• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.39.4-40
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• 2009

이 연구의 목적은 고해상도 합성개구레이더 센서를 탑재한 관측위성의 운용요구사항에 맞춰 임무기간 동안 관측 목표지역을 주기적으로 반복하고 지상궤적을 $\pm2km$ 범위 내에서 안정성을 갖도록 유지 조정하는 궤도제어 알고리즘 연구를 수행하는데 있다. 기존에 수행되어 왔던 지상궤적에 대한 오차를 해석적으로 계산하여 궤도를 유지 조정하는 방법이 아닌 기준궤도에 대하여 상대좌표계에서 표현된 위성의 실제 접촉궤도를 기준궤도와 직접적으로 비교하여 목표궤적을 유지 조정하는 알고리즘을 연구하였다. 이를 위해 첫째, 고해상도 관측위성의 운용요구사항을 만족하는 계획된 목표궤도인 기준궤도를 설계하였다. 기본적으로 기준궤도는 임무 설계 시 완전한 주기성이 고려된 최대한 실제에 가까운 궤도이기 때문에 지구중력장 모델만을 고려하여 간략하게 설계하였다. 둘째, 실제의 인공위성의 궤도는 계획된 기준궤도를 유지해야 하지만 시간에 따라 섭동력의 영향을 받아 계획된 궤도로부터 벗어나게 된다. 기준궤도로부터 실제궤도가 얼마나 벗어나는지에 대한 정량적 분석을 위해 지구 중력장, 달-태양 중력, 대기저항력, 태양복사압, 조석력 등과 같은 다양한 섭동력의 영향에 대한 분석을 수행하였다. 셋째, 반경방향(radial), 진행방향(along-track), 교차방향(cross-track)의 세 방향의 성분으로 구성된 우주공간오차(Space Error) 개념을 적용하여, 투영된 지상궤적에 상응하는 오차를 계산하는 것 보다 안정적으로 오차를 계산하였다. 또한 운용요구사항에 따라 허용된 범위 내에서 궤도를 유지하기 위해 GVE(Gauss Variation Equation)을 이용한 궤도조정을 수행하였다. 섭동력의 분석 결과로부터 지구대기저항력, 달-태양 중력으로 인해 가장 두드러지는 장반경과 궤도이심률의 변화를 조정하기 위해, 임무에 사용되는 추력기의 연료 효율을 고려하여 동결궤도가 유지될 수 있는 최적의 위도이각에서 In-plane에 대한 궤도조정만을 수행하여 장반경과 이심률을 동시에 조정하였다. 지구대기와 태양활동의 영향으로 시간에 따른 장반경의 변화율에 따라 궤도조정 주기를 가지는 것을 알 수 있었고, 이 변화율 때문에 생기는 우주공간오차의 증가를 보정하여 위성의 지상궤적을 목표범위 안에서 유지할 수 있었다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.25.1-25.1
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• 2011

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.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.8
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• pp.753-760
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• 2008

The present study is concerned with aerodynamic characteristics and reference trajectory generation of Hope-X in Approach/Landing phase. To create reference trajectory generation in A/L phase, detailed informations on lift and drag coefficients of Hope-X must be provided. To obtain these informations, aerodynamic characteristics of Hope-X are analyzed using the commercial CFD code, Fluent. The A/L phase is conceptually divided into three sub-phases: the Steepglide Slope phase for stability of vehicle, the Flare Maneuver phase for safety landing, the Circular Flare for smooth connecting with these both phases. The reference trajectory is obtained by determination of flight-path angle through geometrical formulas with consideration of aerodynamic coefficient and dynamic characteristic.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.1
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• pp.42-54
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• 2009

Contrast to the 6-DOF nonlinear dynamic modeling of nonlinear tracking problem, 3-DOF point-mass modeling of flight mechanics is efficient and adequate for applying the trajectory optimization problem. There exist limitations to apply an optimal trajectory from point-mass modeling as a reference trajectory directly to conduct the nonlinear tracking control, In this paper, new matching trajectory optimization scheme is proposed to compensate those differences of mismatching. To verify performance of proposed method, full ascent three-dimensional flight trajectories are obtained by reflecting the real constraints of flight conditions and airship performance with and without jet stream condition. Then, they are compared with the optimal trajectories obtained from conventional method.

• Proceedings of the Korean Information Science Society Conference
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• 2003.04a
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• pp.773-775
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• 2003

이동성을 갖는 장치들의 위치 정보를 관리하기 위하여 이동체 데이터베이스에 관한 연구가 필요하게 되었다. 이동체 색인의 검색에서 영역 질의와 궤적 질의는 공간 근접성과 궤적 연결성과 같이 상반된 특징으로 인하여 함께 고려되지 않았다. 이동체 색인에서 영역 질의의 성능개선을 위해서는 노드간의 심한 중복과 사장 공간(Dead space)을 줄여야 하고, 궤적 질의의 성능 개선을 위해서는 이동체의 궤적 보전이 이루어져야 한다. 이와 같은 요구 조건을 만족하기 위해, 이 논문에서는 R-tree를 기반의 색인 구조에서 새로운 분할 정책을 제안한다. 제시하는 색인 구조에서 단말 노드의 엔트리는 궤적이며, 비단말 노드의 엔트리는 자식 노드이다. 단말 노드 분할 정책에서 동일 궤적을 그룹화해서 분할 하는 공간 축 분할 정책과 공간 활용도를 높이는 시간 축 분할 정책을 제안한다. 시간 축 분할 후 사장영역이 클 경우에는 다중 분할을 수행하여 사장 공간을 줄이고 노드간의 중복을 최소화한다. 비 단말 노드 분할 정책에서는 같은 궤적을 저장하는 노드들을 연결 노드(Connected Node)라고 정의하고, 엔트리의 궤적 연결성을 기준으로 분할한다.

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 1997.10a
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• pp.361-364
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• 1997

The re-enty guidance design involves trajectory optimization, generation of a reference drag acceleration profile with the satisfaction of trajectory constraints. This reference drag acceleration profile can be considered as the reference trajectory. This paper proposes the atmospheric re-entry system which is composed of longitudinal, later and range control. This paper shows the a performance of a re-entry guidance and control system using feedback linearization control and predictive control.

• 한국공간정보시스템학회:학술대회논문집
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• 2003.11a
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• pp.169-174
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• 2003

이동 객체에 대한 기존 최근접(nearest neighbor, NN) 질의 처리 기법들은 질의 궤적에 대해 연속적으로 정확하게, 질의와 가장 가까운 위치를 유지하면서 움직이는 최근접 객체를 선택할 수 있는 충분한 기준을 가지고 있지 못하다. 이 논문은 질의 객체와 데이터 객체가 모두 이동 객체인 경우에 가장 적합하게 사용되는 객체 궤적에 대한 연속적인 질의 처리를 통해 정확한 결과를 얻을 수 있는 새로운 최근접 질의 처리 기법, 연속 궤적 최근접 질의(CTNN, continuous trajectory nearest neighbor query)를 제안한다. 우리는 두 가지 Approximate, Exact CTNN 기법을 제안하며 이들은 모두 항해 시스템, 교통 통제 시스템, 물류정보 시스템 등 각종 위치 기반 서비스(L8S: location based services) 상에서 다양하게 사용될 수 있다. 이들은 이동 객체 궤적이 미리 알려져 있는 경우 그리고 질의와 데이터 객체가 모두 이동 객체인 경우에 가장 적합하다.

• Proceedings of the Korean Society of Broadcast Engineers Conference
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• 2020.07a
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• pp.244-248
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• 2020

본 논문에서는 초고속 카메라 기반 투구 궤적 분석 시스템 자동화를 위한 투구 유무 판단 방법을 제안한다. 기존의 카메라 기반 투구 궤적 분석 시스템에서는 궤적 분석을 위한 투구 영상을 수동으로 확보해야 하는 한계가 있다. 이를 해결하기 위해 투수가 던진 공이 포수를 향해 등가속도 운동을 한다는 특성을 이용하여 자동으로 영상 시퀀스 내 투구 유무를 판단한다. 먼저 프레임 별로 야구공 위치를 추정하고, 추정된 공 위치들을 사용해 공 궤적을 모델링한다. 이후 모델링 된 각 궤적 별로 투구 시작 위치와 종료 위치를 획득하고, 시작 위치와 종료 위치에 대한 편차 값을 기준으로 투구 유무를 결정한다. 제안하는 방법의 정확도를 측정하기 위해 실제 야구 경기를 촬영한 영상을 이용하여 실험하였고, 영상 내 모든 투구를 정확하게 판단했음을 확인하였다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.45 no.8
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• pp.662-670
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• 2017

This paper proposes an optimization-based procedure to determine the parameters of the Apollo guidance law for Korean lunar lander mission. A lunar landing mission is formulated as a trajectory optimization problem to minimize the fuel consumption and the reference trajectory for the lander is obtained by solving the problem in the pre-flight phase. Some parameters of the Apollo guidance, which are coefficients of the polynomial used to define the guidance command, are selected based on the reference trajectory obtained in the pre-flight phase. A case study for the landing guidance of Korean lunar lander mission using the proposed procedure is conducted to demonstrate its effectiveness.

• Journal of the Korean Society for Precision Engineering
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• v.17 no.6
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• pp.111-118
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• 2000

The design of reference trajectory with respect to drag acceleration is necessary to decelerate from hypersonic speed safely after atmosphere re-entry of space vehicle. The re-entry guidance design involves trajectory optimization, generation of a reference drag acceleration profile with the satisfaction of 6 trajectory constraints during the re-entry flight. This reference drag acceleration profile can be considered as the reference trajectory. The cost function is composed of the accumulated total heating on vehicle due to the reduction of weight. And a regularization is needed to prevent optimal drag profile from varying too fast and achieve realized trajectory. This paper shows the relations between velocity, drag acceleration and altitude in drag acceleration profile, and how to determine the reference trajectory.