• JSTS:Journal of Semiconductor Technology and Science
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• 제2권2호
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• pp.125-131
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• 2002

This paper presents MMIC drive and power amplifiers covering 6-18 ㎓. For simple wideband impedance matching and less sensitivity to fabrication variation, modified distributed topologies are employed in the both amplifiers. Cascade amplifiers with a self-biasing circuit through feedback resistors are used as unit gain blocks in the drive amplifier, resulting in high gain, high stability, and compact chip size. Self impedance matching and high-pass, low-pass impedance matching networks are used in the power amplifier. In measured results, the drive amplifier showed good return losses ($S_11,{\;}S_{22}{\;}<{\;}-10.5{\;}dB$), gain flatness ($S_{21}={\;}16{\;}{\pm}0.6{\;}dB$), and $P_{1dB}{\;}>{\;}22{\;}dBm$ over 6-18 GHz. The power amplifier showed $P_{1dB}{\;}>{\;}28.8{\;}dBm$ and $P_{sat}{\;}{\approx}{\;}30.0{\;}dBm$ with good small signal characteristics ($S_{11}<-10{\;}dB,{\;}S_{22}{\;}<{\;}-6{\;}dB,{\;}and{\;}S_{21}={\;}18.5{\;}{\pm}{\;}1.25{\;}dB$) over 6-18 GHz.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제5권1호
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• pp.6-18
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• 2004

This paper addresses the development and design of the HAUSAT-l (Hankuk Aviation University SA'Tellite-D communication subsystem, which is a next generation picosatellite, developed by SSRL (Space System Research Lab.) of Hankuk Aviation University. The communication subsystem generally consumes the majority of power and volume for picosatellites, and thus its design is critical to the overall satellite and mission plans. The HAUSAT-l designs are implemented by using the 145.84 MHz for uplink and 435.84 MHz for downlink frequency bands. The simulation and test results of the homemade radio and the TNC (Terminal Node Controller) integrated on the HAUSAT - I , a picosatellite scheduled to launch on September 2004 by Russian launch vehicle "Dnepr", are presented for EM, QM and FM, respectively.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권8호
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• pp.798-804
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• 2009

(주)쎄트렉아이는 400kg 급 지구관측 위성의 주 탑재체로 사용될 고해상도 전자광학카메라, EOS-C 시스템을 개발 중이다. 이 시스템은 DubaiSat-1 위성의 주 탑재체 개발을 통해 획득한 경험을 토대로 보다 향상된 광기계 및 열적 성능을 갖도록 설계되었다. 민감한 광학부품의 운용상 성능을 유지하기 위해 히터를 이용한 능동 열제어 방식이 적용되었고, 이와 더불어 히터 소모 전력을 최소화하기 위해 열 코팅 및 다층박막단열재(MLI)를 사용한 수동 열제어 방식이 적용되었다. 열해석 모델을 이용해 임무궤도에 대한 열해석을 수행하였으며, 해석 결과를 바탕으로 이 시스템의 열제어계가 설계 요구조건을 만족하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.779-788
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• 2014

저궤도 위성이 제한된 전력 내에서 임무를 성공적으로 수행하기 위해서는 효율적인 전력생산이 중요하다. 이를 위해 저궤도 소형위성의 전력계에서는 주로 MPPT (Maximum Power Point Tracking) 방식을 사용하여 태양전지에서 생산되는 전력을 조절한다. 본 연구에서는 소형 큐브위성(KAUSAT-5)에 적용될 퍼지 로직 기반의 MPPT 알고리즘을 제안하며, 제안된 방법의 유용성을 확인하기 위해 MATLAB/Simulink와 STK (Systems Tool Kit)를 연동하여 시뮬레이션을 수행하였다. Simulink와 STK를 이용하여 위성 궤도와 자세에 따른 태양 광량과 운용모드에 따라 변하는 부하용량에 대해 KAUSAT-5의 두 가지 지향모드에서 EBA(Energy Balance Analysis)를 수행하였고, 이를 통해 제안된 퍼지 로직 기반의 MPPT 알고리즘의 성능을 확인하였다. 제안된 퍼지 로직 기반의 MPPT는 가장 일반적인 방법의 하나인 P&O (Perturbation & Observation)와 성능을 비교하여 유용성을 확인하였다.

• 한국통신학회논문지
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• 제19권7호
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• pp.1213-1223
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• 1994

저속데이타 전용 지구국시스템은 상업 위성통신분야에서 새로운 개념으로 알려져 있으며 성형망 구조로 사용자들에게 직접 정보를 제공하는데 이용된다. 본 시스템의 특성은 지구국 가격이 낮고, 크기가 작고, 설치가 간단하며 다양한 응용(신용조회, 전자우편, 화상회의, 예약시스템, DB요청, 참가신청등)을 가능하게 한다. 그러므로 VSAT서비스에 대한 요구가 상당히 커지고 있다. 본 논문은 무궁화위성을 이용하는 VSAT망의 링크설계에 관한 연구이다. 본 논문에서 위성통신시스템의 성능계산을 하는데 필요한 기본 공식 및 기준데이타를 편리하게 나열하였고, 지구국의 안테나 및 HPA출력크기 그리고 링크마진을 계산하였다. 일반적으로 VSAT시스템에서 중심국의 안테나 크기는 단말국의 안테나보다 크기 때문에 본 논문에서 인바운드(Inbound)와 아웃바운드(Outbound)의 반송과 전력분배 기법을 도입하였으며 중심국과 단말국의 안테나 크기는 각각 3.7m와 1.2 m로 설계되었다.

• 한국전산유체공학회지
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• 제21권2호
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• pp.112-119
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• 2016

NEXTSat-1 is the next-generation small-size artificial satellite system planed by the Satellite Technology Research Center(SatTReC) in Korea Advanced Institute of Science and Technology(KAIST). For the control of attitude and transition of the orbit, the system has adopted a RHM(Resisto-jet Head Module), which has a very simple geometry with a reasonable efficiency. An axisymmetric model is devised with two coil-resistance heaters using xenon(Xe) gas, and the minimum required specific impulse is 60 seconds under the thrust more than 30 milli-Newton. To design the module, seven basic parameters should be decided: the nozzle shape, the power distribution of heater, the pressure drop of filter, the diameter of nozzle throat, the slant length and the angle of nozzle, and the size of reservoir, etc. After quasi one-dimensional analysis, a theoretical value of specific impulse is calculated, and the optima of parameters are found out from the baseline with a series of multi-physical numerical simulations based on the compressible Navier-Stokes equations for gas and the heat conduction energy equation for solid. A commercial code, COMSOL Multiphysics is used for the computation with a FEM (finite element method) based numerical scheme. The final values of design parameters indicate 5.8% better performance than those of baseline design after the verification with all the tuned parameters. The present method should be effective to reduce the time cost of trial and error in the development of RHM, the thruster of NEXTSat-1.