• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.161.2-161.2
• /
• 2012

위성의 지향 정밀도에 영향을 주는 요소로 정밀한 자세명령을 생성해 주어야 하는데, 정밀 자세 명령을 생성하기 위해서는 기준좌표계를 잘 결정해야 한다. 저궤도 위성의 기준좌표계는 GPS위성으로부터 수신한 위성의 위치와 속도 및 시각 정보로부터 기준 시각의 좌표계를 생성하게 된다. 정지궤도 위성의 경우에는 GPS 위성을 사용하기 어려우므로 계속 지상에서 궤도 정보를 올려주거나 탑재 컴퓨터에 궤도전파기나 궤도 결정 알고리즘을 탑재하여 위성의 궤도 정보를 계산하게 된다. 본 연구는 정지궤도 위성의 궤도정보 요구사항을 분석하고 이를 만족하는 궤도전파기/궤도 생성 알고리즘의 개념 설계를 목적으로 한다. 먼저 저궤도위성에서 사용한 방법으로 GPS 위성으로부터 수신한 궤도 정보를 바탕으로 내부 탑재 궤도전파기를 사용하여 실제 궤도 정보가 이용되는 시간까지 궤도 정보를 전파하여 기준좌표계를 생성하는 방법을 검토하였다. 그 다음 기존의 정지궤도 위성에서 사용한 탑재 궤도 전파기/궤도 결정 알고리즘을 검토하고 새로 개발하는 정지궤도 위성의 특성을 고려하여 궤도 정밀도 요구사항을 분석하고 이를 만족하는 탑재 궤도 전파기를 설계하였다. 마지막으로 시뮬레이션을 통해 요구조건 만족과 설계 결과를 검증하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.31 no.10
• /
• pp.51-59
• /
• 2003

A method of autonomous update is presented for onboard orbit propagator. On board propagator is an alternative means that could be used for navigation purpose in case of CPS receiver's failure. Although the ground station is not a able to upload a new propagator, the onboard propagator must be maintained most up-to-date. For this, a filtering technique is proposed wherein GPS data are effectively used to continuously update the on board propagator which was uploaded previously. Even if the ground station has generated the on board propagator based on the wrong information, the onboard propagator with updating scheme can automatically correct the errors in the coefficients of residual reconstruction function. Several scenarios were used to show the validity of the scheme for updating the onboard propagator using KOMPSAT-1 orbit data.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2009.10a
• /
• pp.40.1-40.1
• /
• 2009

미래 한국의 달궤도선 임무에 대비하여 달 근접 궤도 전파기인(orbit propagator) YSPLOP ver. 1(Yonsei Lunar Precise Orbit Propagator version 1)을 개발 하였다. 개발된 궤도 전파기의 성능은 상용 소프트웨어인 STK Astrogator를 이용하여 검증되었다. 개발된 궤도 전파기를 이용, 달 궤도선의 운용에 있어서 다양한 섭동력들이 궤도선의 수명(orbital decay)에 미치는 영향을 분석하였다. YSPLOP ver. 1은 정밀한 달 중심 탐사선의 위치산출을 위하여 M-EME2000 (Moon-Centered, Earth Mean Equator and Equinox of J2000) 좌표계, M-MME2000 (Moon-Centered, Moon Mean Equator and IAU vector of epoch J2000) 좌표계 그리고 M-MEPMD (Moon-Centered, Moon Mean Equator and Prime Meridian) 좌표계를 이용하여 탐사선의 상태(state) 정보를 산출한다. 또한 태양, 지구, 달, 화성, 목성의 중력에 의한 섭동력 및 태양풍에 의한 영향을 포함할 수 있도록 설계되었으며, 달 근접 궤도선의 궤도 운동에 가장 큰 영향을 미칠 수 있는 섭동력인 달의 비대칭 중력장에 의한 영향 또한 고려하도록 하였다. 달의 비대칭 중력장 모델 (Lunipotential model)은 LP165p 모델이 사용되었으며 행성의 정밀한 위치 산출을 위하여 JPL의 DE405 천체력이 사용되었다. 개발된 궤도 전파기를 이용, 달고도 100 km, 궤도 경사각 $90^{\circ}$인 달 중심의 극궤도를 약 30일 동안 전파한 결과, YSPLOP ver. 1의 성능은 STK Astrogator와 비교하여 보았을 때 약 수 m의 오차를 보이는 것으로 확인되었다. 달의 극궤도 탐사선의 궤도 수명을 분석한 결과, 최소한 달의 비대칭 중력장이 70 by 70 이상으로 고려되어야 함을 확인하였으며 이때 달 궤도선의 수명은 약 160일으로 나타났다. 아울러 달 근접 환경에서의 지구 중력에 의한 섭동력은 달 궤도선의 운동에 있어서 무시 할 수 없는 정도의 많은 영향을 끼치고 있음을 확인하였다. 이 연구를 통하여 개발된 궤도 전파기는 미래 한국의 달 궤도선 및 착륙선의 임무 설계시 사용 될 수 있다. 또한 이 연구에서 제시된 달 근접 환경에서의 다양한 섭동력들이 달 궤도선의 운동에 미치는 영향에 대한 해석 결과는 추후 달 근접 임무 설계시 고려되어야 하는 섭동력들의 기본 사양을 제공할 것이다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.163.1-163.1
• /
• 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 Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.45 no.10
• /
• pp.881-891
• /
• 2017

In this paper, we described the new TLE(Two Line Elements) generation method based on the compansation technique by using past TLEs(Two Line Elements) released by JSpOC(Joint Space Operation Center) in USA to reduce the orbit prediction error for long duration of SGP4(Simplified General Perturbations 4) which is a simplifed and analytical orbit propagator. The orbital residuals the orbital difference between two ephemeris for the first TLE only and for the all TLEs updated by JSpOC for the past some period was applied for this algorithm instead of general orbit determination software. Actually, in these orbital residuals, the trend of orbit prediction error from SGP4 is included. Thus, it is possible to make a simple residual function from these orbital residulas by using the fitting process. By using these residual functions with SGP4 prediction data for the currnet TLE data, the compansated orbit prediction can be reconstructed and the orbit prediction error for long duration of SGP4 is also reduced. And it is possible to generate new TLE data from it. In this paper, we demonstraed this algorithm in simple simulation, and the orbital error is decreased dramatically from 4km for the SGP4 propagation to 2km for it during 7 days as a result.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2011.04a
• /
• pp.24.1-24.1
• /
• 2011

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.

• Electronics and Telecommunications Trends
• /
• v.32 no.3
• /
• pp.46-55
• /
• 2017

빛이 편파(수직/수평 편파, 원편파) 속성 외에 각운동량 속성도 존재한다는 것이 1992년 Allen에 의해 실험적으로 처음 확인되었다. 그리고 2011년 Thide는 전파에서도 같은 속성이 있음을 또한 확인하였다. 그 이후, 많은 연구자들이 전파 궤도 각 운동량에 관한 연구 결과를 발표하였다. 본고에서는 전파 궤도 각운동량의 개념과 최근 기술 동향, 그리고 그것의 한계에 대해서 살펴보았다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2003.10a
• /
• pp.43-43
• /
• 2003

본 연구에서는 정지궤도 위성을 이용한 표준시각 동기 서비스에 실시간 궤도결정 기술을 적용하는 방안을 고려하였다. 정지궤도 위성을 이용하여 표준시각 동기신호를 전파하는 연구는 여러 나라에서 진행되고 있는데 3지역에서의 측정(Trilateration)과 미분 보정(Differential Correction) 방식이 일반적인 방법으로 채택되고 있다. 본 논고에서는 한국 항공우주연구원에서 진행 중인 표준시각 동기 서비스 연구와 이를 위해 제작중인 실시간 궤도결정 기술을 적용한 실험 소프트웨어에 대해 소개하고자 한다. 실시간 궤도결정 방법을 적용하게 되면 동기신호 전파에 있어서 가장 큰 오차의 원인이 되는 위성궤도 예측 오차를 크게 줄일 수 있을 것으로 판단된다. 본 연구에서는 기존에 궤도 결정을 위해 사용하는 톤 레인징에 의한 위상차 신호와 안테나 각도 대신에 동기신호 자체만을 사용하고 있으며 1개의 수신 데이터만으로 궤도 결정을 수행하는 방안을 강구하였다. 본 논고에서는 실시간 궤도 결정에 의한 시뮬레이션 결과와 한국항공우주연구원에서 준비 중인 실험에 대해서 간략히 소개한다. 그리고 본 연구에서 개발된 기술은 2004년 4월에 무궁화위성 2호를 이용하여 실험을 수행할 예정이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.33 no.10
• /
• pp.51-59
• /
• 2005

In this paper, results of a multiple spacecraft formation-keeping control using the orbital relative motion and optimization technique are presented. To analyze and predict the relative motion between the formation-flying satellites, a closed-form orbit propagator obtained using the method of ephemeris compression is used. This closed-form orbit propagator is combined with optimization technique to plan a series of impulsive maneuvers, which maintain the formation configuration within the specified limit. As an example, this method is applied to the problem of maintaining the projected circular formation geometry and results from nonlinear simulation are presented.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
• /
• 2010.04a
• /
• pp.28.4-29
• /
• 2010

이 연구는 심우주 추적망(Deep Space Network) 측정 시스템의 구현을 위한 한국형 심우주 항법 예비 소프트웨어(Korean Deep Space Orbit Determination Program version 1; K-DSODP ver.1)의 개발을 목표로 한다. 연구의 주 내용은 심우주 항법을 위한 기초 기술 연구로 지구로부터 달까지 진행하는 탐사선의 궤적 추정에 대한 것이며, 연구의 시작에 앞서 사용될 관측 데이터를 얻기 위해 한국형 심우주 항법 관측데이터 생성 소프트웨어(Korean Deep Space Observation Data Generation Program version 1; K-DSODGP ver.1)를 개발하여 사용하였다. 임의의 잡음이 추가된 가상의 관측 데이터를 생성한 후, 이 관측 데이터를 실제 궤도로 상정하여 기하학적인 관측 모델을 수립하였고, 일정한 시간 간격동안 모은 임의의 관측 데이터를 가지고 궤도 결정을 수행하여 추정된 궤도를 전파하였다. 궤도 결정 알고리즘을 구성하기 위해 기본적인 좌표계, 탐사선에 미치는 지구의 중력에 대한 동역학 모델, 천체력과 탐사선의 동역학 모델로 구성된 관측 모델들을 유도하였으며, 탐사선의 위치와 속도를 추정하는 과정에서 가중치 최소 자승법을 적용하여 추정 궤도와 실제 궤도의 최소화를 유도하였다. 이러한 일련의 과정을 통해 요구한 시각의 탐사선의 위치와 속도를 결정하는 궤도결정 시스템을 구현하였고, 궤도 결정 시스템의 성능을 평가하기 위해 전파된 궤도와 실제 궤도의 차이를 분석하였다. 결과적으로 300초마다 관측데이터를 받을 경우, 2일 이상의 궤도결정 시간간격을 상정했을 때 평균 오차는 각각 약 0.26km RMS(range), 6.84km/s RMS(range-rate) 이내의 결과를 얻었고, 600초마다 관측데이터를 받을 경우, 평균 오차는 각각 약 0.30km RMS (range), 6.35km/s RMS(range-rate) 이내의 안정적인 결과를 얻었다. 이 연구의 결과를 통하여 추후 심화된 심우주 항법 소프트웨어 개발을 위한 기반이 마련될 것이다.