• 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.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.177.2-177.2
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• 2012

위성의 궤도를 해석하기 위해서 일반적으로 STK(Satellite Tool Kit)나 Matlab Tool을 많이 사용한다. 이 도구들은 훌륭한 그래픽 사용자 인터페이스 환경과 다양한 라이브러리를 제공하기 때문에 사용하기에 상당히 편리하다. 하지만 STK의 경우는 다양한 해석을 수행하기 위한 Flexibility가 다소 제한적이고 상당히 고가라는 단점이 있으며, Matlab Tool의 경우는 계산 속도가 상대적으로 느려서 장기간에 대한 궤도해석이나 통계적인 분석에는 활용이 제한되는 측면이 있다. 항공우주연구원에서는 1993년부터 FORTRAN 언어로 구성된 Astro Library라는 궤도계산용 도구를 개발하였으며 그 후 정밀도를 개선하고 성능을 분석하는 작업들을 수행해 왔다. 또한 FORTRAN 언어가 가지는 비구조적인 특징으로 인하여 사용상 불편한 점들이 발견되어 Astro Library를 C++언어로 변환하여 객체화하는 작업을 수행하였다. 즉 시간, 태양, 지구, 달, 위성, 궤도 및 이들을 정의하는 속성을 각각의 객체로 정의하여 직관적으로 코딩 작업을 수행할 수 있도록 구성하였다. 개발된 프로그램은 무궁화위성, 천리안위성의 해석에 적용되어 편리성 및 정밀도가 입증되었다. 다양한 환경에서의 사용경험을 통하여 특히 복수위성에 대한 궤도 해석에 상당히 효과적임을 알 수 있었다. 본 논문에서는 개발된 궤도해석 프로그램인 Astro Library의 객체 구조에 대하여 정리하였고 몇 개의 적용 사례를 소개하였다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.26.3-27
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• 2009

한 기의 영상레이더 위성을 이용하여 동일한 촬영지역에 대해 적절한 기선벡터(Baseline)을 유지하는 두 장(scene)의 영상을 획득하여 그 지역의 정밀 표고차를 추출하는 레이더 간섭계(Interferometry) 임무를 수행하기 위해서는 반복지상궤적을 유지하도록 위성의 궤도를 주기적으로 조정해 주어야 한다. 이 연구에서는 반복지상궤적 유지 정밀도를 극대화시키기 위하여 최적의 기준궤도를 생성하고 이를 유지하기 위한 속도증분 및 궤도 조정 일정을 산출할 수 있는 궤도최적화 S/W 를 개발하였다. 이 연구의 최적 궤도 설계 문제는 다음과 같다. "시작시간 $T_0$에서 초기 접촉궤도 상태벡터 (ECEF 위치 및 속도벡터) $x_0$이고, 지상궤적반복주기 p 이후의 시간 $T_0+p$에서도 초기 접촉궤도 상태벡터와 동일한$x_0$가 되도록 궤도를 유지하려고 할 때, 여명 궤도(dawn-dusk and sun-synchronous orbit)에서 운영되는 위성의 연료소모(또는 속도증분)를 최소화시키는 가상의 궤도조정(maneuver) 횟수, 시기, 크기를 찾아라." 이 연구에서는 궤도최적화 문제를 풀기 위하여 GRACE 중력모델(GGM02C)이 적용된 수치적 방법의 위성궤도예측 알고리즘을 시스템 설계에 적용하였고, 매개변수 최적화 방법 중 구속조건이 있는 비선형 최적화 기법의 하나인 연속 2차 계획법(sequential quadratic programming)을 사용하여 해를 구하였다. 개발된 궤도최적화 S/W의 성능을 분석하기 위하여 고도 550km의 여명궤도를 돌며 지상궤적반복주기가 28일인 영상레이더 위성에 대해 적용하였다. 해석 결과를 통해, 비록 시스템의 비선형이 큼에도 불구하고 최소의 속도증분으로 정밀한 반복지상궤적이 유지됨을 알 수 있었다.

• Journal of the Korean Society of Surveying, Geodesy, Photogrammetry and Cartography
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• v.27 no.4
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• pp.437-444
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• 2009

A bi-directional, multi-step numerical integrator is developed to determine the GPS (Global Positioning System) orbit based on a dynamic approach, which shows micrometer-level accuracy at GPS altitude. The acceleration due to the planets other than the Moon and the Sun is so small that it is replaced by the empirical forces in the Solar Radiation Pressure (SRP) model. The satellite orbit parameters are estimated with the least-squares adjustment method using both the integrated orbit and the published IGS (International GNSS Service) precise orbit. For this estimation procedure, the integration should be applied to the partial derivatives of the acceleration with respect to the unknown parameters as well as the acceleration itself. The accuracy of the satellite orbit is evaluated by the RMS (Root Mean Squares error) of the residuals calculated from the estimated orbit parameters. The overall RMS of orbit error during March 2009 was 5.2 mm, and there are no specific patterns in the absolute orbit error depending on the satellite types and the directions of coordinate frame. The SRP model used in this study includes only the direct and once-per-revolution terms. Therefore there is errant behavior regarding twice-per-revolution, which needs further investigation.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.36 no.2
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• pp.130.2-130.2
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• 2011

지상의 관측소에서 특정 인공위성을 찾아내기 위해서는 위성의 정밀궤도 계산이 필요하다. 궤도상의 인공위성의 위치는 시간에 따라 계속 변하므로 이러한 위성의 위치를 실시간으로 추적하기 위해서는 컴퓨터를 이용한 계산이 필수적이다. 정밀한 계산 결과를 얻기 위하여 태양과 지상 관측소의 위치는 Astronomical Almanac과 지구 타원체 모델을 이용하여 계산 하였다. 인공위성의 궤도는 미공군 북미방공사령부(NORAD)에서 발표하는 TLE를 초기값으로 이용하여 J2 섭동효과를 포함한 위성의 위치 및 속도의 변화를 계산하여 SkyView로 나타내었다. 이렇게 나타낸 SkyView의 결과를 실제 위성의 궤적과 비교하여 위성의 궤도를 검증하였으며, 시간에 따른 위성의 광도 곡선 변화 계산 루틴을 작성하여 실제 위성을 찾아내기 위한 기초자료로 활용이 가능하도록 하였다. 모든 계산을 위한 프로그램을 Visual Studio.net 2010 환경에서 C++ 언어를 이용하여 작성하였으며, 결과를 나타내기 위하여 Nokia 사의 Cross Platform 라이브러리인 Qt를 이용하여 UI 제작 및 Visualization을 수행하였다. Qt 라이브러리는 C++ 언어를 기반으로 작성된 플랫폼 독립적인 GUI 라이브러리로써 MS Windows, Linux, MacOS 환경에서 사용이 가능하다. 이를 통해 운영체제에 관계없이 모든 컴퓨터 환경에서 동일한 유저 인터페이스를 이용하여 계산을 할 수 있다. 본 연구는 향후 우주물체탐색에 있어 독자적인 운영을 위한 프로그램으로 활용할 예정이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.41 no.4
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• pp.319-326
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• 2013

This paper describes the orbital dynamics operation results for the launch and early operations phase (LEOP) of KOMPSAT-3, which was successfully launched on May 18, 2012. At the initial phase, operational orbit determination was carried out using ground tracking data and GPS navigation solution. And, both in-plane and out-of plane maneuvers were executed in order to change the orbit from the injection orbit to the mission orbit. In addition, the accuracy of precise orbit determination was indirectly evaluated by overlapping method using GPS raw data of KOMPSAT-3 and international GNSS service data from worldwide-distributed ground stations. Currently, KOMPSAT-3 is operated in pre-defined mission orbit, and its various kinds of orbit data are generated and distributed to support the normal mission operations.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.12 no.2
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• pp.40-47
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• 2013

GEO-KOMPSAT2 shall be designed to produce higher quality of image than that of COMS, and this requires the ground system to provide orbit data with high accuracy; better than 2km which is sort of high accuracy when it comes to geostationary satellite. For GEO-KOMPSAT2, KARI is planning to use ranging data for orbit determination, obtained from two ranging stations located in KARI and oversea country with long longitudinal baseline. This paper estimated achievable orbit determination accuracy using covariance analysis under assumption of using two ranging stations; SOC and available secondary tracking stations located in oversea countries. In addition to covariance analysis, in order to validate the analysis, the Monte-Carlo simulation has been performed and compared to the covariance analysis.

• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.22 no.6
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• pp.585-590
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• 2018

GPS satellite orbits could be estimated precisely using GPS dynamics as well as GPS observations. Most of the perturbations are available to be generated using satellite position, velocity, well known model equations and coefficients. However, who wants to calculate solar radiation pressure (SRP) should choose a SRP model and estimate the coefficients of a SRP model. The accuracy of SRP model depends on the model characteristics. Therefore this paper has estimated coefficients of SRP models using CODE precise orbit product and compared the accuracy of orbit propagator depending on SRP model. The results show that the extended CODE orbit model (ECOM) and the reduced ECOM achieved cm level fitting orbit for the CODE 1-day orbit. Also orbit propagation model without SRP model consideration could get tens of meter orbits compared to CODE orbits.

• Journal of the Korean Society of Surveying, Geodesy, Photogrammetry and Cartography
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• v.22 no.4
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• pp.383-390
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• 2004

IGS provides so accute a final precise ephmerides which is offered in the 13rd, and it also offers a rapid precise ephmerides for more prompt application and an ultra-rapid precise ephmerides for real-time application. The purpose of this study is to analyze the accuracy of a rapid precise ephemerides and an ultra-rapid precise ephemerides based on a final precise ephmerides and determine the degree of the Lagrange Interpolation which needs to decide the location of a satellite. As the result of this study, the root mean square error of x,y,z coordinates of a rapid precise ephemerides was $\pm$0.0l6m or so, and the root mean square error of an observed ultra-rapid precise ephemerides was approximately $\pm$0.024m. The root mean square error of an ultra-rapid precise ephemerides predicted for 24 hours was $\pm$0.07m or so and the one of an ultra-rapid precise ephemerides predicted for 6 hours was $\pm$0.04m or so. Therefore, I could figure out that it had higher accuracy than a broadcast ephemerides. Also, in case that the location of a satellite was calculated with the method of the Lagrange Interpolation, it was confirmed that using the 9th order polynomial was efficient.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2009.10a
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• pp.40.3-41
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• 2009

인류가 위성을 발사하기 시작하면서 수많은 우주파편이 발생하게 되었고 이로 인하여 우주파편 환경은 날이 갈수록 심각해지고 있다. 우주공간을 비행하는 우주물체는 분쇄된 파편, 임무 관련 파편, rocket body 그리고 운용위성으로 구분된다. U.S. Space Surveillance Network에 따르면 10cm 이상 크기를 갖는 물체는 현재 13,000개가 넘는다고 알려지고 있고 질량만 해도 6,000톤이 넘는다. 이런 우주파편 환경으로 인하여 우주파편 간의 충돌, 우주파편과 운용위성 간의 충돌 또는 운용위성 간의 충돌에 대한 우려가 꾸준히 제기되어왔고, 불행하게도 2009년 2월 10일 Iridium 33과 Cosmos 2251 위성이 고도 790km 부근에서 충돌하여 1,300여개의 우주파편이 발생했다. 또한 2007년에 중국이 고도 860km 부근에서 750kg에 해당하는 자국의 위성(FY-1C)을 미사일로 격추시킴에 따라 2500여개의 우주파편이 발생하여 저궤도의 우주파편 환경을 더욱 심각하게 만들고 있다. 운용위성과 우주파편과의 충돌 가능성을 분석하기 위해서는 우주파편 및 위성의 궤도정보를 알아야 한다. 이를 위해서 NORAD(North American Aerospace Defense Command)에서 제공하는 TLE(Two Line Element)가 주로 이용된다. 하지만 관측 및 궤도 결정 특성상 수 km의 오차를 포함하므로 궤도정보의 공분산이 크다는 단점이 있으므로 충돌 분석을 수행하는데 있어 한계가 있다. 이 논문은 충돌분석 수행에 있어 TLE 정보만을 이용한 경우뿐만 아니라 정밀궤도와 TLE를 동시에 이용한 경우를 비교함으로써 충돌 불확실성의 해소방안을 제시할 계획이다.