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석병석(Byong-Suk Suk),이윤기(Yun-Ki Lee),이나영(Na-Young Lee) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1
인공위성에 사용되는 온도 측정 센서는 서미스터(Thermistor) 와 AD590이 주로 많이 사용되고 있다. AD590은 IC chip 으로 서미스터에 비해 고가이며 1 캜 온도 변화에 출력 전 류가 약 1킕 변하는 특성을 가진다 이에 비해 서미스터는 온도 변화에 따라 저항 값이 변하므로 외부에서 전류나 혹은 전압 stimulus를 인가해 주어야한다. 또한 일반적으로 AD590에 비 해 저 가이 며 NTC(Negative Temperature Coefficient)와 PTC(Positive Temperature Coefficient) 두 가지 형태의 센서가 사용되고 있다. 고 정밀 저궤도 지구관 측용 인공위성의 경우 온도에 따른 카메라 구조물의 변형이 최종 영상 품질에 영향을 미치게 되므로 고품질의 영상획득을 위하여 카메라 구조물의 정밀 온도 제어가 필수적으로 요구되며 이를 구현하기 위해서 매우 정확한 온도측정 요구조건이 주어지게 된다. 저궤도 인공위성의 경우 카메라 시스템에 부착된 온도센서의 측정 정확도 요구조건이 0.3℃ 까지 요구되는 경우도 있다. 본 논문은 저 궤도 인공위성에 적용된 서미스터의 온도 측정 정확도에 대한 분석 내용을 나타내었다. The thermistors and AD590 are widely used for temperature measurement in space application. The resistance of thermistor will vary according to the temperature variation therefore the external voltage or current stimulus signal have to be provided to measure resistance variation. Recently high resolution electro optic camera system of satellite requires tight thermal control of the camera structure to minimize the thermal structural distortion which can affects the image quality. In order to achieve 1°(deg C) thermal control requirement, the accuracy of temperature measurement have to be higher than 0.3°(deg C). In this paper, the accuracy of temperature measurement using thermistors is estimated and analyzed.
석병석(Suk, Byong-suk),민승용(Min, Seung-yong),권재욱(Kwon, Jae-wook),김창균(Kim, Chang-kyoon),문상만(Moon, Sang-man),최수진(Choi, Su-jin),구철회(Koo, Cheol-hea),김인규(Kim, In-kyu),류동영(Ryu, Dong-young) 한국항공우주연구원 2015 항공우주산업기술동향 Vol.13 No.2
시험용 달 궤도선의 발사 요구조건 사전 분석 단계로 최근 외국에서 발사한 달 탐사선의 발사 요구조건을 분석하였다. 일반적으로 달 탐사선의 발사 요구조건은 달 임무 궤도를 결정하는 중요한 요소이며, 또한 지구, 달, 태양의 상대적인 운동으로 인해 임무궤도 요구조건을 만족하는 발사 가능 시간이 주기적으로 반복되는 경향이 있다. 분석 결과 설정된 발사 요구조건들로부터 달 궤도선의 주 임무가 달의 남/북극 지역의 광학 관측 임을 간접적으로 알 수 있었다. 향후 우리나라 달 궤도선 발사 요구 조건 설정에 본 논문이 도움이 되길 기대한다. In the preliminary study on launch window requirement for Korea Path-finder Lunar Orbiter(KPLO), the recent foreign lunar orbiter’s lauch window requirement was analyzed. Normally, the launch requirements depends on the mission orbit. Based on the relationship between Moon, Earth, and Sun, the launch time will be available periodically to meet requirements. In this paper, it is understood that the launch window requirements come from payload mission requirements to take picture each poles of Moon. This paper might be a practical example to derive KPLO launch requirements in the future.
석병석(Suk, Byong-Suk) 한국항공우주연구원 2017 항공우주산업기술동향 Vol.15 No.1
현재 우리나라는 시험용 달 궤도선 개발을 시작으로 달 탐사 1단계 사업을 착수하였으며, 조만간 달 탐사 2단계 사업에서는 달착륙선 개발을 계획하고 있다. 본 논문은 향후 개발될 달착륙선의 온 보드 데이터 처리 시스템에 대한 개념 연구를 수행하였으며 데이터 처리 시스템 설계를 위한 주요 요구조건에 대한 해외사례를 분석하였다. 지구 저궤도 위성의 경우 대부분 중앙 집중 방식의 단일 프로세스를 가지는 온보드 데이터 처리 시스템 설계가 일반적인 반면 달 착륙선의 경우 착륙의 신뢰도를 높이기 위해 이중 프로세스 구조의 온보드 데이터 처리 시스템으로 설계하는 추세이다. 이러한 이중프로세스 구조는 착륙을 위한 영상항법에 필요한 프포세스 연산 속도를 높이고 프로세스 고장 발생에 대한 신뢰성 향상에 적합한 구조이다. The KPLO (Korea Path-finder Lunar Orbiter) project was started in the beginning of 2016 and it was the first phase of national lunar exploration plan. Sooner or later, the second phase lunar exploration project will be started with lunar landing mission. In this paper, the on-board data handling(OBDH) system of lunar lander was analyzed based on the several case studies. Each OBDH system architectures for pin-point landing was shown and major design considerations are summarized. The major difference of OBDH system between earth observation satellite and lunar lander is main computer architecture. To increase reliable and powerful processing than earth observation satellite, it is trending for lunar lander to adopt distributed computer architecture to provide fail safe redundancy and required throughput.