• Proceedings of the Korean Society for Noise and Vibration Engineering Conference
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• 2006.05a
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• pp.242-245
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• 2006

This paper is an assessment on the dynamic test results of optical bench for LEO satellite. According to the design requirements, optical bench was designed and manufactured. Dynamic test was performed to verify stability of optical bench. Low level random vibration test, sine burst test and sine vibration test are carried out to identify dynamic characteristics and to verify static strength and safety under quasi-static load conditions. From the result it can be stated that the optical bench is well qualified under the launch environmental conditions.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.2
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• pp.75-83
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• 2005

NASA/DLR Gravity Recovery and Climate Experiment (GRACE) mission, which consists of two co-orbiting low altitude satellites, is to measure the Earth gravity field with unprecedented accuracy. Its key instruments include inter-satellite ranging systems and three-axis accelerometers. For the preliminary design and requirements analysis, extensive instrument simulation models are developed. These modeling techniques and orbit-gravity field estimation techniques are described.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.172.1-172.1
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• 2012

위성은 발사 후 임무수행을 위하여 필수적인 자세정보를 획득해야 한다. 별 추적기는 궤도상에서 별의 위치를 파악하여 상대적인 위성의 위치를 확인하는 데에 사용하는 감지기이다. 별 추적기는 태양, 지구, 달 등의 광원으로부터 오는 빛을 차단해 주는 시야각제한기(baffle), 광학계소자(CCD) 및 렌즈, 열제어소자(cooler) 그리고 전원 및 전자박스 등으로 구성된다. 위성은 발사 전 조립시험 기간 동안 전자파, 진동, 열/진공 등의 환경시험 통하여 수차례의 성능 유무를 확인한다. 이 환경시험 전과 후에는 위성의 모든 전장품의 기능시험을 수행하여, 각 전장품의 환경영향 유무를 판별한다. 특히 벌 추적기 관련시험으로, 광학계 성능 검증을 위한 광학적 자극시험과 전자박스의 구동확인을 위한 전자박스 점검시험이 있다. 본 논문에서는 지상에서 수행한 별 추적기의 기능시험 결과를 분석하여 건정성 동향을 분석하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.178.1-178.1
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• 2012

지구관측용 저궤도위성은 태양구간에서 태양전지판을 이용하여 전력을 생성하여 위성 배터리에 충전하며, 식 구간에서는 충전된 베터리 에너지를 이용하여 위성 운영 및 임무를 수행한다. 충전된 베터리 에너지는 임무 수행과 위성 운영에 필요한 에너지로 사용하게 된다. 특히, 임무 운영 시 많은 양의 에너지를 사용하게 되므로 지상국은 임무 수행에 따라 사용되는 에너지가 전력 사용 가능 범위 내에서 운영되는지 확인해야 한다. 전력사용량을 확인하기 위해서는 임무수행 내용에 맞게 임무시나리오(Mission Profile)를 생성하야 하는데, 정확한 전력사용량을 확인하기 위해서는 임무 수행 내용을 잘 모사할 수 있는 임무시나리오(Mission Profile)를 필요로 한다. 본 논문은 정의된 임무 시나리오 양식에 맞게 실제 임무 수행 내용을 유사하게 모사하기 위한 방안을 정리하였으며, 실제 임무 수행 내용을 바탕으로 생성된 임무 시나리오를 생성하여 실제 임무 수행 결과와 비교함으로써 생성된 임무 시나리오가 실제와 유사하게 잘 모사되었는지 확인한 결과를 정리하였다. 비교결과 본 논문에서 제시하는 임무시나리오 생성방법의 적절성을 확인하였으며, 실제 임무운영에 적용이 가능할 것으로 판단되었다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.227.1-227.1
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• 2012

원격탐사 광학탑재체는 촬영 방식에 따라 대상물을 응시하여 촬영하는 응시(staring)방식과 스캔하여 촬영하는 스캐닝(scanning)방식으로 나뉠 수 있다. 인공위성을 이용한 원격탐사에서는 위성의 궤도에 따라 촬영방식에 제한이 생기는데, 저궤도에서 지구관측을 하는 전자 광학 카메라의 경우 위성의 공전속도에 의해서 지표면을 스캔하는 방식으로 촬영을 수행하는 푸시브룸 스캔(push broom scan)방식이 많이 사용된다. 스캔방식으로 영상을 촬영하면 스캔에 평행한 방향과 수직인 방향의 광학적 영상품질이 달라질 수 있다. 스캔에 평행한 방향은 스캔에 의한 영상 번짐 효과가 나타나기 때문이다. 본 연구에서는 스캔에 의한 영상 번짐 효과로 발생하는 MTF 성능에 대하여 분석하였다. 검출기레벨에서의 영상 번짐 효과 및 다단계(multi-phase) 검출기를 사용했을 때의 영향에 대하여 분석하였다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2004.10a
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• pp.184-188
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• 2004

Air-launch is an efficient method which can launch nanosats at cheap cost and has no restrictions on the selection of launching sites. This paper is for the preliminary design of air-launching rocket for nanosat which can launch nanosats to LEO. The detailed configuration design results are embodied by implementing the DMU(Digital Mock-Up) of CATIA.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2009.04a
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• pp.1047-1048
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• 2009

인공위성은 전자와 양자들로 인한 방사현상, 위치에 따른 온도변화 및 진공에 의한 영향 등 극한 우주 환경에서 동작하므로 항상 위험에 노출되어 있다. 특히 저궤도 관측위성은 지구와의 통신이 제한적이기 때문에 위성에 문제가 발생할 경우 신속한 대응이 어려워 질 수 있다. 따라서 위성을 설계할 때에 다양한 오류 상황을 예상하고 이에 대비하여 비상 시 운영 가능한 방안을 마련해야 한다. 본 논문에서는 소프트웨어적인 비상 운영 방법을 제안한다. 위성에서 발생하는 오류를 기록하여 지상으로 전달하는 방법과 긴급한 문제가 발생 하였을 경우 주요 파라 미터를 확인하여 위성에서 조치를 취할 수 있는 방법에 대해 소개하도록 하겠다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.9 no.2
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• pp.176-184
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• 2010

The power simulator for a LEO satellite is a useful tool to analyze mission validity and energy balance for various mission scenarios by estimating power generation, power consumption, depth of discharge, bus voltage, charging/discharging current, etc. In this paper, it is described the calculation algorithm of the solar array (SA) power, the satellite load power and the battery modeling method to develop a satellite power simulation. To simulate the SA power generation, three different operation modes (DET, MPPT, CV) of SAR (Solar Array Regulator) are considered with a SA model. The satellite load power is estimated using the satellite unit power database, the unit on/off configuration at some satellite operation modes. The bus voltage and battery charging/discharging current at the specific DoD (Depth of Discharge) are calculated based on the battery characteristics. By this satellite power simulator, it can be conveniently analyzed the energy balance and the validity of a planned mission of a LEO satellite.

• The Journal of Korean Institute of Electromagnetic Engineering and Science
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• v.21 no.6
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• pp.642-650
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• 2010

In this paper, we study a TT&C link to obtain a required specifications of TT&C(Telemetry Tracking and Command system) antenna for an LEO(Low Earth Orbit) satellite. The premised mission orbit is the sun-synchronized and circular orbit and it performs earth-space observations. We design minimum TT&C link-budget to obtain required antenna beamwidth and gain. The proposed turnstile antenna provides wide beamwidth and circular polarization. We suggested the attaching position that shows the most effective results by confirming the variation of antenna performance when the proposed antenna is adapted to satellite's various positions. Also we proved the proposed antenna's ability while it is performing the mission through the orbit simulation based on the electrical performance of the proposed turnstile antenna.

• The Transactions of the Korean Institute of Power Electronics
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• v.13 no.2
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• pp.110-118
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• 2008

The regulated peak power tracking (RPPT) systems such as the series structure and the parallel structure are commonly used in the satellite space power system. However, this structure processes the solar array power to the load through two regulators during one orbit cycle, which reduces the energy transfer efficiency. The series-parallel structure for the RPPT system can improve the power conversion efficiency, but an additional regulator increases the cost, size and weight of the system. In this paper, a simplified series-parallel space power system that consists of two regulators is proposed. The proposed system has the similar energy transfer efficiency with the series-parallel structure by adding one switch to the series structure, which reduces the cost, size and the weight. The large signal stability analyses is provided to understand the four main modes of system operation. In order to compare the energy efficiency with a series structure, the simulation is performed. The experimental verifications are performed using a prototype hardware with TMS320F2812 DSP and 200W solar arrays.