요구분석 및 설계 단계를 거쳐 구현된 탑재소프트웨어는 오류를 제거하고 요구규격에 맞도록 모든 기능이 정확히 구현되었는지 확인하기 위한 여러 가지 시험절차를 거치게 되는데, 일반적으로 단위시험, 통합시험, 검증시험 순으로 진행된다. 단위시험은 보통 개인 PC 환경에서 타겟 시뮬레이터를 이용하여 수행되고, 통합 및 검증시험은 목표시스템과 유사한 조건에서 수행할 수 있도록 하드웨어 환경을 제공하는 소프트웨어 검증장치를 이용하여 수행된다. 본 논문에서는 차세대 저궤도위성 탑재소프트웨어 시험환경에 대한 것으로 시험절차와 시험도구, 탑재소프트웨어 검증장치에 대하여 기술한다.
KOMPSAT -2 equipped with an optical telescope(MSC) will be launched in this year. It can take images of the earth with push-broom scanning at altitude 685Km. Its resolution is 1m in panchromatic channel with a swath width of 15 km After the MSC is tested and the performance is measured at instrument level, it is installed on satellite. The image passes through the electro-optical system, compression and storage unit and fmally downlink sub-systems. This integration procedure necessitates the functional test of all subsystems participating in the image chain. The objective of functional test at satellite level(Quick Look test) is to check the functionality of image chain by real target image. Collimated moving image is input to the EOS in order to simulate the operational environments as if KOMPSAT -2 is being operated in orbit. The image chain from EOS to data downlink subsystem will be verified through Quick Look test. This paper explains the Quick Look test of KOMPSAT -2 and compares the taken images with collimated input ones.
A satellite is exposed to various impact environment until orbit entry. It is particularly undergoing the biggest impact by pyro shock, which is generated when the launch vehicle stages are separated or the satellite is separated from the launch vehicle. In this paper, due to the fact that the pyro shock is prerequisite for performing the test and verification on the ground, we developed an air-gun type shock tester for NEXTSat-1 shock test at the KAIST SaTReC along with the development of program introduced by LabVIEW software. The program operated in shock tester is consist of data measurement and analysis with the convenient implementation of user interface and its easy modification of the code.
2021년 발사를 목표로 개발이 진행 중인 한국형 발사체는 1.5톤 급의 실용 위성을 지구 저궤도에 올릴 수 있는 3단형 로켓으로 각 단별로 독자적으로 개발된 액체 추진기관 시스템을 적용하게 될 계획이다. 새로운 액체 추진기관의 개발 수준을 평가하기 위해서는 적절한 시험 설비에서 수행되는 시스템 종합시험이 반드시 필요하다. 본 논문에서는 한국형 발사체의 개발을 위한 추진기관 시스템의 개발 인증을 위해 추진기관 시스템의 개발 단계별로 요구되는 시험의 종류와 반드시 확인해야 할 변수들을 검토하고 전체 시스템의 신뢰도 만족을 위해 적절한 시험의 횟수 및 시험 시간을 결정하는 내용을 정리하였다.
COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) is a geostationary satellite and has been developing by KARI for communication, ocean and meteorological observations. It will be tested under vacuum condition and very low temperature in order to verify thermal design of COMS. The test will be performed by using KARI large thermal vacuum chamber, which was developed by KARI, and the COMS will be the first flight satellite tested in this chamber. The purposes of thermal balance test are to correlate analytical model used for design evaluation and predicting temperatures, and to verify and adjust thermal control concept. KARI has plan to use heating plates to simulate space hot condition especially for radiator panels such as north and south panels. They will be controlled from 90K to 273K by circulating GN2 and LN2 alternatively according to the test phases, while the shroud of the vacuum chamber will be under constant temperature, 90K, during all thermal balance test. This paper presents thermal modelling including test chamber, heating plates and the satellite without solar array wing and Ka-band reflectors and discusses temperature prediction during thermal balance test.
Energy-efficient contrarotating propeller systems have been recently reviewed as one of alternative means in marine car-carrier applications. Contrarotating rotors preclude the usage of conventional plain journal bearings due to the lack of load carrying capacity. A new multi-recess hydrostatic contrarotating journal beating test facility has been designed and installed to test the static load carrying capacity. Measurements of flow rates and orbits have been investigated by testings on a overhung-type contrarotating rotor system which is supported by a hydrostatic journal bearing. Numerical results of static equilibria were compared with test results. Various contrarotating speed combinations, and supply pressure conditions were selected. The numerical predictions of orbit centers and flow rates are generally accurate.
저궤도 위성은 발사 전에 지상에서 여러 가지의 다양한 TC&R 시험을 수행함으로써 궤도상에서 지상과의 통신 기능과 성능을 확인하게 된다. 본 논문에서는 TC&R 시험의 준비 과정에서부터 측정 후 결과를 획득하기까지의 과정들을 살펴보고 신뢰도 있는 결과를 얻어내기 위하여 측정되어야 하는 시험 항목들이 제시된다. 이를 통하여 얻어진 측정값들이 요구조건을 만족함도 보여 준다.
과학기술위성2호는 정밀궤도결정을 위하여 위성레이저반사경을 부착할 예정이다. 위성레이저반사경은 지상으로부터 방사된 레이저가 위성에 부착된 반사경으로부터 되반사되어 돌아오는 광자(Photon)의 이동시간을 측정함으로써 관측소와 위성까지의 거리를 정밀하게 측정하는데 사용된다. 현재 레이저반사경은 준비행모델을 개발하였으며, 환경시험을 수행하였다. 본 논문에서는 레이저반사경의 준비행모델의 개발과정을 소개하고, 환경시험 결과를 보고한다. 준비행모델 레이저반사경의 환경시험은 엔지니어링 모델에서 발생하였던 코너큐브프리즘의 파손없이 성공적으로 수행되었다.
A passive launch and on-orbit vibration isolator using SMA(Shape Memory Alloy) washer for both the structural safety of the micro-vibration source by attenuating the transmitted force under launch loads and the micro-vibration isolation during their on-orbit operation has been proposed, which does not require the additional launch locking mechanism. To measure the characteristics of SMA mesh washer, we performed compressive loading tests with a single SMA mesh washer and a vibration isolator using SMA mesh washer. The numerical equivalent model of vibration isolator using SMA mesh washer composed of two spring and viscous damping elements has been verified that both stiffness and viscous damping varied with respect to compressed deformations. In addition, the effectiveness of launch loads and micro-vibration reduction has been investigated through the dynamic characteristics measurement test of cooler assembly combined with passive vibration isolator.
인공위성이 궤도상에서 임무를 수행하는 동안 모든 위성 부품이 허용 온도 범위 내에서 존재하도록 하기 위하여 검증된 열모델을 개발하고, 궤도 열해석을 통하여 열적 안정성을 확보하기 위한 열설계를 수행한다. 본 연구에서는 저궤도 위성 광학탑재체의 열진공/열평형 시험 결과를 이용하여 열해석 모델을 보정하고 flight heater의 작동주기를 맞추어 줌으로써 검증된 열모델을 확보하였다. 또한 위성의 열적 안정성을 확보하기 위하여 보정이 완료된 모델을 이용하여 궤도 열해석을 수행함으로써 모든 부품이 허용온도 범위내에 존재하는 것을 확인하였다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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