• 한국인터넷방송통신학회논문지
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• 제10권5호
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• pp.77-82
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• 2010

무선주파수를 사용하는 추적안테나의 추적성능은 비행체 추적 및 위치 측정에서 매우 중요한 요소이나, 전기적 물리적으로 매우 큰 안테나의 특성을 정확히 측정하는 것은 쉽지 않다. 특히 우주응용분야에서 사용되는 대형 접시형 추적안테나 시스템과 같이 신호원을 따라 안테나의 지향방향이 변하는 경우에는 안테나 지향방향에 따라 특성이 일정하지 않을 수 있다. 본 논문에서는 대형 추적안테나 시스템의 추적 성능지표인 지향정확도 및 추적정확도에 영향을 주는 오차요인을 검토하고, 나로우주센터에서 원격측정용으로 사용하고 있는 11m 대형 접시형 추적안테나에 대한 추적성능을 효율적으로 측정할 수 있는 저궤도위성(Low Earth Orbit)을 사용한 측정방법 및 그 결과를 기술한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제13권2호
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• pp.30-40
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• 1996

우리별 1,2호의 원격명령부는 지상의 지구국, 또는 위성내 부 컴퓨터로부터 위성의 각부분을 제어하는 명령을 수신하여 적절한 전기적인 신호로 해당 부분에 전달하는 역할을 한다. 원격검침부는 위성의 건강 상태나 운영 상태를 나타내는 각종 정보를 취합하여 지상으로 전달하는 역할을 한다. 원격 검침 및 명령부를 이용하여 위성내의 나머지 부분들을 제어할 수 있으며, 또한 동작 상태를 측정할 수 있으므로 위성내의 어느 시스템보다도 높은 신뢰도가 요구되는 시스템이다. 특히, 저궤도 소형위성이라는 특수한 상황을 고려하여 설계되었으며, 위성 시스템의 전체 구성이 효율적으로 이루어질 수 있도록 개발되었다. 우리별 1, 2호는 1992년 8월과 1993년 9월에 각각 발사되어 지금까지 성공적으로 운용되고 있으며, 탑재된 원격검침 및 명령부도 정상적인 동작을 하고 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권5호
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• pp.466-473
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• 2011

인공위성의 열제어는 인공위성이 운용궤도상에서 겪는 고진공, 극한의 온도변화 환경에서 위성 구성품의 온도변화를 허용한계 온도 범위 내에서 유지하는데 목적이 있다. 본 연구에서는 저궤도 관측위성(LEO)의 광학탑재체에 대한 열해석 과정으로 열진공 시험 조건, 열진공 챔버의 형상, 위성 탑재체 내부의 열적 환경을 고려하여 열해석 모델을 구성하고 궤도 조건에 따른 열해석을 수행하였다. 또한 광학탑재체의 지상 열진공 시험 조건에 따른 열해석 수행하여 열진공 시험을 위한 시험조건을 정립하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제8권2호
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• pp.155-162
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• 2004

Recently, significant interest is shown to creation rather inexpensive global systems communications on base of Low-Earth-Orbit Satellite Networks (LEOSN). One of problems of design and creation LEOSN is development of the stream control methods and estimation it's efficiency in such networks. The given problem is complicated, that the topology of the satellite networks varies in time. It essentially hinders the analytical decision of the given problem. An effective way of overcoming of these difficulties is simulation modeling. For realization of research experiments on learning the information streams routing algorithms in LEOSN a special program complex SANET was developed. In the given paper principles of development of LEOSN simulation models and architecture of the manager by the process of a simulation modeling of the unit are considered. Methods of promotion of modeling time and architecture of a simulator complex offered in the article allow to boost essentially efficiency of simulation analysis and to ensure simulation modeling of the satellite networks consisting of several hundreds space vehicles.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2022년도 추계학술대회
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• pp.332-333
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• 2022

최근 미국에서는 민간 우주개발업체인 스페이스 x가 스타링크 사업을 통해 2031년까지 저궤도 위성 42000개를 띄울 계획을 발표하였으며, 현재까지는 900여개의 위성을 발사하였다. 구체적으로는 Ku 대역과 ka 대역을 갖는 위성을 운용할 계획이며 광대역 신호의 전송을 위해 V 대역을 갖는 7518개 위성을 고도 340 km에 발사할 계획이다. 따라서, 원양에서도 무선통신이 가능하게 되며, 저궤도 위성을 이용한 다양한 솔루션이 제공될 계획이다. 본 연구에서는 디지털 통신 시스템과 모터 제어 시스템을 FPGA 칩 내부에 구현하여 이를 선박무선 통신 시스템에 적용하고자 한다.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2022년도 추계학술대회
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• pp.390-391
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• 2022

최근 미국에서는 민간 우주개발업체인 스페이스 x가 스타링크 사업을 통해 저궤도 위성을 발사할 계획이며, 현재까지는 900여개의 위성을 발사하였다. 구체적으로는 Ku 대역과 ka 대역을 갖는 위성을 운용할 계획이며 광대역 신호의 전송을 위해 V 대역을 갖는 7518개 위성을 고도 340 km에 발사할 계획이다. 따라서, 운항중인 선박에서도 저궤도 위성을 통한 무선통신이 가능하게 되며, 다양한 솔루션이 제공될 계획이다. 본 연구에서는 3차원 결합구조를 가지는 코프레너 선로 구조에 대한 RF 특성을 연구하였으며, 이를 통해 완전집적형 해양무선통신 반도체 SoC (System on Chip)를 구현하기 위한 RF소자의 개발가능성을 검토하였다.

• 전기전자학회논문지
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• 제28권1호
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• pp.20-25
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• 2024

This paper presents a new dualband shared-aperture microstrip antenna to operate in the S-Band of 2 GHz and X-Band of 8 GHz, for a Low Earth Orbit satellite antenna system. The proposed antenna incorporates two types of patches those are a rectangular loop-shaped for the S-Band and a square patch for the X-Band. Each patch are optimized for its respective operating band with minimal interference. The proposed antenna achieves a bandwidth of 16 MHz in the S-Band and 572 MHz in the X-Band. The highest gain is measured 7.14 dBi at 1.99 GHz and 7.95 dBi at 7.88 GHz. The proposed antenna exhibits half power beamwidths of 85 degree and 80 degree at 1.99 GHz and 7.88 GHz, respectively. The proposed dualband shared-aperture microstrip antenna may be a good candidate for as a feeding system of a dualband reflectarray antenna With its unidirectional radiation pattern from excellent agreement between simulation and measurement results.

• 대한원격탐사학회지
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• 제37권5_1호
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• pp.927-938
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• 2021

편대 비행하는 저궤도위성에는 비슷한 크기의 비중력 섭동이 일정한 시간 차이를 두고 가해진다. 이러한 시간상관관계를 이용하면 한 개 위성의 가속도계에서 측정된 가속도 값으로 다른 편대비행 저궤도위성의 비중력가속도를 추정할 수 있다. 편대비행 저궤도위성인 GRACE 및 GRACE-FO 위성에서 한 개 위성의 가속도계 데이터를 사용할 수 없는 기간이 존재하는데, 앞서 기술된 시간 이식 기법이 JPL (Jet Propulsion Laboratory)에서 공식적으로 가속도계 데이터 복원 시 사용되고 있다. 본 논문에서는 기존의 시간 이식 기법의 가속도계 추정 정확도를 개선하기 위하여 신경망 (neural network; NN) 모델 기반 편대비행 저궤도위성 가속도계 데이터 추정 방법을 제안하였다. 시간 이식 기법은 위성의 위치 및 우주환경요소 등을 반영할 수 없지만, NN 모델은 이를 모델 입력으로 사용할 수 있으므로 예측 정확도를 높일 수 있다. 1개월간 NN 모델을 사용하여 가속도계 예측 시험을 수행하고 시간 이식 기법과 예측 정확도를 비교하였다. 그 결과 along-track 및 radial 방향에서 NN모델의 가속도계 데이터의 예측 오차는 시간 이식 기법에 비해 각각 55.0%, 40.1% 감소하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제1권2호
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• pp.43-49
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• 2000

The Global Positioning System (GPS) is becoming more attractive navigation means for LEO (Low Earth Orbit) spacecraft due to the data accuracy and convenience for utilization. The anomalies such as serious variations of Dilution-Of-Precision (DOP), loss of infrequent 3-dimensional position fix, and deterioration of instantaneous accuracy of position and velocity data could be observed, which have not been appeared during the ground testing. It may cause lots of difficulty for the processing of the orbit control algorithm using the GPS data. In this paper, the characteristics of the GPS data were analyzed according to the configuration of GPS receiver such as position fix algorithm and mask angle using GPS navigation data obtained from the first Korea Multi-Purpose Satellite (KOMPSAT). The problem in orbit tracking using GPS data, including the infrequent deterioration of the accuracy, and an efficient algorithm for its countermeasures has also been introduced. The reliability and efficiency of the modified algorithm were verified by analyzing the effect of the results between algorithm simulation using KOMPSAT flight data and ground simulator.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집E
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• pp.294-298
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• 2001

Satellite propulsion system is employed for orbit transfer, orbit correction, and attitude control. The monopropellant feeding system in the low-earth-orbit satellite blowdowns fuel to the thrust chamber. The thrust produced by the thruster depends on fuel amount flowed into the combustion chamber. If the thruster valve be given on-off signal from on-board commander in the satellite, valve will be opened or closed. When the thrusters fire fuel flows through opened thruster valve. Instantaneous stoppage of flow in according to valve actuation produces transient pressure due to pressure wave. This paper describes transient pressure predictions of the KOMPSAT2 propulsion system resulting from latching valve and thrust control valve operations. The time-dependent set of the fluid mass and momentum equations are calculated by Method of Characteristics (MOC).