• 한국항공우주학회지
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• 제33권5호
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• pp.93-98
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• 2005

과학기술위성 2호 시스템 내의 각 전자 유닛(Unit)의 상태 정보를 원격검침(Telemetry)하고 원격명령(Telecommand) 내릴 수 있는 원격검침-명령 유닛(Telemetry-Command Unit, TCU)의 시험모델(Engineering Model, EM)의 개발을 완료하고 동작시험 결과를 제시하였다. TCU는 과학기술위성 1호와는 다르게 CPU가 없이 FPGA 만으로 구현하여 소형화, 경량화 및 저 전력화를 실현하고 기술 집약화를 이루었다. 본 논문에서는 TCU의 개념 설계를 소개하고 구현결과를 제시한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권9호
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• pp.114-121
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• 2004

정지궤도 통신위성 원격측정명령처리기의 기술인증모델 개발을 위하여 기술모델의 열 설계변경 및 해석을 수행하였다. 보드레벨의 소모전력량 측정치와 열주기시험의 결과를 활용하여 기술모텔에 대한 열해석모델을 개발하였다. 발열소자의 열소산 모델링은 인쇄회로기판에 투영된 소자의 footprint를 생성하고 그 표면의 전 영역에 균일하게 열소산량을 가하였다. 열설계변경(안)에 따라 설계변경 후 기술인증수준의 열진공환경에서 소자온도를 예측한 결과, CTU의 모든 소자들의 접합온도는 허용온도 이내로 존재하였다.

• 항공우주기술
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• 제4권1호
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• pp.86-94
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• 2005

본 연구는 원격측정명령처리기 성능검증모델의 개발을 위해 수행된 설계, 해석, 제작 및 시험에 관한 것이다. CTU EQM의 각 보드별 주요 요구 규격에 따른 로직 설계를 수행하였으며 최악조건해석, 소자스트레스 해석, 신뢰도 해석, FMECA 해석 및 우주환경 및 발사환경 해석을 통해 설계의 타당성을 분석하였으며, 보드 제작 및 조립 후 수행된 기능 시험, 환경시험 및 ETB 시험을 통해 CTU EQM의 모든 성능을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권4호
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• pp.100-109
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• 2005

본 논문은 정지궤도 위성의 원격측정명령처리기 성능검증모델의 전자파환경 규격과 시험절차 및 시험결과를 소개한다. 또한 전자파환경시험 동안에 디버깅을 통하여 원격측정 명령처리기에서 발생된 잡음 특성을 평가하였다. 원격측정명령처리기의 전자파양립성 성능은 전력변환기 모듈의 개선을 통해 향상될 수 있다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2002년도 Proceedings of International Symposium on Remote Sensing
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• pp.229-234
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• 2002

Under the hostile influence of the extreme space environmental conditions due to the deep space and direct solar flux, the thermal control in space applications is especially of major importance. There are tight temperature range restrictions for electro-optical elements while on the other hand there are low power consumption requirements due to the limited energy sources on the spacecraft. So, we usually have strong requirement of thermal and power control module in space applications. In this paper, the design concept of a thermal and power control module in the MSC(Multi-Spectral Camera) system which will be a payload on KOMPSATII is described in terms of H/W & S/W. This thermal and power control module, called THTM(Thermal and Telemetry Module) in MSC, resides inside the PMU(Payload Management Unit) which is responsible for the proper management of the MSC payload for controlling and monitoring the temperature insides the EOS(Electro-Optic System) and gathering all the analog telemetry from all the MSC sub-units, etc. Particularly, the designed heater controller has the special mode of "duty cycle" in addition to normal closed loop control mode as usual. THTM controls heaters in open loop according to on/off set time designed through analysis in duty cycle mode in case of all thermistor failure whereas it controls heaters by comparing the thermistor value to temperature based on closed loop in normal mode. And a designed THTM provides a checking and protection method against the failure in thermal control command using the test pulse in command itself.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권3호
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• pp.95-100
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• 2003

위성에서 사용되는 전자장비는 고신뢰성을 요구하고 있으며 예비부품을 보유함으로써 어느 정도의 심각한 결함에도 면역(Immune)되도록 설계되어야 한다. 통신위성은 통상 15년의 임무기간을 가지고 있으므로 위성에서 사용되는 전장 부품은 결함에 대한 분석이 수행되어야 한다. 본 논문은 명령 처리기의 결함 허용 설계와 그에 따른 신뢰도 예측값들은 무궁화 위성3호 자료와 다목적 위성 1호 자료를 참고하였다. 결함 허용 설계에는 많은 Trade-off연구가 필요하나 특히 결함 시나리오에 가장 적합한 결함 허용 방식을 선정하는 것이 중요하다고 할 수 있다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2005년도 Proceedings of ISRS 2005
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• pp.593-596
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• 2005

The MSC is a remote sensing instrument with very high performance that is to be installed on KOMPSAT2 satellite. The MSC consists of EOS (Electro-Optic Subsystem), PMU (Payload Management Unit) and PDTS (Payload Data Transmission Subsystem). PMU controls and monitors all the other payload units by sending commands and collecting telemetry. PMU is in charge of interfacing between payload system and satellite bus system. PMU gets commands from ground-station via OBC (On-Board Computer) that is a main controller of the satellite bus system and sends telemetry to the ground-station via OBC. There is a processor module, called SBC (Single Board Computer) in the PMU. The SBC is a main controller of the MSC system. The main roles of the SBC are payload mission management, command validation and execution, telemetry collection and monitoring, ancillary data handling, event reporting, power control of payload sub-units and communication with these units. Intel's 80486DX2 processor has been used for the SBC. Due to the fact that the SBC plays important roles for imaging mission execution and handles a lot of control data that is required for payload operation, it is required to make analysis of the CPU load when it is in maximum operation mode. In this paper, the analysis and measurement results of the SBC throughput in the maximum operation mode.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2005년도 Proceedings of ISRS 2005
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• pp.493-496
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• 2005

The PMU (Payload Management Unit) in MSC (Multi-Spectral Camera) is the main subsystem for the management, control and power supply of the MSC payload operation. The PMU shall handle the communication with the BUS (Spacecraft) OBC (On Board Computer) for the command, the telemetry and the communications with the various MSC units. The PMU will perform that distributes power to the various MSC units, collects the telemetry reports from MSC units, performs thermal control of the EOS (Electro-Optical Subsystem), performs the NUC (Non-Uniformity Correction) function of the raw imagery data, and rearranges the pixel data and output it to the DCSU (Data Compression and Storage Unit). The BUS provides high voltage to the MSC. The PMU is connected to primary and redundant BUS power and distributes the high unregulated primary voltages for all MSC sub-units. The PSM (Power Supply Module) is an assembly in the PMU implements the interface between several channels on the input. The bus switches are used to prevent a single point system failure. Such a failure could need the PSS (Power Supply System) requirement to combine the two PSM boards' bus outputs in a wired-OR configuration. In such a configuration if one of the boards' output gets shorted to ground then the entire bus could fail thereby causing the entire MSC to fail. To prevent such a short from pulling down the system, the switch could be opened and disconnect the short from the bus. This switch operation is controlled by the BUS.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제12권3호
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• pp.103-107
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• 2017

위성탑재컴퓨터(OBC, On-Board Computer)는 인공위성의 자세제어, 임무수행, 지상명령 송수신 및 처리 등 다양한 기능을 수행한다. 위성탑재컴퓨터는 다양한 모듈로 구성되어 있으며, 각 모듈은 매우 중요한 기능을 수행하기 때문에 이중화로 설계되어 있다. 이중화된 모듈은 그 특성에 따라 Hot/Cold Redundancy 정책을 적용하여 운영한다. 각 모듈을 이중화로 설계함으로써 위성의 신뢰성을 높이고, 특정 모듈에 문제가 발생하였을 때 정상적인 모듈로 위성탑재컴퓨터를 재구성을 함으로써 위성의 정상적인 동작을 보장한다. 본 논문에서는 저궤도 위성에서 위성탑재컴퓨터의 재구성 처리방법에 대해 기술하고 해당 기능을 ETB(Electrical Test Bed) 시험환경에서 검증한 내용에 대해 기술한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.270-273
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• 2004

The initial thermal analysis needs to be fast and efficient to reduce the feedback time for the optimal electronic equipment designing. In this study, a thermal model is developed by using power consumption measurement values of each functional breadboard, that is, semi-empirical power dissipation method. In modeling heat dissipated EEE parts, power dissipation is imposed evenly on the EEE part footprint area which is projected to the printed circuit board, and is called surface heat model. The application of these methods is performed in the development of a command and telemetry unit (CTU) for a geostationary satellite. Finally, the thermal cycling test is performed to verify the applied thermal analysis methods.