한성현(Sung-Hyun Han),이명재(Myung-Jae Lee),전수현(Su-Hyeon Jeon),박태용(Tae-Young Park),강수진(Su-Jin Kang),채봉건(Bong-Gun Chae),장수은(Su-Eun Jang),오현웅(Hyun-Ung O 한국항공우주학회 2014 韓國航空宇宙學會誌 Vol.42 No.5
본 논문에서 제안한 우주기반기술 검증용 극초소형 위성의 명칭은 STEP Cube Lab. (Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project)이며, 주요임무는 가변 방사율 열제어기, 형상기억합금 진동 절연기, 진동형 히트파이프, MEMS 기반 고체 추력기와 같이 국내 산학연에서 기 수행된 우주핵심기술을 발굴 및 탑재하여 궤도검증을 실시하는 것이다. 또한, 배열형 집광렌즈가 적용된 고효율 집광형 태양전력시스템과 열선절단방식이 적용되어 높은 체결력과 적용방법에 따라 복수구조물의 구속 및 분리가 가능한 무충격 구속분리장치를 주요 탑재체로 개발하여 궤도 검증을 실시예정이다. 본 논문에서는 상기 탑재체의 궤도 검증을 임무목적으로 하는 STEP Cube Lab.의 체계 및 부체계 개념설계를 통해 임무의 구현 가능성을 검토하였다. The mission objective of STEP Cube Lab. (Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project) classified as a pico-class satellite is to verify the technical effectiveness of payloads such as variable emittance radiator, SMA washer, oscillating heat pipe and MEMS based solid propellant thruster researched at domestic universities. In addition, the MEMS concentrating photovoltaic power system and the non-explosive holding and separation mechanism with the advantages of high constraint force and low shock level will be developed as the primary payloads for on-orbit verification. In this study, the feasibility of the mission actualization has been confirmed by the preliminary system design.
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.
초음속 항공기 장착용 통합대기자료시스템의 낙뢰 보호 회로 설계
박경춘(Kyoung-Choon Park),홍성빈(Sung-Bin Hong),한성현(Sung-Hyeon Han),서정배(Jeong-Bae Suh) 항공우주시스템공학회 2018 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2018 No.11
통합대기자료시스템은 항공기에 장착되어 항공기의 기류 각도, 정압(Ps) 및 전압(Pt)을 계측하여 그 자료를 디지털 통신으로 변환하여 비행제어컴퓨터에 전송하는 항공기 핵심 탑재 장비이다. 이러한 통합대기자료시스템은 특성상 항공기 외부로 노출되게 설치가 된다. 이러한 설치 방식으로 인해 항공기가 비행중 낙뢰에 대한 타격을 받게 되면 원활한 임무수행이 불가능하다. 이러한 낙뢰에 대한 피해를 방지하기 위해서 본 연구에서는 통합대기자료시스템의 주요 회로가 낙뢰 환경에서의 안정성 검증을 위해 통합대기자료시스템의 주요 회로가 구성된 낙뢰 시험용 시제 보드를 제작하여 DO-160G A3XXXX 규격에 따른 핀 인젝션 시험을 수행하여 선정된 낙뢰 보호 소자의 성능을 검증하였다.
정전 구동형 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터의 광학 물성치 최적화 설계
하헌우(Heon-Woo Ha),강수진(Soo-Jin Kang),한성현(Sung-Hyeon Han),김태규(Tae-Gyu Kim),오현응(Hyun-Ung Oh) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.2
기존의 MEMS 기반 루버 및 셔터 개폐형 가변 방사율 라디에이터는 온도 조건에 따라 방사율이 가변되어 효율적인 열 제어가 가능하나 발사 환경에서의 기계적 구동부의 취약점과 변경된 방사율 유지를 위해 지속적인 전력 소모가 요구되는 단점을 갖는다. 본 연구에서 제안한 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터는 대전되는 비드를 사용하여 전극의 극성 변화에 따라 방사율 가변이 가능하기 때문에 상기의 문제점을 극복할 수 있다. 본 연구에서는 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터의 광학 물성치 최적화 설계를 수행하였으며, 고정 방사율 라디에이터와의 비교를 통해 MEMS 기반 가변 방사율 라디에이터의 유효성을 입증하였다. MEMS-based louver and shutter type conventional variable emissivity radiators change their emissivity properties in accordance with a temperature condition to achieve efficient thermal control performance. However, there are some drawbacks such as a structural safety of the mechanical moving parts under sever launch environment and constant power consumption to maintain the intended emissivity. In this study, to overcome above drawbacks, we proposed a MEMS-based variable emissivity radiator, which can change the emissivity property according to the polarity change of electrodes by using electric charge of the bead. The effectiveness of the optimized radiator design has been demonstrated through the comparison of efficiency with the fixed emissivity radiator.