• 한국항공우주학회지
• /
• 제33권11호
• /
• pp.115-120
• /
• 2005

본 논문에서는 과학기술위성 2호 대용량 메모리 유닛(Mass Memory Unit, MMU)의 시험모델(Engineering Model, EM)을 개발하고 기능 및 성능 시험한 결과를 제시하였다. 성능 구현에 필요한 로직들을 별도의 전용 칩들을 사용하지 않고 하나의 FPGA에 구현함으로써 대용량 메모리 유닛을 소형화, 경량화하고 저전력으로 사용할 수 있도록 하였다. 대용량 메모리는 2Gbits SDRAM 모듈을 사용하였으며 파일 시스템을 운용하여 지상국에서의 데이터 관리가 용이 하도록 하였다. 대용량 메모리에서 발생하는 SEU(Single Event Upset)를 극복하기 위해서 RS(207,187) 코드가 소프트웨어로 구현되어 있어서 187바이트당 10바이트의 에러를 복구할 수 있다. 또한 탑재체 데이터의 수신 성능을 검증하기 위해서 시뮬레이터를 제작 하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
• /
• 제12권4호
• /
• pp.42-49
• /
• 2017

지연/분열 허용 네트워크는 간헐적인 통신링크 단절, 높은 전송 에러율와 같은 행성 간 통신에서 마주하는 주된 문제점들을 해결할 주된 기술로 여겨진다. 행성 간 통신에서 종단간 연결성이 보장되지 않아 간헐적으로 통신링크가 단절되면 길고 일정하지 않은 시간 지연과 정보 손실이 발생하고, 따라서 종단간 연결성을 요구하는 인터넷 프로토콜은 행성 간 통신에 적합하지 않다. Store-and-forward 메시지 전송 방식을 따르는 지연/분열 허용 네트워크는 행성 간 통신에서 종단간 연결성이 보장되지 않아 발생하는 문제점을 해결할 수 있다. 본 논문에서는 지구 기지국-지구 위성-달궤도선-달탐사체로 구성된 3-hop 릴레이 우주통신 환경에 지연/분열 허용 네트워크 개념을 적용한 통신 모델을 제시하며, ONE 시뮬레이터를 이용한 실제 우주통신환경 모델링 및 성능 분석을 통해, 안정적인 메시지 전송을 보장하는 최적의 메시지 수명, 버퍼 공간 및 메시지 분할 방법을 제시한다.

• 한국항행학회논문지
• /
• 제13권3호
• /
• pp.319-326
• /
• 2009

본 논문에서는 위성항법신호감시국용 GPS/갈릴레오 복합 수신기에서의 소프트웨어 기반의 GPS L1 및 갈릴레오 E1/E5a 신호처리 결과를 기술한다. 성능 검증을 위해 GNSS RF 신호 시뮬레이터 또는 GPS 위성의 실제 신호를 사용하였고, 세부적으로는 광대역 안테나, 112MHz 샘플링 주파수 및 8비트 양자화 레벨을 제공하는 RF/IF 유니트를 이용하여 갈릴레오 시험위성인 지오베-A(GIOVE-A) E1 신호처리를 통해, 갈릴레오 신호처리를 검증하고, FPGA 기반의 신호처리 보드상에서의 시험결과를 제시한다.

• 한국전자파학회논문지
• /
• 제25권2호
• /
• pp.164-171
• /
• 2014

본 논문에서는 X 대역 위성통신 송/수신 겸용 마이크로스트립 배열 안테나를 설계 및 제작, 측정하였다. 본 논문에서 제시된 마이크로스트립 배열 안테나는 송신 대역과 수신 대역에서 각각 우수 원형 편파(RHCP)와 좌수 원형 편파(LHCP)를 구현하기 위해 단일 방사체로 정사각형의 방사 패치 대각 모서리를 절단한 모절삭 사각 패치(truncated square patch) 형태를 사용하고, 임피던스 대역폭 확장을 위해 기생 패치를 적층하였다. 또한, 축비 대역폭 개선을 위해 $2{\times}2$ 순차 회전 배열(sequential rotation array) 방식을 적용하였다. 제안된 안테나는 $8{\times}12$ 마이크로스트립 배열 안테나로 EM 시뮬레이터인 CST MICROWAVE STUDIO(이하 MWS)를 이용하여 설계하였고, 측정 결과는 설계 결과와 유사한 경향을 보였다. 본 논문에서 제시한 안테나는 X 대역 위성통신 송/수신 겸용 안테나로 사용될 수 있을 것으로 사료된다.

• 전기전자학회논문지
• /
• 제24권1호
• /
• pp.72-80
• /
• 2020

본 논문은 군 위성의 지상 단말 중 하나인 운반형 위성단말의 구성품인 고출력상향주파수변환기의 설계 및 제작에 관해 기술하였다. 고출력상향주파수변환기는 물리적으로 상향변환모듈, 고출력증폭모듈, 수신대역억제필터, 기구, 케이블조립체로 구성된다. 고출력상향주파수변환기의 전기적 요구 규격인 최대 출력 전력, 이득, 불요파, 상호변조 등의 전기적 특성을 만족하기 시뮬레이터(AWR)를 이용하여 설계하였다. 최대 출력 전력, 이득 특성은 각각 43.4dBm 및 51.8dB로 측정되었고, 불요파, 상호변조 특성은 각각 -73.5dBc 및 -31.9dBc로 측정되었다. 표 1의 전기적 요구 사항 중 상기 4가지 뿐만 아니라 다른 항목에 대해서도 모두 만족함을 확인하였다.

• 전기전자학회논문지
• /
• 제24권1호
• /
• pp.81-89
• /
• 2020

본 논문은 군 위성의 지상 단말 중 하나인 운반형 위성단말의 구성품인 저잡음하향주파수변환기의 설계 및 제작에 관해 기술하였다. 저잡음하향주파수변환기는 물리적으로 하향변환모듈, 저잡음증폭모듈, 송신대역억제필터, 아이솔레이터, 기구, 케이블조립체로 구성된다. LNB의 전기적 요구 규격인 이득, 잡음특성, 불요파 등의 전기적 특성을 만족하기 시뮬레이터(AWR)를 이용하여 설계하였다. 이득, 잡음특성은 각각 61.4dB 및 1.37dB로 측정되었고, 불요파 특성은 각각 -66.79dBc로 측정되었다. 표 1의 전기적 요구 사항 중 상기 3가지 뿐만 아니라 다른 항목에 대해서도 모두 만족함을 확인하였다.

• 한국시뮬레이션학회논문지
• /
• 제28권2호
• /
• pp.97-105
• /
• 2019

전술 에드혹 환경은 개별 지상 노드 간 분산적인 형태의 자율망으로 구성되므로 네트워크의 생존 가능성 및 유연성 측면에서 효과적이나 기동 간 통신 시 제한된 출력, 지형특성, 이동성 등의 제약으로 인하여 잦은 링크 단절 및 음영지역이 발생할 수 있다. 반면 위성 통신망은 지상 기동 망에 비해 지형특성과 이동성을 극복한 광역 무선 링크를 제공할 수 있는 장점이 있으나 상대적으로 한정된 대역폭 및 고지연 특성의 망이다. 미래 전장 환경에서 기존의 단독망 형태의 제약사항을 극복하고 지휘 통제 통신의 신뢰성 및 효율성을 높이기 위해서는 이종망 게이트웨이(Heterogeneous network gateway, HNG)를 중심으로 위성 통신망을 포함한 다계층 통합 네트워크 구조가 요구된다. 본 논문에서는 전술 에드혹 환경에서 위성-전술 에드혹 망을 통합적으로 고려하고 유통되는 임무 트래픽의 플로우 특성에 기반하여 신뢰성 있는 데이터 전달이 가능한 이종망 게이트웨이 구조 및 세부 알고리즘을 제시한다. 시뮬레이션은 네트워크 수준의 시뮬레이터인 Riverbed Modeler를 활용하여 제시하는 구조의 유효성을 확인하였다.

• 한국정보통신학회논문지
• /
• 제23권8호
• /
• pp.959-965
• /
• 2019

본 논문에서는 CMOS 65-nm 공정을 이용하여 위성 통신 시스템에서 Ka-band를 지원하기 위한 저잡음 증폭기를 설계하였다. 제안된 저잡음 증폭기는 고이득 모드와 저이득 모드로 구성되어있으며, 입력신호의 크기에 따라 이득을 제어하도록 설계하였다. 전력소모를 줄이기 위해 회로 전체의 공급전압을 1 V 이하로 제한하였으며, 인버터 구조의 이득제어 회로에 대해 기술하였다. 제작된 회로의 크기를 줄이기 위해 3D EM 시뮬레이터를 사용하였으며, 패드를 포함하며 $0.33mm^2$의 면적을 갖는다. 제작된 증폭기는 3 dB 대역폭에서 -7 dB의 이득제어 범위를 가지며 반사계수는 고이득 모드에서 -6 dB, 저이득 모드에서 -15 dB 미만으로 측정되었다.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제10권10호
• /
• pp.956-960
• /
• 2004

The Vehicle Dynamic Simulator(VDS) is a key equipment of the performance verification of attitude control subsystem and it simulates the real dynamic environment that spacecraft undergoes during mission operation. All the software models and hardware interfaces necessary for the closed-loop simulation of the spacecraft dynamics are implemented. Using VDS, KOMPAT-2 attitude control logic functions and performance was verified. In this paper, the hardware and software configurations of KOMPSAT-2 VDS was described briefly and the information flow and exchanges between software models and actual hardwares during close loop simulation was described in the systematic point of view.

• 전력전자학회:학술대회논문집
• /
• 전력전자학회 2002년도 전력전자학술대회 논문집
• /
• pp.681-684
• /
• 2002

In this paper, electrical power subsystem(EPS) simulator for KOMPSAT 2 has been analyzed designed and simulated by object oriented design(OOP) method. To design EPS simulator, the EPS modules, which modeled solar array, solar array regulator, deployment device controller, battery, power control unit, and EPS control unit, are modeled. To verify the EPS simulator, the modules has been simulated. By OOP designs, the EPS simulator is very powerful because this method is applicable to design other EPS simulator.