Volume 13 Issue 2
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Satellite Technology Research Center(SaTReC) of Korean Advanced Institute of Science and Technology(KAIST) has started a collaborative research, development, and training program in the field of space technology. As the result of that, SaTReC has successfully developed and operated the KISTAT-1, which is the first Korean satellite system. From the experience gained. SaTReC has developed the KITSAT-2 with its own technology and man-power and acquired the capability to design and to manufacture small satellite systems. In this paper, an overview of KITSAT-1/2 microsatellite systems and operational results are introduced.
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Provision of the electrical power generated from solar array is one of the most fundamental requirements for the spacecraft payloads. Power subsystem collects, regulates and distributes power to the experiment payloads and to the various spacecraft subsystem. In this paper, the analysis result of the KITSAT-1 WOD shows that the in-orbit operation of whole power system has been in good condition.
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우리별 1,2호의 원격명령부는 지상의 지구국, 또는 위성내 부 컴퓨터로부터 위성의 각부분을 제어하는 명령을 수신하여 적절한 전기적인 신호로 해당 부분에 전달하는 역할을 한다. 원격검침부는 위성의 건강 상태나 운영 상태를 나타내는 각종 정보를 취합하여 지상으로 전달하는 역할을 한다. 원격 검침 및 명령부를 이용하여 위성내의 나머지 부분들을 제어할 수 있으며, 또한 동작 상태를 측정할 수 있으므로 위성내의 어느 시스템보다도 높은 신뢰도가 요구되는 시스템이다. 특히, 저궤도 소형위성이라는 특수한 상황을 고려하여 설계되었으며, 위성 시스템의 전체 구성이 효율적으로 이루어질 수 있도록 개발되었다. 우리별 1, 2호는 1992년 8월과 1993년 9월에 각각 발사되어 지금까지 성공적으로 운용되고 있으며, 탑재된 원격검침 및 명령부도 정상적인 동작을 하고 있다.
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우리별 1,2호는 50kg급의 소형위성으로 위성체내의 모든 데이터의 처리는 주 컴퓨터에 의해 이루어진다. 따라서 주 컴퓨터는 위성운영의 중심으로 고도의 신뢰도를 요구하며, 저 전력소모, 저 중량, 소형 설계가 중요한 설계 제한요소로 고려되어야 한다. 우리별 1,2호의 컴퓨터부는 고성능의 컴퓨터 하드웨어를 사용하기보다는 신뢰도에 중심을 두어 비교적 간단하며 유동적인(flexible) 하드웨어로 설계되었으며, 소프트웨어에 더 큰 비중을 두고 있다. 우리별 I, 2호의 컴퓨터 시수탬은 주 컴퓨터인 OBCI86과 보조 컴퓨터인 OBC80으로 이루 어져 있으며, 주 컴퓨터인 OBCI86은 인공위성 운영체제(spacecraft operating system)를 사용하여 다중 태스크를 실시간적으로 처리한다 .. OBCI86과 OBC80은 발사 이후 현재까지 성공 적으로 동작하고 었다. 본 논문에서는 우리별 I, 2호의 주 컴퓨터인 OBCI86의 하드웨어와 소프트웨어에 대해 설명하고, 우주에서의 운영 결과를 분석하였다.
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본 논문에서는 우리별 2호(KITSAT-2)와 같은 소형위성의 실시간 제어 컴퓨터 시스댐인 KASCOM(KAIST satellite computer)의 설계시 요구사항(requirement)파 설계 방식(design meth-odology)을 제시한다. 위성 컴퓨터는 위성의 서브시스템으로서 뿐만 아니라 위성의 관리 제어 및 실험 장치들의 운용에 이르기까지 위성의 전 시스템파 연관을 맺고 었다. 이러한 연관성 때문에 위성 컴퓨터의 신뢰성은 위성의 전체 생명 유지에 매우 중요하다. 위성의 제어 컴퓨터로서 가져야 할 요구조건은 위성의 실시간 제어를 위한 연산 능력, 결함 허용의 입출력 시스템, 저전력소모, 무게, 크기, 방사선 차폐 등이다. 이러한 요구조건을 만족시키기 위해 KASCOM에 채택된 여러 설계 방법이 소개된다. 설계뿐만 아니라 실수 없이 구현하고 성능 및 환경 시험을 하는 것도 매우 중요하다. KASCOM의 구현 및 테스트 역시 본 논문에서 다툰다. 마지막으로 구현된 시스템의 실제 운용(in-orbit) 결파를 제시한다. 운용 결과, 프로그램 메모리(lMbit SRAM)에서는 하루 평균 2개의 SEU(lMbyte 당), 데이터 메모리(4Mbit SRAM)에서는 하루 평균 3.7개의 SEU(l Mbyte 당)가 관측되었다. 따라서 저집적 메모리가 고집적 메모리보다 SEU에 강한 것으로 보여진다.
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The attitude dynamics of KITSAT-1 are modeled including the gravity gradient stabilization method. We define the operation scenario during the initial attitude stabilization period by means of a magnetorquering control algorithm. The required constraints for the gravity gradient boom deployment are also examined. Attitude dynamics model and control laws are verified by analyzing in-orbit attitude sensor telemetry data.
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The paper discusses the design and construction of KITSAT-1/2 communication systems. Several requirements for the communication system have been analyzed and the specifications for KITSAT-1/2 communication systems have been summarized. Also the design and performance of KITSAT-1/2 communication system is described.
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The satellite experiences the launch environment such as vibration, acceleration, shock induced by rocket and the orbit environment such as high vacuum, no gravity, high temperature and cryogenic. Therefore, the satellite should be designed and manufactured to endure such environments. Also, special care must be taken on the assembly of parts and subsystem. Finally, we describe the environment test of microsatellite to ensure the reliable operation during launch period as well as in-orbit operation.
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이 연구는 1992년 8월 11일과 1993년 9월 26일 발사된 우리별 1호 및 우리별 2호의 열제어 모델 및 그 동안의 운용 결과에 대한 해석을 바탕으로 한 것이다. 우리별 1, 2호는 아리안 발사체의 초소형 위성 탑재를 위한 특수 구조물에 장착되어 발사되었기 때문에 크기, 전력, 무게 등의 제한으로 인해 외부로부터의 열 흡수와 방출의 제어 및 내부의 연결 모듈간의 열 흐름을 제어하여 위성체 전반의 열적 환경을 조절하는 수동적인 방식의 열제어를 채택하게 되었다. 우리별 위성의 주 임무는 위성 기술의 개발과 더불어 위성체 바닥면에 탑재된 CCD 카메라를 이용하여 지구 표면을 촬영하는 것이었기 때문에 위성의 바닥면은 항상 지구의 중심을 향하고 있게 된다. 이 연구는 위성의 임무 궤도에 대한 분석으로부터 열 모델링, 시뮬레이션 결과 및 우리별 2호의 실제 운용헤서 얻어진 원격검침 정보를 바탕으로 한 열 모델의 평가를 포함한다. 이 분석 결과를 바탕으로 수동 제어에 의한 우리별 위성의 열 모델 및 해석이 실제 측정된 온도 데이터와 평균 오차
$$10^{\circ}C$ 이내에서 일치되었음을 보여 준다. -
In this paper, we describe the architecture and protoccl of stored-and-forward packet communication payload of KITSAT 1/2 microsatellites and then analyze this payload in terms of the probabilities of login success and login refusal, and maximum throughput as quality of service parmaeters.
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본 논문은 우리별 1, 2호에 탑재된 패킷 통신 프로토콜을 이론적으로 검증하기 위해, 먼저 AX.25 프로토콜과 PACSAT 프로토콜을 확장형 페트리 네트로 모델링하고, 도달성 나무 기법을 이용하여 패킷 프로토콜에 대한 정확성, 제한성, 생존성, 그리고 데드록 없음 등을 검증한다.
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1992년 8월에 발사된 한국의 첫번째 위성인 우리별 1호에는 저궤도 고에너지 입자환경를 관측하는 탑재체 cosmic ray experiment(CRE)가 실렸다. CRE는 크게 cosmic particle experiment(CPE)와 total dose esperiment(TDE) 두 시스템으로 구성된다. 이와 더불어 실험 탑재물은 아니지만, 프로그램 메모리와 램디스크(RAM disk)의 비트바뀜현상(SEU) 결과를 통해서 고에너지 입자환경에 대한 간접적인 정보를 얻을 수 있었다. 1993년 9월에 발사된 두 번재 위성 우리별 2호에는 OBCI인 KASCOM에서 프로그램 메모리와 램디스크 메모리에 대한 비트바뀜현상실험을 수행하였다. 우리별 1호와 2호는 그 구조는 비슷하지만 서로의 궤도가 다르기 때문에 두 위성의 실험결과를 분석해본다면 각 궤도에서의 고에너지 입자환경에 대한 비교연구할 수 있는 좋은 기회가 된다.
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본 논문의 목적은 우리별 1,2호의 디지탈 신호처리부(DSPE, digital signal processing experiment)를 설계, 제작하고 운용, 실험한 결과를 정리하는데 있다. 다목적 임무에 적합한 유연성(flexibility)과 열악한 우주환경에 적절히 대응할 수 있는 신뢰성을 가진 시스템을 설계, 제작하였다. 지상 및 궤도상에서 몇 가지 수행된 실험중 고속(19.2kbps) 소프트웨어 변조기의 구현을 집중적으로 고찰했다. 상용으로 개발된 부동소수(floating point) 연산형 신호처리 전용 프로세서인 TMS320C30의 장착은 저궤도 위성에 최초로 시도되었으며 차세대 위성의 각종 탑재물에 활용할 수 있을 것이다.
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이 논문에서는 우리별 1호와 2호의 간략한 설명과 우리별 I호와 통일한 구조를 가진 우리별 2호의 아날로그 태양 감지기의 동작원리, 보정 방법 및 궤도상의 운용결과를 서술한다. 아날로그 태양 감지기는 향후 위성 프로젝트를 위한 실험 탑재체로써 탑재되었다. 이 태양 감지기들은 위성이 요구하는 중량 및 전력 소모의 최소화에 알맞게 제작되었다. 두개의 일차원 아날로그 태양 감지기들이 우리벌 2호 위성의 윗면에 부착되어 있다. 각각의 태양 감 지기들은
$\pm60^{\circ}$ 의 앙각을 갖고 있으며 갑지기 두개가 총$210^{\circ}$ 의 앙각을 가지므로$30^{\circ}$ 의 중 첩부분이 있다. 일차원 태양 감지기들이 위성의 Z축에 정렬되어 있으므로 위성의 Z축(yaw 축)을 중심으로한 상대적인 태양각과 위성의 회전 속도만을 알 수 있다. 각각의 태양 감지기는 지상에서 5차 곡선 적합화(5th order line fitting) 알고리즘율 이용하여 보정수식올 얻었으며 이 수식들은 궤도상의 운용결과에 적용되었다. 그 결과 입사 태양광의 난반사가 가장 심한 입사각$0^{\circ}$ 근처를 제외한다면 태양전지판용 실리콘 소자를 사용한 태양 감지기 1의 경우$1.5^{\circ}$ , 파기원에서 제작된 실리콘 광소자를 사용한 태양 감지기 2의 경우$0.5^{\circ}$ 의 최대 오차흘 갖는 궤도 운용상의 성능을 보여 주었다. 그 결과들을 4장에 보였으며 각각의 태양 감지기의 성능과 가능한 감지기의 부확에 따롱 오차를 5장에 보인다. -
CCD 지구 영상 실험 장치(CCD earth image experiment, CEIE)는 우리별 I호의 주 탑재체중의 하나이다. 우리별 1호가 발사된 후에 CEIE는 이제까지 약 500여장의 세계 곳곳의 지표면 영상을 촬영하였다. 내재한 방사학적(radiometric) 오차 및 기하학적(geometric) 찌그러짐으로 인해, 관측된 영상은 지표면의 모습과 아주 다르다. 이러한 영상 데이터롤 다양한 목적의 응용을 위해 처리하고 분석하기전에 이러한 오차를 제거하기 위한 전처리 과정을 반드시 수행하여야한다. 이 논문은 CEIE:의 운영 결과를 요약하고 방사학적 및 기하학적 보정을 수행하는 전처리 과정을 설명한다.
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본 논문에서는 인공위성을 통하여 수신되는 다중대역 영상을 압축하기 위한 방법을 제시한다. 본 논문에서 제안하는 방법은 다대역 영상에서 보이는 대역간 상관성 및 대역내에서 각 화소간의 상관성을 줄이는 목표를 가지고, 화소간 상관성을 줄이기 위해서는 wavelet 변환을 사용하고, 대역간 상관성을 줄이기 위해서는 대역간 데이타블럭의 화소값간의 상관관계를 1차식으로 모델링하고 회귀(regression) 방법을 이용하여 대역간 화소 차이을 가깝게 하여 데이타 압축율을 향상시킨다. 변환계수는 데이타 압축율을 높이기 위해 변형된 힐버트 커브와 RLE 그리고 허프만 코딩을 이용하였다. 제안된 알고리듬은 우리별 1호 영상과 LANDSAT MSS 영상을 이용하여 실험하였으며, 성능평가 척도로는 원영상과 복원된 영상의 PSNR과 ISODATA를 이용할 때의 분류 능력을 비교하였다.