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국산 NZDSF를 이용한 10 Gb/s×16채널 WDM 신호의 640 ㎞ 전송실험
박근주(Keun Joo Park),신승균(Seung Kyun Shin),정윤철(Yun Chur Chung),강희전(Hee Jeon Kang),유기선(Ki Sun Yu) 한국광학회 2000 한국광학회지 Vol.11 No.2
최근 국내에서 개발된 NZDSF를 사용하여 160 Gb/s(10 Gb/s×16채널)급 WDM 신호를 640㎞ 전송 실험하였다. 사용된 NZDSF의 평균 분산값은 1550 ㎚에서 약 4 ㎰/㎞/㎚이었다. 따라서, 분산보상을 위하여 소요되는 DCF의 양은 분산값이 약 17 ㎰/㎞/㎚인 기존의 단일모드 광섬유를 사용하는 경우에 비하여 약 1/4에 불과하였다. 뿐만 아니라, DCF의 손실을 보상하기 위하여 사용되는 EDFA의 수도 절감되었다. 따라서, 이번에 개발된 NZDSF는 향후 국내 광선로의 설치비용을 효과적으로 절감시키는 데에 유용하게 사용될 수 있을 것으로 기대된다. We demonstrate an error-free transmission of 160-Gb/s (10 Gb/s×16 channels) WDM signals over 640 ㎞ of non-zero dispersion shifted fiber (NZDSF) developed within Korea. The average dispersion of the NZDSF was 4 ㎰/㎞/㎚ at 1550 ㎚. Using this NZDSF, we could reduce the dispersion-compensating fiber (DCF) by a factor of four. Accordingly, we could also reduce the number of erbium-doped fiber amplifiers required for the compensation of fiber losses in DCF modules.
박근주(Keun Joo Park),양군호(Koon-Ho Yang),용기력(Ki-Lyuk Yong) 한국항공우주연구원 2010 항공우주기술 Vol.9 No.2
정지궤도위성의 임무궤도 획득은 발사체에서 분리된 후 형성되는 전이궤도의 원지점 위치에서 속도 및 궤도면을 조정하는 일련의 원지점점화기동을 통해 이루어진다. 원지점점화 비행모드에 적용되는 자세제어 논리는 각속도 정보를 필요로 하기 때문에 자이로와 같은 관성센서에서 제공하는 각속도 측정값을 사용하지만, 일반적으로 자이로 측정값에는 표류오차가 포함되어 있다. 따라서 임무궤도 획득 정확도 요구사항을 만족시키는 원지점 점화를 수행하기 위해 원지점 점화기동 전에 자이로 측정값에 포함된 표류오차를 보정하는 절차가 요구된다. 본 논문에서는 오차특성 해석을 통해 천리안 위성에서 사용된 자이로보정 알고리즘의 오차버짓을 추정한다. A GEO satellite launched by Arian 5 ECA launcher will be located in a transfer orbit where it requires several Apogee burn maneuvers to reach the target orbit. To obtain the required performance of Apogee burn maneuvers, a calibration of gyro drift error needs to be performed before each maneuver. In this paper, a unique gyro calibration scheme which is applied to COMS is described and the calibration error budget analysis is performed.
박근주(Keun Joo Park),박영웅(Young Woong Park),최홍택(Hong Taek Choi) 한국항공우주연구원 2011 항공우주기술 Vol.10 No.2
추력기 기반 자세제어계 제어기 설계에서 인공위성의 관성모멘트는 중요한 설계 요소이다. 설계 과정에서 불확실성을 고려하기는 하지만 큰 규모의 태양전지판과 같은 유연 구조물을 가지는 정지궤도 위성의 경우 추력기의 작동 제어주기와 유연모드의 간섭을 피하기 위해 정확한 관성모멘트의 측정이 요구된다. 천리안 위성의 경우 전이궤도에서 임무궤도로 전환하기 전에 관성모멘트의 측정이 수행되었는데, 본 논문에서는 천리안위성의 관성모멘트 측정 방법을 유추해서 기술하고, 실제 궤도상 시험에서 측정된 관성모멘트 값과 비교하였다. 이를 통해, 자세제어계 상세 설계 단계에서 고려된 불확실성 범위 내에 관성모멘트 값이 유지되었음을 확인하여 설계의 적합성을 검증하였다. In the attitude and orbit control subsystem design, the moment of inertia of the satellite is the major contributor to be considered. Satellites equipped with large solar arrays need to measure the moment of inertia accurately to avoid the interference of the thruster actuation period with its flexible mode. In this paper, the in-orbit tests of COMS to measure the moment of inertia are described. Then, the differences between the measured through in-orbit test and the predicted are compared. Finally, it is verified that the differences are below uncertainty bounds considered in the critical design of COMS attitude and orbit control subsystem.