본 연구에서는 상온에서 수작업으로 함침/경화시킨 일 방향 glass/epoxy 복합재료 적층판의 설계압축강도 값을 제시하고 있다. 총 39개의 시편으로부터 측정된 압축강도 값은 two-parameter Weibull 분포를 따른다고 가정하였다. MIL-HDBK-17F에 제시된 방법과 절차에 따라 동일형상의 복합재료 시편에 대해 구한 B-Basis 값과 A-Basis값은 각각 평균 압축강도의 82.6% 및 65.9%로 확인되었다. 항공기 주익의 스파 Cap에 동일 복합재료를 적용할 경우를 고려하여 B-base 값의 50%를 설계압축강도 값으로 산정하였다.

본 논문에서는 언제 어디서나(유비쿼터스) 빠르게 지정간 수송을 가능하게 해주며 현재 의 자동차를 대체할 수 있는 개인용 항공기, 즉 PAV(personal Air Vehicle)에 대하여 요구 조건을 살펴보고, 기존의 고속 회전익기 개념과 현재 진행 중인 고속회전익기 개발사업을 개괄적으로 검토하여, PAV 적용가능 플랫폼으로서 고속 회전익기 개념 및 기술적 이슈를 탐색하였다.

호버링하는 무인기에 대한 지면효과 분석을 위해 여러 고도에 대해 전산해석을 수행하였다. 지면 효과는 무인기 동체 아랫면의 압력을 증가시켜 추가적인 양력을 발생시킨다. 그러나 고도가 로터 직경과 거의 같은 3m에 이르면 지면효과가 거의 소멸되고 3m이상에서는 일정한 크기의 양력을 발생한다.

본 연구에서는 올레오-뉴메틱(Oleo-pneumatic) 완충장치와 차등 제동 조향(Differential Braking Steering)을 위한 캐스터링 휠 포크(Castering Wheel Fork)가 적용된 소형항공기용 전방착륙장치의 충격하중 해석을 위한 비선형 2 자유도 수학적 모델을 생성하고, 수치해석 기법을 이용하여 시간에 따른 충격응답을 구하였다. 생성된 전방착륙장치의 수학적 모델은 타이어의 충격 시 동적 특성과 스트루트 기울기, 캐스터에 의한 모멘트, 타이어 접촉과 조향 등에 의해 발생하는 측면하중에 의한 올레오 스트루트 내부의 마찰 특성 등의 비선형 요소들을 포함하고 있다. 또 생성된 운동방정식의 수치해석은 4차 Runge-Kutta 방식을 이용하였으며, 운동방정식 및 수치해의 정확도를 평가하기 위한 타 항공기에 기 적용된 전방 착륙장치의 낙하시험 결과와의 비교 검증과정을 수행하였다.

On the stage of combustor development process, many aerodynamic and combustion characteristics are found out not by only ideal design concept but by only useful tests which are top confidentiality of technically advanced engine development companies, RR and GE, etc. In this study, test techniques of one of that company are analysed and described about some unique tests for test low emission combustors.

본 연구에서는 선미익을 채용한 경항공기인 반디호의 수출형 시제기에 대한 플러터 해석을 수행하였다. 내부 하중 생성용 유한요소모델을 기초로 강성 모델을 작성하였고, 중량 통제를 위한 중량 DB에 근거하여 중량 모델을 작성하였다. 공력모델은 DLM을 이용하였다. 작성된 모델을 이용하여 1차 플러터 해석을 수행하였다. 이를 토대로 주요 진동 모드를 구분해 내고, 지상진동시험을 수행하여 진동 특성을 획득하였다. 획득된 고유진동수를 근거로 유한요소모델의 수정이 이루어졌고 2차 해석이 수행되었다. 해석 결과 주요 플러터 근의 특성을 정리하였다. 가장 중요한 플러터 근은 롤 운동을 갖는 강체 모드와 반대칭 주익 피칭 모드의 연계 모드로 판명되었다.

본 연구에서는, ADS-B 개념을 기반으로 한국항공우주연구원에서 개발한 지대지 감시 test bed를 통한 TIS-B, 활주로 침입방지, 충돌경고, 경로지정 등의 기능에 대한 평가가 이루어졌다. STDMA 프로토콜을 채용한 VDL과, TIS-B 정보를 얻기 위해 UAT가 사용되었으며, 이동체로서 4대의 지상차량과 2대의 항공기가 포함되었다. 본 연구의 주목적은 지대지 감시에서의 ADS-B 개념을 구현하고 그 성능을 평가하는 것이다.

과학기술위성 2호는 국내에서 최초로 개발되는 소형위성발사체(KSLV-1)에 의하여 국내 발사장(나로 우주센터)에서 발사될 위성이다. 2002년 개발을 시작하여 엔지니어링모델(EM), 준비행모델(PFM), 비행모델(FM)을 개발 완료하였다. 위성의 기능을 점검하기 위해 종합적인 전기/전자 기능시험과 우주환경시험, 발사환경시험을 수행한다. 본 논문은 성공적으로 수행한 과학기술위성 2호 준비행모델의 우주환경시험과 발사환경시험에 대한 분석과 그 결과를 보고한다.

차세대 대형위성에 대한 우주환경모사를 위한 대형열진공챔버가 한국항공우주연구원에 의해 성공적으로 국산화 구축되었다. 유효직경 8미터, 유효깊이 10미터의 대형열진공챔버는 크게 진공계와 열제어계, 방진계로 구분되며, $3.7{\times}10^{-5}Pa$($5{\times}10^{-7}torr$) 이하의 진공 환경에서 액체질소를 이용해 위성을 감싸는 쉬라우드의 온도를 $-190^{\circ}C$ 이하로 유지할 수 있고, $10^{-5}g_{rms}$ 이하의 진동레벨을 갖는 방진시스템을 갖추어 우주환경에서의 광학시험을 가능하게 한다. 또한 챔버내에 설치된 할로겐램프를 이용하여 쉬라우드의 온도를 섭씨 123도까지 상승시켜 베이크아웃 시험을 수행할 수 있으며, PLC(Programmable Logic Controller)를 기반으로 한 제어프로그램을 이용하여 대형열진공챔버의 자동화 제어를 수행할 수 있다.

일정한 샘플링 시간 T마다 발생되는 반작용 휠 타코 펄스의 개수를 세어 구동기의 회전 속도를 측정하는 M 방식은 구현이 간단하고 측정 시간이 일정하다는 장점이 있으나, 저속에서 속도 측정의 해상도가 나빠진다는 단점이 있다. 그에 반해, 펄스와 펄스 사이의 시간 간격을 측정하는 T방식은 저속에서 정밀한 속도를 측정할 수 있으며 측정에 따른 시간 지연이 적다는 장점이 있다. 그러나 이 방법 역시 실제 구현 시 나눗셈이 필요하고 속도 측정 시간이 속도에 따라 가변되는 문제점이 있다. 현재 산업계에서는 전동기의 속도를 측정하기 위하여 M방식과 T방식을 조합한 M/T방식이 널리 사용되고 있지만, 현재 위성 분야에서는 M방식과 T방식중 하나만을 사용하고 있는 실정이다. 그럼으로, 저궤도 위성에서 핵심 구동장치로 사용되는 반작용 휠의 속도를 측정하기 위해서, 기존의 M 방식의 속도 측정방식에 저속에서의 속도 정확도 향상을 위하여 T 방식도 이용해서 속도 측정을 하려한다. 본 연구에서는 이러한 측정 요구조건을 만족할 수 있도록 지상 시험 장비인 위성동역학 시뮬레이터에서 반작용 휠의 모사를 위한 보드 설계를 제시하려 한다.

위성용 RF 수동 소자에 대한 MP(multipactor) 현상과 그 검출 방법에 대한 연구를 수행하였으며, 본 연구에 사용된 RF 수동 소자는 S 대역 diplexer로, 이는 인터디지털 타입의 5단 chebyshev 응답특성을 갖는 두개의 대역통과필터로 구성되며 2.232 및 2.055 GHz 대역에서 2.7 %의 대역폭을 갖는 구조로 각각 설계되었다. MP 민감도 해석을 위해 diplexer에 대하여 3D 전자기 모델링을 수행하였으며, 이를 통하여 diplexer 구조적으로 multipactor에 대하여 가장 민감한 부분을 정의 하였고 이때의 MP 방전 현상이 나타나지 않는 최대 RF 입력전력을 규명하였다. 또한 KARI 자체 개발한 MP 민감도 시험 시설을 이용하여 QM용 diplexer에 대한 시험을 수행하였으며, 그 결과 CW 모드에서 43 dBm, 펄스 모드 시험에서 44 dBm의 RF 입력 전력에서 MP가 발생됨을 확인 하였다.

기존에 개발된 저궤도위성의 원격명령어와 텔레메트리 시스템은 다양한 외부 인터페이스를 효과적으로 수용하는 데 한계가 있었다. 본 논문에서는 이를 극복하기 위한 저궤도위성의 원격명령어와 텔레메트리의 개발 방안을 소개한다. 특히 최근 유럽에서 인공위성의 원격명령어 및 텔레메트리 운용에 이용하고 있는 PUS (Packet Utilization Standard) 개념을 검토하여 차세대 저궤도위성의 데이터 처리에 이용하고자 한다.

위성의 성능은 위성 생산물에 의해 평가될 수 있다. 위성 기술 수준이 진입 단계인 경우 대부분의 노력이 위성 작동 및 안전성에 집중되지만, 위성 기술이 적정 수준 이상으로 확보된 이후에는 위성 성능 및 임무 성공에 개발 노력이 집중된다. 특히 광학 위성의 경우 사용자에게 전달되는 위성 영상 품질이 임무 성공 여부와 직접적으로 관련되어 있다. 본 논문은 위성 설계 단계에서 위성 영상 품질 평가에 사용될 수 있는 MTF가 반영된 가상영상을 제작하는 방법을 제시하는 것을 내용으로 한다.

Eurostar 3000 자세제어 시스템은 자세 안정도에 대한 강력한 요구사항 없이 통신 임무에 최적화 되어 있음으로 통신해양기상위성 광학 관찰 임무에서 정밀 자세 안정도 요구사항을 만족하기 위해서는 개선되어야 한다. 이 통신해양기상위성 구성의 제한 사항은 휠에 대해 특수성을 유발시킨다. 본 해석의 목적은 통신해양기상위성 휠과 외부 유닛들 사이의 전기접속에 대해 적합성을 검증하는 것이다. 본 연구에서는 전력링크, 명령, 디지털 측정, 아날로그 측정 및 실패 상태 또는 조립시험 오류들에 대해 유닛들 사이의 적합성을 확인하였다. 본 접속 적합성 검증에 추가적으로 본 연구는 하니스 레벨에서 적용되는 전기 및 제작에서 권고사항을 제공한다.

위성에는 자세제어를 위하여 광학식 자이로가 사용되고 있다. 여러 종류의 자이로중 타자이로에 비해 RLG는 정밀도는 높으나 레이저 방전현상을 이용하므로 방전관 전극의 수명이 곧 자이로의 수명을 결정짓는 요소이다. 그래서 현재는 비교적 짧은 4년의 수명을 목표로 하는 저궤도 위성의 자세제어를 위하여 장착되어 사용되고 있다. 링 레이저 자이로 (RLG)의 전자모듈 전원은 크게 레이저를 발진시키기 위한 전압과(Discharge 전압), Lock-in을 보상하는 Dither를 구동하는 전압(Dither 구동 전압)과 광경로를 일정하게 유지하기 위해 미러를 구동하는 전압(PLC 구동 전압)인 고전압계통의 전원과 로직회로와 아날로그 회로를 구동하는 저전압 계통의 전원으로 나눌 수 있다. 본 논문에서는 Flyback Converter를 이용하여 헬륨-네온 레이저의 플라즈마를 생성하고 발진을 유지하는 Discharge전압을 포함하는 자이로 전력계 설계과정을 제시한다.

본 연구는 KSLV-I 페이로드 페어링을 제외한 2단 구조부에 대한 모드시험 결과를 기술하고 있다. 2단부는 크게 위성 분리부, 탑재부, 킥모터 지지부, 킥모터로 구성되어 있다. 번지코드를 이용하여 자유경계단 조건을 모사하였고 가진은 대형 가진 망치를 사용하였다. 이러한 모드시험 결과를 통하여 모드변수를 추출할 수 있고, 2단부 구조체의 동특성을 파악할 수 있다. 시험 결과는 TDAS를 사용하여 분석하였고, 100Hz 이하의 모드변수 및 모드형상을 추출하였다.

로켓엔진의 성능분산은 발사체의 최종 궤도 진입의 정확성을 위해 비행전 필수적으로 확인해야 할 중요한 변수이다. 엔진 성능 분산의 인자들을 살펴보고 성능 분산을 추정하였다. 내부인자에 의한 성능 분산을 보정하기 위한 배관 요구 차압을 확인하고 보정후에 발생할 수 있는 성능분산을 정량화하였다.

분사기 헤드에 설치된 분사기 수를 바꾸어가며 실물형 가스발생기의 연소 특성에 대한 실험적 연구를 수행하였다. 가스발생기에 공급되는 총 추진제의 유량은 같으면서 분사기당 유량이 달라지는 실물형 가스발생기 3대가 사용되었다. 각 가스발생기에는 13개, 19개, 37개의 내부 혼합형 이중 스월 분사기가 배치되었다. 연소시험 결과, 13개, 19개 분사기를 장착한 가스발생기는 축방향 공진주파수에 해당하는 섭동이 발생하지 않았지만, 37개 분사기가 장착된 가스발생기의 경우 강도가 작긴 하지만 축방향 공진주파수에 해당하는 압력 섭동 현상이 나타나고 있다. 분사기 수가 증가할수록 연소실내의 온도 분포 편차는 점차 작아지지만, 분사기 LOx post의 손상은 증가하는 결과를 나타내었다.

로켓 노즐의 변위에 따라 추력 중심이 어떻게 이동되는지를 예측하기 위해 전산유동해석을 수행하였다. 노즐 변위각을 0/1/3도로 하여 3차원 계산을 수행하였으며, 축대칭 계산에서 보지 못했던 공력계수의 진동이 관찰되었다. 변위각 1도 및 3도 조건에 대하여 추력중심 위치가 -16 mm 및 -4 mm로 나타났으며, 노즐 변위에 따른 추력 중시의 변화는 무시할 만한 정도라고 볼 수 있다. 이와 더불어 오해하기 쉬운 로켓 엔진의 추력 발생 원리를 간략히 수학적으로 기술하였으며, 로켓 외부 유동이나 노즐 변위와 같은 대칭 조건에서 압력 중심을 어떻게 정의해야 할 것인지에 대해서도 논하였다.

본 논문에서는 KSLV-I 상단부 시험을 목적으로 실물형으로 제작된 킥모터 조합체에 대한 TVC 구동특성시험과 분석 결과에 대해 정리하고자 한다. 실물형 킥모터 조합체는 추진제 대신 물을 채울 수 있는 구조로 되어서 수압으로 연소압 상황을 모사하면서 챔버압에 따른 플렉스씰 TVC 노즐의 특성을 파악할 수가 있으며, 챔버압에 따른 TVC 정적 및 동적특성 변화 또한 분석할 수가 있다. 실물형 킥모터 조합체에 대한 TVC 구동 시험을 수행하는 데 필요한 설비 구축 과정에 대해서 개략적으로 설명하고, TVC 정적 시험을 통한 제어 특성 분석 결과 및 TVC 동적 시험을 통한 동특성 분석 결과를 정리한다. 이러한 결과들은 KSLV-I 의 TVC 자세제어 정밀도를 높이는 데 있어서 중요한 역할을 담당하고 있다.

GPS 안테나는 위성발사체의 전 비행 구간에서 GPS 위성 신호를 정상적으로 수신하기 하여 발사체의 외피에 설치되어야 한다. 위성발사체의 표면 온도는 발사체가 대기권을 통과하면서 발생하는 열공력의 영향으로 급격하게 상승하며 발사체 외피에 설치되는 GPS 안테나는 극심한 고온 환경에 직접적으로 노출된다. 따라서 위성발사체의 외피에 설치되는 GPS 안테나에 대한 고온 환경 시험 규격은 발사체 내부 시스템의 고온 환경 시험 규격보다 더 가혹하게 설정되어야 한다. 본 논문에서는 KSLV-I 발사체에 탑재될 GPS 안테나의 고온 환경에서 성능 분석 절차 및 결과를 기술하며, GPS 안테나가 고온 환경에서 물리적인 변형이나 내부 LNA(Low Noise Amplifier)의 성능 저하 없이 정상적으로 동작하였을 보여주고 있다.

우주 발사체는 수많은 부품으로 이루어져 있기 때문에 개발 성공을 위해서는 사소한 부품 하나라도 그 기능을 제대로 발휘하고 고장이 없어야 한다. 이를 위해서 우주 발사체용 부품 및 시스템 개발에는 수많은 시험을 수행하게 된다. 일반적으로 번인시험(burn-in test)은 생산된 제품이 재질이나 작업자의 미숙에 의해 초기 사용기간 중 발생될 수 있는 고장요인을 찾아내기 위한 시험을 통칭한다. 해외 선진국의 경우 번인시험에 대해 규격으로 기술하고 있으며 이에 따라 시험을 수행한다. 본 논문에서는 KSLV-I과 같이 국내에서 개발될 우주 발사체용 부품에 대한 번인시험 적용방법에 대해 고려해 보고자 한다.

단위 장비 수준에서 시스템 수준에 이르기까지 통제되는 KSLV-I 2단부의 복사성 방사/감응 특성은 탑재되는 위성, 발사체 1단부, 그리고 우주센터에 설치되고 운용되는 지상장비 및 외부 통신망의 정상동작을 보장하기 위하여 전 주파수 대역에 대해 시험 및 관리되어야 한다. KSLV-I과 하부시스템에서 방사되는 비의도성 잡음은 각각의 요구규격에 정의된 제한치 보다 작도록 제한되어야 할 뿐만 아니라 시스템의 특성을 정확히 검증하기 위한 적절한 시험 및 평가 방법도 개발되어야 한다. 본 논문에서는 KSLV-I 2단부 엔지니어링 모델의 전자파적합성 확보를 위해 도출된 복사성 방사와 복사성 감응에 대한 시험규격, 측정방법 그리고 시험 결과가 제시된다.

화학에너지를 사용하는 로켓엔진의 추진제 요구조건은 성능, 구조설계 및 운용 관점에서 개발된다. 즉, 보다 큰 에너지를 얻을 수 있는, 보다 냉각효과를 높일 수 있는, 그리고 보다 안전하고 편하게 사용할 수 있는 추진제가 개발되어야 한다. 이런 관점에서 본 기술 요구 조건이 물리화학적 인자들로 정리되었다. 그리고, 최근 발사체에서 많이 사용되는 추진제 조합은 액체산소-케로신인데, 연료로서의 케로신에 대한 주요 특성을 검토하였다. 특히, 케로신의 독성과 안정성은 취급자들의 주의를 요구한다. 또한, 여러종류의 해외 케로신 개발 사례를 비교 검토함으로써, 한국형 케로신 개발에 사용하고자 하였다.

파이로젠 형 점화기를 KSLV-I 킥모터 시스템 요구 조건을 만족하도록 설계하였다. 비행모델 제작에 앞서 신뢰성을 확보하기 위해 구조시험, 환경시험, 연소시험을 수행하였다. 점화기 구성품들의 구조적 강도를 확인하기 위해 수압 시험을 수행하였다. 극심한 환경 조건에서 점화기가 정상적으로 작동하는 지를 확인하기 위해 충격 및 진동 시험을 고려하였다. 그리고 초기 조건의 변화에 따른 점화 특성을 이해하기 위해서 연소시험을 수행하였다. 최종적으로 지상 시험을 통해 킥모터 추진제를 점화시키기에 충분한 에너지를 공급할 수 있다는 것을 검증하였다.

75톤급 액체 로켓 엔진용 터보펌프의 연료펌프 및 터빈에 대한 회전체 동역학 설계가 이루어졌다. 후방 베어링으로부터 터빈까지의 거리를 베어링 하중 설계에 대한 설계 변수로 고려하였고, 터빈의 질량 및 전방 베어링과 후방 베어링의 강성을 변화시키면서 회전속도에 따른 비동기 고유진동수 해석을 수행하여 연료펌프/터빈의 임계속도를 고찰하였다. 터빈의 큰 관성으로 인하여 전방 베어링의 강성이 임계속도에 미치는 영향은 무시할만 한 것으로 나타났다. 후방 베어링의 강성이 $2{\times}10^{8}N/m$ 이상일 경우, 장축의 후방 베어링 간 축길이 및 20 kg이하의 터빈 질량에서 연료펌프/터빈 회전체의 임계속도는 설계속도 11,000 rpm 대비 70% 이상에 있음이 확인되었다.

복사 보정에 해당하는 NUC(Non-Uniformity Correction)은 MSC 각각의 픽셀들이 가지는 상이한 특성을 균일한 이미지를 얻기 위해 수행하는 작업이다. KOMPSAT-2의 MSC는 각 CCD pixel 별, 각 band 별 특성, 감도 및 시간에 따른 변화, CCD Geometry 등에 의해 왜곡 현상이 일어나게 된다. 검보정 과정에서는 위성 발사 전에 실험실에서의 충분한 실험과 Calibration 작업을 통해 얻어진 값들을 사용하여 Image Restoration, 상대 복사 보정, 절대 복사 보정 등의 작업들을 거쳐서 왜곡 현상을 보정하게 된다. 본 논문에서는 KOMPSAT-2의 NUC(HF NUC & LF NUC) 알고리즘을 이용하여 Panchromatic 밴드의 raw image의 NUC 보정작업 과정과 그 결과에 대해서 소개하고자 한다.

본 연구에서는 2002년 4월에 획득된 Hyperion 초분광 원격탐사 자료를 이용하여 산불연료지도 제작을 위한 객체기반 분류 기법을 제시하였으며, 또한 객체기반 분석결과와 화소기반 분석결과를 비교해 보았다. 이를 위해 우선적으로 Hyperion 위성영상에 있는 잡음 화소 보정과 잡음 밴드를 제거하였으며, 또한 정확한 자료 처리를 위해 대기보정을 수행하였다. 산불 연료 지도 제작을 위한 방법은 분광혼합분석(SMA) 처리 결과를 재구성하여 얻었다. 객체 기반 접근 방법은 세그먼트 기반의 endmember 선택방법을 활용하였으며, 화소기반 분석은 표준 분광혼합분석기법을 적용하였다. 검증 및 비교를 위해서는 고해상도 칼라 항공정사영상이 활용되었다.

환경시험은 개발된 제품이 해당 운용환경에서 설계 성능을 발휘하는가를 운용성과 신뢰성 유지 측면에서 수행하고 있다. 항공전자장비에 대한 환경적합성 시험은 주로 개별 부품 단위로 수행되고 있으며 민간용 규격으로서 RTCA DO-160E이 활용되고 있다. 군용 환경규격은 항공분야 뿐만 아니라 전 군수품에 적용하고 있는 MIL-STD-810F 이외에 전자기 환경분야에는 MIL-STD-461E 등이 적용되고 있다. 항공전자장비에 대한 민간용과 군용 환경시험요건을 분석하여 그 연관성을 검토하였으며 특히 전자기 적합성 요건에 대하여 민간과 군용 규격을 비교 분석하여 민군 겸용화의 방향을 제시하고자 한다.

항공기용 복합재 구조물의 제작에 대한 품질관리는 자재의 입고에서부터 제품의 제작과정에 이르는 모든 단계에서의 검사, 시험 및 모니터링을 포함한다. 이러한 품질관리 활동은 설계의 목적에 적합하게 이루어졌는지 확인하기 위한 것이다. 품질에 영향을 미치는 인자들은 자재, 입고검사, 보관 및 시효관리, 작업환경의 관리, 시험, 검사 및 기록의 관리 등이 있다. 본 연구에서는 항공기 복합재 구조물에서 파괴시험을 통한 공정의 적합성 입증방법과 품질관리방법을 고찰하였으며 이를 바탕으로 복잡한 복합재 구조물에 대한 비파괴검사 방법의 신뢰성을 확보하고 복합재의 설계요구조건을 확인할 수 있는 기법을 제시하였다.

표적위치 추정은 정찰용 무인기의 주요 기능 중 한가지로, 다양한 용도로 활용되고 있으나 랜덤 측정 오차로 인하여 잡음이 심한 표적위치가 추정되는 것이 일반적이다. 본 논문에서는 무인기 위치 및 자세와 광학장비 시선벡터에 대하여 칼만필터를 이용하여 최적의 상태를 추정한 후 이를 이용하여 표적위치를 계산함으로써 표적위치 오차를 감소시키는 방안을 제안하였다.

KSLV-l의 탑재 시스템은 발사 전부터 발사 후 임무 종료 시까지 발사체 및 탑재위성에 대한 각종동작상태 및 특성에 관한 제반자료를 원격측정 지상국시스템으로 전송한다. 원격측정 지상국시스템의 안테나시스템은 이러한 원격측정신호를 실시간으로 획득한 후 자료 처리시스템으로 공급하고, 자료처리시스템은 수신한 텔레메트리 데이터를 처리.저장한 후 임무진행자들에게 분배하여 발사 진행시 발사임무진행을 위한 판단자료로 활용하도록 한다. 본 논문에서는 KSLV-1 으로부터 텔레메트리 신호를 수신한 후 효율적이고 안정적인 데이터처리과정을 위한 최적의 자료처리시스템의 구성 및 기능을 제시하였다.