• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.217.2-217.2
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• 2012

저궤도위성 관제용 소형안테나시스템의 송수신채널은 저궤도위성의 특성상 안테나구동부의 물리적인 제약조건을 갖으며 이러한 제약조건은 Rotary Joint 포트 수에 의존한다. 다목적 실용위성 5호와 같이 RH 및 LH 편파를 동시 사용하는 위성의 경우 지상안테나의 RF채널은 물리적으로 4포트가 필요하게 된다. 이러한 물리적 채널을 구현하기위해서는 안테나구동부가 대형화될 뿐만 아니라 고비용의 소요된다. 이와 같이 대형화 및 고비용의 단점을 극복하기위하여 Channel Combine Filter를 적용하여 채널이중화를 구현하였으며 단일채널을 갖는 저궤도위성 지상안테나시스템을 RH 및 LH 편파를 동시수신 가능하도록 성능을 개선하였다. 금번 개발된 Channel Combiner는 하나의 물리적 채널을 이용하여 위성으로부터 수신되는 수신신호 및 지상에서 송신하는 송신신호를 동시에 전송하도록 설계한 것으로서 수신되는 신호대비 송신신호의 크기가 상대적으로 고출력이기 때문에 송수신신호간의 간섭영향을 최소화할 수 있도록 설계하였다. 따라서 본 논문에서는 채널이중화를 위하여 개발된 Channel Combiner의 설계방법 및 성능 시험결과에 대하여 상세하게 기술하였으며, 최종적으로 RH 및 LH 편파를 동시에 사용하는 저궤도 위성을 이용한 수신결과에 대하여 기술하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.1
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• pp.54-62
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• 2003

The satellite in space has a tiny size but is subject to the disturbance torques caused by various sources. The presence of environmental disturbance torques significantly affects the orient as well as the orbital motion of satellite. The sources of environmental effects on LEO Satellite attitude dynamics are various. Four of these, gravity gradient, Earth's magnetic field, solar radiation pressure and aerodynamic are dominant and deterministic. In this study, we describe the model of environmental disturbance torques acting on LEO Satellite and the effects of environmental disturbance torques on LEO Satellite attitude dynamics in detail.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.2
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• pp.142-149
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• 2014

After launch of Low Earth Orbit(LEO) satellite, Initial Activation Checkout(IAC) and Calibration and Validation(Cal & Val) procedure are performed prior to enter normal operation phase. During normal operation phase, most of the time is allocated for mission operation except following up measures to anomaly and orbit maintenance. Since mission operation capability is key indicator for success of LEO satellite program and consistent with promotion purpose of LEO satellite program, reliability should be ensured by conducting through test. In order to ensure reliability by examining the role of LEO satellite and ground station during ground test phase, realistic test scenario that is similar to actual operation conditions should be created, and test that aims to verify full mission cycle should be performed by transmitting created command and receiving image and telemetry data. This paper describes the test design and result. Consideration items for test design are described in detail and result of designed test items are summarized.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.217.1-217.1
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• 2012

현존하는 저궤도위성의 S-Band 관제채널은 대부분 RH 또는 LH 편파를 사용한다. 그러나 다목적실용위성 3호와 같이 RH와 LH 편파를 동시에 사용하는 위성의 경우 위성추적을 위해 사용되어지는 지상안테나는 RH와 LH 편파를 동시에 수신하여야할 뿐만 아니라 편파변경시점에 따라 송신출력의 편파가 변경되어야하기 때문에 지상에서 위성으로 명령을 전송할 수 있는 송신가능시간(Command Window)에 영향을 미친다. 이러한 저궤도위성의 RH와 LH 편파의 신호세기는 위성체의 자세 및 운영방법에 따라 결정되어지기 때문에 다양한 형태의 편파수신경향성을 나타낸다. 따라서 이러한 영향을 최소화하기 위하여 지상안테나는 RH 및 LH 편파에 대하여 자동추적기능을 수행하여 위성을 추적하게 된다. 지상안테나의 자동추적기능은 수신되는 신호세기를 순간적으로 비교하여 가장 큰 세기의 신호가 수신될 수 있도록 제어하는 기술로서 수신신호의 형태에 따라 영향을 받으며 이 때 발생하는 오차는 위성추적에 지대한 영향을 미친다. 또한 편파가 변경되는 시점에서는 자동추적오차가 증가하게 되는 경향을 나타나게 된다. 따라서 본 논문에서는 다양한 형태로 동시 수신되는 RH 및 LH 편파의 자동추적오차를 분석하여 송신가능시간(Command Window) 및 수신신호에 어느 정도 영향을 미치는지에 대하여 분석하였으며 본 영향을 최소화할 수 있는 방법에 대하여 기술하였다.

• 전기의세계
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• v.43 no.12
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• pp.32-39
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• 1994

최근 저궤도 위성을 이용한 세계적규모의 통신서비스 제공방식이 다수 제안되고 사업화가 추진되면서 신문이나 TV등 메스컴을 통해서도 내용의 일부가 소개됨에 따라 저궤도 위성통신서비스는 일반인들에게도 그다지 낯설지 않은 용어가 되었다. 그러나 저궤도 위성통신서비스는 생각처럼 그렇게 쉽게 구현이 가능한 것은 아니며 또 현실적으로도 아직 실현을 위한 준비단계에 있으며 구체적인 실현은 몇년 후에야, 대체로 서기 2000년전으로 추정되지만, 이루어질 수 있을 것으로 보인다. 또한 사업성 전망도 다소 불투명하여 일반인들이 생각하듯이 환상적인 미래만을 약속하는 것은 아니다. 본고에서는 저궤도 위성을 이용한 통신서비스에 관하여 기본원리, 기술적 문제점 및 현안, 제안된 시스템의 분석 및 비교, 사업추진 현황등을 살펴보고 미래를 진단해보는 순서로 설명을 진행하여 일반 기술인들의 이해를 돕는데 조금이라도 도움이 되게 하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.6 no.1
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• pp.92-96
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• 2007

The conventional commands & telemetry system of Korean low-earth orbiting satellites has certain limitations in accommodating various missions. As the payload becomes complex, it requires very complicated operational concepts in terms of commands and telemetry. With the current design, commands and telemetry formats have to be rebuilt whenever new payloads or operation concepts are involved, and many constraints in operation shall be produced due to the lacks of its flexibility. In this paper, a new strategy for commands & telemetry development partially derived from PUS (Packet Utilization Standard) of European Space Agency, which provides enhanced features for the accommodation of payloads & operational requirements, is presented.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.25.2-25.2
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• 2011

저궤도위성의 정밀궤도결정은 GPS 위성과 수신기의 시계 공통오차를 제거하기 위해 이중 차분하는 방법으로 요구된 위치 정밀도를 충족시켜왔다. 그러나 빠른 속도로 지구를 회전하는 저궤도위성의 정밀궤도결정에 있어 이러한 이중 차분방법은 지구상에 광범위하게 분포된 지상 IGS 망 처리에 많은 계산 부담을 안고 있다. 그리고 지상 측지뿐만 아니라 저궤도위성을 이용한 기상관측 또는 긴급한 영상 처리 응용분야에서도 고정밀도 준실시간(Near Real Time-NRT) 처리가 요구되고 있다. 고정밀 준실시간 정밀궤도결정을 위한 대안은 이중주파수 GPS 수신기으로 IGS에서 제공되는 정밀궤도력을 갖고 고정밀 단독측위가 가능한 정밀단독측위(precise point positioning) 기법으로 상대측위와 버금가는 위치 정밀도를 얻을 수 있다. 다목적실용위성 5호는 고정밀 합성 레이더 영상 처리를 위해서 요구되는 20 cm 위성 위치 정밀도를 만족시키고, 대기 기상관측을 위해 GPS 전파 엄폐 측정값 수집을 목적으로 고정밀 이중주파수 GPS 수신기(Integrated GPS and Occultation Receiver, IGOR)를 탑재하고 있다. 이 논문에서는 IGOR의 이전 제품인 Blackjack 수신기를 탑재한 GRACE 위성의 실제 GPS 데이터를 사용하여 대략 3 ~ 5cm의 위치 정밀도를 얻었다. 준실시간 정밀궤도결정에서 정밀도 손실없이 궤도결정 처리 지연시간(latency)을 줄이는 것이 중요하다. 이 지연시간은 GPS 측정값의 양에 따라 크게 좌우되기에 GPS 측정값 샘플링 주기를 10초에서 640초까지 변화시켜가면서 정밀도를 분석한 결과, 위치 정밀도 손실없이도 궤도결정처리 지연시간을 단축시킬 수 있음을 제시하고 있다.

• The KIPS Transactions:PartC
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• v.8C no.3
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• pp.367-372
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• 2001

지도제작, 해양생태감시, 기상관측, 및 우주환경감시 등의 분야에 이용되는 저궤도 위성을 관제(위성추적, 원격측정 및 명령)하기 위해 본 논문에서는 최적의 PM 변조지수를 결정하는 방법을 기술하고 수신 데이터의 성능을 평가한다. 이 저궤도 위성인 아리랑 위성은 한국에서는 첫 번째 저궤도 위성이며 1999년 12월 발사되어 현재 임무를 충실히 수행하고 있다. 아리랑 위성 관제시스템의 파라미터에 의해 위성링크를 설계하면, PB 원격측정 신호의 최적 변조지수는 Eb/No마진과 PFD마진의 교차점이 되며 1.92라디안으로 결정된다. 또한 위성의 통과시간에 따라 예측되는 BER은 RT모드에서 최고의 성능을 나타애고, RT+RNG모드에서 최악의 성능을 나타내기 때문에 데이터 전송순서를 위성의 통과시간에 따른 BER 성능 순서인 RT, PB, RT+RNG모드의 순서로 결정함으로써 수신성능을 높일 수 있다.

• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.8 no.2
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• pp.74-79
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• 2013

For the purpose of drawing out a requirements (draft) for the development of low Earth orbit meteorological satellite payload, the present development situation of the foreign low Earth orbit meteorological satellite payload was analyzed, and survey and analysis on the questionnaire of the low Earth orbit meteorological satellite payload users' requirements were carried out. Through this research, some key required performance specifications (draft) were made on the basis of technological requirements such as frequency, radiation measurement, spacial, and antenna efficiency requirements, and the low Earth orbit meteorological satellite payload users' requirements.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.5 no.2
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• pp.85-89
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• 2006

Propulsion System provides the required velocity change impulse for orbit transfer from parking orbit to mission orbit and three-axis vehicle attitude control impulse. New LEO Satellite propulsion system (PS) will be an all-welded, monopropellant hydrazine system. The PS consists of the subassemblies and components such as Thrusters, Propellant Tank, Pressure Transducer, Propellant Filter, Latching Isolation Valves, Fill/Drain Valves, interconnecting propellant line assembly, and thermal hardwares for operation-environment control of the PS. In this study, preliminary design process of LEO Satellite propulsion system will be summarized.