• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.1
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• pp.49-57
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• 2009

The camera electronics in the KOMPSAT-3 payload provides the several control clocks in order to move the charges, which are converted from the light in the pixel, in the vertical and horizontal direction. Generally, the control clocks depend on the CCD internal design in the system. The KOMPSAT-3 payload uses the CCD controlled by 3-phase vertical clocks and 4-phase timing. The camera generates the various clocks such as the vertical clocks, the horizontal clocks, the summing clocks, the reset clocks and so on. The vertical clocks are deeply related to the camera performance and synchronized with satellite scan-rate even though they are relatively slow. Also, it gives the horizontal clocks without distortion under the very fast pixel-rate. This paper shows the design and simulation of the CCD clocks driver for the KOMPSAT-3 payload.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.6
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• pp.526-532
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• 2007

This paper considers a fault tolerant control problem for a spacecraft using reaction wheels. Faults are assumed to be inherent to only actuators(reaction wheels) and a control algorithm to accommodate actuators' faults is proposed. An attitude control loop includes an angular velocity control loop. The time delay control method is used to make a spacecraft follow the command angular velocity and to accommodate actuators' faults. A stability condition for the proposed algorithm is derived and the performance is demonstrated by computer simulations.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.198.1-198.1
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• 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.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.32 no.3
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• pp.45-50
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• 2004

The design of reaction wheel control logic is critical to achieve the spacecraft attitude stabilization and performance requirements for the successful mission. Due to various uncertainties on orbit there exist limitation to obtain the model parameters through the ground tests and to design the associated control logic. Thus, the model parameter correction using on-orbit data is essential to the control performance on orbit. This paper performs the system identification using KOMPSAT-1 telemetry data and extracts the model parameters of the reaction wheel. Moreover, the reaction wheel is remodeled and compared with the ground test results.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2014.04a
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• pp.149-151
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• 2014

DVB-S2/RCS (Digital Video Broadcasting - Satellite/Return Channel via Satellite)는 위성 방송 및 데이터 통신을 위한 표준으로서 높은 통신 품질 및 향상된 위성 자원 이용을 위해 수립되었다. DVB-RCS 의 MF-TDMA (Multi-Frequency Time Division Multiple Access)는 동적인 자원할당이 가능하며, 이에 따라 통신 요구 사항이 증가하는 군 위성 통신 체계로의 적용 연구가 활발하게 진행 중이다. 그러나 기존 MF-TDMA 위성 통신은 군 통신에 필수적인 항재밍에 대한 고려가 부족한 실정이다. 부분대역 재밍시, 다구의 RCST (Return Channel Satellite Terminal)에 통신 저하를 초래 할 수 있으며, 망 자원을 관리하는 제어 채널의 재밍으로 다수 RCST 의 채널 탈퇴를 초래할 가능성이 있다. 본 논문에서는 부분대역 재밍 시 RCST 의 통신 저하를 최소화하며, 제어 채널 재밍으로 인한 다구 RCST 의 채널 탈퇴를 예방하는 자원할당 알고리즘을 제안한다. 제안 기법은 다양한 대역폭을 지원하는 MF-TDMA 에 적용 가능함으로써 다양한 장비가 혼재하는 군사 환경에 매우 적합하다. 시뮬레이션을 통해 제어 채널의 재밍 확률과, RCST 의 자원할당 효율을 기존 자원할당 알고리즘과 비교하였으며, 제안한 알고리즘이 우수한 성능을 보임을 확인 하였다.

• Journal of the Korean Institute of Intelligent Systems
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• v.13 no.4
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• pp.397-402
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• 2003

This paper concerns a pulse-width-modulation (PWM) controller design technique using digital redesign. Digital redesign is to convert a well-designed analog controller into an equivalent pulse-amplitude-modulation (PAM) controller maintaining the original analog control system in the sense of state-matching. In similar line of conversion concept, the redesigned PAM controller is converted into a PWM controller using the equivalent area principle. To convincingly visualize the proposed technique, an computer simulation example-attitude control of artificial satellite system is included.

• Journal of the Korean Institute of Intelligent Systems
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• v.14 no.6
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• pp.726-731
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• 2004

This paper proposes a pulse-width-modulation (PWM) controller design technique using intelligent digital redesign. Intelligent digital redesign is to convert a well-designed analog fuzzy-model-based controller into an equivalent pulse-amplitude-modulation (PAM) digital controller maintaining the original analog control system in the sense of state-matching. In similar line of conversion concept, the redesigned PAM intelligent digital controller is converted into a PWM controller using the equivalent area principle. To convincingly visualize the proposed technique, an computer simulation example-attitude control of nonlinear artificial satellite system is included.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.10
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• pp.105-111
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• 2003

A measurement of spacecraft alignment is an important process of spacecraft assembly, integration and test. Because, it is necessary that a operator of a ground station controls the precise positions of on-orbit spacecraft by using the alignment data of attitude orbit control sensors(AOCS) on spacecraft. And, an accuracy of spacecraft alignment requirement is about $0.1^{\circ}{\sim}0.7^{\circ}$. A spacecraft alignment is measured by autocollimation of theodolite. This paper describes the measurement principle and method of spacecraft alignment. The result shows that all the AOCS on the spacecraft are aligned within the tolerance required through the alignment measurement.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.10 no.2
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• pp.114-120
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• 2011

Thermal control of satellite is mainly based on passive ways, such as the radiator made of aluminum honeycomb core with aluminum skins and OSR (Optical Solar Reflector). Additionally, for the thermal control of high dissipation unit, the aluminum doubler and heat pipe are utilized. Recently, efforts to find advanced thermal materials have been carried out to enhance heat rejection capability without increasing satellite size, weight and cost. This paper handles the carbon composites have high thermal conductivity with light weigh and have been considered as future thermal control materials to replace aluminum based radiator and doubler. Thermal analysis of satellite panel using APG(Annealed Pyrolytic Graphite) and carbon-carbon composites were performed and temperature contours were compared with the conventional thermal control methods.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2004.05a
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• pp.1473-1476
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• 2004

위성의 개발을 위해서는 오랜 개발기간과 많은 예산, 축적된 기술이 요구된다. 또한 위성에는 다양한 분야의 기술이 사용되어지기 때문에 각 서브시스템마다 독자적인 개발환경을 구축할 필요가 있다. 특히 위성의 제어, 임무수행 및 지상과의 통신 등을 담당하는 탑재소프트웨어는 위성의 용도 및 목적에 따라 개발환경이 크게 달라진다. 실시간 운영체제는 무엇을 사용하는지, 개발 및 검증을 위한 도구로 어떤 프로그램을 사용하는지, 내외부의 인터페이스는 어떠한 방식으로 수행할지, 새로운 기능의 CPU나 하드웨어에 대한 제어 등 위성의 탑재소프트웨어를 개발하기 위해서는 다양한 사항들이 고려되어야 한다. 새로운 위성을 개발할 경우 신기술의 적용과 새로운 위성시스템의 검증 및 개발을 위한 개발검증장비가 요구되며, 위성시스템의 변경 때마다 개발검증장비를 새로이 구축하게 되면 많은 기간과 막대한 비용이 위성개발 시마다 소요된다. 위성선진국에서는 다양한 위성의 개발 시 비용절감 및 개발기간 단축을 위하여 범용위성용 개발검증장비를 개발하여 이용하고 있는 추세이다. 국내에서는 다목적실용위성 1 호가 발사되어 성공적으로 임무를 수행하고 있으며 다목적 실용위성 2 호가 개발되어 현재 통합 및 검증시험이 진행 중이다. 그러나 새로운 위성시스템의 사전검증 및 신기술의 적용을 위한 범용위성 시스템 테스트베드에 대한 기술은 미비한 실정이다. 이러한 범용위성용 개발검증장비의 기반기술을 확보하기 위하여 현재 위성전자전산시스템 개발검증장비에 대한 연구가 수행되고 있다. 본 논문에서는 현재 수행되고 있는 PowerPC를 이용한 위성 탑재소프트웨어 개발검증시스템의 설계 및 개발에 대하여 설명한다.