Earticle

현재 항공우주연구원은 2008년에 발사 운용 예정인 통신-해양-기상위성의 주요 탑재체들 중의 하나로 한반도 주변 해역의 환경 상태를 정밀 측정하려는 정지궤도 해색센서(GOCI)를 개발하고 있다. 본 논문에서는 해색센서의 궤도상 임무성능 검증을 원할이 수행하기 위해 통합적 광선 추적 기법을 이용한 임무성능 검증 수치모사 모델을 개발 제시한다. 수치모사 모델 내에서 태양은 지구 방향으로 복사에너지를 방사하는 구형 광원으로 입력되었고, 구면인 지구 표면 중 한반도를 중심으로 한 2500km x 2500km 넓이의 곡면 관측 영역은 지표와 해수면으로 구분하여 서로 다른 특성의 람버트 산란 면들로 정의되었다. 수치모사 모델 내에서 해색센서 광학시스템은 태양을 출발하여, 지표 및 해수면의 환경적 특성 변화를 반영하는 반사도의 변화에 따라 산란 후 입사되어오는 광선들의 경로를 추적하여 초점면 광소자에 맺히게 하여준다. 이러한 통합적 광선 추적 기법을 이용하여 개발 중인 해색센서가 궤도상에서 한반도 동남부 연해 상에서 가상적으로 발생된 반사율 감소 0.014에 해당하는 적조현상을 탐지해낼 수 있음을 수치모사 입증하였다. 이 같은 결과는 본 논문에 기술된 통합적 광선 추적 기법을 이용한 과학임무 성능 검증 수치모사 모형은 해색센서 뿐만 아니라, 다른 과학적 측정 목적의 위성 탑재체의 임무성능 검증에도 활용 할 수 있는 기반 기술을 확립하였다는 의의를 제공한다.

GOCi (Geostationary Ocean Color Imager) is one of the COMS payloads that KARI is currently developing and scheduled to be in operation from around 2008. Its primary objective is to monitor the Korean coastal water environmental condition. We report the current progress in development of the integrated optical model as one of the key analysis tools for the GOCI in-orbit performance verification. The model includes the Sun as the emitting light source. The curved Earth surface section of 2500 km x 2500 km includingthe Korean peninsular os defined as a Lambertian scattering surface consisted of land and sea surface. From its geostationary orbit, the GOCI optical system observes the reflected light from the surfaces with varying reflectance representing the changes in its environmental conditions. The optical ray tracing technique was used to demonstrate the GOCI in-orbit performances such as red tide detection. The computational concept, simulation results and its implications to the on-going development of GOCI are presented.

ITU-R은 긴급사안으로 결의 122를 통하여 47.2-47.5 GHz 및 47.9-48.2 GHz 대역에서 HAPS지구국이 우주국 수신기와의 공유를 원할하게 하기 위해서 적용 가능한 전력 제한치를 연구할 것을 요청하였다. 하지만 현재까지 이것과 관련된 연구는 진행되지 않은 상태이다. 이미 개발된 권고서 ITU-R SF.1481-1를 통하여 HAPS를 이용한 FS 시스템과 FSS 시스템간의 공유 가능성을 분석하기 위한 방법과 시스템 특성 파라미터가 제시되었으며, 위 주파수 대역에서 일반적인 HAPS에 대한 시스템 특성에 관하여 권고서 ITU-R F.1500에 도한 제시되었다. 본 논문에서는 결의 122에 따라서 HAPS 지상국에 적용 가능한 전력 제한치에 대한 결과를 제시한다. 이미 권고서 ITU-R SF.1481-1에 언급되었듯이 HAPS 지상국과 FSS 위성시스템간의 공유를 위해서는 충분한 이격거리가 필요하다. FSS 위성수신기로의 이러한 간섭레벨을 줄이기 위해서 HAPS 지상국의 전력 감소와 낮은 부엽레벨을 갖는 안테나 빔패턴의 적용을 고려하여 분석된 공유조건 결과들의 예들을 제시한다.

Under Resolution 122 (Rev. WRC-03), ITU-R is invited to study, as a matter of urgency, power limitations applicable for HAPS ground stations to facilitate sharing with space station receivers in the bands 47.2-47.5 GHz and 47.9-48.2 GHz. However, there have been no studies on this issue. Recommendation ITU-R SF.1481-1 which was developed during past study period, provides methodology and system characteristics for analyzing the sharing feasibility between systems in the FS using HAPS and systems in the FSS. System characteristics for a typical HAPS in the bands above are also given in Recommendation ITU-R F.1500. This paper provides the results on power limitations applicable for HAPS ground stations in accordance with Resolution 122 (Rev. WRC-03). As already shown in ITU-R Recommendation the results show that a sufficient separation distance is required for sharing between HAPS ground stations and FSS satellite systems. We obtain some examples of the sharing conditions considering reducing the power level of HAPS ground stations and using the antenna beam pattern with the low sidelobe to decrease the interference level affecting FSS satellite receiver.

복합임무를 갖는 정지궤도 위성인 통신해양기상위성은 항공우주연구원, 전자통신연구원, 해양연구원, 기상청과 국내외 기업이 공동으로 개발을 수행하고 있다. 통신해양기상위성의 주 계약자는 EADS Astrium이며 전자통신연구원은 정보통신부의 재원으로 Ka 대역 통신탑재체와 지상 관제시스템을 개발하고 있다. 통신해양기상위성의 관제시스템은 궤도상의 위성을 감시하고 제어할 수 있는 유일한 시스템이다. 통신해양기상위성에 탑재되어 있는 세개의 탑재체와 위성체 버스에 대한 임무운용을 위해서 지상 관제시스템은 원격측정 신호의 수신과 처리, 위성의 추적과 거리측정, 원격명력의 생성 및 송출, 위성의 임무계획, 비행역학데이터 처리, 그리고 위성 시뮬레이션을 수행한다. 이와 같은 기능을 적절히 할당해서 통신해양기상위성의 관제시스템은 TTC, 실시간운영, 임무계획, 비행역학, 그리고 위성시뮬레이터와 같은 5개의 서브시스템으로 구성되었다. 본 논문에서는 통신해양기상위성 관제시스템을 구성하는 5 개의 서브시스템에 대한 기능 설계와 인터페이스를 기술한다.

As a multi-mission GEO satellite, COMS system is being developed jointly by KARI, ETRI, KORDI, KMA, and industries from both abroad and domestic. EADS ASRTIUM is the prime contractor for manufacturing the COMS. ETRI is developing the COMS Ka-band payload and SGCS with the fund from MIC. COMS Satellite Ground Control System (SGCS) will be the only system for monitor and control of the satellite in orbit. In order to fulfill the mission operations of the three payloads and spacecraft bus, COMS SGCS performs telemetry reception and processing, satellite tracking and ranging, command generation and transmission, satellite mission planning, flight dynamics operations, and satellite simulation, By the proper functional allocations, COMS SGCS is divided into five subsystems such as TTC, ROS, MPS, FDS, and CSS. In this paper, functional design of the COMS SGCS is described as five subsystems and the interfaces among the subsystems.

기상, 해양 및, Ka-대역 통신 탑재체를 탑재하고 정지궤도에서 기상 및 해양 감시 임무 및 통신 서비스를 수행하는 통신해양기상위성은 기상 및 해양 탑재체에서 관측된 원시 데이터의 지상국 전송 및 지상국에서 처리된 기상 데이터의 최종 사용자국에게 중계 전송을 기상해양데이터통신 서브시스템이 있다. 기상해양데이터통신 서브시스템은 기상 및 해양 탑재체에서 수집된 원시 데이터를 받아 CCSDS 권고안에 준하여 포맷하고 증폭기를 거쳐 지상국에 전송하는 SD 채널과 지상국에서 처리된 기상 데이터를 CGMS 권고안에 따라 LRIT/HRIT 포맷팅된 신호를 최종 사용자국에 중계하는 기능을 제공하는 MPDR 채널로 구성된다. 본 논문은 관측 데이터 전송 및 중계를 위해 구성된 기상 해양데이터통신 서브시스템을 구성하고 서브시스템 예비 성능 해석을 통해 주요 요구 성능 파라미터의 만족 여부를 확인하는데 있다.

The COMS (Communication, Ocean, and Meteorological Satellite) performing meteorological and ocean monitoring and providing communication service with meteorological, ocean and Ka-band payload in the geostationary orbit includes MODCS (Meteorological and Ocean Data Communication Subsystem) which provides transmitting the raw data collected by meteorological payload called MI (Meteorological Imager) and ocean payload named GOCI (Geostationary Ocean Color Imager) to the ground station and relaying the meteorological data processed on the ground to the end-user stations. MODCS comprises of two channels: SD channel which formats the raw data according to CCSDS recommendation, amplifies and transmits its signal to the ground station; MPDR channel which relays to the end-user stations the ground-processed meteorological data in the data format of LRIT/HRIT recommended by CGMS. This paper constructs the architecture of MODCS for transmitting and relating the observed data, and investigates that the key performance parameters have the required margin through the preliminary performance analyses.

한국전자통신연구원은 2008년 말에 발사될 예정인 통신해양위성에 탑재될 Ka대역 안테나서브시스템을 개발하고 있다. Ka대역 통신용 안테나 서브시스템은 위성체의 동,서 판넬에 각각 하나씩 구성되어 있다. 이를 추진하기 위하여 한국전자통신연구원은 현제 대한항공(주)과 공동으로 통신위성 안테나 서브시스템을 설계하고 있다. 본 논문은 이득 변화 등과 같은 안테나 서브시스템 성능 규격을 검증하기 위하여 Ka 대역 반사판 포인팅 에러분석에 대하여 기술한다. 수행된 분석은 열변형에 의한 반사판 표면 변형 데이터 이며 이를 Ticra로 빔패턴의 변화를 확인하였다.

ETRI has been developing the Ka-band Antenna subsystem for COMS(Communications, Ocean, and Meteorological Satellite) which will be launched at the end of 2008. The antenna subsystem employs the two parts: East Panel and West panel of spacecraft. ETRI in cooperation with domestic companies are under design phase for the antenna subsystem development. This paper focuses in the Ka-band reflector pointing error analysis to verify the antenna subsystem performance specification, especially EOC gain variation etc. The analysis performed is that induced by reflector surface deformation as a result of thermo elastic distortion. Beam pattern variations are verified by the use TICRA

통신해양기상위성은 기상 및 해양관측과 Ka-대역의 위성통신 서비스 제공을 주요 임무로 하는 정지궤도 위성이다 이러한 임무 요구사항을 수행하기 위하여, 각 탑재 장치에서 요구하는 전기 및 기계 접속 요구사항을 수용할 수 있는 인터페이스 기능의 필요성이 대두되었다. 본 논문에서는 통신해양기상위성의 기상 탑재체 접속장치의 설계에 관하여 기술하고자 한다. 기상 탑재체 접속장치는 MIL-STD-1533 데이터 버스를 통하여 인공위성 본체를 제어하는 탑재컴퓨터와 기상 탑재체 사이의 인터페이스 기능을 담당한다. 또한 전력조절기의 50V 출력을 기상 탑재체 요구 수준인 42V로 변환하는 전력 변환 기능화 탑재체에서 요구하는 인터페이스 및 통신 프로토콜을 수용하고 있다.

The COMS(Communication, Ocean & Meteorological Satellite) is the geostationary satellite which will be performing three main objectives such as meteorological service, ocean monitoring and Ka-band satellite communications. In order to accomplish these missions, the COMS system needs to implement a specific electrical/mechanical interface functions which are requested by each payload units. This paper describes a on-board interface hardware design for COMS Meteorological Imager(MI). The Meteorological Imager Interface Unit(MI2U) achieves, through MIL-STD-15533 system bus, the interface between the Spacecraft Computer Unit(SCU) and the instrument which is dedicated to MI. MI2U provides a necessary power input to MI from +50V Power Supply Regulator(PSR), and allows adaptation of the specific payload interfaces and protocol to COMS spacecraft.

위성체와 지상국은 위성 운영 전에 접속이 가능한지 여부를 시험한다. 이러한 호환성 시험은 위성체와 지상국의 요구상항이 각각 검증된 후에 위성체와 지상국을 연결하여 시험한다. RF 호환성 시험의 내용은 접속 제어문서에 기술된 요구사항이 잘 개발되었는지 확인하는 것이다. 위성의 초기 운용 기간이나 일시적인 비상 운용상황에서는 항우연 지상국은 해외의 지상국을 이용한다. 해외 지상국은 국내의 특정한 위성 개발 프로그램 하에서 개발된 것이 아니기 때문에 시스템 차원에서 해외 지상국이 접속 요구사항을 만족하는지 검증해야 한다. RF 이동장비를 이용하면 항우연 지상국의 지원없이 해외 지상국에서 직접 접속 요구조건과 통신 내용을 검증할 수 있다. RF 이동장비를 이용한 RF 호환성 시험이 해외지상국과 항우연의 지상국에서 수행되었다. RF 호환성 시험의 항목은 다를 해외 지상국에서 이용할 수 있도록 표준화되었으며 발사 및 초기운용 기간의 운용 개념에 맞추었다. 시험 항목은 RF 특성, 프로토콜, 원격명령 및 원격측정 루프 시험, 지상국 접속 시험 등이다.

A satellite and ground stations which are developed in a program are tested whether the interface between the satellite and ground is well established before satellite operations. These compatibility tests are performed when the satellite is connected with the ground stations after all satellite and ground stations requirements are verified. The content of the RF compatibility test is to check whether the interface requirements which are described on the Interface Control Document are well developed. During the early operation phase and tentative contingency operations of the satellite, KARI ground station uses other oversea ground stations which are located worldwide according to contract between the KARI and the contractor. Since oversea ground stations were not developed for the designated space program, system integrator should check whether the oversea ground stations are satisfied with interface requirements. Using the RF suitcase, RF interface and the content of RF communication can directly be verified during RF compatibility test on oversea ground station without KARI ground station's support. The RF compatibility test using RF suitcase was performed oversea ground stations as well as KARI ground station located on Korea. The content of RF compatibility test was standardized in order to be used at any oversea ground stations, especially fitted for the operations concept of launch and early operations phase. The test content would be RF characteristics, protocol, command loop test, telemetry loop test, and ground station interface test.

디지털 위성 통신 시스템은 다양한 서비스를 제공하기 위하여 지상망과 통합되어 사용되는 경우가 많다. 이 경우에 위성 통신 시스템은 지상망에서 정의한 성능 목표를 만족시켜야 한다. ITU-R 권고서 S.1062 에서는 15GHz 이하의 디지털 위성 통신 시스템의 오류 성능 목표를 명시하고 있다. 권고에서는 오류 버스트 내의 평균 오류의 개수를 로 정의 하고 비트 오류 확률 나누기 를 오류 성능 목표로 제시하고 있다. 본 논문에서는 이러한 오류 성능 목표를 분석하는데 있어서 오류 버스트 내의 평균 오류 개수인 값을 이론적으로 구하는 방법을 제시한다. 이를 토대로 길쌈 부호의 이론 값 및 이에 바탕을 두고 있는 DVB-RCS 터보부호의 값에 대한 이론값을 구하고 시뮬레이션 값과 비교하여 의 이론적인 계산식을 증명해 보일 것이다.

Digital satellite communication systems are usually integrated with terrestrial systems to provide various services. In these cases, they should satisfy the performance objectives defined by the terrestrial systems. Recommendation ITU-R S.1062 specifies the error performance objectives of digital satellite communication systems operating below 15 GHz. The error performance are given in terms of bit error probability divided by the number of the average bit errors in the burst (). This paper presents a theoretical method to estimate that is a very important parameter in the satellite communication systems to analyze the error performance objectives. We show performance estimation result of DVB-RCS turbo code using the presented method, and verify them by comparing to the simulation results.

본 논문에서는 통신해양기상위성 Ka대역 위성통신중계기에 사용하기 위해 개발한 MMIC의 인증 시험에 대해 다루었다. 통신해양기상위성의 통신중계기에 사용될 Ka대역 능동부품은 총 12종의 MMIC를 이용하여 개발되었다. 12종의 MMIC중에는 저잡음 증폭기, 중전력 증폭기, 주파수 혼합기, 주파수 체배기, RF 스위치, 그리고 감쇄기 기능을 갖는 MMIC들이 포함되어 있다. MMIC의 제조 공정은 우주 인증된 시설인 미국 NGST사의 0.15um GaAs pHEMT공정을 이용하였으며, 지난 수십년간 많은 우주 산업 관련 부품 생산 경험을 가지고 있다. 제작된 모든 MMIC에 대하여 Visual Inspection을 수행하였으며, Wafer Lot Acceptance 판정을 위하여 SEM(Scanning Electron Microscope) Inspection을 수행하였다. MMIC의 동작 수명을 보증하기 위해 Test Fixture를 제작하여 125'C의 온도에서240시간 동안의 Burn-in 시험과 1000시간 동안의 가속 수명 시험이 수행되었다. MMIC 부품의 성능 저하 또는 수명 단축의 가장 큰 요인인 pHEMT의 채널온도 상승을 확인하기 위하여 적외선 온도 측정 시험과 유한요소법을 이용한 pHEMT의 채널 온도 해석을 수행하였다.

This paper describes the MMIC product qualification of the Ka band satellite transponder for the COMS(Communication, Ocean and Meteorological Satellite). Ka-band active equipment for the COMS communications transponder are being developed by using 12 kinds of MMICs which include low noise amplifiers, medium power amplifiers, frequency mixers, frequency multipliers, RF switch, and HEMT attenuator MMIC, Those MMICs had been fabricated at the MMIC production foundry of northrop Grumman Space Technology (Velocium) which is qualified for space application, and experienced in various space programs during past decades. For the MMIC product qualification, Visual inspection and SEM inspection had been performed, and burn-in test for 240 hours and accelerated life-test for 1000 hours had been done on test fixtures of individual MMIC products at 125'C. Additionally, infrared temperature scanning and finite element simulation were performed to analyze and confirm the channel temperature of semiconductor devices on several representatives of those MMIC products that os one of the most important factors in performance degradation and life reduction.

본 논문에서 2008년에 발사될 통신해양기상 위성탑재용 Ka 대역 멀티플렉서의 인증모델 결과를 보였다. 이들은 위성통신에서 주파수 자원을 효율적으로 사용하기 위한 위성중계기용 입력 및 출력 멀티플렉서와 반사판 안테나를 송수신 대역에서 공용으로 상요하기 위한 급전용 다이플렉서이다. 4개의 주파수채널을 지닌 중계기 입력부에서 사용되는 입력 멀티플렉서는 높은 주파수 선택도 특성을 지닌 협대역 8차 타원형 필터와 2차 군지연등화기를 갖는 독립 채널 필터들로 이루어져 있다. 출력 멀티플렉서는 저손실 특성을 갖고, 무게 및 부피가 적은 매니폴드 형태가 이용되었다. 급전부에 사용되는 다이플렉서의 송수신 포트는 E 평면 T 접합부를 이용하여 분기되었고, 수신부 필터는 튜닝이 용이하도록 비대칭 유도성 아이리스를 이용한 필터가 적용되었다. 제작된 인증모델 멀티플렉서들은 요구 규격에 맞도록 전기적 성능시험, 진동시험, 기계적 충격시험, 열진공 시험, EMC 시험 등이 실시되었고, 시험결과 비행모델에 적용 가능한 성능을 보였다.

This paper presents the results of Ka band qualification model multiplexers for COMS Payload to be launched in 2008. These are the input and output multiplexers of the satellite transponder to use available frequency resources effectively and the diplexer of the satellite antenna to use the same reflector for both transmitting and receiving frequency bands, respectively. The input multiplexer with four frequency channels has four(4) independent channel filters which consist of an 8-pole elliptic band-pass filter for high frequency selectivity and a 2-pole equalizer for group delay equalization. For low insertion loss, mass and volume reduction, manifold type os employed for output multiplexer. E-plane T-junction is used for either splitting or combining a frequency band into two sub-bands. Asymmetric inductive irises are used to tune the receiving filter easily. The electrical performance and environmental test such as vibration test, mechanical shock test, thermal vacuum test and EMC test are performed and the results of all qualification model multiplexers are compliant to the requirement of each multiplexer. Followed by this qualification, the flight model equipment will be developed.

본 논문은 통신해양기상위성(이하 통해기위성) 위성통신시스템(Ka 대역 통신탑재체 시스템, 정지궤도 위성관제 시스템 및 위성시험지구국으로 구성)의 운용계획에 대해 기술한 논문이다. 위성통신시스템(SATCOM)을 구성하는 Ka 대역 통신탑재체, 시험지구국 및위성관제국 각각의 임무계획 및 제공서비스 종류를 기술하며, 각 시스템간의 인터페이스에 대한 구성 및 기능에 대해서도 기술한다. 특히 위성통신 시스템을 구성하는 각각의 서브시스템에 대한 운용상의 항목 및 기능을 도출하고, 그리고 운용계획을 기술하였다. 또한 통해기위성 통신잡재체를 감시 및 제어하고, 통신서비스망을 감시하기 위한 PCS(Payload Control System)의 기능정의, 구성도 및 운용계획을 제시하였다.

This paper describes operation plans for satellite communications system (SATCOM) which is consisted of Ka band communication payload, geostationary satellite control system and communication test earth station system for the communication, ocean and meteorological satellite system (COMS). Also this paper describes the communication service and mission plans by each system of the SATCOM, and configurations and functions of the system interface between each system. Especially this paper proposes operational items, functions and their configuration diagrams, touches their operational plans. This paper describes function definitions, configuration diagram and operation plans of the PCS )Payload Control System) for monitor and control of the communication payload and communication service network of the SATCOM.

한국전자통신연구원이 개발하여 항공우주연구원의 관제소에 설치한 아리랑2호 위성 관제시스템은 지난 7월 28일 발사된 아리랑2호 위성의 운용에 사용되고 있다. 아리랑2호 관제시스템의 대표적인 기능으로는 원격측정데이터 수신 및 처리, 원격명령 생성 및 송신, 위성 추적 및 거리측정, 궤도 예측 및 결정, 위성자세 조정계획, 그리고 위성 시뮬레이션 등이 있다. 아리랑2호 위성은 아리랑1호 위성의 임무를 이어받아 수행하며, MSC (Multi Spectral Camera) 및 정밀궤도결정, 정밀자세결정 등을 통해 아리랑1호에 비해 훨씬 향상된 해상도의 사진을 제공하는 성능을 가지고 있다.

The Mission Control System for KOMPSAT-2 was developed by ETRI and is being operated at Satellite Control Center at KARI to monitor and control KOMPSAT-2 (KOrea Multi-Purpose Satellite) which was launched in July 28th, 2006. MCE provides the functions such as telemetry reception and processing, telecommand generation and transmission, satellite tracking and ranging, orbit prediction and determination, attitude maneuver planning, satellite simulation, etc. KOMPSAT-2 is the successor of KOMPSAT-1 which is an earth-observation satellite. KOMPSAT-2 has higher resolution image taking ability due to MSC (Multi Spectral Camera) payload in the satellite and precise orbit and attitude determination by Mission Control System. It can produce one meter resolution image compared to six meter resolution image by KOMPSAT-1.

이동통신을 비롯하여 많은 무선통신 시스템에서 사용자들의 멀티미디어 정보에 대한 수용가 증가함에 따라 채널의 용량을 늘리기 위한 여러 가지 방법들이 시도되고 있다. 그러나 현실적으로 여러 가지 제약에 의하여 사용할 수 있는 채널의 숫자와 용량이 제한되어 있다. 이러한 상황을 해결하여 좀 더 크고 많은 채널을 얻기 위한 여러 가지 방법들이 소개되었고 현재에도 연구되고 있다. 이 논문에서는 위성 DMB시스템을 기반으로 하여 제시된 여러 가지 방법 중 계층변조 방식을 이용하여 채널의 용량 및 그에 따른 성능을 분석하도록 한다. 특정 환경에서 사용자 수 증가에 의한 성능분석 및 계층면조 방식과 기존의 방법을 비교 분석하도록 한다.

Future communication systems are to be designed to support and serve multimedia and multipledata transmission. Nowadays, requirement of mobile subscribers for the various information such as movie, GPS(Global Positioning System) information, news-is increasing significantly. However, due to practical reasons, the capacity and number of capable channels are limited. To solve this problem, a large number of methods and schemes have been proposed and are under research. In this paper, we demonstrate how satellite DMB (Digital Multimedia Broadcasting) system works with hierarchical modulation scheme. By using hierarchical modulation, we can analyze the capacity. Meanwhile, system performance os evaluated and compared to conventional DMB system without using hierarchical modulation.

통신해양기상위성의 전력계는 향상된 Eurostar 3000 버전에 바탕을 두고 있다. Eurostar 3000 전력계는 정상상태 또는 하나의 결함에서도 자율적으로 동작하며 높은 수준의 재구성 능력 및 유연성을 제공한다. 본 논문에서는 통신해양기상위성 전력계 예비설계 결과를 소개한다. 통신해양기상위성 전력계는 하나의 배터리, 태양전지어레이 윙, 전력공급기, 파이로 유닛 및 태양전지어레이 구동기 그리고 릴레이 및 퓨즈 브래킷 들로 구성된다. 통신해양기상위성 전력계는 3 kW의 버스 전력을 제공할 수 있다. 태양전지어레이는 2개의 태양전지판으로 구성된 전개할 수 있는 윙으로 구성된다. 태양전지는 GaAs/Ge 3중 접합 셀로 선정되었다. Li-ion 배터리는 10개의 직렬 연결된 셀 모듈로 구성되며 각 모듈은 셀 5개가 병렬로 연결된다. 전력공급기는 태양전지어레이 및 배터리와 함께 50 V로 완전 정류된 하나의 전력 버스를 생성한다. 전력 버스는 릴레이 및 퓨즈 브래킷 들에 의해 중앙 집중되어 보호되고 분배된다. 파이로 유닛은 점화 작동기 장치로 전력을 공급한다. 태양전지어레이는 자세제어계의 제어로 태양전지어레이 구동기에 의해 회전된다. 전력계의 제어 및 감시는, 특히 배터리, 전력공급기와 탑재 소프트웨어의 결합으로 수행된다.

The COMS(Communication, Ocean and Meteorological Satellite) EPS(Electrical Power Subsystem) is derived from an enhanced Eurostar 3000 version. Eurostar 3000 EpS is fully autonomous operation in nominal conditions or in the event of a failure and provides a high level of reconfigure capability. This paper introduces the COMS EPS preliminary design result. COMS EPS consists of a battery, a solar arrat wing, a PSR(Power Supply Regulator), a PRU(Pyrotechnic Unit), a SDAM(Solar Array Drive Mechanism) and relay and fuse brackets. COMS EPS can offer a bus power capability of 3 kW. The solar array is made of a deployable wing with two panels. One type fo solar cells is selected ad GaAs/Ge triple junction cells. Li-ion battery is base lined with ten series cell module of five cells in parallel. PSR associated to battery and solar array wing generates a power bus fully regulated at 50 V. Power bus os centralized protection and distribution by relay and fuse brackets. PRU provides power for firing actuarors devices. The solar array wing is rotated by the SADM under control of the attitude orbit control subsystem. The control and monitoring of the EPS, especially of the battery, is performed by the PSR in combination with the on-board software.