Study on the design of LEO Satellite System in Space Plasma Environment

우주 플라즈마 환경에서 저궤도 위성 시스템 설계에 관한 고찰

The electrostatic charging/discharging mechanism and its effects, and the system design considerations in the space plasma environment are studied in this paper. The electrostatic discharge (ESD) effects are carefully taken into account for a design of the satellite system at the early stage of the development. Generally, the electrical design requirements are specified to protect the satellite system from the ESD effects in the electromagnetic compatibility specifications. Those requirements are included the grounding, the bonding, the shielding, the conductive coating, the electric interfacing and so on. The space charging is caused by the increasing of the voltage difference between the each locations on the satellite surface. If the space charging is continued up to threshold, it may be occurred the system failure. This phenomenon is depended on the mission of system, electrical and mechanical configuration, system operation, and orbit condition. Therefore the related requirements are properly tailored and concentrated into the safety design.

본 논문에서는 우주 플라즈마 환경에서 정전기의 충전/방전 미카니즘 및 이에 대한 시스템 영향과 저궤도 위성 시스템의 설계규격에 대하여 고찰하였다. 우주의 플라즈마 환경에서 위성시스템에 대한 정전기 방전의 문제는 시스템 개발초기에 주의 깊게 다루어져야 한다. 일반적으로 정전기 방전과 관련한 시스템 설계는 전자파양립 성 규격에 나타나 있으며, 이들 규격에는 접지, 본딩, 차폐, 전도성 코팅, 전기적인 인터페이스 설계 등이 있다. 우주환경에서 충전은 위성체 표면위의 각각의 위치에 차등전위를 증가시키게 된다. 만약 이러한 충전이 스레쉬홀드까지 지속된다면, 경우에 따라서 위성 시스템에 심각한 영향을 줄 수 있다. 이러한 현상은 임무, 전기적/기계적 구성, 전원 및 궤도환경에 따라 결정된다. 그러므로 관련된 규격은 시스템 설계 및 운용환경에 맞게 테일로어링(tailoring) 되어야 하며, 시스템의 안전성을 위한 설계에 주의를 기울여야 한다.