• 한국통신학회논문지
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• 제21권11호
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• pp.2932-2941
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• 1996

Conventional non-regenerative satellite repeaters do not provide anti-jamming capability enough to provide communications between small terminals in jamming environment. In this paper, we analyze the budget and system requirements for Ka-band satellite communication. For the analysis, we modeled and simulated the Ka-band satellite system based on downlink power limited repeater. Assuming that a spread spectrum is applied for anti-jamming purpose, we also analyzed a tolerable jammer-to-signal power ratio under strong up-link jamming in the bit rates of 2.4Kbps and 19.6Kbps.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제20권4호
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• pp.319-326
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• 2003

The motion of each satellite in a tethered satellite system is non-Keplerian in the Earth's gravitational field. In this paper, the tether perturbation force is formulated and compared with the perturbation force due to the Earth's oblateness. Also, the center of mass motion of the tethered satellite system is analyzed. The tether perturbing force on the one of satellites in a tethered satellite system is much bigger than the Earth's oblateness perturbation. The two-body motion approximation of the center of mass is acceptable to describe the motion of the system, when the libration is small.

• 우주기술과 응용
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• 제3권2호
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• pp.101-117
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• 2023

우주상에 존재하는 우주물체에 접근하여 궤도상에서 제거하는 능동 제거 기술(active debris removal, ADR)과 연료 충전, 배터리 교환 등의 위성의 수명연장을 위한 기술인 궤도상 서비싱(on-orbit servicing)은 우주물체의 증가와 함께 그 관심이 커지고 있다. 인공위성연구소에서는 국내에서 발사되었던 국가 자산 중 임무가 종료된 후 궤도상에서 여전히 우주를 돌고 있는 국가 우주자산을 포획 및 제거하는 목적의 위성을 개발하기 위한 연구를 수행 중에 있다. ADR 소형위성은 지금껏 국내에서 개발되었던 지구 및 우주환경 관측 위성과 다르게 랑데부/도킹 기술 등을 포함한 우주 탐사 임무 등 미래 임무에 요구되는 기술을 구현 및 실증하는 것을 주요 임무로 가지고 있다. 본 논문에서는 여러 국가 우주자산들 중 1990년대에 발사된 우리별 위성의 포획 및 제거 임무를 갖고 있는 ADR 소형위성의 궤도 전이 방법에 대해서 소개한다. 소형 위성은 무게가 약 200 kg 이하가 되도록 개발을 수행할 예정이고, 2027년 한국형 발사체를 통해 궤도상에 투입되는 상황을 가정하여 임무를 설계했다. 특히, 지구의 J2 섭동력을 이용해서 목표물과 다른 RAAN 일변화를 만들어 줌으로써, 목표물로의 궤도면 변경을 직접 천이 방식과 비교하여 더 적은 연료를 이용하는 전략을 구성하였다. 이 방법을 이용하여 소형위성급 무게의 위성으로 우주쓰레기 제거 임무를 가능하게 하며, 뉴스페이스 시대에 새로운 형태의 우주탐사를 수행하는 기술 검증 플랫폼이 될 것으로 기대한다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제26회 춘계학술대회논문집
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• pp.66-69
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• 2006

소형 위성용 궤도천이 및 보정을 위한 홀 방식 전기추력기의 초기 설계를 위한 2-D Particle-In-Cell (PIC) 수치모사 (Simulation) 결과를 분석하였다. 수치해석에 의한 결과를 분석해 본 결과 주입된 중성 Xe Gas는 전자와의 충돌을 통해 이온화 된 후 가속지역을 통과하게 되며, 이들 두 지역은 추력기 채널에서 잘 분리되어 존재하는 걸로 나타났다. 또한 본 해석을 통하여 본 논문에서 고려된 추력기가 원래의 임무인 소형위성의 궤도 천이 및 보정을 수행할 수 있는 충분한 추력과 비추력을 갖출 수 있는 것으로 판단된다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제22권1호
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• pp.35-46
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• 2005

This paper addresses the design and analysis results of a 2-axes magnetometer for attitude determination of small satellite. A low-cost and efficient 2-axes fluxgate magnetometer was selected as the most suitable attitude sensor for LEO microsatellites which require a low-to-medium level pointing accuracy. An optimization trade-off study has been performed for the development of 2-axes fluxgate magnetometer. All the relevant parameters such as permeability, demagnetization factor, coil diameter, core thickness, and number of coil turns were considered for the sizing of a small satellite magnetometer. The magnetometer which is designed, manufactured, and tested in-house as described in this paper satisfies linearity requirement for determining attitude position of small satellites. On the basis of magnetometer which is designed in Space System Research Lab. (SSRL), commercial magnetometer will be developed.

• Journal of Power Electronics
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• 제9권4호
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• pp.631-642
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• 2009

The sun is a useful reference direction because of its brightness relative to other astronomical objects and its relatively small apparent radius as viewed by spacecrafts near the Earth. Most satellites use solar power as a source of energy, and so need to make sure that solar panels are oriented correctly with respect to the sun. Also, some satellites have sensitive instruments that must not be exposed to direct sunlight. For all these reasons, sun sensors are important components in spacecraft attitude determination and control systems. To minimize components and structural mass, some components have multiple purposes. The solar cells will provide power and also be used as coarse sun sensors. A coarse Sun sensor is a low-cost attitude determination sensor suitable for a wide range of space missions. The sensor measures the sun angle in two orthogonal axes. The Sun sensor measures the sun angle in both azimuth and elevation. This paper presents the development of a model to determine the attitude of a small cube-shaped satellite in space relative to the sun's direction. This sensor helps small cube-shaped Pico satellites to perform accurate attitude determination without requiring additional hardware.

• 한국인터넷방송통신학회논문지
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• 제19권5호
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• pp.169-173
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• 2019

본 논문에서는 SAR 탑재체의 운용모드 설계방안 및 설계결과 그리고 주요성능에 대한 분석 결과를 제시하였다. SAR 시스템 설계는 요구사항을 만족하는 주요변수의 설계값 도출로 진행된다. 저궤도에서 운용하는 100kg 미만의 초소형위성을 가정하고 고해상의 영상을 위하여 X-대역의 주파수를 선정하였다. 주어진 설계 요구사항을 반영하여 주파수 대역폭, 관측영역 설계, 안테나 설계를 진행하고, 설계결과를 반영하여 목표 영상품질인 NESZ 만족여부를 확인하였다. 또한 설계값을 반영하여 관측영역별로 최적의 PRF를 설계하였다. 또한 소형, 경량화를 위한 안테나 형태를 제안하였다. 또한 설계된 변수를 적용하여 체계성능을 확인하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제3권4호
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• pp.322-332
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• 2023

Satellite attitude-control actuators are equipped with a reaction wheel for three-axis attitude control. The reaction wheel rotates a motor inside the actuator to generate torque in the vector direction. When using the reaction wheel, there are restrictions on the torque values generated as the motor rotates. The torque value of the reaction wheels mounted on small satellites is approximately 10 mNm, and high values are not used. Therefore, three-axis attitude control of a small satellite is possible using a reaction wheel, but this method is not suitable for missions that require rapid attitude control at a specific time. As a technology to overcome the small torque value of the reaction wheel, the control moment gyro (CMG) is currently in wide use as a rapid attitude-control actuator in space satellites. The CMG has an internal gimbal mounted at a right angle to the rotation motor and generates a large torque value. In general, when the gimbal operates, a torque value approximately 100 times greater is generated, making it suitable for rapid posture maneuvering. Currently, we are developing a technology for mounting a controlled moment gyro on a small satellite, and here we share the development status of an 800 mNm CMG.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제8권1호
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• pp.85-98
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• 1991

지구의 남극과 북극 주위를 저고도로 돌고 있는 소형 과학위성의 자세 조정을 위해 지구자기장을 이용하였다. 이것을 위해 소형 과학위성의 Telemetry 자료를 분석하였다. 위성에 장치된 3축 magnetometer에서 자기장 성분의 크기와 변동량을 측정하여 위성의 회전상태를 알아내는 방법이 제시되었다. 위성이 회전축에 대하여 대칭형인 경우 특정한 위치에서의 자세판단이 가능하다. 현재 자세와 원하는 자세를 비교했을 때 나타나는 차이를 각 축에 대한 회전속도의 조절로 제거할 수 있는 방법을 연구하였다. 여기에서는 자세 측정으로부터 얻은 자료를 가지고 magnetorquer에 공급되어야 할 전류의 크기(혹은 유지시간)를 계산하는 기본 알고리즘을 연구하였고 직접 프로그램으로 작성해서 수행시켜 보았다. 이러한 자세제어 방법은 위성이 초기 tumbling 운동을 할 때와 Gravity gradient boom에 의한 수동제어가 이루어진 후에 적용할 수 있다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2003년도 Proceedings of ACRS 2003 ISRS
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• pp.123-125
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• 2003

Satellite IKONOS images are one of important remote sensing data sources as today because of their very high spatial resolution. Their detections for islands and offshore oceanic features with multi-dimension and multi-scales information, specially some small islands, are of great potential. Their application abilities in islands and offshore detections are addressed at the first of the paper. And image processing technologies and the information extracting methodologies are described. Some results on remote sensing of the islands and their nearby object features are shown in details. Discussions and conclusions are carried out simply at the final.