• 항공우주산업기술동향
• /
• 제5권1호
• /
• pp.32-38
• /
• 2007

인공위성 열제어계는 위성의 운용기간 중에 열적 안정성 확보를 목적으로 열설계, 열해석, 필요 하드웨어 선정 및 지상검증시험, 발사후 운용지원을 수행하게 된다. 열제어계는 다른 위성 부분체와는 달리 시스템적인 성격을 가지고 있으며, 위성의 운용궤도 등에 따라서 개발 방향이 달라지게 된다. 특히 위성의 고성능화 및 열적안정성 요구조건의 증대로 인하여 열제어계의 역할이 더욱 커져가고 있다. 본 기술동향에서는 열제어계 설계요건, 적용 목적에 따른 기법, 향후 활용 기술 등의 관점에서 인공위성 열제어계의 개발 동향을 살펴보고자 한다.

• 천문학회보
• /
• 제37권2호
• /
• pp.198.1-198.1
• /
• 2012

저궤도 위성이 발사체에서 분리된 후 탑재 소프트웨어에 의한 초기 동작이 수행되고 나면 초기 운용이 시작된다. 초기 운용 기간에 수행할 모든 절차와 대처 가능한 긴급 상황이 발생할 경우 수행할 절차는 발사 전에 미리 준비된다. 위성의 각 부분의 설계 마진은 최악 조건을 기준으로 반영되어 있기 때문에 발사 이후의 버스 시스템 관점에서의 위성 특성은 요구 사항을 만족하는 범위가 될 것으로 예상이 가능하다. 실제로 발사 후 위성 텔레메트리 분석을 통해 대부분의 항목에서 요구 조건을 만족하는 것으로 확인되었다. 또한 텔레메트리 분석을 통해 설계 단계에서 예상했던 것 보다 정확한 궤도 특성이 반영된 위성 특성을 파악하였다. 이러한 특성은 설계 시 고려했던 상황과 다르더라도 실제 궤도 특성이 반영된 특성이므로 초기 운용 및 정상 운용 시에 정상적인 상황인 것으로 고려해야 한다. 첫째, 지구 알베도 특성에 따라 태양센서 값이 궤도에 따라 변화한다. 위성의 자세가 정확히 태양을 지향하고 있더라도 태양센서에 지구에서 반사된 빛이 입사되어 자세 제어에 영향을 주게 된다. 알베도의 영향은 적도에서 극지방으로 갈수록 커지며, 계절에 따라 다른 특성을 보인다. 알베도의 영향을 최소화하기 위해 자세 제어 모델에 알베도 효과를 고려하거나 알베도 효과를 무시할 수 있을 정도로 자세 제어 오차 한계를 조정할 수 있다. 둘째, 위성의 지구 회피 회전에 의해 태양 전지판의 온도가 궤도에 따라 변화한다. 위성체는 위성체에 장착된 두 개의 별센서의 가시성 확보를 위해 태양 지향 자세에서 요축으로 일정 속도로 회전한다. 남극 부근에서는 두 태양 센서가 모두 지구의 반대편인 남쪽을 지향하도록 하며, 북극 부근에서는 북쪽을 지향하도록 한다. 이 때 두 태양 센서의 방향에 장착된 태양 전지판은 극지방에서 지구 반대편에 위치하므로 다른 태양 전지판에 비해 낮은 온도를 갖게 된다. 이 논문에서는 위성의 궤도 특성에 따른 고려 사항에 대해 설명하였다.

• 제어로봇시스템학회지
• /
• 제3권2호
• /
• pp.34-40
• /
• 1997

우리별 1, 2호의 제작과 운용을 통하여 위성 설계에 필요한 기본적인 지식과 기술을 습득할 수 있었다. 소형 위성이기 때문에 전체 시스템을 비교적 쉽게 이해하고 우리별 3호 설계에 많은 밑 바탕이 되었다. 4년 동안의 위성 운용 경험은 새로운 시스템 제작에 있어 많은 새로운 아이디어와 접근방법을 제공해 주었다. 자세 제어적인 측면에서 볼 때 우리별 3호는 매우 진보적인 구조와 성능을 가지고 있다. 따라서 계속적인 시스템 분석과 실험을 통하여 신뢰도를 높이는 작업이 요구된다.

• 항공우주기술
• /
• 제12권2호
• /
• pp.14-23
• /
• 2013

위성 운용 중 발생할 수 있는 오류에 대한 대비를 고장 관리 설계라고 한다. 고장 관리 설계는 위성에 이상 현상이 나타나는 경우 감지하고 고립시키며, 지상에서 위성과 접속한 이후 오류 사항을 파악하고 대응책을 마련할 때까지 위성을 안전한 상태로 유지하는 기능을 포함한다. 안전 모드 운용은 정상 운용과는 다르게 비행 소프트웨어를 탑재한 탑재 컴퓨터와 전력 제어 및 분배 장치 주관 하에 지상국의 접속 없이 이루어진다. 오류 발생 시 고장 관리 설계에 따라 자동화된 동작이 이루어지는 만큼 지상 시험 단계에서 고장 관리 로직 및 관련 하드웨어가 설계된 대로 동작하는지를 철저하게 검증해야 한다. 또한 실제와 유사한 오류를 위성에 손상 없이 인가해야 한다. 고장 관리 설계 검증시험은 위성을 구성하는 다양한 부분체에 대해서 수행되나 본 논문에서는 저궤도 위성의 비행 모델을 대상으로 수행된 자세제어계와 전력계 시험의 설계에 대해 서술하고 결과에 대해 정리하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제13권2호
• /
• pp.52-66
• /
• 1996

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.

• 한국위성정보통신학회논문지
• /
• 제3권2호
• /
• pp.13-17
• /
• 2008

저궤도위성의 프로그램 운영의 목적에 따라위성의 탑재체를 외부에서 개발하여 위성 버스에 장착하게 된다. 이때 탑재체의 원격텔레메트리 시스템이 위성버스시스템에 설계된 기존 원격텔레메트리 형태에서 벗어난 새로운 형태를 가질 경우, 기존 원격텔레메트리 시스템에 이를 쉽게 반영하기 힘들었으며, 위성 전체 원격텔레메트리 운영 구조가 기형적인 형태를 가지게 되었다. 즉, 기존 원격텔레메트리 구조와 변경된 구조가 동식에 존재하면서 위성 시험 및 관리, 탑재소프트웨어 개발 면에서 여러 가지 어려움이 제기되었다. 따라서 탑재체의 원격텔레메트리 시스템의 변경에 유연하게 대응할 수 있는 원격텔레메트리 시스템 개발이 필요하다. 또한 저궤도위성의 성능이 고도화됨에 따라 텔레메트리 데이터가 크게 증가하여기존의 텔레메트리 운용 시스템에서는 이들을 효과적으로 수용할 수 없었다. 원격텔레메트리를 전송하는 단위가 고정된 그리드 (Grid) 구조인 텔레메트리전송 체계는 설계상의 오류 발생 가능성이 크며 설계가 진행됨에 따라 새로운 텔레메트리를 전송받기 위해 그리드 전체를 변경해야 했다. 그리드 방식에서는 Dump 데이터의 운용 역시 많은 제한을 받았다. 이러한 약점을 보완하기위해 최근 유럽에서 인공위성의 텔레메트리 운용에 이용하고 있는PUS (Packet Utilization Standard) 개념을 검토하여 차세대 저궤도위성의 데이터 처리에 이용하고자 한다. 이 개념을 바탕으로 기존 위성 텔레메트리 시스템에서는 제한적으로 사용되었던 Dump 데이터 전송 및 Event 운용을 위성상태데이터와 별도로 운영 할 수 있게 설계 하였고, 대량의 위성상태데이터를 효율적으로 운영할 수 있도록 Packet 단위의 위성텔레메트리 시스템을 설계하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제49권12호
• /
• pp.1027-1035
• /
• 2021

본 논문에서는 한반도 주변의 미세먼지 관측 임무를 위한 3U 큐브위성인 MIMAN 설계안을 제시하였다. MIMAN의 주요 임무 목표는 높은 공간 해상도로 한반도 주변의 미세먼지를 관측하는 것이다. 이를 통해 천리안위성 2B호 데이터에서 구름을 제거할 수 있는 보조 자료를 제공하는 것이 최종 목표이다. 본 연구에서는 임무를 정의하고 임무 요구조건 및 제한 조건을 도출하였다. 운용 개념을 정의하였으며, 안정적인 운용을 위해 통신 안정성을 고려하였다. 위성에 문제가 생겼을 경우, 이를 지상에서 해결할 수 있도록 모든 운용 모드에서 UHF 통신이 가능하도록 설계하였다. 임무와 운용 개념 설계 결과를 바탕으로 시스템 설계안을 도출하였다. 시스템 요구조건을 만족시킬 수 있는 시스템 설계안 및 인터페이스를 제시하였다. 시스템 인터페이스의 경우 각 하드웨어의 데이터 특성을 고려하여 설계하였다. 시스템 버짓 분석을 수행하였으며, 이를 통해 시스템 안정성을 확인하였다.

• 제어로봇시스템학회지
• /
• 제3권2호
• /
• pp.41-50
• /
• 1997

본 논문에서는 무궁화위성의 발사단계에서부터 궤도상 운용에 이르기까지 각 임무 단계별로 필요한 궤도제어 기법을 살펴보았다. 정지궤도 통신/방송 위성은 정지궤도 진입 및 정지궤도상에서 임무 수행을 위한 정밀 궤도 제어 등 궤도제어와 관련하여 궤도 결정과 함께 지상국용 임무설계 S/W를 필요로 한다. 정지궤도 위성의 이러한 궤도 제어 기술은 향후 국내의 자체 정지궤도 위성 개발시 관련 기술의 국산화에 많은 도움이 될 것으로 기대된다. 또한 현재 무궁화위성 1, 2호의 운용기술을 자체 습득하고 고도화하는 노력도 향후 계속되는 국내 수요에 대비하여 계속되어야 할 것이다.

• 항공우주기술
• /
• 제13권1호
• /
• pp.86-95
• /
• 2014

위성의 임무를 성공적으로 수행하기 위해서는 복잡한 처리 절차와 이를 위한 명령이 필수적이다. 이를 위해 절대 시간 명령과 순차 명령 집합이 적용되어 위성의 운용에 사용되고 있다. 이러한 명령 체계는 순차적인 제어 흐름을 처리할 수는 있으나 해당 시점에서의 여러 조건에 대한 다양한 의사 결정 및 이에 따른 분기를 처리하기 힘들다는 단점이 있다. 이를 해결하기 위해 한국항공우주연구원 위성비행소프트웨어팀에서는 기존의 순차명령집합인 RTCS의 기본 형태를 유지하고 1 바이트의 연산 코드를 추가함으로써, 조건 판단 및 분기가 가능한 조건형 순차명령 집합인 RTCSC를 개발하였다. 여기서는 OBCP, VML 및 IP와 같은 위성 운용을 위한 On-Board Control System으로서의 RTCSC의 설계 및 그 구현에 대하여 소개한다.

• 한국정보과학회:학술대회논문집
• /
• 한국정보과학회 2003년도 가을 학술발표논문집 Vol.30 No.2 (2)
• /
• pp.262-264
• /
• 2003

다목적실용위성 2호에 탑재 되어 있는 탑재소프트웨어는 위성의 자세, 전력, 열 제어 및 지상 명령 수신, 측정 데이터 수집 등 여러 개의 소프트웨어 모듈로 구성되어 있으며, 각 소프트웨어 모듈은 실시간 운용체제인 VRTX에 의해서 제어된다. 다목적실용위성 2호에서 사용하는 탑재소프트웨어는 일반적인 소프트웨어와 달리 고도의 신뢰성과 안정성을 보장해야 하며 지상과의 통신이 없는 상태에서도 위성을 정상적으로 운용할 수 있어야 하며, 위성 시스템의 장애가 발생시 위성을 안전 모드로 전환 할 수 있어야한다. 본 논문에서는 다중프로세서 구조를 갖는 다목적실용위성 2호의 탑재소프트웨어 초기화 및 태스크를 관리하며 위성의 Health 관리를 담당하는 Executive CSC(Computer Software Component)의 설계와 구현에 대하여 설명한다.