• 전력전자학회:학술대회논문집
• /
• 전력전자학회 2018년도 전력전자학술대회
• /
• pp.470-471
• /
• 2018

본 논문에서는 소형 큐브위성의 전력시스템 구성품의 용량 및 위성의 운용로직을 설계할 수 있는 소프트웨어 테스트베드 설계 방법을 제시한다. 기존 초소형 인공위성 시스템 설계를 위한 소프트웨어가 개발되어 상용품으로 판매되고 있으나, 주로 자세제어 시스템의 제어기 설계를 위해 소프트웨어가 사용되고있고, 텍스트기반 복잡한 구조로 되어있어 본 논문의 목적인 전력계 구성품 용량 및 운용로직을 설계하는데 이를 활용하기 어려운 측면이 있었다. 따라서 본 논문에서는 전력시스템의 구성품들을 전력 및 에너지 방정식으로 모델링하여 Matlab/Simulink에서 이를 구현함으로써 가독성을 높여 시스템 설계 및 분석 시간을 줄일 수 있는 소프트웨어 테스트베드 설계방법을 제시한다. 제안된 소프트웨어 테스트베드를 이용한 3리터 사이즈의 소형 큐브위성 시스템의 구성품 용량 및 운용로직 설계 결과를 본 논문에서 제시한다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권1호
• /
• pp.93-103
• /
• 2005

나노위성 HAUSAT-2 설계 검증의 일환으로 소형위성의 초기개념설계를 위한 시스템 엔지니어링 설계 도구를 개발하였다. 본 프로그램은 위성의 임무 및 사용자 요구조건을 바탕으로 탑재체와 각 서브시스템의 설계 과정을 거치면서 위성 전체 시스템의 질량 및 전력을 산출하고 설계된 시스템의 제작비용을 예측할 수 있다. 약 200여개의 소형위성 분석 데이터를 포함하고 있으며, 데이터베이스는 소형위성의 경향 분석을 제공할 뿐만 아니라 중요한 설계 요소로 쓰이고 있다. SEDT는 약 10개 이상의 소형위성 데이터를 경우에 따라 적용하면서 검증되었다.

• 천문학회보
• /
• 제37권2호
• /
• pp.185.1-185.1
• /
• 2012

위성의 전력시스템은 시스템 단계에서부터 수명 및 임무조건에 직접적으로 영향을 주도록 설계가 이루어진다. 최근 우주산업의 발전과 더불어 여러 위성들이 개발 및 계획되면서 다양한 부하 조건, 소형화, 박형화에 대한 수요도 증가하고 있다. 일반적으로 공진형 변압기는 비공진형 변압기에 비해 높은 전압 변환 비를 통해 다양한 부하조건을 만족시킬 수 있는 장점으로 소형화가 가능하고, 절연 구성 및 ZVS, ZCS를 통한 효율 증가가 상대적으로 쉬운 특성을 지니고 있다. 하지만, 공진 특성으로 인해 안정적인 구동을 위해서는 추가적인 회로구성 및 안정화 하기위한 제어기의 설계가 필수적으로 요구된다. 본 논문에서는 공진형 컨버터와 비공진형 구조에 따른 특성을 분석하고 다양한 구동 조건에 따른 설계의 장단점을 분석하여 공진형 변압기를 이용한 위성전력변환장치 설계 및 제어의 가인라인을 제시하였다.

• 한국정보통신학회논문지
• /
• 제24권6호
• /
• pp.809-817
• /
• 2020

소형위성 전력분배 및 전송모듈의 설계와 개발과정에서 딥러닝 알고리즘으로 동적 전력자원의 안정성을 평가하였다. 안정성 평가에 따른 요구사항은 소형위성 탑재체인 SAR 레이더의 전력분배모듈과 수요모듈의 전력전송기능을 구성하였다. 전력모듈인 PDM을 구성하는 스위칭 전력부품의 성능확인을 위해 동적신경망을 활용하여 신뢰성을 검증하였다. 신뢰성 검증을 위한 딥러닝 적용대상은 소형위성 본체로부터 공급되는 전력에 대한 탑재체의 전력분배기능이다. 이 기능에 대한 성능확인을 위한 모델링 대상은 출력전압변화추이(Slew Rate Control), 전압오류(Voltage Error), 부하특성(Load Power)이다. 이를 위해 첫째, 모델링으로 Coefficient Structure 영역을 정의하고 PCB모듈을 제작하여 안정성과 신뢰성을 비교 평가하였다. 둘째, 딥러닝 알고리즘으로 Levenberg-Marquare기반의 Two-Way NARX신경망 Sigmoid Transfer를 사용하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
• /
• 제5권2호
• /
• pp.29-33
• /
• 2010

위성 산업은 상업적 군사적 유용성 등의 특성으로 인해 지속적인 발달이 이루어져 왔다. 이중에서도 위성의 전력 시스템은 위성의 수명에 직접적인 관련을 가지고 있으며, 실제 궤도상에서의 Test가 불가능한 특성을 보인다. 또한 저궤도 소형위성은 전력에 민감하므로, 효과적인 전력의 안정화 및 신뢰성 향상은 중요한 문제이다. 일반적으로 저궤도 위성의 전력은 각 부하의 특성에 따라 변환 및 제어가 이루어진다. 따라서 저궤도위성의 전력 시스템은 일반적으로 여러 단계의 전력 변환을 거치게 되므로, 신뢰성 향상을 위한 1차 및 2차 혹은 그 이상 단계의 Converter의 일반화 모델링 및 안정화를 위한 제어기 설계 및 외란에 의한 영향성의 분석이 요구된다. 본 논문에서는 저 궤도 위성 전력계 시스템의 전력 변환을 위한 Converter의 일반화 모델링을 통해 안정화 설계를 위한 파라미터를 추정하고 이를 통한 신뢰성 향상 및 최적 제어 방법에 대해 알아보기로 한다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제38권6호
• /
• pp.620-628
• /
• 2010

소형위성은 저비용으로 단기간에 개발이 가능하기 때문에 이를 통해 폭 넓은 우주 연구를 수행할 수 있고 다양한 분야의 활용 가능하다. 소형위성은 빠른 개발이 가능한 이점이 있다. 따라서 신속 대응 우주 구현이 주목됨에 따라 소형위성의 역할이 급속히 증가하고 있다. 하지만 소형위성은 기존의 위성에 비해 크기나 전력의 제약이 많기 때문에 고성능의 안정적인 시스템을 기대하기는 어렵다. 이러한 문제점을 해결하고 빠른 개발을 위해 표준화와 모듈화 설계가 필요하다. 모듈화는 플러그 앤 플레이(Plug-and-Play)를 지원하여 수일 내에 인공위성 제작 및 시험을 가능하게 한다. 이러한 모듈 간의 원활한 데이터 통신을 위해서는 데이터 버스의 표준이 요구된다. CAN 통신 방식은 플러그 앤 플레이에 가장 효과적으로 대처 할 수 있는 통신방식으로 꼽힌다. CAN은 높은 신뢰성을 가지며 분산 시스템을 지원하여 위성의 호환성을 높여준다. 따라서 시험이 용이해지고 짧은 기간에 고성능의 안정적인 위성 개발이 가능하게 된다. 본 논문에서는 모듈화 방식의 소형위성 개발 방안에 대해 제안하고, CAN을 데이터 버스로 적용하여 소형위성 내부 데이터 인터페이스 버스를 설계하고 시험을 통해 적합성을 분석하여 기술하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
• /
• pp.45.3-46
• /
• 2009

홀 추력기는 비교적 간단한 구조와 작은 크기 및 높은 연료효율로 미래 소형위성의 핵심기술로 주목 받고 있다. 이 연구실에서는 2010년 발사예정인 과학기술위성 3호에 탑재할 소형위성용 저 전력 홀 추력기를 연구 개발하였다. 성능에 가장 큰 영향을 미치는 자기장 구조는 FEMM전산코드를 이용한 해석을 통해 설계되었으며, 제작된 프로토타입의 실험을 통해 자기장의 세기 및 모양, 양극전압 및 기체유량에 따른 성능 특성을 관찰하였다. 또한 Faraday Probe와 Retarding Potential Analyzer (RPA), 랑뮈어 탐침 등을 이용해 이온빔의 분사각도 및 전류밀도, 이온에너지 분포, 플라즈마 전위 등을 측정하고 관찰된 특성을 물리적으로 분석하였다. 이러한 최적화 과정을 통해 설계된 비행모델의 시험 결과 양극전력 200 W, 제논 연료유량 0.85 mg/s 을 통해 11.2 mN 추력, 1350 s 비추력, 37% 추력효율을 획득하여 개발목표를 상회하는 만족할만한 결과를 얻었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
• /
• pp.91-91
• /
• 2003

위성을 발사하기 전까지는 지상에서 EGSE(Electrical Ground Support Equipment)를 이용하여 충분한 시스템 단위의 위성체 기능 시험을 수행한다. KOMPSAT-2(Korea Multi-Purpose Satellite - 2)와 같은 소형 위성의 서브시스템 각각이 요구사항에서 제시하는 규격을 만족하는지 여부를 점검하는 단계에서 전력계 관련 서브시스템의 기능 시험도 EPS(Electrical Power Subsystem) Test Plan에 의해 순차적으로 수행한다. KOMPSAT-2 ETB(Engineering Test Bed)에서의 전력계 시험은 먼저 Test Fuse Modules Check를 수행하였다. 퓨즈 모듈은 PCU(Power Control Unit) 상에 설치되어 있는 장치로써 퓨즈 모듈의 입력과 출력 사이에 도통성 및 다른 출력과의 절연성을 검증한다. 다음으로 EGSE 중 PMTS(Power Monitor Test Set)와 PCU와의 직렬 인터페이스를 점검하는 PCU Interface Check를 수행하였다 시험절차서에 따라 PCU가 가지는 릴레이 스위치에 대하여 명령어를 보내어 릴레이의 동작 상태 및 출력 전압 등을 점검한다. 다음 단계에서는 DC Integration을 수행하여 ETB 하니스 중 전원 관련 라인을 점검하였다 PCU는 모든 위성체 하드웨어에 전력을 공급하는 장비로써 과전력으로부터 하드웨어를 보호하기 위하여 하니스를 연결하기 전에 우선적으로 시험한다. 다음으로는 ECU(EPS Control Unit)가 각각에 해당하는 하드웨어에 명령어를 보내어 전력계 전체적인 동작 상태 검증하는 EPS Hardware Command & Telemetry Checkout을 수행하였다. ECU는 전력계의 모든 하드웨어를 제어하고 그 상태를 모니터링하는 기능을 한다. PCU와의 인터페이스를 통하여 전력의 제어 및 분배에 관련되는 특성을 제어 및 모니터하며 DDC(Deploy Device Controller)는 ECU로부터 명령어를 받아서 arm 및 safe 상태에 대한 텔리 메트리 데이터를 제공한다 그리고, SAR(Solar Array Regulator)는 ECU로부터 Bypass Relay 및 ARM Relay에 관한 명령어를 받아 수행되며 그에 따른 텔리 메트리 데이터를 제공한다. 마지막으로 EPS 소프트웨어를 검증하는 EPS Software Verification을 수행하였다 전력계 소프트웨어의 설계의 검증 부분은 현재 설계 제작된 전력계 .소프트웨어의 동작 특성 이 위성 의 전체 운용개념과 연계하여 전력계 소프트웨어가 전력계 및 위성체의 요구조건을 만족시키는지를 확인하는데 있다. 전력계 운용 소프트웨어는 배터리의 충ㆍ방전을 효율적으로 관리해 3년의 임무 기간동안 위성체에 전력을 공급할 수 있도록 설계되어 있다

• 우주기술과 응용
• /
• 제1권1호
• /
• pp.33-40
• /
• 2021

본 논문에서는 총 무게 42 kg 이내의 요구사항을 토대로 차세대소형위성 2호 영상 레이다 시스템을 개발한 결과를 보고한다. 차세대소형위성 2호는 소형급 인공위성으로, 탑재체의 무게 비중이 전체 무게 대비 약 40% 정도를 차지하도록 설계하였다. 영상 레이다 시스템은 안테나, RF송수신기, 기저대역 신호처리기, 전력부 등으로 구성되며, 이 중에서 특히 무게 비중이 큰 부품은 영상 레이다의 핵심인 안테나이다. 안테나 설계시 이득, 효율 등을 고려한 다양한 선택이 가능하지만, 차세대소형위성 2호 사업에서 요구하는 무게, 전력 및 해상도 등을 반영하여 Micro-strip Patch Array 안테나를 채택하여 설계하였다. 차세대소형위성 2호의 임무 요구 조건에 부합하도록 안테나의 주파수는 9.65 GHz, 이득은 42.7 dBi 그리고 반사손실은 -15 dB로 규정하여 개발하였으며, 차량에 탑재한 현장시험을 통하여 요구 성능의 충족 여부를 검증하였다.