• 위성통신과 우주산업
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• 제13권1호통권28호
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• pp.108-117
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• 2006

• 천문학회보
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• 제34권1호
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• pp.162.2-162.2
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• 2009

• 천문학회보
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• 제34권1호
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• pp.136.2-136.2
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• 2009

• 한국항공우주학회지
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• 제32권1호
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• pp.98-105
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• 2004

• 한국항공우주학회지
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• 제38권10호
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• pp.992-997
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• 2010

과학기술위성3호(STSAT-3)용 홀추력시스템(HPS)의 추력제어모듈(PCM)은 압력정밀도 5%이하와 유량정밀도 3%이하를 목표로 한다. 압력제어기는 비례유량제어밸브(PFCV)와 저압압력센서를 사용하여 목표압력을 제어하도록 하고, 유량제어기는 PFCV와 홀추력기의 에노우드(anode) 전류를 이용하여 유량을 조절한다. 제어형태로는 비례,적분(PI) 제어기를 선택하고, PI 이득은 Matlab 시뮬레이션을 통하여 정한다. 시험결과 압력정밀도 <${\pm}$5%와 유량정밀도 <${\pm}$1.87%를 얻었다. 본 논문은 홀추력 제어모듈의 설계, 구현, 그리고 성능시험 결과를 기술한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권12호
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• pp.1174-1180
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• 2011

Field Programmble Gate Array(FPGA)는 설계 시간 단축, 재구성 가능성 등의 이유로 우주용 시스템에 사용이 늘고 있다. 그러나, Static Random Access Memory (SRAM) 구조를 가지는 FPGA의 경우 우주 방사능 환경으로 인해 발생하는 single event upset (SEU)로 인한 영향에 더 취약한 단점을 가지고 있다. 과학기술위성 3호 온보드 컴퓨터에서는 SEU로 발생되는 영향을 감소시키기 위하여 triple modular redundancy (TMR)과 Scrubbing scheme (기법)을 사용하고 있다. 실제 방사선 조사 실험 결과, TMR과 Scrubbing 기법을 통하여 문턱 에너지 값이 10.6 MeV에서 20.3 MeV로 개선됨을 확인하였으며, 과학기술위성 3호 위성 궤도 환경을 시뮬레이션 한 결과와 실험 결과를 이용하여 1.23 bit-flips/day의 에러율을 얻었다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제4권2호
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• pp.17-25
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• 2003

Simple methods are developed to predict temperatures of a satellite box during launch stage. The box is mounted on outer surface of satellite and directly exposed to space thermal environment for the time period from fairing jettison to separation. These simple methods are to solve a 1st order ordinary differential equation (ODE) which is simplified from the governing equation after applying several assumptions. The existence of analytical solution for the 1st order ODE is determined depending on treatment of time-dependent molecular heating term. Even for the case that the analytical solution is not available due to the time dependent term, the 1st order ODE can be solved by relatively simple numerical techniques. The temperature difference between two different approaches (analytical and numerical solutions) is relatively small (Jess than $1^{\circ}C$ along the time line) when they are applied to STSAT-I launch scenario. The present methods can be generally used as tools to quickly check whether a satellite box is safe against space environment during the launch stage for the case that the detailed thermal analysis is not available.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.42-49
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• 2004

발사단계 중 fairing jettison에서 separation에 이르는 과정에서 위성체의 부품박스가 가지는 온도를 worst hot 조건에 대하여 해석적 방법을 이용하여 구하였다. Fairing jettison 이후에 위성체에 가해지는 외부 열환경과 박스 자체 내부에서의 발열, 박스 자체의 온도에 의한 방사열을 고려하여, 하나의 질량으로 가정할 수 있는 박스에 대한 온도 지배방정식을 해석해가 존재하는 1차 상미분 방정식으로 단순할 수 있었다. 특히, 고려하는 박스의 질량의 변화여부에 따라 해석해가 다른 지배방정식이 유도되었고, 각 경우에 대하여도 단순화된 식 내의 상수항의 조건에 따라 서로 다른 해석해가 존재하였다. 또한, 유도된 해석해를 실제 위성체인 STSAT-1의 worst hot 발사 조건에 대하여 적용하여 위성체 상단에 부착한 부품 박스의 온도를 예측하여 보았고, 이를 통하여 해석해의 유용성을 검증하였다.

• Journal of the Optical Society of Korea
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• 제12권4호
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• pp.262-268
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• 2008

A compact imaging spectrometer (COMIS) for use in the STSAT3 microsatellite is currently under development. It is scheduled to be launched into a low Sun-synchronous Earth orbit (${\sim}700km$) by the end of 2010. COMIS was inspired by the success of CHRIS, which is a small hyperspectral imager developed for the ESA microsatellite PROBA. COMIS is designed to achieve nearly equivalent imaging capabilities of CHRIS in a smaller (65 mm diameter and 4.3 kg mass) and mechanically superior (in terms of alignment and robustness) package. Its main operational goal will be the imaging of Earth's surface and atmosphere with ground sampling distances of ${\sim}30m$ at the $18{\sim}62$ spectral bands ($4.0{\sim}1.05{\mu}m$). This imaging will be used for environmental monitoring, such as the in-land water quality monitoring of Paldang Lake, which is located next to Seoul, South Korea. The optics of COMIS consists of two parts: imaging telescope and dispersing relay optics. The imaging telescope, which operates at an f-ratio of 4.6, forms an image (of Earth's surface or atmosphere) onto an intermediate image plane. The dispersion relay optics disperses the image and relay it onto a CCD plane. All COMIS lenses and mirrors are spherical and are made from used silica exclusively. In addition, the optics is designed such that the optical axis of the dispersed image is parallel to the optical axis of the telescope. Previous efforts focused on manufacturing ease, alignment, assembly, testing, and improved robustness in space environments.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권1호
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• pp.87-93
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• 2010

과학기술위성 3호 대용량 메모리를 SEU로부터 보호하기 위해서 4비트 심볼을 이용하는 RS(10,8) 코드를 개발 하였다. 따라서 32비트 데이터에 대해서 8비트의 페리티를 추가 하였으며 1 심볼에 대해서 에러를 복구할 수 있다. 또한 우리별 3호의 결과를 이용하여 예상되는 SEU 발생률과 스크럽 주기를 계산하였다. 이 결과를 바탕으로 한국원자력 의학원에 있는 Cyclotron 양성자 가속기를 이용하여 SEU 시험을 수행 하였다.