STEP Cube Lab. System

STEP Cube Lab.

System

임무목적

과학적/기술적 임무목적

• 해외에선 활발하게 연구 진행 중이거나 궤도상에서 검증시험이 수행된 우주핵심기 술에 대한 국내 기술적 지적 기반을 구축

• 국내 산학연에서 기 수행되었으나 논문 연구실적으로만 그친 우주핵심기술을 발굴 하고 탑재를 위한 지상시험 계획을 수립, 그리고 이를 구현하기 위한 위성의 설계/제 작/시험/발사/궤도 및 지상운용에 이르는 위성 시스템 전반의 기술을 습득

• 본 위성에 탑재 예정인 탑재체에 대해 궤도상 검증을 위한 시스템 구성 및 검증항목

을 산학연과 협의하고, 궤도상 획득 데이터를 제공하며 이를 통해 학계간 교류 및 미

래 우주핵심 원천기술로의 발전을 위한 지적 기반을 구축

한국과학기술원 기계공학과 나노

열전달 연구실 가변 방사율

라디에이터 MEMS 추력기

조선대학교 항공우주공학과 추진/연소 연구실

조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실

무충격 구속분리장치

:자체개발 조선대학교

항공우주공학과 우주기술융합연구실

STEP Cube Lab.

MEMS I/F 보드 공동제작

조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실

집광형 태양전력 시스템 한국산업기술대학교

기계공학과 상변화 물질 (PCM)

탑재체 활용방안

무충격 구속분리장치

• 기존 큐브위성에 적용되어온 열선 절단방식의 경우 구성방식이 간단한 반면 체결력 이 약하고 시스템 복잡화의 문제점이 존재하나, 제안된 구속분리장치는 강한 체결력 과 다수의 구조물을 동시에 구속분리 가능한 장점을 지님

• 따라서 본 STEP Cube Lab.으로 궤도 검증 시, 타 소형위성의 다양한 미션에 적용 할 수 있는 Reference로 활용 가능함

MEMS 추력 기

• MEMS 추력기 제작 기술(Glass 에칭, PhotoResist, UV 노광, 박막 공정 등)은 종래 까지 궤도 검증된바 없으며, 본 STEP Cube Lab.을 통해 MEMS추력기를 궤도 검증 함으로써 상기의 공정을 추후 Heritage로 활용 가능함

CPV System

• 본 STEP Cube Lab.을 통해 궤도 검증 시, 다양한 소형위성 미션에 적용 가능하며, 3 축 태양지향 자세제어 등에 적용 시 태양전지판 효율 극대화 가능

• 현재 적용 재료(PMMA)는 Space Application으로 적용된 사례가 전무하기 때문에, 해 당 재료에 대한 우주환경에서의 소재 특성변화 확인 가능함

가변방사율 라디에이터

• 기계적 제어방식을 활용하는 기존의 가변방사율 라디에이터의 경우 발사환경에서의 취약함이 존재하고, 소형위성에 탑재하기에는 부피와 무게 증가 및 추가적인 구동 전 력의 위험성이 존재하나, 소재특성을 활용한 본 가변방사율 라디에이터 적용 시 상기 의 위험성을 극복 가능하며, 방사율이 고정된 기존의 방열판과 달리 온도에 따라 방 사율이 변화하는 소재 자체의 특성으로 저온에서의 히터전력소모를 불필요로 한 장 점이 있음. 따라서, 본 STEP Cube Lab.으로 궤도검증 시 위성시스템의 단순화 및 전 력버짓의 이득이 기대 가능함

PCM (상변화물질)

• PCM은 물리적 상변화에 의해 열에너지를 저장하거나 방출하는 원리로 수동적인 열 제어가 가능해 별도의 열제어 장치없이 정밀장비 보호가 가능하며, 단위부피 또는 단 위무게 당 열에저지의 저장용량이 크기 때문에 현 열장치보다 부피나 무게 축소가 가 능함

System Architecture

Chosun University Ground Station Launch

L/V P-POD

STEP Cube

Lab.

P-Pod Separation Orbit

Injection

Technology Experiment

& Verification on orbit

STEP Cube Lab. HBS

STEP Cube Mission.

STEP Cube Mission.

Space Segment

Space Segment

STEP Cube System STEP Cube

System

Payload System Payload

System

MEMS Thruster Module MEMS Thruster

Module

MEMS Thruster I/F Board MEMS Thruster

I/F Board

MEMS Thruster

MEMS Thruster

CPV System

CPV System

Fresnel Lense Fresnel

Lense

Holding&Releas e Mechanism Holding&Releas

e Mechanism

Separation Nut Separation

Nut

Heating Wire Actuator Heating Wire

Actuator

Deployment Status Switch Deployment Status Switch

Variable Emiitance

Radiator Variable Emiitance

Radiator

Fixed Emiitance Radiator Fixed Emiitance

Radiator

PCM PCM

Bus System Bus System

Structure Subsystem Structure Subsystem

Primary Structure Primary Structure

Secondary Structure Secondary

Structure

Thermal Subsystem

Thermal Subsystem

MLI MLI

Temperatur e Sensor Temperatur

e Sensor

Test Heater Test Heater

C&DH Subsystem

C&DH Subsystem

C&DH Board C&DH Board

NanoHub Top I/F

Board NanoHub

Top I/F Board

EPS Subsystem

EPS Subsystem

Solar Cell Solar Cell

Battery Battery

EPS Board EPS Board

Communication Subsystem Communication

Subsystem

UHF Antenna

UHF Antenna

Communica tion Board Communica

tion Board

ADCS ADCS

Permanent Magnet Permanent

Magnet

Hysterisis Damper Hysterisis

Damper

GPS GPS

GPS Board GPS Board Ground

Segment Ground Segment

CHOSUN GS CHOSUN

GS

Documentation

Tree

팀 구성 및 역할

System Requirements (1/5)

REQ.

ID Requirements Method Compli

I R A T D ance Mission Requirements

STMR1 0010

Non-explosive Holding and Release Mechanism Verification

무충격 구속분리장치를 적용한 구속 및 분리방식의 발사 및 궤도환경에서의 성능검증이 가능한 시스템을 구축할 것

∨ -

STMR1 0020

MEMS Thruster Assembly Verification

MEMS 추력기 모듈의 발사 및 궤도환경에서의 성능 검증이 가능한 시스템을 구축할 것 ∨ -

STMR1 0030

MEMS Concentrating Photovoltaic System Verification

MEMS 집광형 태양전지 시스템을 통해 태양빛을 집광하여 태양전지의 효율적 전력생성 이 가능하도록 설계하고 발사 및 궤도환경에서의 성능 검증이 가능한 시스템을 구축할 것

∨ -

STMR1 0040

Variable Emittance Radiator Verification

가변 방사율 라디에이터 탑재체의 발사 및 궤도환경에서의 성능 검증이 가능한 시스템을 구축할 것

∨ C

STMR1 0050

PCM Verification

상변화물질 탑재체의 발사 및 궤도환경에서의 성능 검증이 가능한 시스템을 구축할 것 ∨ -

Operational Requirements

STOR1 0010

Life Time

발사일로부터 1년 동안 지정된 임무수행이 가능하도록 설계 할 것 ∨ ∨ -

STOR1 0020

Data Distribution

획득된 데이터는 데이터 중계위성을 거치지 않고 지상국과의 직접교신으로 전송 가능 할 것

∨ ∨ -

STOR1 0030

Telemetry for Status Confirmation

발사체로부터 분리, 전개구조물의 전개완료 그리고 큐브위성 내부 구성품의 Status를 확 인 가능한 Telemetry를 제공 가능 할 것

∨ -

System Requirements (2/5)

Interface Requirements

STIR10 010

Satellite Internal I/F

주요 임무보드간 내부통신이 가능한 I/F를 구축할 것 ∨ ∨ -

STIR10 020

Temperature Sensor

주요임무 탑재체의 온도정보 제공이 가능할 것 ∨ ∨ -

STIR10 030

Test Heater

궤도상에서 히트파이프 정상작동 확인을 위한 테스트히터를 제공할 것 ∨ ∨ -

STOR1 0040

Telecommand for Mission Operation

지상으로부터의 Telecommand에 의해 큐브위성의 임무수행이 가능 할 것 ∨ -

STOR1 0050

Satellite Position Data Acquisition

GPS의 수신범위가 MEMS 추력기의 임무수행 후 천이된 궤도범위를 측정 가능 할 것 ∨ C

STOR1 0060

Mission Mode

임무수행을 위한 Mission모드를 정의하고 이에 따라 시스템운용이 가능하도록 할 것 ∨ C

STOR1 0070

Survivability

지정된 임무기간 동안 구조체 및 전장품을 포함한 모든 구성품은 발사 및 저궤도 우주환경 에서 생존 가능하도록 설계 할 것

∨ ∨ ∨ PC

STOR1 0080

Responsiveness

지상국의 명령신호에 따라 탑재체 및 위성의 임무를 즉시 수행하고 획득된 데이터는 접촉 시간 내에 지상으로 전송 가능 할 것

∨ ∨ -

STOR1 0090

Operating System

위성전체 시스템 운용을 위한 실시간 운영체제가 구축될 것 ∨ ∨ C

STOR1 0100

Satellite Mission Data Acquisition

각 탑재체의 운용모드를 통해 획득된 데이터의 수집 및 저장이 가능할 것 ∨ -

REQ.

ID Requirements Method Compli

I R A T D ance

System Requirements (3/5)

Constraints

STIR10 060

Kill Switch & Separation Spring I/F

P-POD 분리를 위한 분리 스프링과 분리상태 확인을 위한 스위치 장착 I/F를 마련할 것 ∨ C

STIR10 070

Payloads Location I/F

탑재체를 장착하기 위한 I/F를 제공할 것 ∨ C

STCR10 010

Cost

큐브위성 설계, 제작 및 시험을 포함하여 비행모델을 1.7억원에 개발 할 것 ∨ -

STCR10 020

Schedule

지정된 개발기간 24개월 내에 최종 비행모델을 개발 할 것 ∨ -

STCR10 030

Orbit Environments

큐브위성은 LEO(Low Earth Orbit)에서 운용 될 것 ∨ C

STCR10 040

Regulations

큐브위성 개발은 최대한 우주개발 선진국의 Standard rule을 적용하여 진행하고 이를 기반 으로 큐브위성 개발에 필요한 독자적인 우주인증체재를 구축할 것

∨ ∨ C

STCR10 050

Verification Test

개발된 위성은 반드시 우주검증시험을 수행하여 임무기간 동안의 발사 및 궤도환경에서의 생존성을 보장할 것

∨ -

STIR10 040

Ground Station Communication

지상국과 위성체 간의 통신이 가능할 것 ∨ -

STIR10 050

Mission Control

지상국으로부터의 원격조정이 가능할 것 ∨ -

REQ.

ID Requirements Method Compli

I R A T D ance

System Requirements (4/5)

STCR10 060

Interfaces

발사체 및 P-POD이 요구하는 기계적/전기적 접속부기능을 제공하고 요구조건을 충족할 것 ∨ C

STCR10 070

Mass

큐브위성 총 질량은 ≤1.33kg로 설계 할 것 ∨ ∨ PC

STCR10 080

Outgassing TML

TML(Total Mass Loss) 1%이하 요구조건을 만족하는 재료를 사용할 것 ∨ C

STCR10 090

Outgassing CVCM

CVCM(Collected Volatile Condensible Material)은 0.1% 이하 요구조건을 만족하는 재료를

사용할 것 ∨ C

STCR10 100

Satellite Material

구조체의 재료는 Aluminum 7075 또는 6061을 사용할 것 ∨ C

STCR10 110

Deactivation of Electronics

어떠한 전자 부품도 발사하는 동안 비 활성화될 것 ∨ -

STCR10 120

Access Port

개발된 위성은 Access Port를 구비할 것 ∨ C

STCR10 130

Inclusion of RBF Pin

RBF(Remove Before Flight)핀을 포함할 것 ∨ C

STCR10 140

Volume

큐브위성 총체적은 ≤1U로 설계 할 것 ∨ C

REQ.

ID Requirements Method Compli

I R A T D ance

System Requirements (5/5)

STCR10 150

Power

임무수행에 필요한 총 전력이 공급 가능한 전력계를 설계 할 것 ∨ C

STCR10 160

Avoidance of Pyrotechnic Device

구속분리장치 운용 시 Main payload 및 타 큐브위성으로의 피해방지를 위해 파이로 분리장 치 사용하지 말 것

∨ C

STCR10 080

Outgassing TML

TML(Total Mass Loss) 1%이하 요구조건을 만족하는 재료를 사용할 것 ∨ C

REQ.

ID Requirements Method Compli

I R A T D ance

STEP Cube Lab. 시스템 개요 (1/2)

Items Specifications

위성 명칭 STEP Cube Lab. (Cube Laboratory for Space Technology Experimental Project의 약자) 전체 질량 총 1.113kg (Palylods: 0.1882kg, Structure: 0.3697g, Elec. Board: 0.476kg)

위성 형상 및 체적 Cube/1U (134.27mm×100.65mm×113.5mm) 고도 및 운영궤도 600 km, 태양동기궤도, 궤도경사각: 97.78°

접촉시간/식시간 평균 10.3분 (5회/일)/평균 30.5분

탑재체 구속/분리장치, MEMS 추력기 모듈, CPV System, 진동형 히트파이프, 가변 방사율 라디에이터

발사체/위성분리방식 P-POD로부터 분리

위성안테나 분리방식 Gomspace사 Heritage 메커니즘 적용(구속분리장치는 궤도상 기능검증용)

지상국 운용 조선대학교 내에 자체 지상국을 구축

자세제어 방식 영구자석과 히스테리시스 댐퍼를 이용한 수동안정화 방식 (CPV 시스템의 과다온도 상승 방지 목적) 영구자석: AlNiCo-3 (0.6 Am²), 히스테리시스 댐퍼: HyMu 80 (0.35T)

열제어 방식 수동 열제어 방식

통신 방식 대역(Uplink/Downlink) : 437.485 Mhz, UHF Antenna를 사용한 송/수신 방식

안테나

UHF Antenna

제조사 : Gomspace, 배치형상 : UHF Turnstile Antenna, 타입 : Rigid Antenna tube GPS Antenna

제조사 : Adactus, Gain : 27dB Typ., Mass : 4 g, Consumption : 9.0mA(3.3V DC), 허용온도 : -40°C to +85°C

STEP Cube Lab. 시스템 개요 (2/2)

Items Specifications

소요전력 및 생성전력 소요전력: 1.74W (during a revolution), 생성전력: 2.126W (during sunlight time) 태양 발전 방식 CPV System시스템을 적용한 고효율 태양전지 전력 시스템

태양전지

Improved Triple-Junction Gallium Aresenide

제조사 : Gomspace, 효율 :30%（BOL）, Total Cell Mass : 26g*4＝104g Cell Area : 1 Solar Panel=60.36cm2×4개 =241.36cm2

배터리 제조사 : Gomspace, 전압 : 8.４V Li-ion Battery, 용량 : 2600mAh

OBC 보드 제조사: Gomspace, - 허용온도: -40°C to +85°C

Memory :Static RAM(2MB), Data Storage(4MB), Code Storage(4MB), MicroSD card support(2GB)

Communication 보드

제조사: Gomspace, - 허용온도: -30°C to +60°C 주파수: (Uplink/Downlink) 437.485 MHz (Transceiver)

GPS 보드 제조사: Novatel, - 허용온도: -40°C to +85°C Position Accuracy: 1.5m

EPS 보드 (with Battery)

제조사 : Gomspace, - 허용온도 : -40°C to +85°C 총６개의 3.3V 및 ５V Output, 전력조절기 효율: 93%

센서 온도센서 (PCM : 2EA, Variable Emittance Radiator : 1EA, Fixed Emittance Radiator : 1EA ) Switch Kill Switch (2EA), Deployment Status Switch (1EA)

STEP Cube Lab. 운용 개념 (1/4)

운용모드 정의 (1/3)

– 분리모드(Separation Mode)

• P-POD분리 후 안테나 전개 모드

– 순항 모드(Cruise Mode)

• 위성의 기본 운용 모드

• 비상 대기모드

– 통신 모드(Communication Mode)

• 송신모드변환 명령 및 임무수행 명령 신호를 위성으로 전송

• CW를 통해 House-Keeping Data를 지상국으로 전송

• 임무모드로부터 획득된 데이터를 지상국으로 전송

– 임무 모드(Mission Mode)

• 구속/분리장치 검증모드

• CPV System 검증모드

• MEMS 추력기 모듈 검증모드

• 가변방사율 라디에이터 검증모드

• 진동형 히트파이프 검증모드

STEP Cube Lab. 운용 개념 (2/4)

운용모드 정의 (2/3)

Mode Sub-Mode Description

Separation Mode

• 발사체의 P-POD에서 큐브위성 분리 시 Kill switch 작동과 동시에 OBC와 EPS 작 동

• 안테나 전개

• 안테나 전개 후, Communication Board에서 CW Beacon 송출

• 지상국에서 CW Beacon이 확인되면, 안테나 전개가 이루어졌다고 판단하고, 지속 적 통신을 통해 위성의 위치 추적 및 순항모드로 전환

Cruise Mode

Normal Mode

• 지상국 명령 대기 및 배터리 충전 수행

Emergency Mode

^• 상기 운용모드와 별도로 위급상황 시 소비전력최소화를 위해 최소한의 Unit만을 On상태로 유지하여 문제를 진단하고 해결

Communication Mode

• 송신모드변환 명령 및 임무수행 명령 신호를 위성으로 전송

• CW를 통해 House-Keeping Data를 지상국으로 전송

• Mission Mode를 통해 획득된 데이터를 지상국으로 전송

운용모드 정의 (3/3)

STEP Cube Lab. 운용 개념 (3/4)

Mission Mode

Holding & Release Mechanism

• 지상국 명령을 통해 구속/분리 장치를 구동

• OBC에 DSSW(Deployment Status Switch)의 상태정보 데이터 저장

CPV System

• 위성의 생성 전력 정보 데이터를 획득하기 위해 지상국은 Uplink Command를 송신

• 명령에 따라 CPV System이 적용된 패널과 비 적용된 패널로부터 한 주기 동안(96 분) 생성된 전력 정보 데이터 저장

MEMS Thruster

^• 위성의 임무기간 동안 일정 간격으로 MEMS 추력기를 작동시키고 GPS를 이용하 여 위성의 위치 정보 데이터 저장

Variable Emittance Radiator

• Variable Emittance Radiator와 Fixed Emittance Radiator로부터 한 주기 동안(96분) 온도 정보 데이터 저장

PCM

^• 상변화물질 용기의 상부와 측면의 온도정보 데이터 저장

• 상변화물질 작동온도 미도달 시 히터를 이용하여 작동온도환경 조성

Mode Sub-Mode Description

STEP Cube Lab. 운용 개념 (4/4)

각 운용모드별 주요장비 On & Off Status

Units Separatio n Mode

Cruis e Mode

Com.

Mode

Mission Mode

Holding&

Release Mechanism

Test Mode

CPV System Test

Mode

MEMS Thruste r Test Mode

Variable, Fixed Emittance

Radiator Test Mode

PCM Test Mode

OBC

O O O O O O O O

EPS

O O O O O O O O

Communicatio

n

O O O O O O O O

NanoHubTop

O X X O X O O O

Mechanism

Actuator

X X X O X X X X

DSSW

X X X O X X X X

MEMS Thruste r

I/F Board

X X X X X O X X

GPS

X X X X X O X X

Test Heater

X X X X X X X O

Temperature

Sensor

X X X X X X O O

임무 성공기준

Mission Success Criteria

– 임무수행에 있어 각 단계별 성공기준을 다음과 같이 설정

Payload On-orbit Verification Plan

Success Level Description

Level I

• 시스템의 성공적 운용 및 개발탑재체의 목표기능검증

Level II

• 발사환경에서 생존하고, 위성의 위치 및 상태정보에 대한 신호를 수신

Level III

• 임무/시스템 설계를 통한 체계 및 부체계 요구규격 도출을 통한 성공적 비행모델

개발

Payloads Description

Holding & Release

Mechanism

^• 스위치 메커니즘의 Status를 통한 전개유무 판단을 통해 성공여부 검증

CPV System

^• EPS의 House Keeping Data(Voltage, Current)로부터 CPV시스템이 적용된 판넬과 비 적용된 판 넬의 데이터 분석을 통한 전력생성효율 검증

MEMS Thruster

^• 총9개 점화기의 점화 전/후 위치정보 데이터 및 점화기의 온도정보데이터 분석을 통해 점화 성 공여부 검증

Variable Emittance Radiator

• 고정/가변 방사율 라디에이터로부터 획득된 온도데이터를 통해 가변 방사율 라디에이터의 유효 성 검증

PCM

• 상단 및 측면으로부터 획득된 온도데이터를 통해 PCM의 유효성 검증

STEP Cube Lab.

Mech.

Configuration (1/4)

Stowed Configuration

Variable Emittance Radiator

CPV Lens

Holding & Release Mechanism

MEMS Thruster Module

PCM (Phase Change Material)

Deployment Status Switch

Z

Y

X

STEP Cube Lab.

Mech.

Configuration (2/4)

Deployed Configuration

Holding & Release Mechanism UHF Antenna (4EA)

PCM

(Phase Change Material)

Z

Y

X

STEP Cube Lab.

Mech.

Configuration (3/4)

Internal Configuration

MEMS Thruster Module

EPS Board

GPS Antenna Board

Communication Board OBC Board

UHF Antenna Board

Deployment Status Switch Released Holding Nut

PCM Hysteresis

Damper

Z

Y

X

STEP Cube Lab.

Mech.

Configuration (4/4)

STEP Cube Lab. Configuration

STEP Cube Lab. Elec. Configuration.(1/2) Communication Interface

Ant cutter

NanoHub Top

Fixed rad.

Var. rad.

DS Switch

GPS Antenna

Novatel OEM615 GPS

NanoCom ANT430

NanoCom U482C

NanoMind A712D

I2C Temp.

Sensor

MEMS Thruster Interface

Board

NanoPower P31U

Structure Payload Board

PCM H&R Mech.

Magnet Hysteresis

Test Heater

I2C

I2C

I2C RF cable

RF cable

^UART

RS 232

I2C

Kill Switch I/F X+

X-

Y+

Y-

MEMS Thruster

Charge & test interface

STEP Cube Lab. Elec. Configuration.(2/2) Power Interface

Ant cutter

NanoHub Top

DS Switch

GPS Antenna

Novatel OEM615

GPS NanoCom

ANT430

NanoCom U482C

NanoMind A712D

I2C Temp.

Sensor

MEMS Thruster Interface

Board

NanoPower P31U

Structure Payload Board

H&R Mech.

Test Heater

RF cable

RF cable

Kill Switch I/F

X+

X-

Y+

Y-

MEMS Thruster

Solar Panels

5V

3.3V 3.3V

5V 3.3V

3.3V 3.3V

3.3V V_battery

V_battery

STEP CUBE Lab. 시스템 버짓(1/3)

CDR 기준 Mass Budget

Compone

nt Part

Predicti onMass(

Kg)

Actual Mass(K

g)

Compone

nt Part

Predictio nMass(K

g)

Actual Mass(K

g)

Structure

Primary

Structure 0.1 -

Electronics

Communicati

on Board 0.075 -

Secondary

Structure 0.086 0.0677

EPS Board 0.2 -

GPS Board 0.018 -

Fasteners 0.202 - OBC Board 0.055 0.054

NanoHub 0.025 -

Sub Total 0.3842 0.3697

Solar Panel 0.104 -

Payload

Mechanism 0.02 - Sub Total 0.477 0.476

MEMS Thruster 0.056 0.0552 ADC 0.00177 -

CPV System 0.018 0.0092 UHF Antenna 0.03 -

PCM 0.1 - GPS Antenna 0.004 0.0045

Radiator 0.014 0.027 Etc. 0.02 0.02

Total Sum 1.125 1.113

Sub Total 0.208 0.1882

Margin(w.r.t Req. of 1.33Kg) 0.205 0.217

STEP CUBE Lab. 시스템 버짓(2/3)

CDR 기준 Power Budget

(Unit: W)

Units Stand-by(W) Peak Power(W) Peak Time(%) Ave. Power(W) Remark

OBC 0.43 0 0 0.43 Always On

EPS 0.125 0 0 0.125 Always On

MEMS Thruster 0 0 0 0

Mechanism

Actuator 0 0 0 0

NanoHub Top 0 0 0 0

Test Heater 0 0 0 0

COMM 0.231 5.5 5.17 0.515 Contact Time 고려

GPS 0 0 0 0

Margin(10%) - - - 0.0535

Total - - - 1.124

Time(min) Parameter Power(W) Power(Wh) Char./Dischar.

(Wh) Remark

Daylight 61.4 Generation 2.07 2.126 - Effective Area

(전체면적의 25%) 고려 Consumption -1.124 -1.150 - Communication Mode Available Power for Charging 0.976

Actual Power for Charging 0.908 Converter Eff. = 0.93 고려 Eclipse 35.3 Consumption -1.124 -0.661 -0.661 Communication Mode

Required Power for Charging 0.246

Power Budget 11.58 % 전력 버짓 만족

STEP CUBE Lab. 시스템 버짓(3/3)

CDR 기준 Link Budget

Item Sym. Unit Value

Frequency f MHz 437

Tx Power P dBW 17

Tx Line Loss L_lt dB -3 Tx Ant. Peak Gain G_pt dBi 18.9

Tx Ant.

Pointing Loss L_pl dB -3 Equiv.Isotropic Radiated

Power EIRP dBW 29.9

Propagation

Path Length S km 1932.3

Free Space Loss L_s dB -151 Atmospheric Loss L_a dB -0.2 Polarization Loss L_pol dB -0.3 Rx Ant. Peak Gain G_rp dBi 2 System Noise Temp T_e K 616.6

Data Rate R bps 1200

Bit Energy/Noise Ratio E_b/N₀ dB 48.95 Bit Error Rate BER 10^-5 Req'd Bit Energy/Noise Ratio E_b/N₀

(req) dB 9.6

Implementation Loss - dB -5

Margin - dB 34.35

Item Sym. Unit Value

Frequency f MHz 437

Tx Power P dBW 4

Tx Line Loss L_lt dB -1 Tx Ant. Peak Gain G_pt dBi 2

Tx Ant.

Pointing Loss L_pl dB -1 Equiv.Isotropic Radiated

Power EIRP dBW 4

Propagation

Path Length S km 1932.3 Free Space Loss L_s dB -151 Atmospheric Loss L_a dB -0.2 Polarization Loss Lpol dB -0.3

Rx Ant.

Peak Gain G_rp dBi 18.9 System Noise Temp T_e K 574

Data Rate R bps 9600

Bit Energy/Noise Ratio E_b/N₀ dB 29.5 Bit Error Rate BER 10^-5 Req'd Bit Energy/Noise Ratio E_b/N₀

(req) dB 9.6

Implementation Loss - dB -5

Margin - dB 14.98

[Up Link] [Down Link]

Orbit Design

STEP Cube Lab. Orbit

Type Sun-Synchronous(Circular)

Altitude 600km

Inclination 97.78°

Eccentricity 0

LTAN 10:30 am

Period ~97.6 min

Perturbation J2

[Orbit Parameter]

Durati on

Sunlight Time (min)

Eclipse Time (min)

Min 14.8 29.29

Max 62.3 29.31

Mean 62.3 29.30

Total 997 443

[Sunlight Time/Eclipse Time (24H)]

Access Time Duration (min) Min/Max/Mean

1 6.0985 Min 6.0985

2 12.798 Max 12.798

3 9.087 Mean 10.280

4 12.207 Total 51.404

5 11.212

[Contact Time To Ground Station]

[Ground Track in a Day ]

System Budget Management (1/3)

Mass Budget Management

M a s s : K g

(CDR Phase: 26%의 실제 측정치 반영)

0.967

1.141 1.113

0.363

0.189 0.217

0 0.2 0.4 0.6 0.8 1 1.2 1.4

2차경연 PDR CDR

Total Sum. Margin

(Mass Req. : 1.33kg)

System Budget Management (2/3)

Power Budget Management

1.4

2.32

2.126

1.2

1.41

1.74

9.6

36.12

11.6

0 5 10 15 20 25 30 35 40

0 0.5 1 1.5 2 2.5

2차경연 PDR CDR

Generated Power Required Power Margin

P o w e r : W h M a rg in : %

System Budget Management (3/3)

Link Budget Management

29.8172

27.93

34.35

10.8036 11.78

15

0 5 10 15 20 25 30 35 40

2차경연 PDR CDR

Uplink Downlink

L in k M a rg in : d B

STEP Cube Lab. 개발계획

PCM Delivery