KR101086752B1 - 위성체 배터리 모사장치 - Google Patents

위성체 배터리 모사장치 Download PDF

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Abstract

본 발명은 위성체 배터리 모사장치에 관한 것이다. 본 발명에 따른 장치는 위성체 배터리와 동일한 규격의 위성체 시험용 배터리를 포함하는 전원 저장부, 전원 저장부에 전력을 공급하여 위성체 시험용 배터리를 충전시키거나 위성 전력계에 전력을 공급하는 전원 공급부, 전원 공급부 또는 전원 저장부로부터 제공되는 전력을 전원 경로에 따라 위성 전력계에 공급하는 배터리 인터페이스, 그리고 전원 경로를 제어하는 제어부를 포함한다. 본 발명에 의하면, 고가의 장비인 위성체 배터리 대신 위성체 배터리 모사장치를 이용하여 위성 전력계의 성능을 검증함으로써 검증 시 소요되는 비용을 줄일 수 있다. 또한 위성 전력계의 성능 검증을 통해 에러를 찾아 제거함으로써, 위성체의 실제 구동 시 발생할 에러를 미연에 방지할 수 있고 위성체의 안정성 및 신뢰성을 증가시킬 수 있다.
위성체, 배터리, 모의실험, 시뮬레이터, 모사장치

Description

위성체 배터리 모사장치{SATELLITE BATTERY SIMULATOR}
본 발명은 위성체 배터리 모사장치에 관한 것으로, 보다 상세하게는 위성 전력계에 전력을 공급하는 위성체 배터리를 시뮬레이션하는 장치에 관한 것이다.
우주 기술을 대표하는 인공위성 기술은 광학, 시스템 공학, 전자 공학, 재료 공학, 기계 공학, 컴퓨터 공학 및 기타 여러 학문 분야가 종합되어 인공위성을 설계, 제작, 조립 및 성능 검증을 수행하는 복합 기술이다. 특히, 인공위성 1대를 발사하는데 있어서 수천억 원이 소모될 정도로 인공위성 기술은 대자본 기술이며, 일단 발사 후 고장이 발생하면 지상으로 회수하여 수리가 불가능하기 때문에 이로 인한 경제적 손실이 막대하다. 따라서 인공위성이 발사되어 실제로 운용될 우주 환경에서의 높은 안전성과 신뢰성을 보증하기 위하여 초기 설계부터 제작, 성능 검증 단계에 이르기까지 각 단계 별로 지상에서 엄격한 시험 평가 작업이 수반된다.
일반적으로 인공위성이나 발사체 개발 시 위성체가 접하게 되는 각종 전자파 환경에 대한 전자기적인 안정성 시험과 위성체를 최종 목적지인 우주궤도에 성공적으로 안착시키기 위해서 위성체 기능 시험이 수행되며, 이를 통해 위성 전력계, 자세 제어계, 원격측정 명령계 등이 정상적으로 기능을 수행하는지 확인할 수 있다.
이러한 위성체 기능 시험 중에서 위성 전력계 기능 시험은 위성체 배터리 충전 시험, 위성체 배터리 방전 시험, 위성 전력계에 전력 공급 시험, 전원 상태 모니터링 등의 다양한 시험을 통해 위성 전력계가 정상적으로 동작하는지 확인하기 위해 수행되고 있다.
도 1 및 도 2를 참고하여 위성 전력계에 대하여 간략하게 설명한다.
도 1은 위성 전력계를 설명하기 위한 블록도이고, 도 2는 위성 전력계의 일례를 나타낸 개략도이다.
위성 전력계(100)는 태양전지판(110), 단락조절기(120), 위성체 배터리(130), 방전조절기(140), 위성체 배터리 인터페이스(150), 전력, 신호 등을 전달하는 각종 버스, 전력계의 정보를 수집하여 전력을 제어하는 전력계 제어 장치(EPS Control Unit, ECU) 등을 포함하며, 태양전지판(110) 또는 위성체 배터리(130)에서 공급되는 전력을 적합하게 변환하여 전력 분배 버스를 통해 위성체의 각 구성요소(도시하지 않음)에 공급한다.
태양전지판(110)은 태양복사에너지를 전기에너지로 변환하여 전력 분배 버스를 통해 위성체 배터리(130) 및 위성체 각 구성요소에 전력을 공급한다.
단락조절기(120)는 위성체 각 구성요소의 설계전압 범위를 넘는 전력이 전력 분배 버스를 통해 공급되는 것을 방지하기 위해 태양전지판(110)에서 공급되는 전력 중 일부만을 통과시킴으로써 태양전지판(110)에서 공급되는 전력의 전압을 조절한다. 즉, 태양전지판(110)에서 공급되는 전력의 전압은 부하 및 온도와 같은 다양한 인자에 의해 변할 수 있기 때문에, 단락조절기(120)는 태양전지판(110)에서 공급되는 전력의 전압이 위성체 각 구성요소의 설계전압 범위를 초과하는 경우 태양전지판(110)에서 공급되는 전력 중 일부만을 통과시켜 위성체 각 구성요소에 공급되는 전력의 전압을 조절한다.
위성체 배터리(130)는 위성체 배터리 인터페이스(150)에 연결되고, 위성체 배터리 인터페이스(150)를 통해 공급되는 전력으로 배터리를 충전하거나 저장된 전력을 위성체 배터리 인터페이스(150)를 통해 공급한다.
방전조절기(140)는 전력 분배 버스를 통해 공급되는 전력의 전압이 미리 정해진 감소전압인 경우에 동작하여 위성체 배터리(130)로부터 전력 분배 버스에 전력이 공급되도록 한다. 즉, 일식으로 들어가는 동안에는 태양전지판(110)에서 공급되는 전력이 감소하기 때문에 방전조절기(140)는 전력 분배 버스를 통해 공급되는 전력의 전압이 미리 정해진 감소전압인 경우 위성체 배터리(130)로부터 전력 분배 버스에 전력 분배 버스에 전력이 공급되도록 함으로써, 안정적으로 위성체 각 구성요소에 전력을 공급한다.
위와 같은 위성 전력계의 기능을 시험하기 위해서는 위성체 배터리(130)가 필요하나, 위성체 배터리(130)는 높은 요구조건을 충족시켜야 하고 고가의 장비이기 때문에 잦은 위성 전력계 성능 검증을 위한 시험용으로 사용할 수 없는 문제가 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 과제는 위성 전력계 성능 검증 시 위성체 배터리 대신 이용되는 위성체 배터리 모사장치를 제공하는 것이다.
이러한 기술적 과제를 해결하기 위한 본 발명의 실시예에 따른 위성체 배터리 모사장치는, 위성체 배터리와 동일한 규격의 위성체 시험용 배터리를 포함하는 전원 저장부, 상기 전원 저장부에 전력을 공급하여 상기 위성체 시험용 배터리를 충전시키거나 위성 전력계에 전력을 공급하는 전원 공급부, 상기 전원 공급부 또는 상기 전원 저장부로부터 제공되는 전력을 전원 경로에 따라 상기 위성 전력계에 공급하는 배터리 인터페이스, 그리고 상기 전원 경로를 제어하는 제어부를 포함한다.
상기 전원 공급부와 상기 배터리 인터페이스 사이에 연결되는 부하 발생부를 더 포함하고, 상기 제어부는 상기 부하 발생부를 제어하여 상기 위성체 시험용 배터리의 방전을 시뮬레이션 할 수 있다.
상기 위성체 시험용 배터리의 일측은 상기 전원 공급부 및 상기 부하 발생부의 접점에 연결되고, 상기 위성체 시험용 배터리의 타측은 상기 배터리 인터페이스에 연결될 수 있다.
상기 전원 저장부는 상기 위성체 시험용 배터리의 상태를 측정하는 배터리 관리 모듈을 더 포함하며, 상기 제어부는 상기 배터리 관리 모듈을 통해 상기 위성체 시험용 배터리의 상태를 측정할 수 있다.
상기 배터리 인터페이스는 제1 릴레이, 제2 릴레이 및 측정 모듈을 포함하고, 상기 제1 릴레이 및 상기 제2 릴레이는 상기 전원 공급부 및 상기 부하 발생부를 직렬로 연결하며, 상기 측정 모듈은 제1 저항 및 제2 저항을 포함하고, 상기 제1 저항은 상기 제1 릴레이 및 상기 제2 릴레이를 직렬로 연결하고, 상기 제2 저항은 상기 제1 저항 및 상기 제2 릴레이의 접점과 일측이 연결되고 타측은 상기 위성체 시험용 배터리에 연결될 수 있다.
이와 같이 본 발명에 의하면, 고가의 장비인 위성체 배터리 대신 위성체 배터리 모사장치를 이용하여 위성 전력계의 성능을 검증함으로써 검증 시 소요되는 비용을 줄일 수 있다.
또한, 위성 전력계의 성능 검증을 통해 에러를 찾아 제거함으로써, 위성체의 실제 구동 시 발생할 에러를 미연에 방지할 수 있고 위성체의 안정성 및 신뢰성을 증가시킬 수 있다.
그러면 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다.
먼저, 도 3을 참고하여 본 발명의 실시예에 따른 위성체 배터리 모사장치에 대하여 상세하게 설명한다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 위성체 배터리 모사장치를 설명하기 위한 블록도이다.
본 발명의 실시예에 따른 위성체 배터리 모사장치(200)는 위성체 배터리(130) 대신 위성 전력계(100)에 전력을 공급한다. 즉 위성체 배터리 모사장치(200)는 하니스(harness: 도시하지 않음)를 통해 위성체 배터리 인터페이스(150)와 연결된 후 위성 전력계(100)에 전력을 공급할 수 있다. 여기서 하니스는 위성체 구성요소 사이의 전력 공급 및 신호 전달 경로를 제공하는 케이블을 나타낸다. 그리고 위성체 배터리 모사장치(200)는 통신망(도시하지 않음)을 통해 관리 단말기(300)와 연결되어 신호, 데이터 등을 주고 받을 수 있다.
위성체 배터리 모사장치(200)는 관리 단말기(300)로부터 제공받은 제어 신호에 따라 위성체 배터리 인터페이스(150)를 통해 위성 전력계(100)에 전력을 공급하거나, 전원 상태 및 배터리 상태를 측정한다. 여기서 전원 상태는 전력의 전압 또는 전류 상태 등을 나타내고, 배터리 상태는 배터리의 온도, 남은 전력량 등을 나타낸다. 또한, 위성체 배터리 모사장치(200)는 측정된 전원 상태 및 배터리 상태를 통신망을 통해 관리 단말기(300)에 제공할 수 있다.
그리고 위성체 배터리 모사장치(200)는 관리 단말기(300)로부터 제공받은 제어 신호에 따라 배터리 충전 및 방전 시험을 수행하거나 위성 전력계(100)에 공급하는 전력의 공급원을 변경할 수 있다.
관리 단말기(300)는 위성체 배터리 모사장치(200)로부터 제공받은 전원 상태 및 배터리 상태를 액정 표시 장치(Liquid Crystal Display, LCD), 유기 전기 발광 다이오드(Organic Light Emitting Diode, OLED) 등의 표시 모듈에 출력할 수 있다. 이와 같이 표시 모듈에 표시된 정보를 통해 관리자는 전원 상태, 배터리 상태 등과 같은 위성체 배터리 모사장치(200)의 각종 상태 정보를 확인할 수 있다.
또한, 관리 단말기(300)는 위성 전력계(100)에 전력을 공급하기 위한 제어 신호, 전원 상태 및 배터리 상태를 측정하기 위한 제어 신호, 배터리 충전 및 방전을 시험하기 위한 제어 신호, 위성 전력계(100)에 공급하는 전력의 공급원을 변경하기 위한 제어 신호 등을 위성체 배터리 모사장치(200)에 제공할 수 있다.
관리 단말기(300)는 데스크톱 컴퓨터뿐만 아니라 노트북 컴퓨터, 워크스테이션, 팜톱(palmtop) 컴퓨터, 개인 휴대 정보 단말기(personal digital assistant, PDA), 웹 패드 등과 같이 메모리 수단을 구비하고 마이크로 프로세서를 탑재하여 연산 능력을 갖춘 단말기로 이루어질 수 있다.
통신망은 구내 정보 통신망(Local Area Network, LAN), 도시권 통신망(Metropolitan Area Network, MAN), 광역 통신망(Wide Area Network, WAN), 인터넷, 이동 전화망 등을 가리지 않고, 통신 방식도 유선, 무선을 가리지 않으며 어떠한 통신 방식이라도 상관없다.
한편, 위성체 배터리 모사장치(200)는 측정한 전원 상태 및 배터리 상태를 관리 단말기(300)에 제공하며 관리 단말기(300)로부터 제공받은 제어 신호에 따라 해당 동작을 수행하고, 관리 단말기(300)는 위성체 배터리 모사장치(200)로부터 제공받은 각종 정보를 출력하며 위성체 배터리 모사장치(200)의 동작을 제어하기 위한 제어 신호를 위성체 배터리 모사장치(200)에 제공하는 것으로 설명하였으나, 본 발명은 이에 한정되지 않고 위성체 배터리 모사장치(300)와 관리 단말기(300)를 일 체의 형태로 구현할 수도 있다.
그러면, 도 4를 참고하여 본 발명의 실시예에 따른 위성체 배터리 모사장치에 대하여 보다 상세하게 설명한다.
도 4는 도 3에 도시한 위성체 배터리 모사장치를 보다 자세히 나타낸 블록도이다.
위성체 배터리 모사장치(200)는 제어부(210), 전원 공급부(220), 전원 저장부(230), 배터리 인터페이스(240) 및 부하 발생부(250)를 포함할 수 있다.
전원 저장부(230)는 위성체 시험용 배터리(231)와 배터리 관리 모듈(235)을 포함할 수 있으며, 위성체 시험용 배터리(231)는 배터리 인터페이스(240)와 하니스를 통해 연결되고, 배터리 관리 모듈(235)은 RS-232 인터페이스 등의 통신 규약을 이용하여 제어부(210)와 연결될 수 있다.
위성체 시험용 배터리(231)는 위성체 배터리(130)와 동일한 규격의 재충전 가능한 배터리를 나타내고, 배터리 인터페이스(240)를 통해 공급되는 전력을 통해 충전된다. 이를 위해 위성체 시험용 배터리(231)의 일측은 전원 공급부(220)와 부하 발생부(250)의 접점에 연결되고, 타측은 배터리 인터페이스(240)에 연결되도록 배치될 수 있다.
배터리 관리 모듈(235)은 위성체 시험용 배터리(231)의 상태를 측정하고, 측정된 배터리 상태를 제어부(210)에 제공한다. 예컨대, 배터리 관리 모듈(235)은 위성체 시험용 배터리(231)의 온도, 남은 전력량 등을 측정하여 이를 제어부(210)에 제공할 수 있다.
전원 공급부(220)는 배터리 인터페이스(240)와 하니스를 통해 연결되고, 범용 인터페이스 버스(General Purpose Interface Bus, GPIB) 등의 통신 규약을 이용하여 제어부(210)와 연결될 수 있다. 전원 공급부(220)는 배터리 인터페이스(240)를 통해 전력을 공급한다. 이와 같이 전원 공급부(220)에서 공급되는 전력을 통해 위성체 시험용 배터리(231)를 충전시키거나 위성 전력계(100)에 전력을 공급할 수 있다.
부하 발생부(250)는 전원 공급부(220)와 배터리 인터페이스(240) 사이에 연결될 수 있다. 보다 자세하게는 부하 발생부(250)는 배터리 인터페이스(240)와 하니스를 통해 연결되고, 범용 인터페이스 버스 등의 통신 규약을 이용하여 제어부(210)와 연결될 수 있다. 부하 발생부(250)는 위성체 시험용 배터리(231)의 방전을 시뮬레이션 하기 위해 부하를 발생한다. 즉 부하 발생부(250)는 위성체 배터리 모사의 기능을 수행한다. 부하 발생부(250)에서 발생된 부하를 통해 위성체 시험용 배터리(231)에 저장된 전력이 소모되고, 이에 따라 위성체 시험용 배터리(231)는 방전이 되게 된다.
배터리 인터페이스(240)는 제1 릴레이(241)(K1), 제2 릴레이(242)(K2) 및 측정 모듈(245)을 포함할 수 있으며, 전원 공급부(220), 전원 저장부(230) 및 부하 발생부(250)와 연결된다. 여기서 제1 및 제2 릴레이(241, 242)(K1, K2)는 래칭 릴레이(latching relay)로 이루어질 수 있다. 제1 릴레이(241)(K1) 및 제2 릴레이(242)(K2)는 전원 공급부(220)와 부하 발생부(250)를 직렬로 연결할 수 있다.
위성체 시험용 배터리(231)의 일측은 전원 공급부(220) 및 부하 발생부(250) 의 접점과 접속된다. 그리고 위성체 시험용 배터리(231)의 타측은 측정 모듈(245)과 연결될 수 있다.
부하 발생부(250)의 일측은 전원 공급부(220)의 일측과 연결된다. 그리고 부하 발생부(250)의 타측은 제2 릴레이(242)(K2)와 연결된다.
한편 측정 모듈(245)은 제1 릴레이(241)(K1), 제2 릴레이(242)(K2) 및 전원 저장부(230) 및 위성체 시험용 배터리(231)의 타측과 연결된다.
배터리 인터페이스(240)는 전원 경로에 따라 전원 공급부(220) 또는 위성체 시험용 배터리(231)로부터 제공되는 전력을 위성 전력계(100)에 공급한다. 배터리 인터페이스(240)는 제어부(210)의 제어에 따라 설정된 제1 및 제2 릴레이(241, 242)(K1, K2)의 온오프 상태에 따라 전원 공급부(220)로부터 제공되는 전력을 위성 전력계(100)에 공급하거나, 위성체 시험용 배터리(231)로부터 제공되는 전력을 위성 전력계(100)에 공급하거나, 위성체 시험용 배터리(231)의 방전을 시뮬레이션할 수 있다.
예컨대, 제1 릴레이(241)(K1)가 온되어 있고 제2 릴레이(242)(K2)가 오프되어 있는 경우에는 전원 공급부(220)로부터 제공되는 전력을 통해 위성 전력계(100)에 전력을 공급하는 동시에 위성체 시험용 배터리(231)를 충전시키며, 제1 및 제2 릴레이(241, 242)(K1, K2)가 오프되어 있는 경우에는 전원 저장부(230)로부터 제공되는 전력을 위성 전력계(100)에 공급하고, 제1 릴레이(241)(K1)가 오프되어 있고 제2 릴레이(242)(K2)가 온 되어 있는 경우에는 부하 발생부(250)에서 발생된 부하를 통해 전원 저장부(230)에 저장된 전력이 소모되기 때문에 위성체 시험용 배터 리(231)의 방전을 시뮬레이션 할 수 있다.
또한, 배터리 인터페이스(240)는 전력의 전압 또는 전류 상태 등과 같은 전원 상태를 측정 모듈(245)를 통해 측정하여 이를 제어부(210)에 제공할 수 있다.
측정 모듈(245)은 제1 릴레이(241)(K1)에 연결된 다이오드(D), 다이오드(D)와 제2 릴레이(242)(K2)에 연결된 제1 저항(R1), 제1 저항(R1)과 제2 릴레이(242)(K2)의 접점과 접속된 제2 저항(R2), 및 제2 저항(R2)에 연결된 퓨즈(F) 등을 포함할 수 있다.
보다 자세하게는 제1 저항(R1)은 제1 릴레이(241)(K1)와 제2 릴레이(242)(K2)를 직렬 연결한다. 제2 저항(R2)은 제1 저항(R1)과 제2 릴레이(242)(K2)의 접점과 일측이 연결되고 타측은 위성체 시험용 배터리(231)에 연결된다.
측정 모듈(245)은 제1 저항(R1) 및 제2 저항(R2)을 이용하여 전력의 전압 또는 전류 상태 등의 전원 상태를 측정하고, 측정된 전원 상태를 제어부(210)에 제공할 수 있다.
제어부(210)는 관리 단말기(300)로부터 제공받은 제어 신호에 따라 전원 경로를 제어한다. 즉, 제어부(210)는 제어 신호에 따라 전원 공급부(220), 부하 발생부(250) 및 배터리 인터페이스(240)를 제어하여 위성 전력계(100)에 공급되는 전력의 공급원을 변경하거나, 위성체 시험용 배터리(231)의 충전 및 방전을 시뮬레이션 할 수 있다. 예컨대, 제어부(210)는 위성 전력계(100)에 전원 공급부(220)로부터 제공되는 전력을 공급하거나 위성체 시험용 배터리(231)의 충전을 시뮬레이션 하기 위해 전원 공급부(220)를 구동시키며 제1 릴레이(241)(K1)를 온 시키고 제2 릴레이(242)(K2)를 오프시키며, 위성 전력계(100)에 전원 저장부(230)로부터 제공되는 전력을 공급하기 위해 제1 및 제2 릴레이(241, 242)(K1, K2)를 오프시키고, 위성체 시험용 배터리(231)의 방전을 시뮬레이션 하기 위해 부하 발생부(250)를 구동시키고 제1 릴레이(241)(K1)를 오프시키며 제2 릴레이(242)(K2)를 온 시킬 수 있다.
또한, 제어부(210)는 관리 단말기(300)로부터 제공받은 제어 신호에 따라 배터리 인터페이스(240) 및 전원 저장부(230)를 제어하여 전원 상태 및 배터리 상태 등을 측정하고, 측정된 전원 상태 및 배터리 상태 등을 관리 단말기(300)에 제공할 수 있다. 예컨대, 제어부(210)는 측정 모듈(245)을 통해 전력의 전압 또는 전류 상태 등의 전원 상태를 측정하고, 배터리 관리 모듈(235)을 통해 위성체 시험용 배터리(231)의 온도, 남은 전력량 등의 배터리 상태를 측정하며, 측정된 전원 상태 및 배터리 상태 등을 제어부(210)에 제공할 수 있다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.
도 1은 위성 전력계를 설명하기 위한 블록도이다.
도 2는 위성 전력계의 일례를 나타낸 개략도이다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 위성체 배터리 모사장치를 설명하기 위한 블록도이다.
도 4는 도 3에 도시한 위성체 배터리 모사장치를 보다 자세히 나타낸 블록도이다.
<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>
100: 위성 전력계, 110: 태양전지판,
120: 단락조절기, 130: 위성체 배터리,
140: 방전조절기, 150: 위성체 배터리 인터페이스,
200: 위성체 배터리 모사장치, 210: 제어부,
220: 전원 공급부, 230: 전원 저장부,
231: 위성체 시험용 배터리, 235: 배터리 관리 모듈,
240: 배터리 인터페이스, 250: 부하 발생부,
300: 관리 단말기

Claims (5)

  1. 삭제
  2. 삭제
  3. 위성체 배터리와 동일한 규격의 위성체 시험용 배터리를 포함하는 전원 저장부,
    상기 전원 저장부에 전력을 공급하여 상기 위성체 시험용 배터리를 충전시키거나 위성 전력계에 전력을 공급하는 전원 공급부,
    상기 전원 공급부 또는 상기 전원 저장부로부터 제공되는 전력을 전원 경로에 따라 상기 위성 전력계에 공급하는 배터리 인터페이스,
    상기 전원 경로를 제어하는 제어부, 그리고
    상기 전원 공급부와 상기 배터리 인터페이스 사이에 연결되는 부하 발생부를 포함하고,
    상기 제어부는 상기 부하 발생부를 제어하여 상기 위성체 시험용 배터리의 방전을 시뮬레이션 하며,
    상기 위성체 시험용 배터리의 일측은 상기 전원 공급부 및 상기 부하 발생부의 접점에 연결되고, 상기 위성체 시험용 배터리의 타측은 상기 배터리 인터페이스에 연결되는 위성체 배터리 모사 장치.
  4. 제3항에서,
    상기 전원 저장부는 상기 위성체 시험용 배터리의 상태를 측정하는 배터리 관리 모듈을 더 포함하며,
    상기 제어부는 상기 배터리 관리 모듈을 통해 상기 위성체 시험용 배터리의 상태를 측정하는 위성체 배터리 모사장치.
  5. 제4항에서,
    상기 배터리 인터페이스는 제1 릴레이, 제2 릴레이 및 측정 모듈을 포함하고,
    상기 제1 릴레이 및 상기 제2 릴레이는 상기 전원 공급부 및 상기 부하 발생부를 직렬로 연결하며,
    상기 측정 모듈은 제1 저항 및 제2 저항을 포함하고,
    상기 제1 저항은 상기 제1 릴레이 및 상기 제2 릴레이를 직렬로 연결하고, 상기 제2 저항은 상기 제1 저항 및 상기 제2 릴레이의 접점과 일측이 연결되고 타측은 상기 위성체 시험용 배터리에 연결되는 위성체 배터리 모사장치.
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