근접한 IFA 사이의 신호결합에 대한 FDTD 해석

지기만(Ki-Man Ji),이수진(Soo-Jin Lee),정의승(Eui-Seung Chung) 한국항공우주연구원 2010 항공우주기술 Vol.9 No.1

KSLV-Ⅰ 통신 시스템에 사용되는 안테나는 장착 위치가 제한되어 있어 안테나 상호간의 간섭현상이 발생하며 경항공기를 이용한 비행시험 등 각종 시험에서 이러한 간섭 현상의 영향은 더욱 증가한다. 본 논문에서는 FDTD 해석기법을 사용하여 인접한 안테나 사이의 결합량을 계산하였다. 결합량 계산을 위하여 사용된 FDTD 해석 기법에 대한 이론과 흡수 경계조건, 전압인가 방법, 결과 데이터 처리 기법을 설명하였다. 이격 거리가 5 ㎝이고 공진주파수가 2 ㎓인 IFA 사이의 결합량은 -12.7 dB로 계산되었다. 본 논문에서 소개된 결합량 계산 방법은 KSLV-Ⅰ의 시스템 성능을 분석하거나 향후 발사체의 설계에 있어서 하부 시스템의 설계, 안테나 배치, 통신 링크 계산에 유용하게 사용될 수 있다. Because of space limitations, interferences between antennas of the KSLV-Ⅰ communication systems occur and their effects become worse during all sorts of tests such as the flight test using a light plane. In this paper, coupled signal magnitude is calculated using the FDTD method. The theory of the FDTD, absorbing boundary condition, source input technique, and post processing of data are explained. The calculated coupling factor between two IFAs, which have 2 ㎓ resonance frequency and placed 5 ㎝ apart, is -12.7 dB. Applied coupling calculation method can be effectively used for KSLV-Ⅰ performance analysis, subsystem design, antenna arrangement, and communication link budget for the next space launch vehicle.

경항공기를 이용한 KSLV-Ⅰ 전자탑재장비 비행시험

지기만(Ki-Man Ji),이수진(Soo-Jin Lee),정의승(Eui-Seung Chung) 한국항공우주연구원 2008 항공우주기술 Vol.7 No.1

KSLV-Ⅰ 발사체에 탑재되는 원격측정시스템, 추적시스템, 비행종단시템, GPS, 관성항법유도시스템의 개별적인 성능과 고흥우주센터 및 제주추적소에 설치된 지상장비와의 연계성능을 확인하기 위하여 항공기를 이용한 비행시험이 요구된다. 시험에 적용할 탑재장비의 선정, 하니스, 운용방법, 안테나 부착방법 등의 면밀한 계획과 분석을 통해 시험의 효율성이 향상되기 때문에 KSLV-Ⅰ의 통신환경과 비행프로파일 등이 비행시험에 최대한 정확하게 고려되어야 한다. 본 논문에서는 KSLV-I 전자탑재장비의 목록과 규격, 비행시험용 랙과 하니스, 항공기 제원, 비행궤적 등 효과적인 비행시험을 위해 준비 및 분석되어야 하는 전반적인 사항이 제시된다. In order to ensure the individual and mutual performances among the telemetry system, tracking system, flight termination system, GPS, and inertial navigation & guidance system which are installed in the KSLV-Ⅰ 2nd stage and ground equipment of the Naro space center, flight test using a light airplane is required. Since the high degree of test efficiency is fulfilled through the minute plan and analysis about selection of the equipment which are applicable to the test, harness, operation strategy, and antenna installation. KSLV-Ⅰ communication environment and flight profile should be precisely taken into account during the flight test. In this document, overall aspect of the KSLV-Ⅰ 2nd stage equipment specification, a rack for the installation, harness, the airplane specification, and flight route which are required for the effective flight test are presented.

KSLV-I 2단부 엔지니어링 모델 복사성 방사/감응 시험

지기만(Ki-Man Ji),이수진(Soo-Jin Lee),정의승(Eui-Seung Chung) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.1

단위 장비 수준에서 시스템 수준에 이르기까지 통제되는 KSLV-I 2단부의 복사성 방사/감응 특성은 탑재되는 위성, 발사체 1단부, 그리고 우주센터에 설치되고 운용되는 지상장비 및 외부 통신망의 정상동작을 보장하기 위하여 전 주파수 대역에 대해 시험 및 관리되어야 한다. KSLV-I과 하부시스템에서 방사되는 비의도성 잡음은 각각의 요구규격에 정의된 제한치 보다 작도록 제한되어야 할 뿐만 아니라 시스템의 특성을 정확히 검증하기 위한 적절한 시험 및 평가 방법도 개발되어야 한다. 본 논문에서는 KSLV-I 2단부 엔지니어링 모델의 전자파적합성 확보를 위해 도출된 복사성 방사와 복사성 감응에 대한 시험규격, 측정방법 그리고 시험 결과가 제시된다. Radiated emission / susceptibility performance of the KSLV-I 2nd stage which are controlled from the unit level to the system level should be examined and managed all over the frequency ranges in order to ensure the normal operation of the SC, the 1st stage of the KSLV-I, ground support equipments which are installed at the space center, and other wireless communication networks. Not only unintentional electric field emissions from the KSLV-I system and its subsystems should be restricted to the levels less than the limits specified in the EMC requirements, but also proper test and evaluation method should be established, respectively. In this paper, radiated emission / susceptibility test limits, method, and test results of the KSLV-I 2nd stage engineering model are presented.

나로호의 EMC 통제를 위한 규격설정 및 검증

지기만(Ki-Man Ji) 한국전자파학회 2014 한국전자파학회논문지 Vol.25 No.3

소형 위성 발사체 나로호의 전자파 적합성 성능은 탑재 위성과 우주센터에 설치되는 지상 장비, 그리고 다른 무선통신망 사이에서 정상적인 동작을 보장하도록 확보되고 검증되어야 한다. 전자파 적합성 성능을 검증하기 위해서는 서브 시스템과 시스템에 대한 적절한 시험 규격과 방법, 그리고 절차가 발사체의 운용 특성과 전자기 환경을 고려하여 수립되어야 한다. 그리고 프로그램 종료단계까지 결정된 규격에 따라 지속적으로 전자파 적합성 특성을 유지 관리하는 것이 요구된다. 본 논문에서는 나로호의 발사체 개발 전 주기 동안 수행된 순차적인 관리 업무를 기술하고, 나로호와 각 서브 시스템의 각 모델에 대한 단계별 시험계획뿐만 아니라, 시험 방법, 규격, 검증시험 결과 등이 제시된다. 또한, 멀티팩션 분석에 대한 결과를 기술한다. Electromagnetic compatibility(EMC) performance of the first Korea space launch vehicle(KSLV-I) should be ensured and verified in order to guarantee the normal operation among the spacecraft, ground facilities which are installed in the space center, and other wireless communication networks. For the purpose of the EMC performance verification, pertinent EMC test specifications, methods, and procedures for both the subsystems and the system should be established in consideration of operational properties and electromagnetic environmental effects. And it is required to maintain and control the EMC properties consistently in accordance with the determined specifications up to the program closing phase. In this paper, sequential management work conducted during the overall development process of the KSLV-I is explained, and not only the phased EMC test plan for each model of the KSLV-I and its subsystem but also test method, specification, and results of the verification tests are presented. And also, multipaction analysis results are presented.

한국형발사체 3단 텔레메트리 시스템의 RF 링크 설계

지기만(Ki Man Ji) 한국항공우주학회 2019 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2019 No.11

KSLV-Ⅰ HBW 점화기 기폭시 발생되는 자계노이즈 분석 및 저감설계

김광수(Kwang-Soo Kim),이수진(Soo-Jin Lee),지기만(Ki-Man Ji),정의승(Eui-Seung Chung),박정주(Jeong-Joo Park) 한국항공우주연구원 2006 항공우주기술 Vol.5 No.1

KSLV-Ⅰ 상단 시스템은 비행 중에 킥 모터 점화, 위성분리와 같은 HBW 점화기 기폭이 순차적으로 발생한다. HBW 점화기의 기폭시에는 일반적으로 전도성 구조물을 통한 단락 전류가 일시적으로 발생한다. 이러한 단락전류는 구동 전원 측으로 최대 전류 값 및 루프 면적에 비례한 일시적인 자기장을 형성시키고 near 필드(λ/2π) 내의 인접하게 위치한 하니스에 자계 결합을 통한 역기전력 발생의 원인이 될 수 있다. 이러한 인접 하니스에 자계 노이즈 결합은 여러 자료를 통해 우주시스템 환경에서 일시적인 데이터 손실의 원인이 되는 것으로 분석되고 있다. 본 논문은 KSLV-Ⅰ의 HBW 점화기 기폭시 발생되는 전도성 구조물 단락전류 귀환현상으로 인한 자계노이즈 분석 및 감쇄방안에 대해 논의하고자 한다. During the flight of KSLV-Ⅰ, there are two activation events of HBW initiator such as kick motor ignition and satellite separation ignition. When the HBW initiator is activated, the short current is temporarily generated through the conductive structure path between the initiator and the activation driving unit. The temporal magnetic field is generated by the short current through the conductive structure. The magnetic field is proportional to the peak value and loop area of the short current. In this document, we will analysis the effect of the temporary magnetic noise by the activation of HBW initiator and provide the protection method against the effect to electronic/electrical systems of KSLV-Ⅰ.

S 대역 신호에 의한 위성항법수신기의 RF 신호간섭

권병문(Byung-Moon Kwon),신용설(Yong-Sul Shin),마근수(Keun-Su Ma),주정갑(Jeong-Gab Ju),지기만(Ki-Man Ji) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.5

본 논문은 시험발사체에 탑재된 송신기에서 송신되는 S 대역 신호에 의해 위성항법수신기에서 나타난 RF 신호간섭을 설명하고, 그 원인을 분석한다. 능동형 위성항법안테나의 LNA는 항법위성 신호와 비교하여 상대적으로 신호세기가 매우 높은 S 대역 신호에 의해 포화되었으며, 2개의 S 대역 신호가 위성항법안테나에 수신될 때마다 GNSS 대역에 해당하는 상호변조신호가 LNA에서 발생하였다. 이러한 현상으로 인해 위성항법수신기에서 계산된 항법위성신호의 C/N0가 크게 감쇄하였다. S 대역 신호에 의한 RF 신호간섭을 차단하기 위하여 위성항법안테나 LNA의 설계변경을 수행하였고, 설계변경 전․후의 LNA에 대해 수행한 비교시험을 통하여 설계변경된 LNA에서 S 대역 신호에 의한 RF 신호감쇄 현상이 억제될 수 있음을 확인하였다. This paper describes the RF(Radio Frequency) interference on the GNSS receiver due to the S-band signals transmitted from the transmitters in the Test Launch Vehicle, and analyzes the cause of the RF interference. Due to the S-band signals that have relatively high power levels compared with GNSS signals, an LNA(Low Noise Amplifier) in the active GNSS antenna was saturated, and the intermodulation signal within GNSS in-bands was produced in the LNA whenever two S-band signals were received from the GNSS antenna. For these reasons, the C/N0 of the satellite signals in the GNSS receiver was attenuated severely. The design of the LNA was changed in order to protect the RF interference due to the S-band signals and the suppression capability of the RF interference was confirmed in the new LNA through the comparison of the old LNA.