• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2010.04a
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• pp.38.1-38.1
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• 2010

고해상도 위성들로부터 최상의 영상을 획득하기 위해서는 설계 단계에서 운용 조건이 반영된 위성 영상 품질 예측이 필수적이다. 이 발표에서는 실질적인 위성 궤도 및 자세 정보와 정사영상, DEM(Digital Elevation Model)으로부터 공선조건식을 기반으로 하는 Direct Sensor Modeling을 이용하여 고해상도 가상영상을 생성하는 방법을 제시하였다. Target으로 사용된 정사영상은 $19951\times21055$ size의 USA Wisconsin주의 1m 해상도 영상이며, 이 영상으로부터 0.7m 해상도의 가상영상을 생성하였다. 이 연구를 통하여 위성의 설계 단계에서 궤도상 영상 품질 예측할 수 있으며, 운영 과정에서는 실제 촬영된 영상과 비교 분석을 통하여 위성 및 탑재체의 상태 파악 및 보정이 가능할 것으로 기대된다.

• Journal of Satellite, Information and Communications
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• v.8 no.1
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• pp.89-100
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• 2013

Communication Ocean Meteorological Satellite (COMS) for the hybrid mission of meteorological observation, ocean monitoring, and telecommunication service was launched onto Geostationary Earth Orbit on June 27, 2010 and it is currently under normal operation service after the In-Orbit Test (IOT) phase. The COMS is located on $128.2^{\circ}$ East of the geostationary orbit. In order to perform the three missions, the COMS has 3 separate payloads, the meteorological imager (MI), the Geostationary Ocean Color Imager (GOCI), and the Ka-band antenna. Each payload is dedicated to one of the three missions, respectively. The MI and GOCI perform the Earth observation mission of meteorological observation and ocean monitoring, respectively. During the IOT phase the functionalities and the performances of the COMS satellite and ground station have been checked through the Earth observation mission operation for the observation of the meteorological phenomenon over several areas of the Earth and the monitoring of marine environments around the Korean peninsula. The operation characteristics of meteorological mission and ocean mission are described and the mission planning for the COMS is discussed. The mission operation results during the COMS IOT are analyzed through statistical approach for the study of both the mission operation capability of COMS verified during the IOT and the satellite image reception capacity achieved during the IOT.

• Proceedings of the Korean Institute of Communication Sciences Conference
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• 1992.06a
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• pp.635-640
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• 1992

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.14 no.2
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• pp.375-380
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• 1997

The accuracy of user position by GPS is heavily dependent upon the accuracy of satellite position which is usually transmitted to GPS users in radio signals. The real-time satellite position information directly obtained from broadcast ephimerides has the accuracy of 3~10 meters which is very unsatisfactory to measure 100km baseline to the accuracy of less than a few mili-meters. There are globally at present seven orbit analysis centers capable of generating precise GPS ephimerides and their orbit quality is of the order of about 10cm. Therefore, precise orbit model and phase processing technique were reviewed and consequently precise GPS ephimerides were produced after processing the phase observables of 28 global GPS stations for 1 day. Initial 6 orbit parameters and 2 solar radiation coefficients were estimated using batch least square algorithm and the final results were compared with the orbit of IGS, the International GPS Service for Goedynamics.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.36 no.7
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• pp.666-673
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• 2008

To construct the accurate radio satellite navigation system, the efficient communication each satellite with the ground station is very important. Throughout the communication, the orbit of each satellite can be corrected, and those information will be used to analyze the satellite satus by the operator. Since there are limited resources of ground station, the schedule of antenna's azimuth and elevation angle should be optimized. On the other hand, the satellite in the medium earth orbit does not pass the same point of the earth surface due to the rotation of the earth. Therefore, the antenna pass schedule must be updated at the proper moment. In this study, Q learning approach which is a form of model-free reinforcement learning and genetic algorithm are considered to find the optimal antenna schedule. To verify the optimality of the solution, numerical simulations are conducted.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.42 no.5
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• pp.423-429
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• 2014

Passive attitude stabilization methods using the permanent magnet combined with hysteresis damper and the gravity gradient boom have been widely used for the attitude determination and control of cube satellite, due to its advantage of system simplicity. In this paper, on-orbit thermal characteristics of the cube satellite considering the attitude profiles obtained from the above passive attitude stabilization methods have been investigated through on-orbit thermal analysis. In addition, the effectiveness of the various thermal coatings on the panel for the communication antenna installation has been verified.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.166.2-166.2
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• 2012

국내에서 개발한 고기동 저궤도 위성이 일본 다네가시마 우주센터에서 2012년 5월 18일 발사되었다. 자세제어계는 위성의 임무수행을 완수할 수 있도록 발사 후부터 위성 수명 기간 동안 자세명령을 생성하고 제어 및 결정을 하며, 궤도 조정과 모멘텀 덤핑등의 임무를 수행한다. 이러한 임무 수행을 가능하게 하기 위해 자세제어계는 적절한 센서와 구동기 조합을 사용하여 추력기 기반 안전모드, 궤도 조정을 위한 Del-V Burn 기동 모드, 태양지향 서브모드 및 목표지향 서브모드 등을 설계했다. 고기동 위성의 초기 운용 중 자세제어계는 자세제어계 하드웨어의 초기 구동 및 점검을 수행하고 설계한 각 모드의 기능과 성능 확인을 수행하게 된다. 본 연구는 성공적으로 완료한 자세제어계 하드웨어의 초기 점검 결과를 소개하는 것이 목적이다. 초기 운용은 위성이 발사된 직후 탑재컴퓨터가 깨어나면서부터 시작되는데, 발사 후 최초 접속시 추력기 기반 안전모드에서 태양 획득 성능 및 제어 성능을 확인한 후 정상 상태 모드인 태양지향 자세로 전환하기 위해 자세제어계 하드웨어인 별 추적기, 자기토커, 반작용휠의 초기 구동 및 점검을 수행하였다. 본 연구에서는 각 하드웨어의 초기 구동 점검과 성능 및 기능 요구조건 만족에 대한 성능 분석 결과를 정리하였다.

• Journal of the Korea Society for Simulation
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• v.19 no.4
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• pp.123-128
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• 2010

The space radiation/total ionizing Dose(TID) and its effects, and the GEO satellite system design considerations in space radiation environment are studied in this paper using Spenvis(Space Environment Information System). The GEO satellite system in space environment is simulated by NASA AP8/AE8, JPL91 and NRL CREME models, repectively for trapped particle, solar proton and cosmic-ray. The total ionizing Dose which is accumulated continuously to spacecraft electronics has been expressed as the function of aluminum thickness. These values can be used as the criteria for the selection of electronic parts and shielding thickness of the Digital Channel Amplifier(DCAMP) structure.

• Proceedings of the IEEK Conference
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• 1998.06a
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• pp.26-29
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• 1998

비정치제도 위성통신링크에서는 지표상의 단말기, 지구국 등에 대한 상대적인 위성의 빠른 이동으로 인하여 도플러천이가 발생하며, 이는 이동위성통신 시스템 수신단의 성능을 약화시킨다. 본 논문은 비정지궤도 위성을 이용하는 통신링크 상에서 발생하는 도플러천이의 특성을 분석한다. 분석된 결과는 도플러천이에 대한 시뮬레이션 모델과 보상 알고리즘의 개발에 활용활 수 있을 것이다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.136.2-136.2
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• 2012

저궤도지구관측 위성의 광학탑재체는 위성이 궤도에 진입한 이후 관측과 같은 주요 임무를 전담하는 중요 시스템이다. 광학탑재체가 장착된 위성이 발사체에 탑재되어 발사하는 순간부터 우주의 궤도에 진입하기까지 극심한 진동 환경에 노출된다. 이러한 상황을 예측하여 설계된 해당 시스템은 발사 이전에 진동 환경을 모사하는 시험을 통해 완벽하게 검증되어야 한다. 본 논문에서는 저궤도지구관측위성용 광학탑재체에 대하여 실시한 진동 환경 시험 방법 및 분석 내용을 소개하고자한다.