• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2006년도 Proceedings of ISRS 2006 PORSEC Volume II
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• pp.797-799
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• 2006

The Electro-optical camera subsystem as a payload of a satellite system consists of OM (optical module) and CEU(camera electronics unit), and most performances of the camera subsystem depend a lot on the CEU in which TDI CCDs(Time Delayed Integration Charge Coupled Device) take the main role of imaging by converting the light intensity into measurable voltage signal. Therefore it is required to specify and design the CEU very carefully at the early stage of development with overall specifications, design considerations, calibration definition, test methods for key performance parameters. This paper describes the overview of CEU development. It lists key requirement characteristics of CEU hardware and design considerations. It also describes what kinds of calibration are required for the CEU and defines the test and evaluation conditions in verifying requirement specifications of the CEU, which are used during acceptance test, considering the fact that CEU performance results change a lot depending on test and evaluation conditions such as operational line rate, TDI level, and light intensity level, so on.

• 시스템엔지니어링학술지
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• 제1권1호
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• pp.67-72
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• 2005

Design and optimization study has been performed to obtain a supersonic air.launching mission for the nanosat launcher. Given mission is to launch 10kg payload to target orbit of $700km{\times}700km$. Additional design constraints are imposed by the mother plane. After the required velocity is obtained, the stag ing optimization is carried out. Serial analyses for the propulsion system and aerodynamics are performed then, the rocket trajectory optimization has been carried out. After several mission design and optimization iterations, the optimized mission which satisfies the mission target is obtained. Total weight of the three-staged air-launching rocket is 1231.4kg and the payload weight is 10 kg.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제17권1호
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• pp.88-96
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• 2023

우리나라에서 개발 중인 저궤도 위성은 아리랑 위성으로, 이제까지 꾸준한 성능향상이 있었다. 이때 탑재체의 성능향상에 따른 탑재체의 전력요구도는 늘어나게 되었고 이에 위성 내부 전력 공급장치의 설계 및 Solar Array의 구성 등 위성 설계가 달라진다. 이에 따라 위성에 전력을 공급하며 위성 통합시험을 진행하는 전력계 전기지상지원장비 설계 시 전력 증가에 따라 많은 고려사항이 필요로 한다. 본 논문은 탑재체에 따른 위성 전력요구도의 변화 및 전력요구도 증가에 따른 전력계 전기지상지원장비 설계 시 고려할 사항에 대해서 다룬다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2001년도 ICCAS
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• pp.95.3-95
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• 2001

This paper investigates the simultaneous use of mixed H2/H_inf and mu-synthesis design methodology to design a robust controller for flexible link. We adopt four steps to design control system as follows: Step 1 : Generally, there are differences between the nominal and real model, so we consider the plant as a combination of parametric model uncertainty and unstructured uncertainty represents real structural uncertainties associated with the damping ratios of the flexible modes retained in the nominal model without payload. denotes the uncertainty which is due to the payload added at the tip. Step 2 : We adopt the mixed H2/H_inf theory to design a feedback controller K(s) by using the model uncertainty ...

• 한국항공우주학회지
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• 제49권9호
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• pp.749-757
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• 2021

쿼드로터를 활용한 운송 임무에서 임의의 유상하중을 장착하게 되면 질량, 관성모멘트, 무게중심의 위치와 같은 모델 파라미터가 변화하게 된다. 더욱이 유상하중이 기체에 장착되는 위치가 기체의 무게중심과 일치하지 않는 경우 무게중심의 변화는 야기되며 이는 제어 성능에 악영향을 미치게 된다. 이에 본 논문에서는 유상하중에 따른 모델의 불확실성을 보상하기 위하여, 선형 제차 조정기(Linear Quadratic Regulator, LQR) 기반의 모델 참조 적응 제어기법(Model Reference Adaptive Control, MRAC)을 제안한다. 먼저 고정된 유상하중을 고려한 쿼드로터의 동역학 모델을 유도하고, 선형 제차 조정기를 이용하여 기준제어기를 선정한다. 참조 모델은 과도응답을 향상하기 위해 폐루프 참조 모델을 사용하였으며, 선형 제차 조정기를 통하여 선정하였다. 또한, 안정성 분석을 통하여 모델 파라미터를 추정하기 위한 적응 제어기법을 설계하였다. 제안하는 제어기의 성능을 확인하기 위하여 모델 파라미터의 불확실성이 존재하는 상황에서 선형 재차 조정기와 성능을 비교하였다. 그리고 외란이 있는 상황에서 기존의 모델 참조 적응 제어기법과도 제안한 제어기의 결과를 비교하여 과도응답과 강건성에 대해서도 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권8호
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• pp.36-43
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• 2003

본 연구에서는 탑재체 장착을 위한 인공위성의 탑재부에 대한 모듈 단위 구조 최적설계를 수행하였다. 구조 최적화에 있어, 고유진동수 및 응력과 같은 일반적인 제한조건이외에 우주 발사환경에서 특별히 고려하는 링클링, 딤플링, 크림핑 응력과 같은 하니컴 부재의 불안정성 조건 및 론저론의 크리플링 파단을 추가로 고려하였다. 이러한 다양한 제한 조건을 포함하기 위해, 본 연구에서는 최적화프로그램과 구조해석프로그램을 연결하여 해석을 수행하였다. 해석 결과 탑재모듈의 최적화에 큰 영향을 미친 제한 조건은 고유진동수, 크리플링 그리고, 링클링 임을 알 수 있었다. 또한 설계변수들의 변화를 통해서 탑재모듈의 구조적인 특성에 가장 많은 영향을 주는 부재를 확인 할 수 있었다. 결론적으로, 탑재모듈의 특수한 제한조건을 고려한 최적화를 통해서 주어진 조건에 더 효율성 있고 안정성 있는 탑재모듈의 구조 최적화설계를 도출할 수 있었다.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2009년도 제36회 동계학술대회 초록집
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• pp.132.2-132.2
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• 2009

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제6권11호
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• pp.981-986
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• 2000

A pulse amplitude modulation(PAM) controller is designed for the 3 axis attitude control of a sounding rocket. a certain number of fixed level of thrust are used for the pulse amplitude modulation and the nonlinearity of the controller is considered to examine the existence of the limit cycles and the stability analysis is carried out with the aid of Nyquist plot.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1994년도 Proceedings of the Korea Automatic Control Conference, 9th (KACC) ; Taejeon, Korea; 17-20 Oct. 1994
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• pp.229-231
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• 1994

For the effective use of satellite communication transponder, tests for the payload system such as IOT(In-Orbit Test), RPM(Routine Payload Monitoring), CSM(Communicatios System Monitoring), and REV(Remote Earth-Station Verification) have to be conducted. Those tests are used in order to verify the condition and generic design of the satellite, to provide a database for operational calculations, and to maintain the quality of communication services. As the satellite communication system gets with wider expansion with higher complexity of operation, tests for the communication system also need more complex operation that usesophisticated computer-controlled measuring system. For and C language based measurement functions, which uses GPIB protocol and SCPI commands. But SICL requires knowledge of BASIC and C language as well as GPIB and SCPL system. This paper introduces a new language called CALSTEP-Control and Access Language for the Systems of Test Equipment and Payload. This language is designed for the operator to perform the tests for the satellite communication system without any special knowledge that is mentioned above. This language has very limited number of commands which are to be used to control the payload system and test equipments to perform IOT and CSM, and those commands are very readable and easy to understand, so an operator without any knowledge of BASIC and C programming language, or SICL and SCPI command can use it.

• 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.