• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2006년도 한국우주과학회보 제15권2호
• /
• pp.113-113
• /
• 2006

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2006년도 한국우주과학회보 제15권2호
• /
• pp.144-144
• /
• 2006

• 전기학회논문지
• /
• 제57권7호
• /
• pp.1285-1289
• /
• 2008

In this paper, we design COMS system bus that the 1553 Data Bus is able to link all the units of the satellite managed by the SCU using one Prime Data Bus and on Redundant Data Bus. Also we analyze MIL-STD-1553B bus load and relevant exchange memory budgets in system bus of the COMS satellite. This data is used in the satellite mission and software design by system engineer.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2006년도 한국우주과학회보 제15권2호
• /
• pp.145-145
• /
• 2006

• 대한전기학회:학술대회논문집
• /
• 대한전기학회 2009년도 제40회 하계학술대회
• /
• pp.1013_1014
• /
• 2009

In this paper, the electrical interfaces used in between COMS satellite bus and Ka-band communication payload are analyzed to verify the robustness of data bus. The purpose of the serial data bus of satellite is to allow serial data transfer between one bus controller or source equipment to several user terminals or slave equipments. A serial data bus in COMS satellite is mainly used for Channel Amplifier and Digital Control Unit of Ka-band Payload.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 1989년도 한국자동제어학술회의논문집; Seoul, Korea; 27-28 Oct. 1989
• /
• pp.71-75
• /
• 1989

Structural analysis of a satellite bus is carried out by using a finite element program NISA II. It is assumed that the bus is composed of bars, plates and shells made of CFRP composite materials and aluminum alloys. Displacements and stresses are calculated as static analysis under accelerated motion and frequencies and mode shapes are computed as dynamic analysis.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
• /
• 대한원격탐사학회 2005년도 Proceedings of ISRS 2005
• /
• pp.637-640
• /
• 2005

In the development of a electronic system for a optical payload comprising mainly EOS(Electro-Optical Sub-system) and PDTS(Payload Data Transmission Sub-system), many aspects should be investigated and discussed for the easy implementation, for th e higher reliability of operation and for the effective ness in cost, size and weight as well as for the secure interface with components of a satellite bus, etc. As important aspects the interfaces between a satellite bus and a payload, and some design features of the CEU(Camera Electronics Unit) inside the payload are described in this paper. Interfaces between a satellite bus and a payload depend considerably on whether t he payload carries the PMU(Payload Management Un it), which functions as main controller of the Payload, or not. With the PMU inside the payload, EOS and PDTS control is performed through the PMU keep ing the least interfaces of control signals and primary power lines, while the EOS and PDTS control is performed directly by the satellite bus components using relatively many control signals when no PMU exists inside the payload. For the CEU design the output channel configurations of panchromatic and multi-spectral bands including the video image data inter face between EOS and PDTS are described conceptually. The timing information control which is also important and necessary to interpret the received image data is described.

• 항공우주기술
• /
• 제11권2호
• /
• pp.33-38
• /
• 2012

지구 저궤도 위성은 발사체에서 분리된 이후 탑재 소프트웨어에 의해 자동으로 초기 동작을 수행한다. 이후 본체 초기 점검 기간 동안의 지상국 접속을 통해 정상 운용 모드로의 전환을 준비한다. 먼저 태양 전지판 전개 여부를 포함한 위성의 건강 상태를 확인한 이후 각 장치의 기능을 점검한다. 정상 운용 모드에 사용되는 모든 장치의 활성화가 완료된 이후 영상 촬영을 위한 기동 성능을 점검하며, 궤도 조정을 위한 기능을 점검한다. 초기 기능 점검은 한정된 지상국 교신 시간동안 수행되므로 사전에 모든 절차가 상세히 설계되어야 한다. 초기 점검 절차는 지상국 접속 시간에 따라 구분되어 수행된다. 또한 발생 가능한 모든 상황을 대비한 절차도 준비되어야 한다. 정상적인 점검 절차 수행 중에 발생할 수 있는 다양한 상황 및 예상치 못한 긴급 상황에 대한 조치 절차도 준비되어야 한다. 이러한 긴급 절차도 지상국 교신 시간을 고려해 설계된다. 저궤도 위성은 성공적으로 발사되었으며, 본체 초기 점검도 성공적으로 완료되었다. 이 논문에서는 저궤도 위성의 본체 초기 점검 설계 및 수행 결과에 대해 설명한다.

• 항공우주시스템공학회지
• /
• 제11권6호
• /
• pp.76-83
• /
• 2017

MIL-STD-1553 버스 표준은 40여 년 동안 고 신뢰성 이동체 시스템의 데이터버스 기술로 많이 사용되어 왔다. 하지만 현대 최신의 항공우주시스템의 필수 요구사항인 센서 데이터 융합을 구현하기 위해서는 1 Mbps 전송속도는 절대적으로 부족하다. 본 논문에서는 MIL-STD-1553B 버전 규격을 중심으로 계층구조로 분석하여 기존 MIL-STD-1553 버스의 장점을 잃지 않으며 전송속도를 높이기 위한 방안을 기술하였다. 또한 항공우주 선도국가에서 수행된 고속 MIL-STD-1553 버스 기술에 대한 연구개발 사례를 분석하였으며 이를 구현하기 위해 사용된 핵심기술을 분석하였다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
• /
• 전력전자학회 2004년도 추계학술대회 논문집
• /
• pp.85-89
• /
• 2004

This paper presents Power Control and Distribution Unit development of GEO satellite with 3kW power output. The sensing error of bus voltage produce control signal of the shunt switch assembly and battery power converter, and the tolerance of error signals generated decide the stability of proposed system. The dynamic characteristics of main bus according to the load changing and the control logic of FPGA are simulated. In order to verify the proposed design, the simulation and experimental results for solar array shunt switch, battery power converter and bus controller are shown.