• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2003.07d
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• pp.2612-2614
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• 2003

최근 들어 무선통신환경 하에서 빠른 이동 속도를 갖는 이동체를 위한 빠른 핸드오프 기술들에 대한 연구가 활발히 진행되고 있다. 열차도 이러한 빠른 이동체의 대표적인 예가 될 것이다. 지금까지 열차제어방식은 선로변 설비인 궤도회로를 이용한 지상과 차상간의 정보전송을 통하여 이루어져 왔다. 이 경우 선로변의 궤도회로에 대한 유지보수 등의 비용이 과다하고, 또한 열차의 위치검지가 궤도회로의 구간별로 이루어지는 등의 단점이 있어 최근 들어 무선통신을 이용한 열차제어 방법이 활발히 진행되고 있다. 이에 따라 미래에는 고속의 이동성을 갖는 열차도 무선통신에 의한 서비스가 될 것으로 예상된다. 이러한 무선통신을 이용한 열차의 서비스를 위해서는 열차의 빠른 이동속도로 인해 무선 기지국 셀 영역들간의 빠른 핸드오프 기술을 필요로 한다. 본 연구에서는 열차제어에 적용 가능한 여러 핸드오프방식들을 분석하였다. 그리고 높은 이동성이 요구되는 고속의 이동체인 열차를 위한 핸드오프 방안을 제안한다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2000.11a
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• pp.8-8
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• 2000

하이드라진 단기액체엔진을 장착하고 궤도에서 임무를 수행하고 있는 다목적실용 위성 추진시스템 궤도비행 초기운용 자료에 근거하여 추진제 소모율을 산정 한다. 추진시스템은 위성의 궤도각과 비행고도 조정을 위한 속도증분($\Delta$V) 및 자세제어를 위한 추력을 발생시킨다. 단기액체 추진시스템에서 추진제 소모량은 추력기 밸브의 개폐시간에 비례하고 추력 생성 효율은 추진제의 연소기 유입압력에 종속한다. 일정질량의 가압 기체 압력에 의해 연료를 공급하는 추진시스템에서 잔류 추진제 량의 감소는 연소기 유입압력의 감소를 유발하고 추진기관의 효율을 저하시키는 요인으로 작용하여 임무말기로 진행함에 따라 동일한 운동량 생성에 보다 많은 연료소모가 이루어진다.(중략)

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.2
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• pp.61-67
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• 2009

This paper proposes an on-board orbit data generation algorithm for geostationary satellites. The concept of the proposed algorithm is as follows. From the ground, the position and velocity deviations with respect to the assumed reference orbit are computed for 48 hours of time duration in 30 minutes interval, and the generated data are up-loaded to the satellite to be stored. From the table, three nearest data sets are selected to compute position and velocity deviation for asked epoch time by applying $2^{nd}$ order polynomial interpolation. The computed position and velocity deviation data are added to reference orbit to recover absolute orbit information. Here, the reference orbit is selected to be ideal geostationary orbit with a zero inclination and zero eccentricity. Thanks to very low computational burden, this algorithm allows us to generate orbit data at 1Hz or even higher. In order to support 48 hours autonomy, maximum 3K byte memory is required as orbit data storage. It is estimated that this additional memory requirement is acceptable for geostationary satellite application.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.25.2-25.2
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• 2011

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.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.41 no.12
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• pp.950-958
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• 2013

The Lunar orbiter is expected to be inserted into a ~300km low Earth orbit using Korea Space Launch Vehicle-II(KSLV-II). After the states are successfully determined with obtained tracking data, the Trans Lunar Injection(TLI) burn has to be done at appropriate epoch to send the lunar orbiter to the Moon. In this study, we describe in detail the mission scenario of the Korean lunar orbiter from the launch at NARO Space Center to lunar orbit insertion(LOI) stage following direct transfer trajectory. We investigate the launch window including launch azimuth, delta-V profile according to TLI and LOI burn positions. We also depict the visibility conditions of ground stations and solar eclipse duration to understand the characteristics of the direct transfer trajectory. This paper can be also helpful not only for overall understanding of ${\Delta}V$ trend by changing TOF and coasting time but for selecting launch epoch and control parameters to decrease fuel consumption.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.5 no.2
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• pp.205-212
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• 2006

Atmospheric drag is the most significant factor effecting the low Earth satellites under the altitude of 800 km Although the atmospheric density of the low Earth orbit is very low compared to that of the sea level, the accumulated effect of the atmospheric drag slowly lowers the satellite velocity at the perigee. Decrease in velocity at perigee directly causes decrease in altitude at apogee which changes the eccentricity of the orbit. The orbit finally reaches a circular orbit before reentering the Earth. This paper states the methods of calculating the atmospheric drag and the lifetime of the satellite. The lifetime of the kick motor and the satellites which will be used on KSLV-L are calculated by Satellite Tool Kit.

• Journal of the Korean Geosynthetics Society
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• v.9 no.3
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• pp.1-8
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• 2010

The track systems installed in Korea railway consist of two types on ballasted track or ballastless track. In this study, it was compared with difference of the behaviors at roadbed with cyclic loading through full scale model test. From the results of model tests, loading distribution ratio of the concrete slab track become more widely distributed than ballasted track, and loading distribution ratio at concrete track was about 30:20:15. The concrete slab track is likely to behavior of the rigid plate, while ballasted track is such as flexible pavement. The vertical stresses of upper roadbed with traffic cyclic loading in concrete track were measured about 30 kPa or less. It was a scene very similar to the results of the field train running test. The vertical stress at concrete track was occurred approximately 4 times smaller than ballasted track. Also, the soil velocities with cyclic loading at the slab track were occurred about 0.3 cm/sec or less, its 8 times smaller than ballasted track.

• Proceedings of the KSRS Conference
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• 2008.03a
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• pp.207-212
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• 2008

연구에서는 SPOT-3 인공위성 영상으로부터 얻어진 영상 스테레오 스트립과 GCP(Ground Control Point)자료를 이용하여 다양한 GCP배치에 따른 궤도기반 센서모델의 정확성에 대해 분석하였다. 실험에 사용된 기준점자료는 춘천지역에서부터 나주지역에 이르기 까지 약 420km 길이의 지역에 대해 GPS측량을 통해 획득하였다. 궤도기반 센서모델에 적용된 미지수는 위성의 위치와 속도, 자세를 표현하는 방정식의 계수를 미지수로 선택하여 일곱 가지 방식으로 조합하였다. 실험은 우선 모델점의 위치를 일곱 가지 경우로 결정하고 각 경우에 대해 일정한 개수의 모델점을 선택하였다. 그리고 각 경우의 모델점의 위치에 대해 궤도기반 센서모델의 미지수 조합 모델을 각 각 다르게 적용해 본 후 그 결과를 시각적, 수치적으로 분석해 보았다. 실험 결과 모델점의 위치에 관계 없이 궤도기반 모델에 적용할 수 있는 높은 정확도를 나타내는 미지수 조합모델을 찾아낼 수가 있었고, 여러 가지 모델점의 위치를 궤도기반 센서모델에 적용해 본 결과 지리적, 시간적, 경제적 효율성을 갖는 최적의 미지수 조합을 찾을 수가 있었다.

• 한국방재학회:학술대회논문집
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• 2011.02a
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• pp.185-185
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• 2011

기존 장대레일 궤도의 안정성 평가는 궤도 매개변수에 대하여 고정된 안전측의 값을 사용하는 결정론적인 해석에 의존해서 평가되어져 왔다. 그러나 실제현장의 궤도조건은 많은 영향인자들에 의해 그 특성이 불확실하게 변하고 있다. 따라서 온도하중에 의한 궤도 좌굴에 영향을 미치는 궤도 구성인자들의 불확실성 및 임의성을 보다 합리적으로 고려하기 위해서 확률론적 기법을 적용하는 것이 필수적이다. 본 연구에서는 기존 본 연구진에 의해 개발된 장대레일 궤도의 좌굴확률 평가시스템을 이용하여 좌굴 취약도 곡선을 나타내었으며, 궤도 좌굴에 영향을 미치는 주요변수 중 하나인 도상횡저항력에 대한 영향을 분석하였다. 좌굴확률 평가시스템에서는 장대레일 궤도의 좌굴확률을 산정하기 위하여 구조물의 안정과 파괴를 판단할 수 있는 기준을 한계상태방정식으로 표현하고, 이 한계상태방정식으로부터 확률론적 기법 중 하나인 AFOSM(Advanced First Order Second Moment) 방법을 이용하여 파괴확률의 간접적인 지표인 신뢰도지수(${\beta}$)를 통해 좌굴확률을 계산한다. 한계상태방정식에서 구조물의 강도(보유성능)에 해당하는 부분은 궤도의 허용좌굴온도이고, 하중(요구성능)에 해당하는 부분은 레일온도하중으로써 현재 레일온도와 중립온도의 차로 반영된다. 허용좌굴온도 산정에 고려되는 주요변수는 곡선반경(Radius), 도상횡저항력(Lateral Ballast Resista nce), 연직도상강성(Vertical Ballast Stiffness), 궤도 틀림량(Misalignment), 틀림길이(Half Wave Length), 열차운행속도(Velocity)이다. 각 확률변수들이 갖는 확률분포는 모두 정규분포로 가정하였다. 궤도의 기하학적 특성은 곡선반경 5,000m에 대해 고려하였으며, 열차는 KTX의 제원을 사용하여 정지된 상태에서 고려하였다. 틀림량과 틀림길이는 이에 대한 통계적 특성자료가 부족하여 확률변수로 고려하지 않고 결정론적 값으로 취급하였다. 레일온도의 통계적 특성치는 본 연구진에 의해 구축된 기후요소 및 레일온도 DB를 근거로 결정하였으며, 중립온도는 선로관리지침에 따라 $25{\pm}3^{\circ}C$를 기준으로 결정하였다. 또한 도상횡저항력은 실측 데이터를 참고로 하여 평균값에서 10%의 변동량을 갖는 것으로 보고 통계적 특성치를 결정하였다. 도상횡저항력이 좌굴확률에 미치는 영향을 매우 큰 것을 알 수 있었으며, 레일온도 $60^{\circ}C$일 때 도상횡저항력이 증가하면서 감소되는 좌굴확률이 도상저항력이 커질수록 그 감소량이 작아지는 것을 알 수 있었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.45 no.9
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• pp.775-783
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• 2017

In this paper, an impulsive rendezvous problem by using minimum energy of spacecraft in different orbits is addressed. In particular, the orbits considered in this paper are the general orbits including the elliptic orbit, while most of the orbits considered in the literature have been restricted within co-planar or circular orbits. The constraints for solving this optimization problem are the Kepler's equation formulated with the universal variable, and the final position and velocity of two spacecraft. Also, the Lagrange coefficients, sometimes called as f and g solution, are used to describe the orbit transfer. The proposed method technique is demonstrated through numerical simulation by considering the minimum energy, and both the minimum energy and the wait time, respectively. Finally, it is also verified by comparing with the Hohmann transfer known as the minimum energy trajectory. Although a closed-form solution cannot be obtained, it shows that the suggested technique can provide a new insight to solve various orbital transfer problems.