국가기상위성센터는 2013년 태양활동 극대기를 대비하고 천리안 위성의 안정적인 운영을 위하여 우주기상업무를 추진하고 있다. 2009년에 수행된 우주기상업무 기본계획 수립을 위한 기획연구를 시작으로, 2010년에는 국내 GNSS 자료를 준실시간으로 수집하여 총전자밀도(TEC)를 산출하는 시스템을 개발하였으며, 외국 우주기상 자료를 수집하여 태양 영상을 비롯한 우주환경인자를 실시간으로 제공하기 위한 우주기상 테스트베드를 시험운영하고 있다. 또한 대국민 우주기상 서비스를 위한 우주기상 예측모델 개발을 5개년에 걸쳐 단계적으로 진행하고 있다. 미국의 NOAA-SWPC, NASA-GSFC와 같은 우주기상 선진기관들과의 2013년 태양활동 극대기에 대비한 우주기상 감시, 예측모델 및 예보서비스에 대한 활발한 교류 협력을 통해 기상청의 우주기상예보 역량을 늘려나갈 계획이다.

In 1861 Nam Byeong-Gil published a book called as "Seonggyeong" which contains a star catalogue (NBGC) with the positions, magnitudes, and star maps for 1449 stars. The NBGC lists only the traditional Chinese stars selected from "the sequel to the Qing Dynasty Star Catalogue and Star Map." To identify each star from the NBGC with modern counterpart, we correct the positions of the Hipparcos stars brighter than 6.5 mag for proper motion, then precess the coordinates to the epoch of the NBGC. For each star in the NBGC, we find the nearest counterpart in the Hipparcos Catalogue (HC). If a much brighter star is at a slightly larger angular distance, we select that star as the secure counterpart. As a result, 95.5% of the stars in the NBGC were identified. We find a very good overall agreement of our results with a previous analysis by Ahn et al. (1996, Journal of the Korean History of Science Society, vol. I). For securely identified stars, we analyse its accuracy on the basis of comparison with data from the HC. The correlation of the errors between right ascensions and declinations is significantly deviated from spherical distribution. The magnitudes recorded in the NBGC correlate well with modern values. The accuracy of position decreases slowly with magnitude. Right ascensions and declinations have error distributions with ${\sigma}$ = 2.0' for the former while the latter with ${\sigma}$ = 1.6', but with much more errors >5' than expected for a Gaussian distribution.

1631년 정두원이 명나라로부터 가져온 네 권의 과학서와 한 편의 보고서 가운데, 치력연기(治曆緣起)라는 책과 서양공헌신위대경소(西洋貢獻神威大鏡疏)가 강화도의 외규장각에 소장되고 있었다. 이 점에 유의하여 강화도 외규장각에 소장되어 있었던 천문학 및 수학 관련 서적을 조사해 보았다. 외규장각 소장 도서의 목록에 해당하는 외규장각형지안(外奎章閣形止案)을 조사하여, 소장 도서의 내역과 소장 상태의 변천을 알아낼 수 있다. 그 결과 서양공헌신위대경소는 1791년 신해박해 때 천주교 서적으로 오인되어 소각되었고, 치력연기는 1866년 병인양요 때 프랑스 해군에 의해 소각되었음을 알 수 있었다. 외규장각에는, Napier의 대수(logarithm)에 관한 아이디어가 반영되어 있는 쟈크 로우(Rho)의 주산(籌算)이란 책이 소장되어 있었고, 조선조 양대 물시계에 관한 보고서인 흠경각영건의궤(欽敬閣營建儀軌)와 보루각중수의궤(報漏閣重修儀軌)가 있었으며, 조선 국왕들이 천문에 관해 작성한 어제 및 어필이 소장되어 있었으며, 천문류초(天文類抄)와 천기대요(天機大要)와 같은 널리 사용되던 천문 및 음양학관련 서적이 소장되어 있었다. 특히, 1866년 프랑스 해군에 의해 약탈되어 현재 프랑스 파리 국가도서관에 소장되어 있는 천상열차분야지도는 숙종석각의 탁본으로 추정된다. 현재 10여 개의 탁본이 국내외에 남아 있으나, 최근 프랑스로부터 반환되게 된 외규장각 도서 내역에 천상열차분야지도가 포함되지 못하였다. 이와 관련하여 약간 토의하고자 한다.

In this paper, we analyze time data (i.e., new moon time, sunrise and sunset times, twenty-four seasonal subdivision times, and so forth) in the Japanese astronomical almanacs between 1885 and 1943. During this period, two types of astronomical almanacs were published in Japan; Honreki (本曆; Formal Almanac) and its simplified version, Ryakuhonreki (略本曆). We use mainly the latter almanac for analyzing the time data. It is also known that Japan introduced the Gregorian calendar in 1873, adopted the standard meridian of $135^{\circ}E$ in 1888, and used Tokyo Observatory (東京天文臺; $139^{\circ}$ 44' 30" E and $35^{\circ}$ 39' 15" N) as the reference position of time data since 1891. We verify those facts and investigate the accuracy of time data in Japanese almanacs by comparing the data with the results of modern calculations. In this study, we present our findings.

We present the results of far-ultraviolet (FUV) observations of comet C/2001 Q4 (NEAT) obtained with Far-ultraviolet Imaging Spectrograph (FIMS) on board the Korean microsatellite STSAT-1, which operated at an altitude of 700 km in a sun-synchronous orbit. FIMS is a dual-channel imaging spectrograph (S channel 900-1150 ${\AA}$, L channel 1350-1750 ${\AA}$, ${\lambda}/{\Box}{\lambda}$ ~ 550) with large image fields of view (S: $4^{\circ}.0{\times}4'.6$, L: $7^{\circ}.5{\times}4'.3$, angular resolution 5'-10') optimized for the observation of diffuse emission of astrophysical radiation. Comet C/2001 Q4 (NEAT) was observed with a scanning survey mode when it was located around the perihelion between 8 and 15 May 2004. Several important emission lines were detected including S I (1425, 1474 ${\AA}$), C I (1561, 1657 ${\AA}$) and several emission lines of CO $A1{\cap}-X1{\sum}+$ system in the L channel. We estimated QCO = ($2.58\;{\pm}\;0.64)\;{\times}\;1028$ s-1 from the production rate of CO 1510 ${\AA}$. We obtained L-channel image which have map size of $5^{\circ}{\times}5^{\circ}$. The image was constructed for the wavelength band of L-channel (1350-1750 ${\AA}$).We also obtained radial profile of S I, C I, CO with line fitting from central coma.

The NASA Antarctica balloon experiment CREAM has successfully collected the data of energetic cosmic rays during flights in past years. We will present the recent analysis results of the CREAM experiment. We will also report on the launch and recovery process of the latest flight. The silicon charge detector of the CREAM has played the key role in the precision measurement of the charge constitution of energetic cosmic rays. We proposed the upgrade of the CREAM experiment with the installment of a new large silicon charge detector on top of the CREAM instrument. The charge measurement of the large silicon detector with no material in front is expected to improve the accuracy of the CREAM charge measurement drastically when combined with the measurement of the existing double layer silicon detector. We will present the fabrication of the large silicon detector and its performance in the radiation source test as well as in the beam test.

감마선폭발 (Gamma Ray Burst) 사건에서 아직 관측이 안되고 있는 초기 방출 광자에 대한 연구를 위하여 Ultra Fast Flash Observatory (UFFO) 인공위성 프로젝트가 제안되었다. 이 탑재체의 주요 기기로써, 감마선 폭발의 위치를 측정하기 위하여 coded mask 기반의 X-ray 광시야각 망원경인 UFFO Burst Alert X-ray Trigger Telescope (UBAT)와 감마선 폭발의 자외선 및 가시광 초기 후광관측을 위한 Slewing Mirror Telescope(SMT)가 있다. UFFO 프로젝트는 한국이 주도하고 미국, 대만, 러시아, 덴마크, 스페인, 프랑스, 노르웨이, 폴란드가 참여하는 9개국 국제공동연구이며, 2011년 11월 UFFO pathfinder가 러시아 인공위성인 Lomonosov에 실려 발사될 예정이다. 차세대 UFFO-100는 2015년 발사 목표로 연구가 시작되고 있다. UFFO pathfinder의 현재 진행상황과 가능한 연구에 대하여 논의한다.

최근의 연구결과에 의하면 점근거성계열 단계에서 방출된 질소, 탄소, 산소 등 상대적으로 가벼운 원소들이 헬륨과 함께 구상성단의 화학적 진화에 영향을 미치는 것으로 밝혀졌다. 특히 Ventura & D'Anatona(2009)에 의하면 M15와 같이 중원소 함량이 낮은 구상성단일 경우 이 영향이 더욱 두드러진다. 우리는 이 효과가 구상성단 M15의 특이 수평계열 형태 및 Sandage 주기 천이현상에 미치는 영향을 연구하기 위하여 질소 및 헬륨 함량이 대폭 증가된 항성진화트랙 및 종족합성모델을 구현하였다.

우리는 분리형 쌍성 11개(원궤도 7개, 타원궤도 4개), 반분리형 쌍성 7개와 접촉형 쌍성 9개(근첩촉형 3개, 접촉형 2개, 초과 접촉형 4개)를 포함하는 27개의 다양한 종류의 표준식쌍성의 분석하여 절대량을 구하였다. 표준 식쌍성은 식쌍성의 광도곡선이 적어도 두 파장 영역 이상에서 그리고 모든 위상에서 골고루 관측되었고, 쌍성의 두 구성원 별에 대하여 시선속도 곡선이 발표된 식쌍성, 즉, 이중분광선 식쌍성 (Double line spectroscopic eclipsing binariy)으로 정의한다. 우리는 표준식쌍성의 370개의 후보에 대하여 문헌을 조사하여 관측 데이터를 확보 하였다. 이중에서 시선속도곡선과 광도곡선 자료가 동시에 존재하는 식쌍성은 80개이다. 이번 연구에서 우리는 표준식쌍성의 관측 질을 고려하여 27개의 식쌍성을 선택하여 절대량을 계산하였고, 이전 연구자들이 발표한 절대량과 비교 하였다. 이 논문에서 제시한 표준식쌍성의 유용성을 확인하기 위해 소마젤란은하에서 발견한 식쌍성의 광도곡선을 분석하여 측광학적인 해를 구하는 작업을 수행하였다. 이를 위하여 표준 식쌍성을 식쌍성의 종류별로 구분하고, 소마젤란은하에서 발견된 식쌍성 20여개를 선정하였다. 선정된 식쌍성을 표준식쌍성의 광도곡선과 형태를 비교하여 초기값을 결정하였고, 반복적인 차등보정법으로 측광학적인 해를 구하였다. 이 논문에서 제시한 표준식쌍성이 소마젤란은하에서 발견된 식쌍성들의 광도곡선의 형태를 대부분 포함하는 다양한 분포로 형성되어 있고, 이에 따른 측광학적인 해가 관측과 잘 일치함을 보여주고 있다.

2010년 11월 05일부터 11월 29일 중 총 12일간 진천 소재 충북대학교 천문대의 60cm 반사망원경과 ST-8 CCD 카메라를 이용하여 BD And의 BVR CCD 측광 관측을 수행하여 처음으로 BVR 광도 곡선을 완성하였다. 또한, 극심시각 결정을 위한 측광관측이 레몬산 천문대 1m 반사망원경과 충북대학교 천문대의 35cm 망원경으로 수행되었다. 우리의 관측과 SWASP 관측을 통하여 모두 31개의 극심시각을 새로이 결정하였다. 새로운 관측은 이 별의 공전주기가 이전까지 알려진 0.4629일이 아니라 그 두 배인 0.9258일이며, 기산점도 반주기 바뀌어야 함을 보여 준다. BD And의 광도요소를 Min I = HJD 2434962.8602 + 0.d9258054 E으로 새롭게 개정하였다. 이 광도요소로 작성한 우리의 BVR 광도곡선은 제1식과 제2식의 깊이가 거의 비슷하며, 식바깥 부분에 잘 발달된 파형 모양을 보인다. 이는 BD And가 짧은 주기의 RS CVn형 식쌍성임을 나타내는 것이다. 우리의 극심시각을 포함한 총 144개의 극심시각에 대한 (O-C)도를 작성한 결과, BD And의 공전주기가 규칙적으로 변화하는 것을 발견하였다. 이 변화를 보이지 않는 제3천체에 의한 광시간 효과로 가정하여, 궤도이심율이 0.78이며, 9.19년의 주기를 가진 광시간 궤도를 결정하였다.우리의 광도곡선을 2003년 Wilson-Devinney 쌍성 모형으로 분석하여 광도곡선 해를 질량비 q=1.1822, 궤도경사각 i=$86.^{\circ}16$, $T_1$=6358(K), $T_2$=6250(K), $r_1$=1.117(Rsun), $r_2$=1.321(Rsun)와 같이 산출하였다. 식바깥에서 나타나는 파형 모양의 변화는 주성의 표면에 매우 큰 흑점으로 잘 설명되며, BVR 광도곡선에서 각각 전체 광도의 각 6.4%, 8.1%, 9.9%에 해당되는 제3 광도가 검출되었다. 이는 주기연구에서 제안된 제3천체의 존재 가능성을 더 공고히 한다.

이 논문에서는 육상교통 환경에서 GPS 가시 위성의 수가 부족할 경우 사용자 위치 결정 성능 향상을 위해 시각도움정보를 이용하는 방법을 제안하고자 한다. GPS를 이용하여 정확한 위치를 구하기 위해서는 위성으로부터 송출된 신호가 수신기까지 도달하는데 걸린 시간을 정확히 구하는 것이 가장 중요한다. 이를 위하여 위성과 수신기 간의 시각이 정확히 동기가 되어야 하지만 대부분 저가 발진기를 사용하는 수신기의 측정치에는 수신기 시계오차가 포함되어 있다. GPS 측정치로부터 정확한 위치결정을 위해서는 수신기 시계 오차가 고려되어야 하기에 최소 4개의 위성이 필요하지만 건물, 차량, 나무 등의 장애물의 영향을 받는 육상교통 환경에서는 4개 미만의 위성이 관측되는 경우가 종종 발생한다. 이러한 경우 정상적인 방법으로 수신기 시계오차가 계산되지 않아 위치 결정 성능이 떨어지게 되므로, 시각도움정보를 활용하여 위치 결정 성능을 향상시킬 수 있다. 제안한 방법의 시각도움정보는 가시 위성이 4개 이상의 경우 결정된 수신기 시계오차를 수신기 시계 고정법을 적용하여 생성하였다. 가시 위성수가 3개로 결정된 위치 결과와 시각도움정보를 적용하여 결정된 위치와의 비교를 통해 위치 성능이 향상됨을 확인할 수 있었다.

IVS (International VLBI Service for Geodesy and Astrometry) 통합분석센터는 개별 IVS 분석센터의 산출물을 통합하고 그 결과물을 IERS (International Earth Rotation and Reference Systems Service)에 제공하여 국제 지구기준좌표계를 구축하고 지구회전파라미터를 결정하는데 핵심적인 역할을 한다. 한국천문연구원(KASI)은 2008년 10월 IVS 통합분석센터로 선정되어 현재 통합 분석 시스템을 구축하고 있다. 정규운영에 앞서 통합용 분석 소프트웨어를 정비하고, KASI 통합분석센터의 통합해를 타 IVS 통합분석센터 통합해와 비교 검증하는 것은 필수적이다. 이 연구에서는 통합분석처리를 위해서 GPS 자료처리 소프트웨어인 Bernese 5.0을 IVS 산출물 형식에 맞추어 수정 보완한 후 활용한다. 이 발표에서는 1984년부터 현재까지의 IVS 분석센터의 장기간 산출물을 수집하고 Bernese 5.0을 이용하여 지구회전파라미터(X-극, Y-극, UT1-UTC와 각각의 시간변화율)의 통합해를 산출한 결과를 소개한다. 또한, 타 IVS 통합분석센터의 통합해와 비교 검증결과를 논한다.

Two dominant components of polar motion are the Chandler and the annual components. Recently, the existence of 500-day period component in the Earth's polar motion has been manifested. But its existence is not clear on Fourier spectrum. One cause of difficulty involved here is that the amplitudes of the two main components are slightly variable in time by certain amounts (Chandler: 0.15~0.28 arcsec, annual: 0.09~0.15 arcsec). A residual polar motion time series excluding the two main components for a time span between 1962 Jan and 2010 Nov from IERS C04 time series dataset was constructed by least square fitting. For faithful fitting, 43 time segments of 6.8 year length (each starts on January 1st of successive years) were separately acquired and later combined together. The period of dominant peak in the spectrum of this residual polar motion time series is 490 days. Next peaks have their periods as semi-annual, 300~330 days, ~560 days, 670 days, and 1360 days.

이 연구에서는 한반도 상공의 전리층 총전자수를 격자 형태로 나타냈다. 이를 위해 국토해양부 GPS 상시관측소에서 제공 중인 코드와 위상 측정값을 선형조합하였으며 그 결과물을 이용하여 시선방향 총전자수를 산출하였다. 이때 전리층 총전자수 산출결과의 정확도를 향상시키기 위해 가중최소자승법을 이용하여 위성과 수신기의 하드웨어 오차인 DCB(Differencial Code Bias)를 추정하였으며 추정된 DCB값은 IGS에서 제공 중인 DCB값과 비교하여 정확도를 확인하였다. 산출된 시선방향 총전자수를 연직방향 총전자수로 변환하기 위해 사상함수를 적용하였으며, 이를 다시 각 격자점에서의 연직방향 총전자수로 변환하기 위해 기존 연직방향 총전자수에 역거리 가중 보간법을 적용하였다. 각 격자점에서의 총전자수는 IGS(International GNSS Service)에서 제공 중인 GIM(Global Ionosphere Map) 모델의 총전자수와 비교하여 정확도를 확인하였다. 산출된 총전자수는 2시간 간격으로 나타내어 한반도 상공 전리층 총전자수의 변화 경향을 확인하였다.

최근 일본 동북부 지역에서 리히터 규모 9.0의 대지진이 발생하였으며, 이로 인하여 일본 본토 및 주변지역의 지각 이동이 관측되고 있다. 한반도의 경우 일본에 비해 지진에 비교적 안정적이라고 알려져 있으나 활성단층대가 존재하고 리히터 규모 3.5이하의 지진이 년간 30~40여 차례 발생하고 있다. 이 논문에서는 위성항법기반 재난/재해 감지 연구의 일환으로써 일본 대지진이 한반도 지각 이동에 미치는 영향을 분석하였다. 현재 국내에는 100여개의 GPS 상시관측소가 운영되고 있으며, 다양한 선행 연구를 통해 동남쪽 방향으로 2~3cm/yr 속도로 이동하고 있는 것으로 알려져 있다. 이 논문에서는 이러한 선행 연구 결과를 바탕으로 일본 지진 발생 전후의 국내 GPS 상시관측소 좌표 변동량을 분석하였다. GPS 자료 처리를 위하여 GIPSY-OASIS 5.0을 이용하였으며, 안테나 위상중심변동량(phase center variation), 해수조석하중(Ocean tidal loading)에 의한 지각변동량을 보정하였다.

위성항법시스템에서 위성 신호의 이상 발생 시 신속하게 위성시계의 고장 유무를 판단할 수 있도록 실시간 위성 시계 이상감지 시스템을 구축하였다. 위성 시계는 시스템 성능에 직접적인 영향을 미치는 핵심 요소로서 고장이나 이상 발생 시 측정치에 매우 큰 영향을 미칠 수 있다. 특정 위성 시계에 고장이나 이상이 발생한 경우 사용자들이 해당 위성의 측정치를 사용하지 않도록 가능한 빨리 이를 감지하고 공지할 수 있어야 한다. 현재 GPS의 경우 시스템 자체만으로는 위성 상태 정보가 적절한 시간 내에 제공되지 못하므로, 사용자가 직접 위성 신호의 사용 유무를 판단할 수 있는 위성 상태 감시 기능이 필요하다. 이 논문에서는 위성 시계 이상 발생 시 이를 실시간으로 감지할 수 있도록 한국항공우주연구에서 구축한 실시간 위성 시계 이상 감지 시스템에 대해 소개하고자 한다. 시스템 구현을 위해 적용한 방법은 크게 세 단계로 나뉠 수 있다. 첫 번째, 실시간으로 수신한 GPS 이중 주파수 측정치로부터 반송파 스무딩 필터를 적용하여 위성 시계 바이어스를 추정한다. 두 번째, 위성 위치 및 시계 정보의 실시간 적용을 위해 항법력보다 성능이 뛰어난 IGS Ultra-rapid 예측 정보를 활용한다. 마지막으로 위성시계 바이어스 추정치와 예측치를 비교하여 시계 이상 유무를 판별한다. 실제 위성 시계 이상이 발생한 위성의 측정치를 적용하여 시스템에 대한 검증시험을 수행하였고, 10 나노 초 수준의 위성 시계도약 현상이 발생한 위성의 감지를 통해 시스템의 성능을 확인하였다. 이는 항공항법분야와 같이 고성능의 위치 정보를 요구하는 응용분야에 신뢰성 있는 위성 정보 제공을 위해 활용될 수 있다.

The SMT is a subsystem of the UFFO (Ultra-Fast Flash Observatory) pathfinder onboard the Lomonosov spacecraft planed to be launched in November 2011. The UFFO is designed for extremely fast observation of optical afterglow of Gamma Ray Burst (GRB). This study is primarily concerned with performance measurement of the SMT optical system under the integration and test phase. SMT is a 100mm Ritchey-Chretien type telescope with a motorized slewing mirror and a $256{\times}256$ pixels Intensified Charge-Coupled Device (ICCD) of 22.2${\mu}m$ in pixel size. SMT is designed to operate over the wavelength coverage between 200 nm and 650 nm. It has 17 arcmin FOV (Field of View), providing 4arcsec in detector pixel resolution. In this study, we describe the integration and test process of the SMT optical system and interim performance measurement results with motorized slewing mirror and ICCD.

과학기술위성3호의 주탑재체 Multi-purpose Infra-Red Imaging System(MIRIS)는 한국천문연구원이 개발하고 있는 소형 적외선 우주망원경이다. MIRIS는 적외선 센서의 열잡음을 최소화시키기 위하여 망원경의 온도가 허용범위를 넘지 않도록 설계되었다. 특히 3K의 심우주를 향해 MIRIS의 복사열을 자연 방출하는 Passive cooling은 임무 성공에 영향을 미치는 매우 중요한 과정이다. 이를 검증하고자 NX 7.0(Space Systems Thermal, TMG 탑재)을 사용하여 열 해석을 수행하였다. 각 부품별로 물성과 열광학 특성을 적용하여 전도 및 복사를 통한 열전달 과정을 계산하였고, MIRIS의 궤도 특성을 고려하여 정상상태에서의 망원경 온도를 얻었다. 그 결과 Passive cooling을 통해 MIRIS 망원경이 허용범위 아래로 냉각되는 것을 확인하였다.

이 논문은 인공위성에 장착되어 우주의 궤도상에서 운용되는 대형 반사경의 파면오차 측정과 해석 방법에 대해 실례를 통한 비교 연구 결과를 보여준다. 일반적으로 적용하는 측정방법인 간섭계를 이용한 측정 방법과 파면측정기를 통한 측정방법을 비교하였으며, 반사경 측정을 위한 보조 광학계 및 측정 환경에 의한 영향, 그리고 실제 반사경이 운용될 우주환경 조건에서의 실험과 해석방법 등에 대해 기술한다.

MIRIS is the main payload of the Science and Technology Satellite-3 (STSAT-3). which is being developed by KASI for infrared survey observation of the Galactic plane at Paschen alpha wavelength. Wideband filters in I and H band will also be used to observe cosmic infrared background. The MIRIS will perform astronomical observations in the near-infrared wavelengths of 0.9~2 ${\mu}m$ using a 256 ${\times}$ 256 Teledyne PICNIC FPA sensor providing a 3.67 ${\times}$ 3.67 degree field of view with a pixel scale of 51.6 arcsec. The flight model of the MIRIS has been recently developed, The system performance tests have been made in the laboratory, including opto-mechanics test, vibration test, thermal vacuum test and passive cooling test down to 200K, using a thermally controlled vacuum chamber. Several focus tests showed good agreements compared to initial design parameters. Recent efforts are being concentrated to improve the system performances, particularly to reduce readout noise level in electronics. After assembly and integration into the satellite bus, the MIRIS will be launched in 2012.

2006년도부터 개발을 시작한 한국천문연구원 궤도 전파 및 추정(KASI Orbit Propagator and Estimator: KASIOPEA)소프트웨어는 다양한 과제와 연관되어 개발을 추진했다. 초기 이 소프트웨어는 GNSS 자료처리를 염두에 두고 개발을 시작하였으나, 현재 한국천문연구원 우주측지연구그룹에서 추진하는 GNSS 자료처리와 별도로 한국천문연구원에서 1986년도부터 개발을 시작한 우주물체 궤도 추적, 전파 및 추정을 새로운 개발 목표로 재추진하게 되었다. 이 소프트웨어의 개발 요구사항은 광학감시 체계의 운영을 전제로 하고 있어 전파 및 레이저 위성 추적 시스템과 별도로 정의되어 있다, 이 요구사항 분석이 완료되면 이 소프트웨어의 최종 성능에 대한 예비 결정이 이뤄질 것으로 사료된다.

천리안위성은 2010년 6월 27일에 발사되어 성공적으로 In Orbit Test (IOT)를 수행하고 있다. 천리안 위성을 지상에서 컨트롤 하기 위하여 ETRI 에서는 위성관제시스템을 개발하였으며, 현재 KARI에서 위성관제시스템을 운영중이다. 위성관제시스템의 일부인 임무계획 시스템은 기상/해양 이미지 촬영에 관한 임무요청, 위성체 기동 요청, 각동 이벤트 등을 종합하여 충돌 없는 임무스케줄을 만들어내게 되는데 이에 복잡한 스케줄링 기법이 요구된다. 천리안 위성의 임무 스케줄링 기법은 CPU 연산을 기본으로 하고 있으나, 이 논문에서는 Graphics Processing Units(GPU) 를 통한 임무 스케줄링 기법의 적용에 따르는 고려사항을 설명한다. 그리고 CPU 기반의 임무 스케줄링 기법과 GPU 기반의 임무 스케줄링 기법의 장단점을 분석한다.

우주발사체를 이용하여 인공위성을 궤도에 올리는 문제에서 가장 중요시해야 할 부분은 임무의 성공, 즉 정밀한 궤도 진입이다. 이것이 만족되어졌을 때, 비용의 최소화 또한 설계 시 중요한 고려사항이 된다. 이 두 가지 문제를 동시에 해결하기 위해선 최적 제어 전략이 필요한데, 통상적으로 이 과정은 발사 전에 최적화 기법 등을 이용하여 계산되고 검증된다. 그러나 기존의 최적화 기법은 대부분 선형 시스템에 적합한 기법들 이고, 우주발사체와 같이 매우 복잡하고 강한 비선형을 가진 운동방정식을 최적화 하려면 많은 계산이 소요된다. 계산 소모 시간을 줄이기 위해서는 선형화 등의 기법이 사용되는데, 그러한 경우 최적 해에 대한 신뢰도가 낮아질 수밖에 없다. 이 논문에서는 그러한 문제를 해결하기 위해 최근 활발히 연구되고 있는 비선형 최적화 기법인 상태 의존 Riccati 방정식 기법 (SDRE)을 이용하여 인공위성을 주어진 궤도에 진입시키는 우주발사체의 최적궤도를 계산하였다. 또한 Hamiltonian 을 이용하여 산출된 궤도의 최적성을 보이고, 목표한 궤도와의 비교를 통해 제어기의 정밀성을 확인하였다.

Frozen orbit concept is very useful in designing particular mission orbits including the Sun-synchronous and minimum altitude variation orbits. In this work, variety of frozen and Sun-synchronous orbit conditions around the Moon is investigated and analyzed. The first two zonal harmonics of the Moon, J2 and J3, are considered to determine mean orbital elements to be a frozen orbit. To check the long-term behavior of a frozen orbit, formerly developed YonSei Precise Lunar Orbit Propagator (YSPLOP) is used. First, frozen orbit solutions without conditions to be the Sun-synchronous orbit is investigated. Various mean semi-major axes having between ranges from 1,788 km to 1,938 km with inclinations from 30 deg to 150 deg are considered. It is found that a polar orbit (90 deg of inclination) having 100 km of altitude requires the orbital eccentricity of about 0.01975 for a frozen orbit. Also, mean apolune and perilune altitudes for this case is about 136.301 km and 63.694 km, respectively. Second, frozen orbit solutions with additional condition to be the Sun-synchronous orbit is investigated. It is discovered that orbital inclinations are increased from 138.223 deg to 171.553 deg when mean altitude ranged from 50 km to 200 km. For the most usual mission altitude at the Moon (100 km), the Sun-synchronous orbit condition is satisfied with the eccentricity of 0.01124 and 145.235 deg of inclination. For this case, mean apolune and perilune altitudes are found to be about 120.677 km and 79.323 km, respectively. The results analyzed in this work could be useful to design a preliminary mapping orbit as well as to estimate basic on-board payloads' system requirements, for a future Korea's lunar orbiter mission. Other detailed perturbative effects should be considered in the further study, to analyze more accurate frozen orbit conditions at the Moon.

다목적 실용위성 5호는 국내 최초로 합성 개구면 레이더(SAR)를 장착한 지구 관측위성으로서 2011년 중반에 러시아의 Dnepr 로켓에 의해 발사되어 평균 고도 550 km의 태양동기 여명궤도에서 운용될 예정이다. 위성은 28일을 주기로 지구를 421회 공전하는 반복 지상궤적을 가지며 인터페로메트리 레이더 영상의 획득을 위해 위성이 지구적도 상공을 통과할 때 기준경도로부터 ${\pm}2$ km 이내로 지상궤적이 유지될 수 있도록 궤도조정을 수행한다. 위성은 궤도에 투입된 후 2개월 이내에 정상적인 지상궤적을 획득하고 몽골에 설치된 레이더 반사판을 이용하여 4개월에 걸친 검보정을 수행한 후에 정상적인 운용에 들어가게 된다. 이 연구에서는 위성이 발사체와 분리된 이후 정상적인 지상궤적을 획득하는데 걸리는 시간을 분석하고 위성의 지상궤적을 기준 경도로부터 ${\pm}2$ km 이내로 유지시키기 위한 궤도조정에 필요한 조정주기와 연료소모량을 분석한다.

저궤도위성의 정밀궤도결정은 GPS 위성과 수신기의 시계 공통오차를 제거하기 위해 이중 차분하는 방법으로 요구된 위치 정밀도를 충족시켜왔다. 그러나 빠른 속도로 지구를 회전하는 저궤도위성의 정밀궤도결정에 있어 이러한 이중 차분방법은 지구상에 광범위하게 분포된 지상 IGS 망 처리에 많은 계산 부담을 안고 있다. 그리고 지상 측지뿐만 아니라 저궤도위성을 이용한 기상관측 또는 긴급한 영상 처리 응용분야에서도 고정밀도 준실시간(Near Real Time-NRT) 처리가 요구되고 있다. 고정밀 준실시간 정밀궤도결정을 위한 대안은 이중주파수 GPS 수신기으로 IGS에서 제공되는 정밀궤도력을 갖고 고정밀 단독측위가 가능한 정밀단독측위(precise point positioning) 기법으로 상대측위와 버금가는 위치 정밀도를 얻을 수 있다. 다목적실용위성 5호는 고정밀 합성 레이더 영상 처리를 위해서 요구되는 20 cm 위성 위치 정밀도를 만족시키고, 대기 기상관측을 위해 GPS 전파 엄폐 측정값 수집을 목적으로 고정밀 이중주파수 GPS 수신기(Integrated GPS and Occultation Receiver, IGOR)를 탑재하고 있다. 이 논문에서는 IGOR의 이전 제품인 Blackjack 수신기를 탑재한 GRACE 위성의 실제 GPS 데이터를 사용하여 대략 3 ~ 5cm의 위치 정밀도를 얻었다. 준실시간 정밀궤도결정에서 정밀도 손실없이 궤도결정 처리 지연시간(latency)을 줄이는 것이 중요하다. 이 지연시간은 GPS 측정값의 양에 따라 크게 좌우되기에 GPS 측정값 샘플링 주기를 10초에서 640초까지 변화시켜가면서 정밀도를 분석한 결과, 위치 정밀도 손실없이도 궤도결정처리 지연시간을 단축시킬 수 있음을 제시하고 있다.

지구 또는 우주 원격탐사 및 관측에서 진일보한 임무 수행을 위해 위성 편대 비행의 필요성이 점차 부상하고 있다. 편대 비행은 단일 위성으로는 실현하기가 어렵거나 불가능한 과학적인 임무를 수행할 수 있다. 다양한 위성 편대 비행 기술에서 중요한 기술 중에 하나는 편대 위성간의 정밀기선결정 기술이며, 정밀도 검증 기술도 함께 동반되어야 한다. 이 논문에서는 Gravity Recovery and Climate Experiment(GRACE) 위성의 실제 Global Positioning System(GPS) 데이터를 사용하여 GRACE A와 B 두 위성의정밀기선결정을 수행하였다. 그리고 K/Ka-Band Ranging system(KBR) 바이어스 거리측정값으로 일괄처리 및 순차처리 방법을 통해 정밀도를 검증하였다. 제안된 순차처리 방법은 KBR 바이어스를 추정하는 대신에 기산점 차분으로 이를 제거하여 정밀도를 검증하기 때문에 검증자(KBR baised range)가 피검증자(GPS-baseline)와 독립적이고 실시간 정밀도 검증에 적용이 가능하다. 그 결과 일괄처리 검증방법과 유사한 1.5 ~ 3.0 mm의 순차처리 정밀도 검증 결과를 얻었다.

Various estimation methods based on Kalman filter have been applied to the real-time satellite orbit determination. The most popular method is the Extended Kalman Filter (EKF) and the Unscented Kalman Filter (UKF). The EKF is easy to implement and to use on orbit determination problem. However, the linearization process of the EKF can cause unstable solutions if the problem has the inaccurate reference orbit, sparse or insufficient observations. In this case, the UKF can be a good alternative because it does not contain linearization process. However, because both methods are based on Gaussian assumption, performance of estimation can become worse when the distribution of state parameters and process/measurement noise are non-Gaussian. In nonlinear/non-Gaussian problems the particle filter which is based on sequential Monte Carlo methods can guarantee more exact estimation results. This study develops and tests the particle filter for satellite orbit determination. The particle filter can be more effective methods for satellite orbit determination in nonlinear/non-Gaussian environment.

이 연구에서는 네트워크 기반의 다중기준국을 이용하여 육상교통환경에서 항법위성의 궤도력에 따른 위치결정 성능향상의 정도를 분석하였다. 위성항법보정시스템(Differential Global Positioning System)을 활용하였을 경우 항법위성의 궤도력 오차정보가 소거되지 않는다는 가정 하에 방송궤도력이 아닌 International GNSS Service(IGS) 정밀궤도력중 신속궤도력(Ultra-Rapid)을 이용하여 궤도력 오차에 따라 위치결정 정확도가 향상됨을 확인하였다. 일반적으로 사용하는 위성항법보정시스템을 활용한 위치결정 방법은 기준국과 사용자의 거리에 따라서 그 성능이 달라진다. 이는 궤도 오차, 대류층 및 전리층 오차 등이 거리에 의존적이기 때문이다. 다중기준국을 활용하는 방법은 거리가 멀어짐에 따라 소거되지 않는 오차등을 극복하기 위한 기술이며 사용자 주변을 둘러싼 기준국들의 측정값을 조합하여 보상을 하거나 정확하게 모델링하여 사용자에게 오차정보를 보정정보로 전송하여 위치결정의 성능을 향상시키는 방법이다. 분석된 결과는 네트워크 기반의 다중기준국 환경에서 사용자와 기준국간의 거리에 따른 공간이격 오차정보 보정정보 생성 연구에 활용하며 이를 통해 육상교통 사용자의 위치결정 정확도 성능을 향상하는데 기여할 것으로 기대된다.

위성 편대비행 시스템에서 궤도 및 자세의 결정과 제어를 동시에 시뮬레이션 할 수 있는 통합 시스템을 설계하고 개발하였다. 실제 위성에서는 궤도 제어가 수행되는 동안 자세는 계속 변한다. 그러므로 임무수행을 위해 편대위성들의 자세를 동기화하기 위해서는 편대위성들의 자세 결정과 제어가 필요하다. 이와 같이 실제와 같은 시뮬레이션을 위해서, 궤도 및 자세의 결정과 제어를 동시에 수행할 수 있는 통합된 시뮬레이터 시스템이 필요하다. 통합 시뮬레이터 시스템의 개발은 기존에 연세대학교에서 개발한 GPS 시뮬레이터를 이용한 편대비행 테스트베드와 하드웨어 자세 시뮬레이터를 각각 보완한 후 통합하는 방법으로 수행하였다. 이 두 시스템은 서로 독립적으로 개발되었기 때문에 통합을 위하여 하드웨어 인터페이스와 소프트웨어 인터페이스 부분으로 나누어 설계와 개발을 수행하고, 최종적으로 결합하는 절차로 통합을 완료하였다. 마지막으로 개발된 통합 시뮬레이터 시스템과 통합 시나리오를 사용하여 궤도와 자세를 동시에 시뮬레이션 하고, 이를 통해 개발된 통합 시스템을 검증하였다. 이 연구를 통해 개발된 궤도와 자세가 통합된 하드웨어 시뮬레이터 시스템은 실제 위성에 가까운 시뮬레이션을 수행할 수 있을 뿐만 아니라 하드웨어와 소프트웨어 인터페이스에 대한 검증이 가능하고 실제의 하드웨어 특성으로부터 생기는 에러를 고려하여 알고리즘의 실제 성능을 평가할 수 있다.

Flyby anomaly (unexpected energy increase during Earth Gravity Assists) indicates existence of an unknown non-conservative perturbation which affects hyperbolic trajectories. This presentation focuses on first order position and velocity perturbation formulas derived in terms of classical orbital element variations for hyperbolic orbit. By using both the perturbation formulas and numerical approach, we analyze effects of hypothetical acceleration models proposed by Hasse (2009), Lewis (2009), Gerrad and Sumner (2008), and Busack (2007). Based on analysis of perturbation effect on low earth orbit, we find that typical position perturbation is about 10m which is much larger than current orbit determination accuracy. From this, we deduce that anomalous acceleration only affects hyperbolic orbit or behaves differently in bound orbit. On the other hand, based on analysis of perturbation effects on hyperbolic trajectories, we find that position and velocity perturbations are highly different from acceleration models, and all of proposed models fail to explain observed range and Doppler data. Thus, it can be concluded that not only energy variations but also kinematics gives us crucial clues on the flyby anomaly, and kinematical characteristic should be considered in modeling flyby anomaly.

Formation of a steep plasma density gradient in the middle-latitude ionosphere during geomagnetic storms and the latitudinal migration of its location depending on the storm phase are suggested to be associated with the ionospheric signature of the plasmapause. We test this idea by using the satellite and ground observation data during the 11 April 2001 storm. The locations of the steep plasma density gradient identified by TOPEX/Poseidon (2001 LT) and DMSP (1800 and 2130 LT) satellites coincide with the ionospheric footprints of the plasmapause identified by the IMAGE satellite. This observation may support the dependence of the middle-latitude plasma density gradient location on the plasmapause motion, but does not explain why the steep density gradient whose morphology is largely different from the morphology of the middle-latitude ionization trough during quiet period is formed in association with the plasmapause. The ionospheric disturbances in the total electron content (TEC) maps shows that the steep TEC gradient is formed at the boundary of the positive ionospheric storm in low-middle latitudes and the negative ionospheric storm in middle-high latitudes. We interpret that the thermospheric neutral composition disturbance in the dayside is confined within the middle-high latitude ionospheric convection zone. The neutral composition latitudes and, therefore, the locations of the steep plasma density gradient coincide with the footprints of the plasmapause. The TEC maps show that the appearance of the steep plasma density gradient in the pre-midnight sector during the recovery phase is related to the co-rotation of the gradient that is created during the main phase.

This study is about the ionospheric variation on the Korean Peninsula using GPS TEC data from Daejeon IGS GPS site. It has accumulated the 11 years GPS data from 2000. In this work, the hourly and daily averaged TEC data are used. Data period covers a full solar cycle from 2000 to 2010 (11 years) which the total observed days are 98%. The mean TEC data shows the annual/semiannual variation, solar cycle and 27 days. GPS TEC has a good correlation with solar F10.7 index. We also compare with planetary Kp and AE indices. The maximum of the daily mean GPS TEC is around 50 TECU at 2000 and that value of 2009 is near 10 TECU. we confirms that the GPS TEC is a good indicator for ionospheric variation for the mid-latitudinal region to understand the ionospheric climatology over Korea Peninsula.

The Total Electron Content (TEC) measured from Global Positioning System (GPS) can be continuously or peculiarly increased (positive ionospheric storm) or decreased (negative ionospheric storm) with solar and geomagnetic activities as well as the chemical and dynamic processes with thermosphere in the mid-latitudes. The ionospheric storm is not easy to predict owing to its difficult mechanism, and the real-time GPS TEC monitoring may be useful to follow ionospheric response to solar and geomagnetic storms. Korea Astronomy & Space Science Institute has continuously monitor GPS TEC over Korea Peninsula in near real-time of 10 minutes to watch activities. In this presentation, we will report the variation of GPS TEC over Daejeon and JeJu in Korea during the period of solar flare eruption and geomagnetic storm events in 2011. These events in 2011 will be compared with the event in October 2003 and November 2004.

The plasmasphere is filled with the ions and electron transported mostly from the mid-latitude ionosphere. In the topside ionosphere where the $O^+$ ions are still major ions, the $O^+$ ions are in chemical equilibrium with the $H^+$ ions and exchange their charges with each other's parent atoms with similar rates in both reactions. During the day, the newly produced $H^+$ ions flow upward to fill the plasmasphere while they flow downward and contribute to the maintenance of the ionospheric density at night under the geomagnetically quiet condition. The ionosphere and plasmasphere are coupled by these plasma fluxes and therefore strongly affect each other. In order to study these coupling we utilized the plasma density measurements from JASON satellite. This satellite measures vertical total electron content (TEC) from the ground to the satellite orbit (about 1336 km) and slant TEC from the satellite orbit to much higher GPS satellites by using the on-board dual-frequency altimeter and GPS receiver, respectively. The former measurement can represent the ionospheric TEC while the latter can represent the plasmaspheric TEC in the equatorial region. We compared these data with different seasons, solar activities and local times, and the results will be presented.

GMT 거대망원경 개발사업 참여를 계기로 한국의 광학천문학은 비약적인 발전의 계기를 맞게 되었다. 거대망원경의 개발을 위한 첨단 광학 및 광기계 기술 확보와 더불어 이 망원경을 이용한 세계적인 연구 성과의 창출이 가능해질 전망이다. 2011년 현재 세계적으로 진행되고 있는 GMT, TMT, E-ELT 등 세 개의 거대 망원경 개발사업은 2020년대 초반이면 완료될 전망이다. 이 발표에서는 거대 망원경 가동이 가동되기까지의 세계 천문학계 연구 동향과 거대망원경 시대의 전망을 조망함으로써 우리나라 광학천문학 분야의 중기 및 장기적 미래 전망에 대하여 고찰한다.

Radiation-induced displacement damage which has caused the increase of the dark current in the focal plane adopted in the Ozone Monitoring Instrument (OMI) was studied in regards of the primary protons and the secondaries generated by the protons in the orbit. By using the Monte Carlo N-Particle Transport Code System (MCNPX) version 2.4.0 along with the Stopping and Range of Ions in Matter version 2010 (SRIM2010), effects of the primary protons as well as secondary particles including neutron, electron, and photon were investigated. After their doses and fluxes that reached onto the charge-coupled device (CCD) were examined, displacement damage induced by major sources was presented.

Coronal Mass Ejections (CMEs) are enormous eruptions of plasma ejected from the Sun into interplanetary space, and mainly responsible for geomagnetic storms and solar energetic particle events. It is very important to infer their direction of propagation, speed and their 3-dimensional configurations in terms of space weather forecast. Two STEREO satellites provide us with 3-dimensional stereoscopic measurements. Using the STEREO observations, we can determine the 3-dimensional structure and radial velocity of the CME. In this study, we applied three different methods to the 2008 April 26 event: (1) Ice cream Cone Model by Xue (2005) using the SOHO/LASCO data, (2) Flux rope model by Thernisien (2009) using the STEREO/SECCHI data, (3) Flux rope model with zero angle using the STEREO/SECCHI data. The last method in which separation angle of flux rope is zero, is similar to the ice cream cone model morphologically. The comparison shows that the radial speeds from three methods are estimated to be about 750km/s and are within ${\pm}120km/s$. We will extend this comparison to other CMEs observed by STEREO and SOHO/LASCO.

Halo coronal mass ejections (HCMEs) are mainly responsible for the most severe geomagnetic storms. To minimize the projection effect of the HCMEs observed by coronagraphs, several cone models have been suggested. These models allow us to determine the geometrical and kinematic parameters of HCMEs : radial speed, source location, angular width, and the angle between the central axis of the cone and the plane of the sky. In this study, we compare these parameters form two representative cone models (the ice-cream cone model and the asymmetric cone model) using well-observed HCMEs from 2001 to 2002. And we obtain the root mean square error (rms error) between observed projection speeds and calculated projection speeds for both cone models. It is found that the average rms speed error (89 km/s) of the asymmetric cone model is a little smaller than that (107 km/s) of the ice-cream cone models, implying that the radial speeds from both models are reasonably estimated. We also find that the radial speeds obtained from two models are similar to each other with the correlation coefficient of about 0.8.

Solar Proton Events (SPEs, ${\geq}\;10\;cm^{-1}s^{-1}sr^{-1}$ with >10 MeV) are very important for space weather forecasting. It is well known that they are associated with solar flares and/or CME-driven shocks. Especially, the CME-driven shocks have been observed as solar and interplanetary type II bursts. In this study, we estimated the occurrence probability of SPEs depending on three groups: (1) metric, (2) decameter-hectometric (D-H), and (3) meter-to-kilometric (m-to-km) type II bursts. For this work, we used SPEs and all available type II burst data in 1996-2004. The primary findings of this study are as follows. First, the majority (77%) of the m-to-km type II bursts are associated with SPEs and its probability is noticeably higher than D-H type II bursts probability strongly depend on longitude: eastern (0%), center(45%), and western (33%) for X-class associated metric type II bursts, eastern (15%), center (55%), and western (50%) for X-class associated D-H type II bursts, eastern (17%), center (77%), and western (64%) for X-class associated m-to-km type II bursts. Third, for m-to-km type II bursts, the SPE probability increases with CME speed: 400km/s${\leq}$V <1000km/s (36%), 1000km/s ${\leq}$V<1500km/s (40%), 1500km/s${\leq}$V (66%). Finally, we expect that these results will be used for setting up more reasonable solar proton event forecasting models.

The magnetic dipolarizations at the tail are often, if not always, associated with plasma flows of some magnitude. The associated flow direction is known to be earthward most often but not necessarily always. It is the primary goal of this paper to clarify the association between dipolarizations and the associated flow characteristics in general, but with a primary emphasis on tailward flow cases. Based on a number of dipolarizations that we identify at the near-Earth tail using the THEMIS tail observations we first confirm that dipolarizations can in general initiate in association with both earthward and tailward flows. Also, the main direction of the plasma flow, whether being earthward or tailward, is not critical in determining the intensity of the dipolarizations. We actually identify some events of tailward flow-associated dipolarizations that are as much intense as the earthward flow-associated events. The occurrence rate of the tailward flow-associated dipolarizations is mainly concentrated in the radial region of < 10 RE and in the local time region of 22-01 hr. However, its relative occurrence rate is rather low, ~19 % in the radial region and ~15.3 % in the local time region, as compared to that for the events associated with all other types of flows. Furthermore, the flow direction often changes no matter whether it is initially earthward or tailward near the onset time. As a consequence, the net transport of the magnetic flux during the main duration of the dipolarization process is earthward for nearly all of the dipolarizations that initiate with dominantly tailward flows near the onset, as is the case for those that initiate with dominantly earthward flows.

Earth's bow shock is a transition layer across which properties of plasmas change irreversibly. Although some features of the bow shock are well described by continuities of fluxes of various macroscopic quantities, particle dynamics across the transition layer is very complicated. Observed phase space distributions show multiple ion beams and partially thermalized ions around the transition layer. In some cases, both hot magnetosheath ions and cold solar wind ions simultaneously exist in the magnetosheath. Electrons around the transition layer usually have flat-top distributions with temperature anisotropy. From the observed properties of the phase space distributions we will discuss thermalization processes that occur across the shock transition.

The turbulence in the nonlinear regime of the electromagnetic ion-cyclotron (EMIC) instability are investigated via a particle-in-cell (PIC) simulation. EMIC instability arises from anisotropic ion temperature and excites the Alfven ion-cyclotron (AIC) waves. The excited AIC waves undergo inverse-cascade via the nonlinear wave interaction of two AIC and one ion density modes. Induced ion density modes are the normal and second harmonic ion-acoustic (IA) waves. They have the same group velocity, but the second harmonic IA mode only generates the longitudinal electric field.

한국천문연구원은 Giant Magellan Telescope (GMT)의 부경 중의 하나인 Fast Steering Mirror (FSM)의 시험모델을 개발 중이다. 구경 1.06m의 비축 비구면 반사경을 시험제작하기 위하여 경량화 설계를 하였고 실제 가공 준비를 하고 있다. 반사경의 tip-tilt 제어를 위해서는 mathmatical model을 작성하고 실제 test-bed를 제작하였다. 이 논문에서는 FSM 시험모델의 개발 현황에 대해 논한다.

We present construction of 3D Earth optical Model for in-orbit performance prediction of L1 halo orbiting earth remote sensing instrument; the Albedo Monitor and Radiometer (Amon-Ra) using Integrated Ray Tracing (IRT) computational technique. The 3 components are defined in IRT; 1) Sun model, 2) Earth system model (Atmosphere, Land and Ocean), 3)Amon-Ra Instrument model. In this report, constructed sun model has Lambertian scattering hemisphere structure. The atmosphere is composed of 16 distributed structures and each optical model includes scatter model with both reflecting and transmitting direction respond to 5 deg. intervals of azimuth and zenith angles. Land structure model uses coastline and 5 kinds of vegetation distribution data structure, and its non-Lambertian scattering is defined with the semi-empirical "parametric kernel method" used for MODIS (NASA) missions. The ocean model includes sea ice cap with the sea ice area data from NOAA, and sea water optical model which is considering non-Lambertian sun-glint scattering. The IRT computation demonstrate that the designed Amon-Ra optical system satisfies the imaging and radiometric performance requirement. The technical details of the 3D Earth Model, IRT model construction and its computation results are presented together with future-works.

In this report, we present in-orbit radiometric performance prediction for the Amon-Ra (Albedo Monitor and Radiometer) energy channel instrument. The Integrated Ray Tracing (IRT) computational technique uses the ray sets arriving at the Amon-Ra instrument aperture orbiting around the L1 halo orbit. Using this, the variation of flux arriving at the energy channel detector was obtained when the Amon-Ra instrument including the energy channel design observes the Sun and Earth alternately. The flux detectability was verified at the energy channel detector (LME-500-A, InfraTecTM). The detector time response and RMS signal voltage were then derived from the simulated flux variation results. The computation results demonstrate that the designed energy channel optical system satisfies the in-orbit detectability requirement. The technical details of energy channel instrument design, IRT model construction, radiative transfer simulation and output signal computation results are presented together with future development plan.

한국천문연구원은 Giant Magellan Telescope Fast Steering Mirror prototype을 개발 중이고, 반사경 제작과 tip-tilt 시스템 제작을 목표로 하고 있다. 반사경은 직경이 1.06m, 두께가 약 140mm, 질량이 약 100kg인 meniscus 타입인 비축 비구면 반사경이다. Tip-tilt 시스템은 바람에 의한 반사경의 진동과 망원경의 tracking jitter를 보정하기 위한 장치로써 tip-tilt 각도가 ${\pm}20"$ 범위 내에서 약 30Hz로 작동하는 시스템이다. 반사경 cell은 반사경 뒷면에 조립되어 반사경 cell 내부에 주입되는 진공과 함께 반사경의 무게를 지지하고, tip-tilt 시스템을 작동시키는 액츄에이터가 장착되는 base structure 역할을 한다. 이 논문에서는 반사경 cell의 초기설계와 반사경 cell에 발생할 수 있는 하중 조건에 따른 응력과 변위, 반사경 cell의 두께에 따른 고유진동수를 해석한 결과들에 대해 논한다.

The Korea Astronomy and Space Science Institute (KASI) and the Department of Astronomy at the University of Texas at Austin (UT) are developing a near infrared wide-band high resolution spectrograph, IGRINS (Immersion Grating Infrared Spectrograph). The white-pupil design of the instrument optics uses 7 cryogenic mirrors including 3 aspherical off-axis collimators and 4 flat fold mirrors. Two of the 3 collimators are H- and K-band pupil transfer mirrors and they are designed as compensators for the system alignment in each channel. Therefore, their mount design will be one of the most sensitive parts in the IGRINS optomechanical system. The design work will include the computer-aided 3D modeling and finite element analysis (FEA) to optimize the structural stability of the mount models. The mount body will also include a tip-tilt and translation adjustment mechanism to be used as the alignment compensators.

In this study, we investigated alignment state estimation performances of the three methods i.e. merit function regression (MFR), differential wavefront sampling (DWS) and Multiple Design Configuration Optimization (MDCO). The three target optical systems are 1) a two-mirror Cassegrain system for deep space Earth observation, 2) intermediate size three-mirror anastigmat for Earth ocean monitoring, and 3) extremely large segmented optical system for astronomical observation. We ran alignment state estimation simulation for several alignment perturbation cases including 1mm to 10mm in decenter and from 0.1 to 1 degree in tilt perturbation error for the two-mirror Cassegrain system. In general, we note that MDCO shows more competitive estimation performance than MFR and DWS. The computational concept, case definition and the simulation results are discussed with implications to future works.

IGRINS (Immersion GRating INfrared Spectrometer) is a high resolution wide-band infrared spectrograph developed by Korea Astronomy and Space Science Institute (KASI) and the University of Texas at Austin (UT). The slit-viewing camera is one of four re-imaging optics in IGRINS including the input relay optics and the H- and K- band spectrograph cameras. Consisting of five lenses and one Ks-band filter, the slit viewing camera relays the infrared image of $2'{\times}2'$ field around the slit to the detector focal plane. Since IGRINS is a cryogenic instrument, the lens barrel is designed to be optimized at the operating temperature of 130 K. The barrel design also aims to achieve easy alignment and assembly. We use radial springs and axial springs to support lenses and lens spacers against the gravity and thermal contraction. Total weight of the lens barrel is estimated to be 1.2 kg. Results from structural analysis are presented.

달의 양방향 분포 함수는 Hapke에 의하여 처음 이론적 모델이 만들어졌고, 이후 Foote에 의해 아폴로 11호의 달 토양 샘플 10084의 양방향 분포 함수가 측정된 바 있다. 이 연구에서는 실제 크기의 달의 표면에 Hapke의 양방향 분포 함수를 적용하여 광학 모델은 개발하였다. 달 표면의 산란특성 중 반 무한하고 매끄러운 지면에 적용되는 후방산란 효과와 산란각에 따른 위상 함수가 적용된 모델이 사용되었으며, 위상함수로는 Henyey-Greenstein 함수가 사용되었다. 달의 3D 모델에 사용된 매개 변수는 Foote가 측정한 Hapke의 변수를 따랐으며 달의 단일 산란 알베도는 w=0.33, 핫스팟의 넓이는 h=0.017, Legendre 다항 계수인 b와 c에는 각각 b=0.308, c=0.425의 값이 사용되었다. 구성된 달의 양방향 분포 함수를 이용한 통합적 광선 추적 수치 모사 결과, 달 반사광의 복사 휘도율은 1차 근사 해석적 방법을 이용한 계산 결과의 복사 휘도율과 측정 오차 범위 이내의 오차를 보였다.

The previous KRISS profilometer design used an aluminum profile structure to which a bar-type reference mirror subsystem and the measurement subsystem are mounted. The earlier design suffers from low stiffness as shown from the first resonance mode of 45.1 Hz. The improved mechanical design we describe in this study replaces the aluminium profile structure with a granite structure of $1340{\times}220{\times}230$ in dimension. The finite element analysis results for the revised design show 0.001 degree in probe contact angle variation. The first resonance mode was computed to 91.2 Hz that is much better than 45.1 Hz from the previous design. We describe the improved design, structural analysis results and how these results would satisfy the form accuracy requirement of 1 ${\mu}m$ PV.

이 논문에서는 저궤도 지구관측위성 비행모델의 정현파 가진시험 결과에 대하여 분석하였다. 정현파 가진시험은 발사환경시험중의 하나로서, 저주파 대역의 정현파 진동 환경하에서 인공위성의 안정성을 검증하는데 그 목적이 있다. 정현파 가진시험의 입력선도는 발사체로부터 선정되어진다. 발사체로부터 선정된 입력선도는 극한의 경우를 고려한 선도이므로 실제 정현파 가진시험시에는 입력선도에 적절한 노칭을 적용하여야 한다. 노칭은 주구조물의 대한 1차 노칭과 부가 구조물에 대한 2차 노칭으로 구분이 되어 적용되었다. 정현파 가진시험의 전후에는 저수준 정현파가진시험을 수행하였으며, 주파수 응답함수를 비교함으로서 구조적으로 문제가 없는지를 확인하였다. 시험 후, 육안검사를 통하여 구조 부재가 이상이 없는지를 최종 확인하였으며, 인공위성비행모델이 정현파 가진 환경하에서 충분히 안전함을 확인하였다.

State dependent Riccati equation (SDRE) control technique has been widely used in the control society. Although it solves nonlinear optimal control problems, which minimizes state error and control efforts simultaneously, it has drawbacks when it is to be applied to the real time systems in that it requires much computational efforts. So the real time system whose computational ability is limited (for example, satellites) cannot afford to use SDRE controller. To solve this problem, a hybrid controller which is based on MSDRE (Modified SDRE) and ANFIS (Adaptive Neuro-Fuzzy Inference System) has been proposed by Abdelrahman et al. (2010). We propose a hybrid controller based on SDRE and ANFIS, and apply the hybrid controller to the hardware attitude simulator to perform a HIL (Hardware-In-the-Loop) simulation. Through HIL simulation, it is demonstrated that the hybrid controller satisfies the control requirement and the computation load is reduced significantly. In addition, the effects of statistical properties of the ANFIS training data to the performance of the ANFIS controller have been analyzed.

통신위성은 지향성에 대한 요구조건이 상대적으로 느슨하지만 광학 카메라나 영상 레이다를 이용하여 지구를 관측하는 관측위성의 경우 고품질의 영상을 위해 정밀한 지향성 및 지향 안정성이 요구되나 극심한 열 하중에 의한 열변형 및 임무궤도 상에서 발생하는 미소진동 등은 지향 안정성을 영향을 주며 영상의 품질을 저하시킨다. 특히 자세제어를 위해 쓰이는 반작용휠이나 지상과의 송수신을 위한 안테나들은 그 기능을 수행하기 위해 작동하는 과정에서 미소진동을 발생시키고 이는 카메라나 레이다에 외란으로 작용하기 때문에 이를 최소화할 필요가 있다. 이 논문은 미소진동을 저감시키기 위한 진동저감 장치의 성능과 효율성 분석을 그 목적으로 한다.

관제시뮬레이터는 위성운용의 준비 및 위성운용 기간 동안의 운용절차의 검증, 지상관제 시스템의 시험, 운영자의 교육 및 훈련 등을 목적으로 활용될 수 있다. 시뮬레이터는 보통 운영체제, 미들웨어, 시뮬레이션 기반소프트웨어, 에뮬레이터 및 위성과 외부 환경의 모델링 부분으로 구성된다. 에뮬레이터는 위성의 비행소프트웨어의 이미지를 어떤 수정없이 실제적으로 실행할 수 있게 한다. 위성의 모델링 부분은 시뮬레이터의 운용목적에 맞는 각종 하드웨어와 기능들에 대해서 수학적 방정식 등을 이용하여 위성 및 외부환경을 실제적으로 모델링하는 부분으로 구성된다. 이외에 시뮬레이션의 제어 및 관리와 사용자 접속부분을 관리할 수 있는 모듈들이 추가적으로 구성된다. 시뮬레이션 기반소프트웨어는 이러한 시뮬레이션 구성요소(Component)들을 사용자 환경설정 파일에 기반하여 통합하여 구현 및 운용할 수 있는 환경을 제공한다. 구현되는 시뮬레이터의 틀(Framework)로써 모듈간 각종 데이터의 표준 입출력, 일반적인 모델 등을 제공한다. 운용되고 있는 세계 각국의 위성 시뮬레이터에서 SIMSAT, SIMWARE 등의 시뮬레이션 기반소프트웨어가 활용되고 있으며, 관제시뮬레이터가 개발될 경우 기반소프트웨어의 자체개발 또는 기존 상용제품 활용의 여부가 우선적으로 결정되어야 할 것이며, 또한 기존 상용제품 활용 시 각 기반소프트웨어의 특성을 분석하여 적절한 기반소프트웨어의 선택이 결정되어야 할 것이다. 이 논문에서는 시뮬레이션 기반소프트웨어의 기능 및 현재 활용되고 있는 상용제품의 특성에 대해서 분석비교를 기술한다.

이 논문에서는 비선형댐퍼를 이용한 광학탑재체 품질개선 방법에 대해 다루었다. 인공위성은 발사 시에 높은 진동하중에 견디어야 하며, 임무 수행 중에는 광학탑재체가 영상을 획득할 수 있도록 지지해주어야 한다. 그러나 인공위성은 자세제어, 데이터 송신, 탑재체 능동냉각을 위한 진동하중 가진 원을 보유하고 있어, 이를 광학탑재체 노출 시 영상품질이 저감되기 쉽다. 이 논문에서는 비선형 댐퍼를 이용해 발사 시에 높은 진동하중에 견디며, 발사 후에는 진동을 절연시켜 영상품질을 개선시키는 방법에 대한 연구를 수행하였다.

현재 한국항공우주연구원에서 개발 중인 저궤도 위성에는 원격측정명령계 유닛 중의 하나로 S 대역 송신기가 탑재된다. S 대역 송신기는 위성의 상태 정보와 저장된 데이터를 받아 이를 S 대역으로 변조하여 RF 신호로 전송한다. 지상국에서는 이를 수신하여 다시 복조 후 데이터를 추출해 낸다. S 대역 송신기는 위성과 지상간의 링크버짓을 만족하도록 일정한 성능을 유지해야 한다. 이를 위해 발사 전 송신기의 성능을 측정하고 요구조건을 만족하는지 확인한다. 기본적인 성능 측정 이외에 송신기에 요구되는 또 하나의 요소는 측정 이후 일정 시간이 지난 후에도 송신기 성능에 저하가 없는지를 확인하는 것이다. 이를 위해 AIT 전 기간에 걸쳐 송신기의 성능 측정 결과에 대한 추이를 지켜보아 송신기가 가지고 있는 경향성을 판단한다. 이 논문에서는 이에 대한 결과 값을 제시하고 송신기의 성능과 경향성에 대한 분석을 수행하였다.

위성 사업의 핵심 지상 시스템인 Electrical Ground Support Equipment(EGSE)와 Mission Control System(MCS)는 사용시기와 목적, 개발조직이 달라서 지금까지는 별도로 개발 및 발전되어 왔고, 최근 국내에서는 다목적실용위성사업의 EGSE와 MCS에서 핵심 모듈만 서로 공유하는 형태로 개발되어 각각 성공적으로 위성 시험과 운영에 이용되고 있지만, 가까운 미래에는 하나의 통일된 공통지상시스템을 개발하여 위성 발사전 위성시험에서도 이용하고, 위성 발사후 위성 운영 단계에도 사용될 수 있도록 할 예정이다. 이러한 공통지상시스템에서는 위성 시험과 운영에 동시에 사용 가능한 공통절차서언어 개발이 핵심이다. 공통절차서언어를 이용하게 되면, AIT단계에서 위성운영단계로의 자연스러운 단계 전환이 가능하여 위성운영교육 및 준비에 필요한 비용 절감 뿐만이 아니라, AIT단계에서 시험/운영 절차서, 위성 데이터베이스의 사전 검증이 이루어지며, 아울러 위성 사업 일정 및 위성 개발 위험도 최소화 등의 이점이 있다.