• 한국항공우주학회지
• /
• 제36권12호
• /
• pp.1222-1228
• /
• 2008

㈜쎄트렉아이는 UAE의 EIAST와 함께 2008년 발사를 목표로 SI-200 표준버스시스템을 기반으로 하는 DubaiSat-1 비행모델을 개발하였다. DubaiSat-1 비행모델의 열제어계는 전력 소비의 최소화를 위해 수동 열제어를 기반으로 하되, 주요 부품에는 히터를 이용한 능동 열제어가 이뤄지도록 설계되었다. 또한 열해석 모델을 작성하여 DubaiSat-1의 임무궤도에 대해 열해석을 수행하였으며, 해석 결과를 토대로 모든 구성품이 설계 요구조건을 만족시킬 수 있도록 설계 보정 작업을 진행하였다. 또한 우주환경을 모사한 열진공시험을 수행하여 DubaiSat-1 비행모델의 열제어 성능에 대해 검토하였으며, 시험 결과와 해석 결과의 비교를 통한 열해석 모델의 보정 작업을 완료하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제35권6호
• /
• pp.556-563
• /
• 2007

저 비용으로 개발되는 초소형 위성의 경우 개발비용을 줄이기 위해서 상용제품(COTS; Commercial-Off-The Shelf)을 많이 사용하는 추세이며, 따라서 실제 위성을 운용하고 데이터를 수집 처리하는 명령 및 데이터 처리계(C&DH; Command and Data Handling)도 상용 컨트롤러를 중심으로 설계 및 개발되고 있다. 하지만 상용 컨트롤러는 그 기능이 제작사의 규격에 따라 한정되어 있기 때문에 다양한 인터페이스를 갖는 위성 개발에 적용할 경우 별도의 인터페이스 회로 구성이 필수적이다. 따라서 상용 컨트롤러가 지원하지 못하는 다수의 디지털 인터페이스를 쉽게 확장하고 SEU 보상을 위해서 FPGA(Field Programmable Gate Array)를 이용한 다중 디지털 데이터 처리 시스템(MDDCS; Multi Digital Data Control System)을 개발하였다. 개발 언어로 VHDL(Very High Speed Integrated Circuits Hardware Description Language)을 사용하였으며 Actel의 A3P1000에 구현하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제42권11호
• /
• pp.974-980
• /
• 2014

소형 인공위성에 적용하기 위해 홀 추력기의 음극 전원공급기가 개발되었다. 이 전기추력기에는 마이크로웨이브 음극을 적용하였고 음극전원은 안정적인 동작을 위해서 필수적이다. 유량을 조절함에 따라 양극전류는 변하게 되고 이때 음극전류는 양극전류에 비례하여 제어되어야 한다. 그래서 양극전류에 비례하여 음극전류를 공급하도록 음극전원을 설계하였다. 또한 음극전원은 음극의 안정성을 위해 음극전류가 약 0.03A 이내에서 양극전류보다 더 흐르도록 세부 조정되었다. 음극전원에 대한 기능시험은 양극과 음극을 등가적인 부하로 구성하여 수행되었다. 안정적인 추력기 동작을 확인하기 위해서 진공 챔버에서 검증되었고 발사 이후에 우주환경에서도 정상적으로 동작하는 것을 확인하였다.

• 한국전자파학회논문지
• /
• 제20권3호
• /
• pp.313-321
• /
• 2009

본 논문은 부 반송파를 사용하는 이동 가능한 다목적실용위성 소형 관제국의 하향 링크 채널 설계 내용을 기술한다. 먼저 전송 신호 방식을 해석한 후 이 해석 결과를 단계별로 적용하는 방법으로 하향 링크 채널을 설계하였다. 하향 링크 전송 신호인 실시간(real-time) 2 kbps 위성 상태 측정 데이터의 수신 임계 신호 대 잡음비와 위성 거리 측정 요구 성능을 만족하는 신호 대 잡음비 해석 결과를 적용하여 6.5 dB/K의 G/T를 갖는 소형 관제국의 하향 링크 채널을 설계하였다. 설계에 따라 구현된 소형 관제국의 G/T는 태양을 이용한 측정 결과, 6.62 dB/K가 됨을 확인하였다. 또한, 위성과의 연동 시험을 통해, 부 반송파를 사용하는 위성 상태 데이터 요구 수신성능을 만족하여 다목적실용위성 관제국의 하향 링크 채널로 적합하게 평가되었다.

• 대한원격탐사학회지
• /
• 제26권6호
• /
• pp.605-615
• /
• 2010

This study demonstrates the feasibility of small satellite, namely PROBA platform with the compact high resolution imaging spectrometer (CHRIS), for aerosol retrieval in Hong Kong. The rationale of our technique is to estimate the aerosol reflectances by decomposing the Top of Atmosphere (TOA) reflectances from surface reflectance and Rayleigh path reflectances. For the determination of surface reflectances, the modified Minimum Reflectance Technique (MRT) is used on three winter ortho-rectified CHRIS images: Dec-18-2005, Feb-07-2006, Nov-09-2006. For validation purpose, MRT image was compared with ground based multispectral radiometer measurements and atmospherically corrected Landsat image. Results show good agreements between CHRIS-derived surface reflectance and both by ground measurement data as well as by Landsat image (r>0.84). The Root-Mean-Square Errors (RMSE) at 485, 551 and 660nm are 0.99%, 1.19%, and 1.53%, respectively. For aerosol retrieval, Look Up Tables (LUT) which are aerosol reflectances as a function of various AOT values were calculated by SBDART code with AERONET inversion products. The CHRIS derived Aerosol Optical Thickness (AOT) images were then validated with AERONET sunphotometer measurements and the differences are 0.05~0.11 (error=10~18%) at 440nm wavelength. The errors are relatively small compared to those from the operational moderate resolution imaging spectroradiometer (MODIS) Deep Blue algorithm (within 30%) and MODIS ocean algorithm (within 20%).

• 한국정보통신학회논문지
• /
• 제23권5호
• /
• pp.487-494
• /
• 2019

소형인공위성 전력시스템체계 설계 및 개발방법은 태양풍 자계인 우주환경의 영향에 따라 기술적 제약이 큰 편이다. 이를 극복하기 위해 최근 전력모듈을 융합화와 유닛화 단계별 개발 방식으로 변화 하고 있다. 모듈화 단계에서는 탑재체 전력공급 모듈 요구조건과 함께 유니버설미들웨어를 사용하여 융합하였다. 융합모듈화대상은 탑재체에서 전력분배, 부하관리, 서브유닛의 전원공급체계와 지속성을 고려한 최종모듈 설계 및 개발 단계를 범위로 한다. 본 연구는 위성본체에서 공급되는 전력모듈을 유니버설미들웨어 기반으로 전력모듈의 정밀성과 수요처모듈데이터를 컨텐츠화 하였다. 이 동적시스템과 전력서비스 모듈화는 전력분배모듈과 전원공급모듈간 상호작용으로 Range Control 알고리즘으로 제어된다. 그리하여 전력모듈 설계단계에서 탑재체 전력수요 변수의 변동성에 따른 불확실성을 해소하고 설계의 효율성을 제시하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
• /
• 한국추진공학회 2009년도 춘계학술대회 논문집
• /
• pp.365-368
• /
• 2009

마이크로 나노 급 위성의 자세제어를 위한 소형 추력 장치로써, 펄스 에너지를 활용한 새로운 추력기의 개발 연구를 진행 중이다. 레이저 추진은 연료를 탑재하지 않기 때문에 경량화 및 비용 절감이 가능하고 펄스 에너지 레벨을 조절하여 목적에 적합한 추력을 발생시킬 수 있다. 본 논문에서는 높은 추력 발생을 위하여 플라즈마 팽창 제한의 물질로 젤 형태의 물질을 적용하였다. 또한 pendulum system으로 속도를 측정하여 momentum coupling coefficient($C_m$)를 도출함으로써 추력 성능이 크게 향상되었음을 확인하였다.

• 한국군사과학기술학회지
• /
• 제12권4호
• /
• pp.452-459
• /
• 2009

A 6-bit MMIC digital attenuator applicable to X-band TR module has been developed by using $0.5{\mu}m$GaAs pHEMT processes. The Switched-T attenuator scheme and the switched-path attenuator scheme were adopted to obtain low insertion loss and small phase variation, respectively. Resistors and transmission lines are optimized to achieve the digital attenuator with high attenuation accuracy and small phase variation. The digital attenuator has RMS error of 0.4dB, resolution of 0.5dB and dynamic range of 31.5dB. The measurement results show that in-out VSWRs are less than 1.5, phase variation is from -7 to +2 degrees and IIP3 is 36.5dBm.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제32권10호
• /
• pp.134-141
• /
• 2004

본 논문은 위성 통신시스템의 개념 설계를 위한 프로그램 개발과 설계 과정의 분석 결과를 보여준다. 이를 위해 10kg에서 200Kg 사이의 200여개 저궤도 소형위성을 대상으로 데이터베이스를 구축하였고, 이를 바탕으로 위성 통신시스템 초기 설계 시 필요한 파라미터들의 일반적인 값을 도출하여 적용하였다. 위성의 임무에 상관없이 일반적인 위성 통신 시스템의 개념 설계와 일련의 과정을 일반화한 프로그램을 개발하였다. 본 논문에서는 일반적인 초기 통신시스템 설계과정을 프로그램으로 구현하기 위해 각각의 과정을 구분하고 과정마다 필요한 파라미터들을 정의하였다. 또한 데이터베이스 분석을 통해 파라미터가 개념 설계에 적용되는 과정을 살펴보고 이를 프로그램으로 구현하여 시뮬레이션을 통해 전체 알고리즘에 대한 타당성을 증명하였다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제42권12호
• /
• pp.1051-1056
• /
• 2014

소형인공위성에 적용을 목적으로 전기추진시스템의 연료공급부가 개발되었다. 연료공급부는 연료로 사용되는 제논을 높은 압력과 밀도의 가스상태로 저장하게 된다. 제논은 상온에서 임계점을 갖는데 발사환경에서 과도상태로 시스템에 영향을 미칠 수 있다. 따라서 발사환경에 대한 본 시스템의 기능적 구조적 안정성은 지상시험을 통한 검증이 필요하다. 본문에서는 연료공급부의 설계점과 검증시험내용을 논하고 시험결과를 정리하였다. 검증시험을 통해 본 시스템이 발사환경에 대하여 안정성을 확보하고 있는 것을 확인하였다.