• 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.

• The Optical Journal
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• s.142
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• pp.17-22
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• 2012

인공위성 레이저 추적(SLR, Satellite Laser Ranging) 시스템은 레이저를 이용하여 위성까지 거리를 측정하는 가장 정밀한 인공위성 추적 시스템이다. SLR 시스템의 원리는 극초단파의 레이저 빔을 광학 망원경을 통해 발사하여 인공위성에 장착된 레이저 반사경에 의해 반사되어 되돌아오는 레이저 빔의 왕복 비행 시간을 측정함으로써 거리를 구한다. 1964년 발사된 Beacon Explorer-B 위성의 궤도결정을 위해 SLR 기술이 NASA에 의해 처음 사용되었는데, 당시에는 거리측정 오차가 50m 수준이었다. 현재는 전자, 광학 및 제어 기술의 발달에 힘입어 그 오차가 mm 수준으로 크게 향상되어 인공위성 운영, 지구물리, 우주측지 및 우주감시 등 다양한 분야에 활용되고 있다. 미국을 비롯한 우주 선진국은 이미 다수의 SLR 시스템을 구축하여 운영하고 있으며, 현재 전 세계적으로 약 40여 개의 SLR 관측소가 국제레이저추적기구(ILRS, International Laser Ranging Service)에 가입하여 활동하고 있다. 또한 인공위성의 정밀한 거리측정을 위해 레이저 반사경이 장착된 위성 50여 개가 운영중에 있다. 고정밀 지구관측 위성 대부분에 레이저 반사경이 장착돼 있으며 러시아의 GLONASS 항법체계를 구성하는 모든 항법위성에도 레이저 반사경이 장착돼 있다. 또한 유럽우주기구에서 추진하는 갈릴레오 및 중국의 Compass 항법위성도 레이저 반사경이 장착될 예정이다. 최근에는 행성탐사 및 달탐사 우주선에 SLR 시스템의 활용 범위가 확대됨에 따라 SLR 시스템의 국제적 수요가 꾸준히 증가하고 있다. 우리나라의 나로과학위성 및 다목적실용위성 5호에도 레이저 반사경이 장착돼 발사되기 때문에 국내 독자적 레이저추적을 위해서 SLR 시스템 구축이 꾸준히 요구되어 왔다. 한국천문연구원은 2008년부터 SLR 시스템 개발을 추진했다. 2012년 9월에 40cm 크기의 망원경을 지닌 이동형 SLR 시스템 개발을 완료했으며 오는 2015년에는 1m급 고정형 SLR 시스템 개발을 완료할 예정이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.12
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• pp.1028-1036
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• 2018

KARI plans to launch Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) to the Moon by December 2020 for the first step of the Korea Lunar Exploration Project. This orbiter will be launched to obtain lunar exploration technologies and science data in advance before launching a main orbiter and a lunar probe. This paper describes the verification of thermal design for the orbiter. It is exposed to more extreme thermal environment than that of low Earth orbit satellite due to the heavy infrared emission of the Moon. Accordingly, a thermal design considering this environment is needed to maintain the temperature of payloads and components equipped in the orbiter within operating temperature range in all orbits. We performed the thermal analysis for Earth-Moon transfer orbit, lunar mission orbit and lunar eclipse required for thermal design verification of the lunar orbiter. As a result, this thermal design met the design requirements.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.8 no.1
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• pp.108-116
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• 2009

This paper considers the trajectory design problem for a lunar orbiter when launched by KSLV-II. KSLV-II puts its kick motor stage and lunar orbiter into a low earth orbit, and then the kick motor stage performed the translunar injection. To simulate more realistic situations, TLI (Trans-Lunar Injection) and LOI (Lunar Orbit Injection) maneuvers are modeled as finite burns. The feasibility of the lunar mission by KSLV-II are confirmed by the numerical results that show the reasonable required-velocity and propellant usage.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2003.10a
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• pp.65-70
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• 2003

In this work variations of orbital parameters are first derived from the perturbation equations using difference equation method under Earth oblateness and atmospheric drag. A simple and effective scheme is proposed to compute the required delta v and fuel consumption to compensate for atmospheric drag. The scheme is applied to KOMPSAT example. And by means of numerical simulations we quantitatively analyze influences due to each perturbation source, i.e., nonspherical Earth, atmospheric drag, third body gravities (Sun, Moon), and solar radiation.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
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• 2002.04a
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• pp.82-83
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• 2002

궤도상에 올려진 위성들은 인형의 궤도 운행을 하게 된다. 그러나 지구가 완전한 구형이 아니고 태양과 달의 인력이 작용하여 위성에 섭동이 발생하게 된다. 그리고 무중력 상태의 우주이므로 태양풍이나 미세 운석 그리고 위성체 내부의 가스 누출이나 내부의 토크 변화에 의해 위성 자세에 조금의 변동을 야기한다. 통신 위성의 경우 지상의 한 지점을 계속 향하고 있어야 하므로 정기적인 자세제어가 필요하다. 위성의 섭동에 의해 EWSK(East-West station keeping)나 NSSK(North-South station keeping)를 하기 위해 추력 모델은 단일 $\Delta$$\upsilon$기동이나 회전 세차 운동(spin precession maneuver)을 지원해야 한다. 위성은 주어진 임무를 수행하는데 필요한 $\Delta$$\upsilon$기동을 위해 적절한 성능의 추력기와 임무기간 동안 사용할 적절한 양의 추진제를 탑재하고 있다. 지상에서 필요한 임무를 수행하기 위해 위성에 지령을 하였을 때, 추력기가 정상작동을 하였는지 그리고 잔류 추진제가 어느 정도 인지를 정확히 알 수 있어야 한다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.225.2-225.2
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• 2012

저궤도 관측용 다중 카메라를 통해 고해상도 위성을 제공할 수 있으며, 지도 제작이나 환경, 농업, 해양 지역 모니터링 등의 목적으로 사용될 수 있다. 특히 항공촬영 및 지구 관측을 통해 수치표고모델(DEM) 추출을 함으로써 촬영지역의 고도정보를 포함하는 입체영상을 얻는데 유용하다. 또한, 달 관측을 위한 관측위성에 장착할 경우 달 표면의 지형을 정밀하게 얻어내어 달표면 고도 지형 지도제작 및 향후 달 탐사선을 통한 달 탐사 시 탐사지역 선정에 필요한 정보를 제공할 수 있다. 다중 카메라를 포함한 탑재체 시스템은 크게 광학부와 카메라 전자부로 구성된다. 광학부에서는 입체촬영 및 줌인이 가능한 광학계를 제공하며, 카메라 전자부에서는 광학계를 통해 검출기로 입사되는 빛에너지를 전자신호로 변환하고, 이를 카메라 전자부 영상출력 형식으로 변환하게 된다. 특히, 다중카메라를 각각 제어하기 위한 정밀제어로직, 다양한 촬영 지원 모드, 다중카메라 영상자료 및 영상처리를 위한 추가적인 영상정보를 제공한다. 본 논문에서는 저궤도 관측용 다중 카메라를 이용한 다양한 활용에 따른 각 모드별 성능분석방법을 제안한다. 이를 위해 각 촬영조건에 따라 필요한 파라미터를 분석하고 실제 활용시 예상되는 성능을 분석해 본다. 또한 다중카메라를 통해 얻어진 영상을 처리하는데 필요한 처리 과정 및 처리된 영상을 활용하는 방법을 제시한다. 특히 다중 카메라 촬영을 통해 얻어진 영상데이터의 특성을 알아보고, 이를 보정 및 처리하기 위해 필요한 추가 적인 정보, 영상파라미터, 처리 단계 및 최종결과물을 검증하는 방법을 제시한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.9
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• pp.875-881
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• 2010

During the lunar mission, spacecraft are subject to various unexpected disturbance sources such as third body attraction, solar pressure and operating impulsive maneuver error. Therefore, efficient trajectory correction maneuver (TCM) strategy must be required to follow the designed mission trajectory. In the early days of space exploration, the mission trajectory has been designed by using patched conic approach based on two-body dynamics for the lunar mission. Thus the TCM based on two-body dynamics has been usually adopted. However, with the advanced in computing power, the mission trajectory based on three-body dynamics is attempted recently. Thus, these approaches based on two-body dynamics are essentially different from real environment and large amount of energy for the TCM is required. In this work, we study the trajectory correction maneuver based on three-body dynamics.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.14 no.1
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• pp.136-141
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• 1997

To calculate the position and velocity of the artificial satellite precisely, one has to build a mathematical model concerning the perturbations by understanding and analysing the space environment correctly and then quantifying. Due to these space environment model, the total acceleration of the artificial satellite can be expressed as the 2nd order differential equation and we build an orbit propagation algorithm by integrating twice this equation by using the Cowell's method which gives the position and velocity of the artificial satellite at any given time. Perturbations important for the orbits of geostationary spacecraft are the Earth's gravitational potential, the gravitational influences of the sun and moon, and the solar radiation pressure. For precise orbit propagation in Cowell' method, 40 x 40 spherical harmonic coefficients can be applied and the JPL DE403 ephemeris files were used to generate the range from earth to sun and moon and 8th order Runge-Kutta single step method with variable step-size control is used to integrate the the orbit propagation equations.

• Electric Engineers Magazine
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• v.208 no.12
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• pp.24-31
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• 1999

인류의 생존을 지켜주는 것은 공기와 물이라 할 수 있다. 이처럼 소중한 공기와 물이 인간의 욕구충족을 위해 인간에 의해 파괴당하고 있다는 사실은 엄연한 현실이며 알면서도 인간 서로가 파괴해가고 있다. 아직도 우리는 지구 이외에 전체의 어느 한곳에도 우리가 이주해 할 수 있는 장소를 발견하지 못하고 있으며 달이나 화성, 목성 등 어느 위성에도 인간이 살 수 있는 징후를 찾지 못하고 있다.