큐브위성의 S 대역 지상국 시스템 구축 및 검증

국문 초록 (Abstract)

큐브위성의 S 대역 지상국 시스템 구축 및 검증
큐브위성은 대형 위성보다 개발 기간이 짧고, 비용이 적게 드는 장점이 있으며, 최근, 운용하는 위성의 숫자가 해마다 증가하고 있다. 큐브위성을 비롯한 인공위성은 과학, 통신, 항법, 군사 등 다양한 목적과 용도로 운용하고, 임무수행 후 획득한 데이터를 전송해야 비로소 목적을 달성한다. 따라서 데이터를 수신하기 위한 지상국은 필수적이며, 이를 위해, 위성의 통신 신호와 구축 지역에 따른 제한사항에 맞는 설계와 운용 가능한지 검증하는 과정이 필요하다. 본 연구는 큐브위성 지상국 설계, 구축 및 검증을 목적으로 한다.
무선 통신을 위한 수신단은 링크 해석을 통해 설계한다. 데이터 수신 목표 위성은 2022년 6월 발사 예정인 MIMAN 큐브위성으로, 한반도 주변 미세먼지를 촬영하는 것이 임무 목적이다. 위성은 저궤도인 700 km 고도, 20도 이상 고도각에서 데이터를 송신할 예정이며, S 대역으로 30 dBm의 신호 세기로 송신할 수 있다. 위성과 지상국 간에 통신 가능한 최대 거리는 1583.63 km로, 자유공간 모델을 사용할 때, 2406.5 MHz에서 164.07 dB의 감쇠가 발생한다. 그리고 대기 손실, 지향 오차 손실 등 합하여 총 164.97 dB의 감쇠를 거친 -95.88 dBm의 신호를 수신할 수 있어야 한다. 수신기의 입력 전력 범위인 -80 dBm 이상으로 만들기 위해 신호 증폭기를 설계에 추가하였고, 전자파 간섭을 피하고 수신단을 보호하기 위한 다이프렉서를 설계에 추가하였다.
지상국 소프트웨어는 데이터 수신, 위성 추적, 도플러 효과를 반영한 주파수 변경의 세 가지 기능을 수행한다. 데이터 수신은 MIMAN 큐브위성의 데이터를 수신할 수 있도록 Intelsat 순방향 오류 정정과 V.35 스크램블을 사용하고, QPSK 변조방식으로, 35 % 롤오프의 1 Mbps 데이터 전송률로 설정하였다. 이를 통해 수신기가 받은 데이터를 컴퓨터로 받아올 수 있는 UDP/IP 수신 알고리즘을 개발하였다. 그리고 수신한 데이터의 비트를 바르게 정렬하고 데이터 위치를 정확히 찾기 위해 설정한 프리엠블을 찾아내고, 순환 중복 검사를 통해 데이터의 무결성을 검사하는 알고리즘을 개발하였다. 위성 추적 소프트웨어는 NORAD의 TLE 형태로 궤도정보를 입력받고, SGP4 프로그램을 사용하여 궤도 예측을 수행한다. 그리고 시리얼 통신 명령을 통해 0.3도 이내의 오차로 방위각 -10~370도 범위에서 안테나를 구동한다. 도플러 효과 적용 부분은 수신기에서 제공하는 소프트웨어를 사용하여 주파수 변화를 적용한다. 700 km 고도 위성의 7.504 km/s의 속력으로 궤도를 돌고, 이로 인해 주파수는 최대 ± 65.63 kHz 변하게 된다. 이를 수신할 수 있게 2406.5 MHz 중심주파수에서 ± 75.00 kHz의 주파수를 추적하도록 설정하였다.
본 연구에서는 큐브위성 임무의 필요 조건과 지상국 구축 위치의 제한조건을 반영하여 지상국을 설계했으며, 데이터 수신 알고리즘과 위성 추적 알고리즘을 제시하였다는 데 의의가 있다. 본 연구 결과를 바탕으로 큐브위성 임무의 S 대역 데이터 수신 시스템을 구축할 수 있다. 향후 송신단을 추가할 경우 독자적인 송수신 시스템 구축에 활용할 수 있을 것으로 기대한다. 또한, 위성의 신호세기를 자동으로 추적하는 모노펄스 추적(Monopulse auto tracking) 시스템을 추가할 경우, 더 정밀한 위성 추적이 가능할 것이다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

Construction and Verification of S-band Ground Station System for CubeSats
Cubesat is a kind of micro satellite. Cubesat has the advantages of shorter development periods and lower cost than large satellites. Recently, the number of cubesat is increasing every year. Satellites, including cubesat, are operated for various purposes such as science, communication, navigation, and military. Satellites need to transmit the acquired data and telemetries. Therefore, a ground station for receiving data is essential. It is necessary to design a ground station that meets the limitations on satellite signals. And there is a need to verify that the ground station is operational. The purpose of this study is to design, build, and verify a ground station for the MIMAN cubesat, which is scheduled to be launched in June 2022. The mission of the satellite is to photograph fine dust around the Korean Peninsula. The satellite will transmit data at a low earth orbit of 700 km and an elevation of 20 degrees or more, and can transmit signals with strength of 30 dBm in the S band. The maximum communication distance between the satellite and the ground station is about 1583.63 km, when using a free-space model, attenuation of 164.07 dB at 2406.5 MHz. It should be able to receive -95.88 dBm of attenuated signal totaling 164.97 dB, including atmospheric loss and directional error loss. A signal amplifier was added to the design to meet the receiver's input power range (above -80 dBm), and a diplexer was added to the design to avoid electromagnetic interference and protect the receiving end.
Ground station software consists of three functions: data reception, satellite tracking, and frequency change reflecting Doppler effects. To receive data from MIMAN cubesat, the receiver communication settings were set to 1 Mbps data rate of 35% roll-off using Intelsat forward error correction and V.35 scramble. The data receiving function performs taking data from a receiver to a computer and processing the data. A UDP/IP reception algorithm was developed to obtain data from the receiver. An algorithm was developed that correctly sorts the bits of received data and finds the preamble set to figure out the exact location of the data. In addition, an algorithm was developed to check the integrity of the data through cyclic redundancy check. The satellite tracking software receives orbit information in the form of a TLE of NORAD and performs orbit predictions using SGP4 codes. And the antenna is controlled within an azimuth angle of -10 to 370 degrees with an error within 0.3 degrees through a serial communication command. Frequency changes due to the doppler effect are modulated using their own software provided by the receiver. At an altitude of 700 km, the cubesat orbits at a speed of 7.504 km/s, resulting in a maximum frequency variation of ± 65.63 kHz. To receive this, the frequency sweep setting was set to track the frequency of ±75.00 kHz at the 2406.5 MHz center frequency.
In this study, a ground station was designed by reflecting the requirements of the MIMAN cubesat mission and the restrictions on the location of the ground station. A data reception algorithm and a satellite tracking algorithm are presented. Based on the results of this study, it is possible to establish an S-band data reception system for cubesat missions. It is expected that if a transmitter is added to the ground station in the future, it can be used to build its own transmission and reception system. More detailed satellite tracking will be possible if monopulse auto tracking system is equipped.

목차 (Table of Contents)

• 국 문 요 약 ix
• 1. 서론 1
• 1.1. 연구의 배경 1
• 1.2. 연구 목적 및 의의 3
• 1.3. 연구 내용 및 방법 5
• 1.4. 논문 개요 6
• 2. MIMAN 통신 시스템 7
• 2.1. MIMAN 임무 개요 7
• 2.2. MIMAN 임무 통신 시스템 8
• 2.2.1. MIMAN 큐브위성 S 대역 하드웨어 11
• 2.2.2. S 대역 데이터 구성 13
• 3. 큐브위성 S 대역 지상국 설계 15
• 3.1. 링크 해석 15
• 3.1.1. 링크 해석 목적 및 방법 15
• 3.1.2. 링크 해석 결과 24
• 3.2. 제한조건 28
• 3.2.1. 안테나 시야각 28
• 3.2.2. 전자파 간섭 측정 29
• 3.3. 지상국 하드웨어 요구 조건 36
• 4. 큐브위성 S 대역 지상국 구축 38
• 4.1. 지상국 하드웨어 38
• 4.1.1. 안테나 시스템 39
• 4.1.2. 신호 증폭기 41
• 4.1.3. 다이프렉서 42
• 4.1.4. 수신기 43
• 4.1.5. 로테이터 시스템 44
• 4.2. 지상국 소프트웨어 45
• 5. S 대역 지상국 검증 51
• 5.1. 원거리 무선 실험 (Far Field Test) 51
• 5.1.1. 실험 환경 및 설정 51
• 5.1.2. 송신 전력 확인 실험 54
• 5.1.3. 원거리 무선 실험 결과 56
• 5.2. 데이터 송수신 59
• 5.3. 안테나 이득 대 잡음 61
• 5.4. 위성 신호 세기 수신 63
• 5.4.1. 정지궤도위성 신호 세기 수신 63
• 5.4.2. 저궤도위성 신호 세기 수신 64
• 6. 결론 67
• 참고 문헌 70
• ABSTRACT 76