• Journal of Satellite, Information and Communications
• /
• v.12 no.1
• /
• pp.132-136
• /
• 2017

In this paper, expanded lowest operating frequency by adopting circular slot on ground of balun and balance improved balance performances by stacking dielectric layer balun is proposed. Bandwidth of proposed balun is 1~7 GHz, and electrical length is $0.05{\lambda}$ at 1 GHz. In order to check performances of the proposed balun, simple dipole is integrated with the balun and radiation pattern of dipole is measured.

• Aerospace Engineering and Technology
• /
• v.7 no.1
• /
• pp.68-75
• /
• 2008

Space radiation environments depend on satellite mission orbit, period, and date, and it can be predicted by simulation. Total Ionizing Dose(TID) can be predicted by Dose-depth Curve which only inform the dose level depending on the shielding thickness. So detail effective shielding analysis considering real structure is necessary to predict part level TID. For this purpose, program is developed to calculate shielding thickness distribution by structure modeling and ray trace from certain point in the structure. Finally TID at certain point in the 3-dimensional structure can be calculated by integration of shielding distribution result and dose-depth curve data. Using this program, TID is analyzed at part level certain point by modeling of equipment box structure in the satellite.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.30 no.1
• /
• pp.155-164
• /
• 2002

• Proceedings of the KIEE Conference
• /
• 2004.07d
• /
• pp.2634-2636
• /
• 2004

다목적실용위성2호의 위성 본체시스템에는 지상과 연락을 담당하는 주 컴퓨터인 OBC, 위성의 자세를 제어를 위한 원격구동장치인 RDU 그리고 위성의 전원분배를 제어장치인 ECU인 3개의 동일 프로세서(386)가 탑재되어 각 담당 임무를 수행하는 분산형 구조를 갖고 있다. 각 프로세서는 EEPROM과 SRAM 데이터 메모리를 갖고 있는데 전원 리셋이 일어나면 모든 프로그램은 EEPROM에서 SRAM으로 복사되어 운영 프로그램이 실행하도록 되어 있다. 그러나 SRAM은 우주환경에서 위성체는 방사선에 노출되어 손상을 입을 때 SEU이 발생되어 정보가 왜곡되거나 상실되는 문제를 갖고 있다. 그러므로 본 논문에서는 변형된 해밍코드 기법을 이용하여 데이터를 수신하는 곳에서 에러를 검출 및 수정하는 디지털 회로 설계방법을 기술하고자 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.34 no.11
• /
• pp.76-83
• /
• 2006

Space radiation environment for COMS is simulated by NASA AP8/AE8, JPL91 and NRL CREME models, respectively for trapped particle, solar proton and cosmic-ray. The radiation effects on electronic devices in communication payload are also estimated by using simulation results. Dose-depth curve and LET spectrum are calculated for estimating total ionizing dose(TID) effect and single event effect(SEE) respectively. Spherical sector method is applied to dose estimation at each position in the units of communication payload to consider shielding effect of platform and housing. Total ionizing dose at each position varies by 8 times through shielding effect under the same external space radiation environment.

• Composites Research
• /
• v.15 no.3
• /
• pp.18-29
• /
• 2002

The bending vibration and thermal flutter instability of spacecraft booms modeled as circular thin-walled beams of closed cross-section and subjected to thermal radiation loading is investigated in this paper. The thin-walled beam model incorporates a number of nonclassical effects of transverse shear, primary and secondary warping, rotary inertia and anisotropy of constituent materials. Thermally induced vibration response characteristics of a composite thin walled beam exhibiting the circumferantially uniform system(CUS) configuration are exploited in connection with the structural flapwise bending-lagwise bending coupling resulting from directional properties of fiber reinforced composite materials and from ply stacking sequence. The numerical simulations display deflection time-history as a function of the ply-angle of fibers of the composite materials, damping factor, incident angle of solar heat flux, as well as the boundary of the thermal flutter instability domain. The adaptive control are provided by a system of piezoelectric devices whose sensing and actuating functions are combined and that are bonded or embedded into the host structure.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.30 no.1
• /
• pp.56-64
• /
• 2002

Thermally induced vibration response of composite thin-walled beams is investigated in this paper. The flexible spacecraft appendages modeled as thin-walled beam incorporates a number of nonclassical effects of transverse shear, primary and secondary warping, rotary inertia and anisotropy of constitute materials. Thermally induced vibration responds characteristics of a composite thin walled beam exhibiting the circumferantially uniform system(CUS) configuration are exploited in connection with the structural flapwise bending lagwise bending coupling resulting from directioal properties of fiber reinforced composite materials and ply stacking sequence. A coupled thermal structure gradient is investigated.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2003.10a
• /
• pp.60-60
• /
• 2003

과학위성 1호에는 원자외선 분광기를 포함한 다섯 개의 탑재체가 있다. MMS(Mass Memory System)는 이들 탑재체가 수집한 데이터를 대용량 메모리에 저장한 후 지상국으로 보내는 역할을 하며 우주방사선에 의한 메모리 데이터의 오류와 무선 채널을 통한 Downlink 상에서 발생하는 오류를 최소화하기 위해서 소프트웨어적으로 에러를 정정할 수 있는 Reed-Solomon Code를 사용 하였다. 탑재체의 데이터를 저장하기 위한 대용량 메모리는 총 2Gbits로써 8M SRAM, 64M SDRAM, 256M SDRAM의 세 가지로 구성되어 있으며 메모리 여러 개를 하나의 모듈로 만들고 이 모듈이 층으로 쌓여서 MMS에 탑재되어 있다. SRAM에 비해서 집적도가 매우 높은 SDRAM은 공간을 적게 차지하는 장점은 있지만 우주용이 아니므로 그 안정성을 보장할 수 없으므로 우리별 3호에서 성능이 입증된 SRAM과 같이 탑재되었다. 본 연구에서는 MMS의 구조, 동작모드, Spec 및 연구 개발 내용을 소개한다.

• Composites Research
• /
• v.14 no.5
• /
• pp.20-25
• /
• 2001

This paper deals with finite element analysis for free vibration and forced sinusoidal vibration of Ka- and Ku- band antenna structures using MSC/NASTRAN. The structures are designed to satisfy minimum resonance frequency requirement in order to decouple the dynamic interaction of the satellite antenna with the spacecraft bus structure. The large mass method was utilized to analyze output acceleration according to the forced sinusoidal vibration inputs in X-, Y- and Z- directions. The analysis results can also be used thor verification experimental planning of satellite antenna.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2003.10a
• /
• pp.106-106
• /
• 2003

인공위성의 전기적 호환성 해석은 인공위성의 각 유닛들에서 발생할 수 있는 잡음이 인공위성의 정상 동작에 미치는 영향을 분석하고 그 영향을 최소로 만들 수 있는 방안을 연구하기 위해 필요하다. 본 논문에서는 인공위성의 탑제컴퓨터와 탑제체 간의 인터페이스에서 전기 신호의 호환성 해석, Harness의 호환성 해석 그리고 radiation 해석이 이루어졌다. 인공위성의 탑제컴퓨터와 탑제체 간의 인터페이스에서 전기 신호의 호환성 해석은 전기 신호의 전압 레벨이 전압 히스테리시스의 경계 영역에서 충분한 여유를 가지고 있는지 판단하기 위해 필요하다. 전기 신호에 충분한 여유분이 없는 경우 여유분을 증가시키기 위한 방법이 제안되었으며 제안된 방법에 의해 인터페이스의 올바른 동작에 충분한 여유분이 생겼음이 시뮬레이션 결과에 나타났다. Harness의 호환성 해석은 다목적실용위성 2호에 사용된 Harness에 대한 conductive epoxy potting의 전도도를 검증하기 위해 이루어졌다. 본 논문에서는 전송 임피던스 측정 방법을 이용하여 epoxy potting의 전도성이 모든 주파수 영역에서 인공위성의 요구사항에 만족함을 보여준다. Radiation 해석은 인공위성 시스템의 radiated emission(RE)을 추정하고 S-band 수신기와 GPS 안테나와 같은 수신단에 대한 상호간섭에 의한 위험도를 분석하기 위해 필요하다. RF 수신기의 수신 대역에서 발생한 잡음의 영향으로 신호대잡음비가 허용수치이하로 감소하여 위성 명령을 수신하는 동작에 지장을 초래할 수 있다. 본 논문에서는 RF 수신단에 가장 큰 영향을 미칠 것으로 예상되는 star tracker의 RE test 결과를 분석하여 test 결과가 GPS 수신기와 S-band 수신기의 각각의 성능에 적합한지 해석하였다. 또한 solar array regulator의 스윗칭에 의해 발생되는 radiation이 위성 구조체에 미치는 영향을 해석하고 시뮬레이션 하였다.