• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.77-84
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• 2006

저궤도 위성의 시스템 시험에서는 위성의 5 대역 Receiver의 적정 수신 RF 전력 영역을 확인하기 위하여 저궤도 위성의 Receiver Tracking Threshold와 Command Threshold를 측정한다. 본 논문에서는 두 Threshold 측정의 알고리듬을 살펴보고 통합 시스템 시험 (Integrated System Test)에서 수행하였던 결과를 보여준다. 그 후에 Receiver의 성능 이외 에 Threshold 측정결과에 영향을 미칠 수 있는 요소를 알아보고 그에 따른 왜곡된 값을 분석하여 보정을 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.143-152
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• 2010

우리나라 최초의 정지궤도위성 개발을 위하여 발사 시 발생하는 진동환경을 지상에서 구현하기 위한 전체 시스템 구축 및 검증이 요청되었다. 정지궤도위성은 기존 개발 위성대비 중량이 대폭 증가하여 수직 가진시스템의 경우, 신규 가진시스템 개발이 필요하였다. 수평 가진시스템은 고정용 치구와 슬립테이블의 열특성 차이에 따른 확인 및 수평방향 가진 시스템의 모멘트 성능 검증이 요청되었다. 또한 데이터 습득 요구 채널의 증가로 인하여 신규로 제어 및 습득 시스템을 구축하였다. 본 연구에서는 진동환경 시스템 전체에 대한 검증 과정 및 안정성 향상을 위해 적용한 여러 기법들을 소개하고자 한다.

• 한국정밀공학회지
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• 제21권8호
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• pp.120-128
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• 2004

The impulse between launch vehicle and atmosphere can generate a lot of noise and vibration during the process of launching a satellite. Structurally, the electronic equipment of a satellite consists of an aluminum case containing PCB. Each PCB has resistors and IC. Noise and vibration of the wide frequency band are transferred to the inside of fairing, subsequently creating vibration of the electronic equipment of the satellite. In this situation, random vibration can cause malfunctioning of the electronic equipment of the device. Furthermore, when the frequency of random vibration meets with natural frequency of PCB, fatigue fracture may occur in the part of solder joint. The launching environment, thus, needs to be carefully considered when designing the electronic equipment of a satellite. In general, the safety of the electronic equipment is supposed to be related to the natural frequency, shapes of mode and dynamic deflection of PCB in the electronic equipment. Structural vibration analysis of PCB and its electronic components can be performed using either FEM or vibration test. In this study, the natural frequency and dynamic deflection of PCB are measured by FEM, and the safety of the electronic components of PCB is evaluated according to the results. This study presents a unique method for finite element modeling and analysis of PCB and its electronic components. The results of FEA are verified by vibration test. The method proposed herein may be applicable to various designs ranging from the electronic equipments of a satellite to home electronics.

• Journal of Positioning, Navigation, and Timing
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• 제7권4호
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• pp.277-284
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• 2018

The Satellite-based Augmentation System (SBAS), as a safety critical system, should be verified on an ongoing basis to ensure the adequate performance. This study proposes two methods to evaluate the performance of SBAS satellite correction. Analysis methods based on precise ephemeris and measurement were applied to present an evaluation method for SBAS satellite correction, and a test was performed based on real data. The precise ephemeris-based analysis method had no limitations on the position of the test user and showed a high precision, enabling an accurate performance analysis in various positions. Although the measurement-based analysis method has the advantage of fast data interval, it showed a relatively lower accuracy due to the effects of various error factors. Compared with the precise ephemeris-based analysis method, there was a large difference of more than 5 m at the beginning of smoothing filter, and a difference less than 50 cm when filtered for more than an hour.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권10호
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• pp.729-737
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• 2022

하반기에 발사 예정인 차세대소형위성2호(NEXTSat-2)에 탑재된 고상-액상 상변화물질 열제어장치(Phase Change Material Thermal Control Unit, PCMTCU)의 비행모델에 대한 위성 차원 열진공시험 결과로부터 융해-응고에 따른 작동과정을 분석하였다. 시험결과 PCM의 상변화는 발열부품의 온도 안정화에 기여함을 확인하였다. 시험에서 계측된 온도변화를 이용하여 타당한 정도의 정확도를 갖도록 PCMTCU의 열해석모델에 대한 보정을 수행하였다. 보정된 열해석모델로써 임무궤도의 정상 작동에 따른 PCMTCU의 주기적 온도변화를 예측하였으며, PCM의 액상분율로써 정량적 기여도를 평가하였다. 향후 임무궤도에서의 비행자료를 수신하여 PCMTCU의 우주 환경 검증을 완료할 예정이다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제7권3호
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• pp.20-25
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• 2013

In case of cube satellite, it is difficult to realize the same performance as commercial satellite due to its highly restricted unit accommodation space. To maximize the performance of the cube satellite, design concept considering the multi-function of satellite is required. In this paper, mechanism design of cube satellite which is applicable for the holding and release of multi-deployable structures has been proposed and investigated. In addition, a switch mechanism design for the autonomous system operation just after the cube satellite separation from P-POD has also been proposed. The effectiveness of the mechanism design for holding and release of multi-deployable structures has been demonstrated by EM test of the holding and release mechanism.

• 한국항행학회논문지
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• 제27권6호
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• pp.782-787
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• 2023

KASS (korea augmentation satellite system) 시스템 통합 및 검증(IVQ; integration, verification, qualification) 활동은 시스템 및 하위시스템 요구사항 검증 활동으로 IART(inspection, analysis, review of design, test) 기반으로 상세설계 (CDR; critical design review) 이후 하위시스템 공장수락시험 (FAT; factory acceptance test)부터 현장수락시험 (SAT; site acceptance test) 그리고 시스템 통합 검증 시험 (TRR; test readiness review) 까지 수행하였다. FAT 단계의 활동은 개발된 장비를 테스트 플랫폼에 설치하고 각 장비별 인터페이스 검증과 통합운영국(KCS; kass control station)과의 연동시험을 통해 성능을 검증하였다. SAT 단계의 활동은 FAT 단계에서 검증된 KRS (kass reference station), KPS (kass processing station), KUS (kass uplink station), KCS를 운영 현장에 설치하고 검증하는 단계이며 개발 일정 및 여건을 고려하여 3단계로 구분하여 수행하였다. TRR 단계의 활동은 항공위성1호기에서 방송되는 SBAS (satellite based augmentation system) 메시지를 이용하여 SAT을 통해 검증된 장비를 FAT 단계에 수행했던 시험 항목과 추가 시험 항목 검증을 통해 전체 시스템에 대한 성능 검증을 완료하였다.

• 한국음향학회:학술대회논문집
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• 한국음향학회 2004년도 추계학술발표대회논문집 제23권 2호
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• pp.211-214
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• 2004

이륙과 음속 통과시 랜덤진동형태의 음향/진동환경에 노출되는 위성체의 음향/진동시험은 시제품을 완성한 후에 슨1행되므로 않은 시행착오를 겪거나, 과다한 안전계수를 사용하여 불필요한 무게증가 등의 문제점을 가지고 있다. 이러한 문제점을 극복하기 위하여 통계적 에너지 해석법 (Statistical Energy Analysis)을 이용한 선행 해석이 필요하다. 본 연구에서는 KOMPSAT-1 (Korea Multi-Purpose Satellite-1) 위성체의 SDM (Structural Dynamic Model)에 대하여 SEA 해석을 수행하였다. 감쇠 손실 인자 (Damping Loss Ffactor)는 단판을 분리하여, 연성 손실 인자(Coupling Loss Factor)는 SDM모델 하부의 두 샌드위치 패널을 분리하여 실험적으로 산정하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제21권6호
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• pp.601-607
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• 2017

이 연구에서는 GNSS (global navigation satellite system) 인프라 기반 측위 보정정보 생성을 위한 전처리 단계인 GPS (global positioning system) 반송파 위상 측정치의 고장 검사를 수행하였다. 기존 CARST (carrier acceleration ramp step test) 방법은 수신기 시계 오차를 제거하기 위해 평균값을 이용함으로써 검사 대상에 영향을 준다. 따라서 이 연구에서는 차분 기법을 적용하여 기존 CARST 결과와 비교하였다. 실 데이터에 인위적인 고장을 인가하여 고장 시뮬레이션을 수행한 결과 차분 기법을 적용할 경우 각각의 위성에 대해 독립적인 고장 검출이 가능한 것으로 판단되었으며 단일차분과 이중차분은 유사한 결과를 나타내었다. 실 데이터를 이용하여 기존의 방법과 비교한 결과 위성 간 차분, 수신국간 차분 결과의 장단점을 확인할 수 있었다. 그러나 결과 값에 대한 위성 및 수신기 시계 오차의 영향은 추가적인 분석이 필요할 것으로 판단된다.

• 한국전산유체공학회:학술대회논문집
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• 한국전산유체공학회 2011년 춘계학술대회논문집
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• pp.230-235
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• 2011

COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) is a geostationary satellite and was developed by KARI for communication, ocean and meteorological observations. COMS was tested under vacuum and very law temperature conditions in order to correlate thermal model and to verify thermal design. The test was performed by using KARI large thermal vacuum chamber. The COMS S/C thermal model was successfully correlated versus the 2 thermal balance test phases. After model correlation, temperatures deviation of all individual unit were less than $5^{\circ}C$ and global deviation and standard deviation also satisfied the requirements, less than $2^{\circ}C$ and $3^{\circ}C$. The final flight prediction was performed by using the correlated thermal model.