• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제4권2호
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• pp.34-38
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• 2009

본 논문에서는 고효율 위성리턴링크 TDMA버스트 전송을 위한 최적의 버스트 구조 설계에 관한 것이다. 일반적인 DVB-RCS, IPOS 표준 등에서는 preamble과 데이터 형태의 전송 구조를 가진다. 현재, 이와 같은 구조에서는 대역폭당 전송효율을 올리기 위한 고차변조방식을 수용하는데 많은 preamble 데이터 또는 높은 SNR환경, 또는 수신기의 복잡도가 증가하게 된다. 이를 개선하기 위해서 분산 파일롯 형태의 전송하는 경우 반송파 복원 측면에서 같은 동일한 preamble 길이에 비해 잔류 주파수 오차를 최소화시킬 수 있다. 특히, 기존에 알려진 다양한 분산 파일롯 형태의 burst 전송 구조를 확인하고 고효율 위성리턴링크 전송을 위한 장단점을 분석하고자 한다.

• 한국항해항만학회지
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• 제28권5호
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• pp.435-441
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• 2004

본 논문은 비선형성을 많이 내포하고 있어 수학적으로 모델링 하기 어려운 선박용 안정화 위성 안테나 시스템을 모델링하기 위해서, 신경 회로망의 오차 및 응답시간을 최소로 하는 최적 구조 신경 회로망 모델을 도출하고 이를 적용하고자 한다. 오차와 응답시간을 최소화하기 위해 유전알고리즘을 이용하여 신경 회로망 구조를 설계하였다. 안테나 시스템으로부터 얻어진 입출력 데이터에 거하여 본 논문에서 제안한 식별기를 이용하여 안테나 시스템을 식별하였으며, 실제 선박의 운동 성분에 대해서도 시스템을 잘 표현할 수 있는 최적 구조 신경 회로 기반 시스템 식별기를 얻을 수 있었다. 실제 실험을 통해서, 최적 신경회로망 구조가 안테나 시스템 식별에 효과적인 것을 알 수 있었다.

• 대한기계학회논문집A
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• 제29권2호
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• pp.262-269
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• 2005

Optimization of a satellite structure under severe space launching environments is performed considering various design constraints. Simulate annealing, one of combinatorial optimization techniques, is used to optimize the satellite. The optimization results by the simulated annealing are compared to those by the method of modified feasible direction and genetic algorithm. Ten bar truss structure is optimized for feasibility study of the simulated annealing. Finally, the satellite structure is optimized by the simulated annealing algorithm under space environment. Weights of the satellite upper platform and propulsion module are minimized with consideration of several static and dynamic constraints. MSC/NASTRAN is used to find the static and dynamic responses. Simulated annealing has been programmed and integrated with the finite element analysis program for optimization. It is shown that the simulated annealing algorithm can be extended to the optimization of space structures.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2008년도 추계학술대회A
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• pp.502-507
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• 2008

An entire composite structure satellite is developing for the first time in Korea. All of the structure is made of CFRP-composite faced aluminum honeycomb sandwich structure. Here the random and sinusoidal spectrum analysis of the satellite was carried out by using the finite element method. The general spectrum analysis was herein performed but also the PSD (power spectrum density) function for random vibration analysis had been transformed into equivalent time domain function and then transient analysis is conducted. The time history of displacement, acceleration, stress and velocity responses with respect to the PSD input has been achieved by the time dependent transient function transformed from frequency PDS function. It enables one to perform dynamic durability analysis and then expect the life time of the composite structure. The composite faced sandwich structure's spectrum analysis of a domestically-developed satellite, STSAT-3, has been discussed in the present study.

• 전기학회논문지
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• 제67권11호
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• pp.1471-1476
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• 2018

In this paper, a high-gain antenna for satellite communication is proposed. The proposed antenna consists of septum polarizer, circular waveguide, Hat-feed structure that has a high-gain and efficiency. Especially, it is smaller and lighter than the conventional satellite communication antennas by applying a hat-feed structure. The measured results show that received gain of proposed antenna is better than 29.9 dBi and transmitted gain of proposed antenna is better than 30.5 dBi. The co-polarized and cross-polarized radiation patterns comply with ITU-RR Ap.8 and ITU-R S.731-1 that are recommended by International Telecommunication Union. The designed high-gain antenna for satellite communication is expected to be used for OTM and airborne satellite systems.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제5권1호
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• pp.63-68
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• 2010

인공위성 구조체는 발사환경과 궤도환경하에서 탑재체 및 여러 구동기 등을 안전하게 지지할 수 있도록 설계되어야 한다. 위성체의 형상설계가 이루어지면 상세설계를 위하여 발사체에서 공급하는 규격에 의한 준정적하중을 사용하여 구조해석을 수행한다. 이 때 준정적하중을 이용하여 설계된 위성체의 구조 건정성을 확인하기 위하여 발사체 업체는 위성체와 발사체를 연성한 후 연성하중해석을 수행한다. 현재 개발중인 위성체의 경우, 연성하중해석을 수행하기 위하여 위성체 모델을 Craig-Bampton 모델로 축약한 후, 발사체 제작업체로 전달하였다. 발사체 제작업체에서는 위성체 모델과 발사체 모델을 이용하여 연성하중해석을 수행하였으며, 가속도 결과와 변위결과를 계산하여 이를 전달하였다. 전달받은 가속도 결과와 변위결과로부터 위성체는 안전하게 설계되었으며, 위성체 내/외부에서 간섭이나 충돌의 위험성이 없다는 것을 확인하였다.

• 대한전자공학회논문지
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• 제22권5호
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• pp.39-44
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• 1985

본 논문에서는 공장 자동화 분야에 견합한 컴퓨터 시스템에 관하여 연구하였구 기초적인 satellite pro-cessor 시스템을 구성하였다. 전체 시스템은 하나의 운영체제에 의하여 제어되어 계층적 구조를 가진다. 기존의 UN상 시스템과 완전 호환성을 가지도록 하기 위하여 UNIX 운영체제를 수정 보완한 SPUNIX 운영체제를 구성하였다. 또한 응용 동작에 근접하는 동작을 하게 하기 위하여 특별한 프로그램 이것을 co-process라 부르기로 한다-과 이 co-process와 상호 협력하여 전체 동작을 형성하는 satellite pro-cessor kernel 등이 구성되었다. 많은 수의 satellite Processor가 대재하기 때문에 신뢰도, 확장성, 동시성(concurrence) 등의 특성이 나타난다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권8호
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• pp.798-805
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• 2010

전구조 소형 복합재 위성인 과학기술위성 3호가 국내 최초로 개발되었다. 과학기술위성 3호는 기존의 위성과 달리 알루미늄 프레임이 없는 구조로 되어있으며 알루미늄 코어에 적층복합재 스킨을 가진 샌드위치 패널의 조합으로 구성되었다. 이 복합재 패널의 결합으로 구성된 격자형태의 공간에 다수의 전장박스와 탑재체 및 장치들이 장착된다. 본 연구는 과학기술위성 3호의 랜덤진동 응답에 관한 연구이며 이를 위하여 FEA 해석과 시험이 수행 되었다. 진동시험 결과와 전산해석결과를 서로 상호 비교 검토함으로써 위성의 진동 특성을 규명하고 결과의 신뢰성을 검증하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제21권6호
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• pp.826-841
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• 2018

The military satellite communication of ROK military, ANASIS is designed for analog data such as voice and streaming data. ANASIS cannot fully support ALL-IP communications due to its long propagation delay. The next generation satellite communication system is being designed to overcome the limitation. Next generation satellite communications system considers both high-speed and low-speed networks to support various operating environment. The low-speed satellite supports both broadband and narrow-band communication. This network works as the infrastructure for of wide-area internetworking over multiple AS's in the terrestrial network. It requires minimum satellite frequency and minimum power and works without PEP and router. In this paper, we propose a network operation structure to enable the inter-operation between high and low-speed satellite networks. In addition, we propose a data link protocol for low speed satellite networks.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제11권3호
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• pp.161-168
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• 2008

The deployable space structure is necessary to minimize the satellite volume and launch cost. For the deployment, passive deployment mechanism has widely been used to attenuate a latch shock induced when the structure is just fully deployed. To reduce the latch shock, viscous damper is applied to the passive deployment mechanism and it can control the deployment speed of the structure. In this paper, dynamic analysis of the deployable space structure using the passive deployment mechanism with the viscous damper has been performed. The viscous damping values have been optimized through numerical simulation. The satellite's attitude influenced by pyro activation for the release of the structure has also been investigated.