• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제24권2호
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• pp.179-194
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• 2007

인공위성 전력계의 설계 및 분석은 위성 전체의 무게, 크기 및 성능을 결정하는 중요 변수로 작용한다. 위성체의 모든 타 부분체들은 전력계 설계의 영향을 받으며 특히 발사체 선정, 열 제어계 설계 및 구조계 설계의 경우 전력계의 성능 및 제한 조건 등 전력계 설계 결과에 매우 큰 영향을 받는다. 이 논문에서는 현재 국내에서 지속적으로 개발되고 있는 저궤도 위성의 전력계 설계를 위한 새로운 프로그램을 소개하고 타 위성의 설계 자료를 이용한 개발된 프로그램의 성능 실험 결과를 기술하였다. 실험 결과 제안된 전력계 설계 프로그램은 전력계 사이징 뿐 아니라 궤도상에서의 전력계 성능을 예측하는데도 사용할 수 있음을 보였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제8권1호
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• pp.42-47
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• 2014

The role of Electrical Power Subsystem (EPS) is to generate a power and distribute it to the electrical devices for the system operation. For on-orbit operation of cube satellite, it is also necessary to supply power to on-board mission devices as commercial satellite does. Recently, commercial EPS products dedicated for the cube satellite application has been developed and widely used for the power subsystem design. In this paper, a permanent magnet attitude stabilization method without external power has been introduced because it has advantage from power consumption point of view and the EPS design of cube satellite by applying the commercial EPS products has been introduced and investigated. This paper also deals with the specification of the commercial EPS products for the beginner of the cube satellite design.

• 한국산업정보학회논문지
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• 제19권1호
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• pp.31-41
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• 2014

정지궤도위성은 다수의 탑재체를 하나의 위성체 플랫폼에 탑재하고 2010년 6월 26일에 발사되었다. 전력계는 태양 및 식 기간 상태에서 완전 조절 $50V_{DC}$ 전력 버스를 제공한다. 위성에서 요구되는 전력은 태양전지 배열기 윙에서 생성되며, 에너지는 192.5Ah 용량의 리튬-이온 배터리에 저장된다. 본 논문은 전력계의 성능 평가를 향후 정지궤도위성 설계에 활용하기 위해 전력계의 중요 설계 변수들을 선정하고, 지상에서 시험 결과와 궤도상에서 운영 결과를 비교 분석하였다. 설계로부터 궤도상에서 운영 결과까지의 성능 평가를 통해 전력계는 중요한 성능감소 없이 정상적으로 동작되고 있음을 입증하였다.

• 전기학회논문지
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• 제57권4호
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• pp.543-550
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• 2008

This paper proposes an voltage and reactive power control methodology, which is motivated towards implementation in the korea power system. The main voltage control devices are capacitor banks, reactor banks and LTC transformers. Effects of control devices are evaluated by local subsystem's cost computations. This local subsystem is decided by 'Tier' and 'Electrical distance' in the whole system. The control objective at present is to keep the voltage profile within constraints with minimum switching cost. A robust control strategy is proposed to make the control feasible and optimal for a set of power-flow cases that may occur important event from system. This studies conducted for IEEE 39-bus low and high voltage contingency cases indicate that the proposed control methodology is much more effective than PSS/E simulation tool in deciding switching of capacitor and reactor banks.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1996년도 추계학술대회 논문집 학회본부
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• pp.355-358
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• 1996

Electrical Power System (EPS) of Electric Vehicle which consists of batteries, motor and driving subsystem, has been modeled. A battery model is modeled with an electrical circuit representing a characteristics of real battery. Driving subsystem is modeled as three different level namely exact, average and functional models. Load profile includes road information, speed profile and EV mechanical parameters, which are incorporated into a reference torque in the driving subsystem model. A system model is integrated to simulate the performance of electric vehicle such as energy balance, battery status, and electrical stress of each subsystem.

• International Journal of Aerospace System Engineering
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• 제3권2호
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• pp.31-37
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• 2016

STEP Cube Lab (Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project) is a 1U standardized pico-class satellite. Its main mission objective is an on-orbit verification of five fundamental core space technologies. For assuring a successful missions of the STEP Cube Lab with five payloads, electrical power subsystem (EPS) shall sufficiently provide an electrical power to payloads and bus systems of the satellite during an entire mission life. In this study, a design process of EPS system was introduced including power budget analysis considering a mission orbit and various mission modes of the satellite. In conclusion, adequate EPS hardware in compliance with design requirements were selected. The effectiveness and mission capability of EPS architecture design were confirmed through an energy balance analysis (EBA).

• 소음진동
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• 제11권2호
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• pp.257-264
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• 2001

In this research, piezoelectric smart structures are applied for SEA(Statistical Energy Analysis), which is well known approach for high frequency analysis. A new input power measurement based on piezoelectric electrical power measurement is proposed and compared with the conventional method in SEA. As an example, a simple aluminum beam on which piezoelectric actuator is attached is considered. By measuring the electrical impedance and electrical current of the piezoelectric actuator, the electrical power given on the actuator is found and this is In turn converted into the mechanical energy. From the measured value of the stored energy of the beam, the Internal loss factor is calculated and this value shows a good agreement with that given by the conventional method as well as the theoretical value. To compare the coupling loss factor, L-shape beam system which consists of a aluminum beam subsystem and a steel beam subsystem coupled by three pin is taken as second example. The input power and stored energy of each subsystem are found by the proposed approach. The coupling loss factor found by the electrical input power obtained from the piezoelectric actuator exhibits similar trend to the value found by the conventional method as well as the theoretical value. In conclusion, the use of SEA for high frequency application of piezoelectric smart structures is Possible. Especially, the input power that is essential for SEA can be found accurately by measuring the electrical input power of the piezoelectric actuator.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권9호
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• pp.850-857
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• 2007

인공위성 전력계의 설계 분석은 위성 전체의 무게, 크기 및 성능을 결정하는 중요 변수로 작용한다. 특히 위성체 에너지 균형 분석의 경우 전력 시스템의 용량, 설계 제한 조건의 결정 및 위성체 운영 성공 여부를 결정할 수 있는 중요한 분석이다. 본 논문에서는 저궤도 위성 개발을 위한 새로운 에너지 균형 분석 프로그램을 소개하고 타 저궤도 위성 설계 자료를 이용한 시험 결과를 일례로 기술하였다. 시험 결과 본 논문에서 제안한 에너지 균형 분석 프로그램은 위성체 전력계의 최적 사이징 뿐 아니라 위성체 운영 기간 동안 궤도상에서의 위성체 에너지 균형 상황 예측에도 활용할 수 있음을 보였다.

• 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.

• Journal of Power Electronics
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• 제13권3호
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• pp.458-468
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• 2013

Large capacity reactive power compensation and harmonic control in the low-voltage grid of an enterprise, are important technical means to improve power quality and reduce power loss. In this paper, the principle of an efficient power quality controller is analyzed. Then, key application technologies of the HPQC which would influence the performances of the HPQC are studied. Based on an analysis of the harmonic shunt problem, a frequency dividing control strategy of the HPQC continuous subsystem is proposed. A parameter design method of the HPQC discrete subsystem and its installation method are also proposed to ensure the system compensation effect. HPQC systems have been designed for a copper foil plant. The effectiveness of this paper has been verified by the simulation and application results.