• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.42 no.3
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• pp.270-278
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• 2014

This paper describes an improvement of space objects orbit prediction. To screen possible collisions between operational satellites and space objects, the TLE (Two-Line Element) was used as pseudo-measurement and than the orbit determination and orbit prediction were performed through the flight dynamics system. For determining the orbits, the state vectors were assumed by a series of TLEs within a certain period. The propagation error was analyzed according to the fitting period and a number of pseudo-observations. In order to find out the improvement of orbit prediction with the proposed method, KOMPSAT-2, 3 having the precise orbit in the meter-level range were first applied. Then the result applied to space objects under the same conditions was analyzed. As a result of the RMS error comparison with the orbit prediction of space object, the precision of orbit prediction was improved by approximately 90% for seven days prediction. The improved orbit prediction of space objects can be utilized in the daily analysis for initial screening of the close space objects at high risk.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.2
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• pp.66-72
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• 2014

This paper introduces an asynchronous multiple radar fusion algorithm for space object tracking. To estimate orbital motion of space object, a multiple radar scenario which jointly measures single object with different sampling time indices is described. STK/ODTK is utilized to determine realization of orbital motion and joint coverage of multiple radars. Then, asynchronous fusion algorithm is adapted to enhance the estimation performance of orbital motion during which multiple radars measure the same time instances. Monte-Carlo simulation results demonstrate that the proposed asynchronous multi-sensor fusion scheme better than single linearized Kalman filter in an aspect of root mean square error.

• Proceedings of the Korea Information Processing Society Conference
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• 2003.05a
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• pp.619-622
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• 2003

다중 물체 추적은 움직이는 물체를 추출하고 추출된 정보와 물체 정보를 이용하여 움직임 궤도를 추적하는 것이다. 따라서 정확한 움직임 궤도 추적이 수행되어지려면 우선적으로 물체의 수에 해당하는 Object 추출이 선행되어져야 한다. 물체 추적 시 물체 추출은 주로 처리속도가 빠르고 효율적인 배경영상을 이용한 차영상 기법을 이용하는데 이 경우 배경 영상 갱신이 중요하다. 본 논문에서는 실세계조명 하에서 장시간 다중 물체 추적이 가능하도록 물체의 움직임이 아닌 물체의 위치에 기반한 배경 영상 획득 방법을 제안한다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.13 no.1
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• pp.184-192
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• 2014

In this paper, the lifetime of the artificial space objects in the LEO is analysed by using TLE data, which is provided by JSpOC. We observed the change of the number of space objects from 1957 and determined the reason of space debris generation. And then, we performed the analysis about present condition of space debris environment. The lifetime analysis includes a total of 11,792 artificial space objects and performed until the year 2050 by orbit propagation. We analyze the annual reentry frequency for the high RCS objects such as nonoperational satellites and rocket bodies, which have the possibility of earth ground impact through STK/Lifetime Tool for accurate and effective calculation. The results show that 9 payloads or rocket bodies will be decayed annually and 2 or 3 objects of total value have the possibility of ground impact. In addition, it is also shown that the 40% of a total analysed objects have the lifetime over 200 years.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.161.1-161.1
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• 2012

지구 정지궤도는 위성통신, 지구관측 그리고 우주과학을 위해 매우 귀중하고 제한된 자원으로 인식된다. 이에 따라 Inter-Agency Space Debris Coordination Committee (IADC)에서는 정지궤도에서 수명이 종료되는 위성에 대해서 정지궤도에 영향을 미치지 않도록 더 높은 고도로 폐기기동을 수행하도록 권고하고 있다. 그렇지만 여러 가지 사정으로 정상적인 폐기기동을 수행하지 않은 위성들이 많이 있으며 이와 같은 위성들은 정지궤도에서 운영되고 있는 위성에 접근하여 충돌위험을 야기하고 있다. 우리나라의 정지궤도 통신해양기상위성인 천리안은 2010년 6월 26일에 발사되어 동경 128.2도에서 성공적으로 운영되고 있다. 지난 2년 동안 천리안 위성의 궤도구간에 우주물체가 접근하여 충돌위험이 발생한 사례가 3 건이 있었으며 그 중 한 건인 러시아의 라두가 1-7 위성이 접근한 2011년 2월 7일에는 천리안 위성의 회피기동을 수행하였다. 다른 두 가지 사례는 2011년 6월 19일 러시아의 COSMOS 2379의 접근과 2012년 4월 6일 러시아의 SL-12 R/B(2)의 접근이다. 본 논문에서는 정지궤도 위성을 운영하고 있을 때 다른 우주물체가 접근하여 충돌위험이 발생했을 때 어떤 과정을 거쳐서 회피기동을 수행해야 하는가에 대한 문제를 다루고자 한다. 정지궤도 위성과 우주물체와의 거리차이를 최대화할 수 있는 회피기동 시각을 찾아내고 최근접 시각에 있어서 반경방향, 진행방향, 그리고 수직방향에서의 거리차이를 분석한다.

• Journal of KSNVE
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• v.9 no.6
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• pp.1259-1266
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• 1999

The objective of this investigation is to develop a compliant track link model and apply this model to the multi-body dynamic analysis of high mobility tracked vehicles. Two major difficulties encountered in developing the compliant track models. The first one is that the integration step size must be kept small in order to maintain the numerical stability of the solution. This solution deals with high oscillatory signals resulting from the impulsive contact forces and stiff compliant elements to represent the joints between the track links. The second difficulty is due to the large number of the system equations of motion of the three dimensional multibody tracked vehicle model. This problem was sloved by decoupling the equations of motion of the chassis subsystem and the track subsystems. Recursive methods are used to obtain a minimum set of equations for the chassis subsystem. Several simulation scenarios were tested for the high mobility tracked vehicle including accelaeration, high speed cruising, braking, and turning motion in order to demonstrate the effectiveness and validity of the methods proposed in this investigation.

• Journal of the Korea Institute of Information and Communication Engineering
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• v.22 no.11
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• pp.1448-1454
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• 2018

In an optical observing system, three pairs of observations at equal time intervals are required for the orbit determination method to obtain orbital information of an unknown space objects. In this paper, we propose a method of estimating a streak for acquiring three pairs of observations using one streak image information. Satellite trajectory simulation data were generated for nine cases using the STK program in order to verify the characteristics of the orbit of space object and estimation performance. Simulation was performed by applying three approaches that can estimate the next streak position after a few seconds from one streak image information, and the estimation performance was evaluated. Linear vector method and Kalman Filter method based on the linear assumption tend to increase the estimation error in the region where the nonlinearity is large. However estimation method using the polynomial curve fitting based on the least square method showed smaller and uniform error result than the previous methods.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.163.1-163.1
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• 2012

이 연구는 우주물체에 대한 광학감시 및 추적을 수행하기 위한 선행연구로, 궤도전파 시뮬레이터를 개발하여 궤도상 위성의 광학관측가능성을 분석하고 광학관측 여부를 판단하는 것을 목표로 한다. 연구의 주 내용은 주어진 궤도정보를 바탕으로 하는 태양동기궤도(Sun-Synchronous Orbit; SSO) 위성, Dawn-dusk 위성, 저궤도(Low Earth Orbit; LEO) 위성, 정지궤도(Geostationary Orbit; GEO) 위성 등 궤도상 위성의 추정궤도 전파와 자국위성의 광학관측가능성 분석으로 구성된다. 각각의 궤도전파 정밀도 및 광학관측가능성 분석성능을 확인하기 위해 AGI(Analytical Graphics Incorporated)사의 STK(Satellite Tool Kit) 시뮬레이션 프로그램을 사용하여 개발된 궤도전파 시뮬레이터와 비교하였다. 시뮬레이션 과정에서 광학관측의 제한조건을, 지구반영(penumbra)과 태양직사광(direct sun)에서만 관측하며, 고도(elevation angle)의 최소값은 20도, 태양고도(Sun elevation angle)의 최대값은 -10도로 설정하였다. 광학관측이 이루어지는 가상의 관측소는 임의로 선정하였으며, 기본적인 관측시간은 1년으로 잡고, 계절의 변화에 따른 광학관측가능성 궤적의 변화를 보기위해 춘하추동에 대해서 각각 3일이내의 기간 동안 시뮬레이션을 수행하였다. 결과적으로, 우주물체 광학감시 및 추적을 수행하기 위한 광학관측가능성 분석성능은 궤도전파 시뮬레이터 및 초기궤도요소 정밀도, 좌표변환과정 오차 등의 영향을 받으며, 설정된 제한조건에 따라 광학관측 지속시간의 차이가 발생한다. 연구결과를 통해 궤도상 위성의 궤도를 추정하기 위한 위성의 궤도전파 시뮬레이터를 개발하고, 자국위성의 관측가능성 분석을 통해 광학감시 및 추적시스템의 운영이 원활히 이루어질 수 있도록 한다.

• Journal of the Korea Institute of Information and Communication Engineering
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• v.24 no.1
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• pp.15-21
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• 2020

In this paper, the observation performance of the electro-optical telescope system which surveils the unknown space objects, is analyzed by the Modeling & Simulation(M&S). The operation concept for the observation of the unknown space objects using two telescope systems is considered and the M&S models are constructed. Based on the operation concept for observing the unknown space objects, the estimated orbit is generated by Initial Orbit Determination(IOD) and the observation performance is analyzed according to the offset compensation cycle for the estimated orbit. The result of the M&S based analysis in this paper shows that the observation performance increases with the shorter offset compensation cycle, and decreases with the longer offset compensation cycle. Therefore, to improve the performance of the telescope system which surveils the unknown space objects, the observation system with accurate initial orbit determination or shorter offset compensation cycle should be designed and constructed.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.36 no.2
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• pp.130.1-130.1
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• 2011

인류의 우주공간에 대한 영향력이 확대됨에 따라, 우주공간에서의 인위적인 활동에 영향을 미칠 수 있는 모든 종류의 상황들에 대한 이해가 최근 전 세계적으로 매우 중요한 이슈로 부상하고 있다. 이를 Space Situational Awareness (SSA)라고 하는데, 특히 근지구공간에서의 인위적, 자연적 우주물체는, 우주발사체의 지속적인 증가와 이리듐-코스모스 위성의 상호 충돌 및 중국 폐기위성 파괴 등과 같은 사건으로 기하급수적으로 증가된 우주물체의 개체수로 인해 대한민국 국적의 모든 위성에도 실제적인 위협 요인으로 대두되고 있다. 이에 기초 기술연구회와 한국천문연구원은 이러한 위협을 국가적으로 해결해야할 과제(National Agenda Project) 중의 하나로 정의하고, 이를 해결하기 위해 우주물체 전자광학 감시체계 기술개발(OWL; Optical Wide-field patroL) 사업을 시작하였다. 이 사업의 목표는 자국위성에 대한 궤도력을 독자적으로 유지할 수 있는 시스템을 개발하는 것이며, 이를 위하여 2011년부터 6년 동안 총 5개소의 해외 관측소에 50cm급 광시야 망원경을 각각 설치하여 자국위성을 자동으로 상시관측하고, 관측된 자료를 이용한 궤도계산을 통하여 독자적으로 궤도력을 유지할 계획이다. 또한, 우주잔해물 감시는 하나의 국가에서 단독으로 할 수 없기 때문에 2m급 우주물체 감시망원경을 개발하여 국제공동으로 진행할 계획이다. 사업 첫해인 2011년 4월 시스템 요구사항 분석을 완료하였고 10월말 시스템 기본설계를 완료할 예정이다. 최종 완성될 소구경 광시야 망원경과 우주물체 감시망원경의 주요 임무는 우주물체 관측이지만, 향후 광시야를 이용한 다양한 탐사천문학에도 기여할 수 있을 것으로 기대한다. 한편, 자국위성에 대한 충돌 위험도 분석 및 회피기동에 관한 연구는 한국항공우주연구원이 이 사업의 협동연구로 참여하고 있다.