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차세대소형위성 2호 영상 레이다 안테나 개발 및 차량 탑재 시험
신구환,이정수,장태성,김동국,정영배,Shin, Goo-Hwan,Lee, Jung-Su,Jang, Tae Seong,Kim, Dong-Guk,Jung, Young-Bae 한국우주과학회 2021 우주기술과 응용 Vol.1 No.1
본 논문에서는 총 무게 42 kg 이내의 요구사항을 토대로 차세대소형위성 2호 영상 레이다 시스템을 개발한 결과를 보고한다. 차세대소형위성 2호는 소형급 인공위성으로, 탑재체의 무게 비중이 전체 무게 대비 약 40% 정도를 차지하도록 설계하였다. 영상 레이다 시스템은 안테나, RF송수신기, 기저대역 신호처리기, 전력부 등으로 구성되며, 이 중에서 특히 무게 비중이 큰 부품은 영상 레이다의 핵심인 안테나이다. 안테나 설계시 이득, 효율 등을 고려한 다양한 선택이 가능하지만, 차세대소형위성 2호 사업에서 요구하는 무게, 전력 및 해상도 등을 반영하여 Micro-strip Patch Array 안테나를 채택하여 설계하였다. 차세대소형위성 2호의 임무 요구 조건에 부합하도록 안테나의 주파수는 9.65 GHz, 이득은 42.7 dBi 그리고 반사손실은 -15 dB로 규정하여 개발하였으며, 차량에 탑재한 현장시험을 통하여 요구 성능의 충족 여부를 검증하였다. Based on the requirements of a total weight of 42 kg or less, the NEXTSat-2 SAR (synthetic aperture radar) system was developed. As the NEXTSat-2 is a small-sized satellite, the SAR system was designed to account for about 40% of the dry mass of the payload relative to the total mass. Among the major components of the SAR system - which are an antenna, an RF transceiver, a baseband signal processor, and a power unit - a part with a particularly large dry mass is the antenna, the core of the SAR system. Whereas various selections are possible in consideration of gain and efficiency when designing the antenna, the micro-strip patch array antenna was adopted by reflecting the dry mass, power, and resolution required by the NEXTSat-2 project. In order to meet the mission requirement of the NEXTSat-2, the antenna was developed with a frequency of 9.65 GHz, a gain of 42.7 dBi, and a return loss of -15 dB. The performance of the antenna was verified by conducting a field test onboard the vehicle.
금속-산화막 반도체 전계효과 트랜지스터의 우주방사선에 의한 총이온화선량 시험을 위한 테스트 베드
신구환(Goo-Hwan Shin),유광선(Kwang-Sun Ryu),정성인(Sung-In Chung),강경인(Kyung-In Kang),김형명(Hyung-Myung Kim) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.11
최근에 인공위성용 전자소자는 우주방사선에 좀 더 강한 소자를 요구되어진다. 왜냐하면, 인공위성의 수명과 기능은 우주방사선으로부터 영향을 받기 때문이다. 또한, 과거에는 부품단위의 우주방사선 시험을 수행하지 않고 유닛 또는 서브시스템 단위의 우주방사선 시험을 수행하였다. 게다가, 발사된 인공위성이 작동오류 상태에 있을 때 그 이유를 분석하기에는 그다지 쉬운 일은 아니다. 따라서, 발사 전 부품 단위 우주방사선 시험을 수행하여 주요 소자에 대한 우주방사선에 의한 영향을 분석 할 필요가 있으며, 지상에서 데이터를 확보할 필요가 있다. 그러므로, 본 논문에서는 모든 전자소자의 기본이라 할 수 있는 금속-산화막 반도체 전계효과 트랜지스터의 총이온화선량에 대한 영향 시험을 수행하기 위한 테스트 베드를 제안한다. Recently, all the electrical parts for sateIJite application are required more strong against cosmic rays, because spacecraft's life time and function are depending on the their conditions. Also, a TID effect test was undertaken with units and/or subsystems which are already assembled on the PCB in past time. However, it is very hard to know and analyze that some abnormal states are appeared after launch. Moreover, it is necessary to perform a test of TID effects based on the parts level for preparing preliminary data in cosmic rays. Therefore, this paper presents a test-bed to perform a TID effect test of Metal-Oxide Semiconductor Field Effect Transistor (MOSFET) which is a fundamental element for electronics.
리아프노프 함수에 기초한 과학기술위성 2호 펄스형 플라즈마 전기추력기의 동작 안정성 연구
신구환(Goo-Hwan Shin),차원호(Won-Ho Cha),남명용(Myeong-Ryong Nam),강경인(Kyung-In Kang),임종태(Jong-Tae Lim) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.1
펄스형 플라즈마 전기추력기의 설계기술과 제어기법에 있어서는 과거의 기술에 비하여 많은 도약을 하였다. 그리고, 펄스형 플라즈마 전기추력기의 충전된 전기에너지는 추력기구동시 중요한 비중을 차지함을 알 수 있다. 펄스형 플라즈마 전기추력기는 매 분사시 축전기에 충전된 전기에너지를 방전시켜 분사 시키므로서 추력을 얻는 장치이다. 따라서, 매 분사시 균일한 추력을 얻고자 할 경우에는 동작시점에서 균일한 전기 에너지가 충전되어 있어야 한다. 따라서, 본 논문에서는 매 분사시 균일한 추력을 얻기 위한 기법과 축전기와 추력기 엔진간의 기하학적 연결에 따른 안정성을 연구하였다. The PPT being currently developed for the flight model represents a Significant leap in techniques and technology compared to the previous flight ones. The electrical energy to be charged in the pulsed plasma thruster (PPT) is a very important aspect to provide an uniform impulse bit ,Ib, and a specific impulse ,Isp, for satellite attitude control. In this paper, we propose a nonlinear control technique and a stability analysis based on the Lyapunov function for the pulsed plasma thruster. Specifically, the proposed control law guarantees to charge and discharge the electrical energy generated from the power processing unit (PPU) within the specified time.
신구환(Goo-Hwan Shin),남명용(Myeong-Ryong Nam),임종태(Jong-Tae Lim) 한국항공우주학회 2005 韓國航空宇宙學會誌 Vol.33 No.3
과학기술위성2호는 2007년 12월에 발사될 예정이다. 이 위성의 주관측기는 DREAM으로서, 주요 임무는 지구 또는 대기로부터 발생되는 복사에너지를 라디오파 대역에서 관측하는 것이다. 이 외 과학기술위성2호는 과학기술 실험용기기로서 정밀디지탈 태양센서, 2중헤드 별센서 등이 탑재되며, 과학기술위성2호의 자세제어 및 모멘텀 덤핑용 과학기술실험용 탑재체로서 펄스형 플라즈마 추력기가 실린다. 본 논문에서는 관측기기 및 과학기술 실험용 탑재체 등의 운용모드를 고려한 과학기술위성2호의 운용모드에 따른 전력의 수요 예측에 대하여 연구하였고, 임무를 수행하는 동안 안정적인 전력을 공급하기위한 필요전력에 대하여 분석하였다. STSAT-2 will be launched on December 2007 by the first Korean launch vehicle KSLV-1, and its one of the main instruments is DREAM (Dual Channel Radio Frequency and Environment Atmosphere Monitoring) which detects a signal for atmosphere from the Earth by using micro-wave signal. The STSAT-2 has many units for technology demonstration such as FDSS (Fine Digital Sun Sensor) and DHST (Dual Head Star Tracker) including PPT (Pulsed Plasma Thruster) for attitude control and momentum dumping in the space. In this paper, the power budget analysis for STSAT-2 will be studied and provided for supporting the whole mission life time during the mission of its spacecraft.
리튬이온 전지 기술을 채용한 인공위성용 전력계 개념 설계
신구환(Goo-Hwan Shin),박경화(Kyung-Hwa Park),김형명(Hyung-Myung Kim),임종태(Jong-Tae Lim) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.2
본 논문은 리튬이온 (Li-ion) 셀을 채용한 인공위성용 전력계의 개념 설계에 대하여 기술한다. 기존의 니켈카드뮴 (NiCd) 셀과 비교할 때, 리튬이온 (Li-ion) 셀은 에너지 밀도, 무게 그리고 부피에서 큰 잇점을 갖고 있다. 니켈카드뮴 (NiCd) 셀의 평균 출력전압은 +1.2V이며, 리튬이온 (Li-ion) 셀의 출력전압은 +3.6V이다. 그러나, 리튬이온 (Li-ion) 셀의 충전과 방전에 있어서의 절차는 기존의 니켈카드뮴 (NiCd) 셀 보다는 어렵다. 따라서, 리튬이온 (Li-ion) 셀의 충전과 방전 시에는 각각의 셀에 대하여 충전 전압과 방전 전압을 검침하고 제어를 해주어야 하므로 별도의 제어 회로가 요구된다. 따라서, 본 논문을 통하여 리튬이온 (Li-ion) 셀을 채용한 전력계의 설계 시 고려하여야 할 사항 및 리튬이온 (Li-ion) 셀의 충ㆍ방전 특성에 대한 연구 결과를 제시하고자 한다. This paper presents the conceptual design of the electrical power system using Li-ion cell technology for a satellite application. Compared to a conventional NiCd cell, a Li-ion cell has a lot of advantages such as an energy density, mass and a volume. Normally, a Li-ion cell has three times than conventional NiCd cells in a capacity such as a cell voltage. The normal voltage of a NiCd cell is around +1.2V and a Li-ion cell could be in +3.6V. However, the handling procedure for a Li-ion cell in charge and discharge might be difficult than a conventional NiCd cell, which means that the charge and discharge of each cell should be monitored and controlled by electrical circuits to prevent an over-charge and over-discharge. Therefore, in this paper we propose the design consideration and the characteristics of a Li-ion cell during charging and discharging battery packs in the point of view of electrical power system.
신구환(Shin Goo-Hwan),유광선(Ryu Kwanosun),차원호(Cha Won-Ho),명로훈(Myung Noh-Hoon),김용식(Kim Young-Sik),강기환(Kang Gi-Hwan) 한국태양에너지학회 2011 한국태양에너지학회 학술대회논문집 Vol.2011 No.4
A solar cell is primary parts to produce electrical energy from the Sun. And, we can utilize those solar cells as a power generation system in home, factory, and so on. In order to make proper power, the solar cells are configured in series and parallel laydown. In condition of uniform illumination, the solar array will produce an enough power by photovoltaic effects from the solar cells. In case of non-uniform illumination on the solar cells, the power will be dramatically decreased compared to design. Fortunately, there were so many research outputs regarding the illumination effects on solar array. In this work, we tried to find out the non-uniform effects on unit CPV solar cell, because there were no research outputs for unit CPV solar cell considering illumination. The CPV solar cell was used in CPV system to make a power by the Sun. We chosen the triple junction solar cell of GaAsInP2Ge for simulation, which has a 30 % of conversion efficiency. By simulation, we obtained the output performance of CPV solar cells in condition of various illumination by using Hamming Window function. Its performance was degraded by 10 % to 50 % depending illumination conditions.