• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2005년도 ICCAS
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• pp.2108-2111
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• 2005

The mission life of a satellite determines the amount of fuel required on-board, while the total mass requirement limits the fuel to be loaded. Hence, for the design of thruster control loop, not only the satellite pointing accuracy but the saving of fuel is to be considered. In this paper, a two-step fuzzy controller is proposed for the thruster control loop to save fuel consumption. This approach combines requirements for pointing control accuracy with minimum fuel consumption into a fuzzy controller design. To demonstrate this approach, we have designed a fuzzy controller for the Sun point Mode of KOMPSAT-2. The performance of this fuzzy controller design is compared with that of PD controller used for KOMPSAT-2.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제17권12호
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• pp.1912-1921
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• 2003

This paper presents a global mode modeling of space structures and a control scheme from the practical point of view. Since the size of the satellite has become bigger and the accuracy of attitude control more strictly required, it is necessary to consider the structural flexibility of the spacecraft. Although it is well known that the finite element (FE) model can accurately model the flexibility of the satellite, there are associated problems : FE model has the system matrix with high order and does not provide any physical insights, and is available only after all structural features have been decided. Therefore, it is almost impossible to design attitude and orbit controller using FE model unless the structural features are in place. In order to deal with this problem, the control design scheme with the global mode (GM) model is suggested. This paper describes a flexible structure modeling and three-axis controller design process and demonstrates the adequate performance of the design with respect to the maneuverability by applying it to a large flexible spacecraft model.

• Journal of Electrical Engineering and Technology
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• 제8권1호
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• pp.124-129
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• 2013

Electro-Mechanical Batteries have important advantages compared with chemical batteries, especially in Low Earth Orbit satellites applications. High speed, slotless, external rotor, brushless DC machines are proposed and used in these systems as Motor/Generator. A simplified analytic design method is given for this type of machines and, the optimization of machine in order to have maximum efficiency and minimum volume and weight are given in this paper. Particle swarm optimization (PSO) is used as the optimization algorithm and the finite element-based simulations are used to confirm the design and optimization process and show less than 6% error in parametric design.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제8권1호
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• pp.42-47
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• 2014

The role of Electrical Power Subsystem (EPS) is to generate a power and distribute it to the electrical devices for the system operation. For on-orbit operation of cube satellite, it is also necessary to supply power to on-board mission devices as commercial satellite does. Recently, commercial EPS products dedicated for the cube satellite application has been developed and widely used for the power subsystem design. In this paper, a permanent magnet attitude stabilization method without external power has been introduced because it has advantage from power consumption point of view and the EPS design of cube satellite by applying the commercial EPS products has been introduced and investigated. This paper also deals with the specification of the commercial EPS products for the beginner of the cube satellite design.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.223-226
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• 2004

This paper presents a feasibility study of an advanced IO board design for the next generation of low-earth orbit satellites. Advanced IO board design includes sensor interface, NO, D/A, Digital Module, Serial Module etc, and allows to process increasing data rates between IO board and CPU board. The higher data rate involved in modem IO board additionally introduce issues such as noise, fault tolerance, command and data handling, limited pin count and power consumption problems. The experience in KOMPSAT-l and 2 program with this kind of problems resulted in using SMCS chip set, a high speed serial link technology based on IEEE-1355 (Space Wire Protocol) (ESA-ESTEC 2003, Parkes 1999), as a standard for next generation of satellite IO board design.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권2호
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• pp.33-39
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• 2009

1968년 미국의 피터 글레이저 박사가 정지궤도에 위성을 띄워 태양 에너지를 직접 받아 전기로 변환하여 지구로 송전하는 거대한 태양광위성의 개념을 소개한 바 있다. 이에 대해 미국, 일본, 유럽 등에서는 우주태양광 발전을 미래의 새 에너지원으로 주목하여 활발한 기초 연구와 개념 설계 그리고 최근에는 본 사업의 실현을 위한 구체적인 방안까지 발표하고 있는 실정이다. 현재 우주태양광발전 기술은 계속 개발 중으로 미국과 일본에 서는 2030 년경에 실용화할 계획으로 있다. 본 논문에서는 그린에너지와 새 에너지원으로 주목받고 있는 우주 태양광발전에 대한 선진국의 기술 동향 및 국내의 추진 전략에 대하여 기술하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제14권5호
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• pp.842-849
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• 2011

The transponder simulator designed to simulate the transponder of military satellite communication systems in the geostationary orbit is required to have time delay function, because of 250 ms delay time, when a radio wave transmits the distance of 36,000 km in free space. But, it is very difficult to develop 250 ms time delay device in the transponder simulator of 100 MHz bandwidth, due to unstable operation of FPGA, loss of memory data for the high speed rate signal processing. Up to date, bandwidth of the time delay device is limited to 45 MHz bandwidth. To solve this problem, we propose the new time delay techniques up to 100 MHz bandwidth without data loss. Proposed techniques are the low speed down scaling and high speed up scaling methods to read and write the external memory, and the matrix structure design of FPGA memory to treat data as high speed rate. We developed the satellite link simulator in 100 MHz bandwidth using the proposed new time delay techniques, implemented to the transponder simulator and verified the function of 265 ms time delay device in 100 MHz bandwidth.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권7호
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• pp.684-692
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• 2010

본 논문에서는 지구-달 천이를 위한 최적 궤도 설계에 관한 연구를 수행하였다. 지구와 달의 인력을 동시에 고려한 평면상 제한 3체 궤도 운동 모델을 바탕으로 지구 출발시에는 순간 추력을, 지구-달 천이 과정 및 달 임무궤도 투입시에는 연속 추력을 사용하는 혼합형 궤도전이 방법을 제시하였다. 최적화 풀이 방법으로서 Direct Transcription 및 Collocation을 이용한 비선형 프로그래밍 기법을 적용하였으며, 지구 출발 및 달 임무궤도 투입 궤적의 형상은 순간 추력의 연속 추력에 대한 상대 가중치 및 비행시간에 의하여 매우 달라질 수 있음을 파악하였다.

• 한국통신학회논문지
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• 제19권3호
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• pp.505-514
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• 1994

무궁화 위성체는 10년 수명기간 동안 통신 및 직접방송 위성서비스에 필요한 빔의 지향성을 유지하기 위하여 정확하고 신뢰성있는 자세제어 시스팀을 요구하고 있다. 본고에서는 무궁화 위성체가 정지궤도에서 정상운용모드로 동작하는데 요구되는 자세제어부속시스팀에 대한 상세설계기법 및 성능에 대해서 기술하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권5호
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• pp.466-473
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• 2011

인공위성의 열제어는 인공위성이 운용궤도상에서 겪는 고진공, 극한의 온도변화 환경에서 위성 구성품의 온도변화를 허용한계 온도 범위 내에서 유지하는데 목적이 있다. 본 연구에서는 저궤도 관측위성(LEO)의 광학탑재체에 대한 열해석 과정으로 열진공 시험 조건, 열진공 챔버의 형상, 위성 탑재체 내부의 열적 환경을 고려하여 열해석 모델을 구성하고 궤도 조건에 따른 열해석을 수행하였다. 또한 광학탑재체의 지상 열진공 시험 조건에 따른 열해석 수행하여 열진공 시험을 위한 시험조건을 정립하였다.