• 한국항공우주학회지
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• 제34권5호
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• pp.88-92
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• 2006

과학기술위성 2호 사용되는 구동기인 반작용 휠(Reaction Wheel Assembly, RWA)과 위성 시스템을 연결해주는 인터페이스를 담당하는 Reaction Wheel Assembly Interface Unit(RIU)의 Proto Flight Model의 개발이 완료되고 동작시험을 마쳤다. RIU는 RWA에 공급되는 전원을 켜고 끄는 스위치와 명령을 주고 받는 위성탑재 컴퓨터(OBC)의 통신 회선을 선택하는 멀티플렉서, 그리고 RWA에 연결되는 물리적 통신라인으로 구성된다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.100-100
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• 2003

다목적실용위성 1호의 자세제어는 추력기를 이용한 방법과 반작용 휠을 이용한 방법으로 나눌 수 있다. 추력기를 이용한 방법은 위성이 안전모드에 진입하거나 궤도조정시 이용되며, 정상 운영모드에서 촬영임무를 수행할 때는 반작용 휠을 이용하여 위성의 자세를 제어하고 있다. 자세제어는 제로 모멘텀 바이어스(Zero Momentum Bias)를 이용하여 3축 제어방식을 사용하고 있다. 지구센서(CES, Conical Earth Sensor)와 자이로(Gyro)를 통하여 얻은 자세정보를 이용하여 위성의 탑재컴퓨터에서 제어로직을 수행하면 MDE(Motor Drive Electronic)를 통해 모멘텀을 입력받아 반작용 휠의 회전속도를 변화 시켜 자세제어를 수행한다. 본 논문은 위성의 임무기간 동안 반작용 휠을 이용하여 자세제어를 수행한 결과를 바탕으로 위성의 제로 모멘텀 바이어스를 통한 자세제어계의 변화를 분석하여 향후 연장 임무기간 동안 발생할 수 있는 운영상의 문제점을 확인하고, 이에 대한 조치 방법과 자세제어계의 운영 방안을 제시하고 한다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2004년도 하계학술대회 논문집 D
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• pp.2634-2636
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• 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.

• 대한전자공학회:학술대회논문집
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• 대한전자공학회 2009년도 정보 및 제어 심포지움 논문집
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• pp.246-248
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• 2009

In this paper, we will describe architecture and key characteristic for the DHS which is used in COMS. DHS is implemented in the fully redundant SCU, the dual redundant MIL-STD-1553B system bus, the payload interface units(MPIU and MI2U), the redundant ADE. the SCU interface with the other main digital units of the spacecraft through the MIL-STD-1553B.

• 한국통신학회논문지
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• 제19권9호
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• pp.1648-1657
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• 1994

본 논문은 우리별 소형위성에 탑재되어 사용될 KAX. 25 패킷 통신 프로토콜을 개발하기 위한 연구로서, KAX. 25프로토콜의 부분인 입출력 드라이버, 입출력 처리기 그리고 무선프로토콜인 AX. 25를 차세대 주 컴퓨터부에서 구현한다. 그리고 구현된 프로토콜은 위성국과 지상국을 연결한 시험모델에서 위성국에 탑재하여 데이터 링크 계층 프로토콜의 적합성 시험이 이루어 진다.

• 항공우주기술
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• 제12권2호
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• pp.14-23
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• 2013

위성 운용 중 발생할 수 있는 오류에 대한 대비를 고장 관리 설계라고 한다. 고장 관리 설계는 위성에 이상 현상이 나타나는 경우 감지하고 고립시키며, 지상에서 위성과 접속한 이후 오류 사항을 파악하고 대응책을 마련할 때까지 위성을 안전한 상태로 유지하는 기능을 포함한다. 안전 모드 운용은 정상 운용과는 다르게 비행 소프트웨어를 탑재한 탑재 컴퓨터와 전력 제어 및 분배 장치 주관 하에 지상국의 접속 없이 이루어진다. 오류 발생 시 고장 관리 설계에 따라 자동화된 동작이 이루어지는 만큼 지상 시험 단계에서 고장 관리 로직 및 관련 하드웨어가 설계된 대로 동작하는지를 철저하게 검증해야 한다. 또한 실제와 유사한 오류를 위성에 손상 없이 인가해야 한다. 고장 관리 설계 검증시험은 위성을 구성하는 다양한 부분체에 대해서 수행되나 본 논문에서는 저궤도 위성의 비행 모델을 대상으로 수행된 자세제어계와 전력계 시험의 설계에 대해 서술하고 결과에 대해 정리하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.83-90
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• 2008

차세대 저궤도 위성의 탑재소프트웨어 저장메모리는 부트 코드와 모니터 소프트웨어를 내장한 부트 롬과 비행소프트웨어 이미지를 저장한 듀얼 NVMEM 형태로 개발되고 있다. 부트 롬에 내재된 부트 로더는 프로세서 초기화 이후 GPIO의 입력에 따라 비행소프트웨어 모드 혹은 모니터 모드로 천이하게 된다. 비행소프트웨어 모드에서는 듀얼 NVMEM중 선택된 NVMEM에 대한 CRC를 체크하여 정상적일 경우 NVMEM에 저장되어 있는 탑재소프트웨어를 코드가 수행 될 RAM으로 적재 한 후 VxWorks RTO5를 구동하여 테스크를 생성하여 탑재소프트를 수행하게 된다. 모니터 모드에서는 지상에서 NVMEM reprogramming을 가장 메인으로 수행하며 기본적인 보드 레벨 테스트를 수행할 수 있다. 본 논문에서는 차세대 저궤도 위성의 부트 롬 소프트웨어 설계 및 시뮬레이터 기반의 검증 방법에 대하여 기술한다.

• 한국컴퓨터정보학회:학술대회논문집
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• 한국컴퓨터정보학회 2016년도 제54차 하계학술대회논문집 24권2호
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• pp.29-32
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• 2016

본 논문에서는 나로호(KSLV-I) 비행상태의 실시간 감시를 목적으로 국내에서는 처음 개발된 우주센터 원격수신자료전시시스템(EDS)의 구축과 운용을 소개한다. EDS는 우주센터 발사통제시스템의 주요 시스템 중 하나이고 그 역할은 위성발사체의 비행에 중대한 영향을 주는 주요정보(QLM)와 궤적정보(TSPI)를 수신하여 실시간으로 처리함으로써 탑재 서브시스템별 전문가들이 위성발사체의 비행 상태를 감시할 수 있도록 지원하는 것이다. EDS는 3회에 걸친 나로호 비행시험에서 그 역할에 따라 매회 8대가 운영되었으며 임무를 성공적으로 수행하였다. 본 시스템을 기반으로 추후 발전된 형태의 한국형발사체(KSLV-II) 비행상태의 실시간 감시시스템의 구축이 가능할 것으로 예상된다.

• 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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• 제40권9호
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• pp.827-832
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• 2012

본 논문에서는 저궤도 위성의 반작용 휠 속도 측정을 위해 M-방식과 T-방식 모두 검출가능한 보드를 설계하여 두 방식의 장점을 이용할 수 있도록 하고, 실제 위성탑재컴퓨터에 장착하여 시험을 수행하고 이를 통하여 그 설계의 유용성을 검증한다. 위성에서 반작용 휠은 위성의 자세를 변화시킬 수 있는 대표적인 구동기의 하나로 반작용 휠 구동모터의 회전에 의해 발생하는 회전관성에 의해 자세 제어를 수행하게 된다. 반작용 휠의 회전속도를 검출하는 방법으로는 일정한 주기 T 동안 발생된 반작용 휠 내부 타코 펄스를 세어 휠의 속도를 검출하는 M-방식과 휠에서 발생되는 타코 펄스들 간의 시간을 측정해서 속도를 검출하는 T-방식으로 나눌 수 있다. M-방식은 구현이 간단하고 측정 시간이 일정하다는 장점이 있으나, 저속에서는 속도 측정 분해능이 떨어진다는 단점이 있다. 그에 반해, 타코 펄스간의 시간을 측정하는 T-방식은 저속에서 정밀한 속도를 측정할 수 있으며 측정에 따른 시간 지연이 작다는 장점이 있다. 그러나 이 방법 역시 실제 구현에 있어서 연산이 복잡하고 속도에 따라 연산 속도가 달라진다는 단점이 있다.