• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.23 no.3
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• pp.259-268
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• 2006

The use of GPS receiver at outer space becomes common in low earth orbit. Recently most of satellites use GPS receiver as navigation solution for finding satellite position. However, the accuracy of navigation solution acquiring directly from GPS receiver is not enough in satellite application such as map generation. Post-processing concepts such as Precise Orbit Determination (POD) are recently applied to satellite data processing to improve satellite position accuracy. The POD uses raw measurement data instead of navigation solution of GPS receiver. The performance of raw measurement data depends on raw measurement data accuracy and tracking loop algorithm of GPS receiver. In this paper, a method for evaluating performance of raw measurement data is suggested. Test environment and procedure of the low earth orbit satellite acquiring for navigation solution of GPS receiver and navigation solution of POD are described. In addition, accuracy on navigation solution of GPS receiver, raw measurement data, and navigation solution of POD are analyzed. The proposed method can be applicable to general low earth orbit satellite.

• Journal of Korean Society for Geospatial Information Science
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• v.18 no.4
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• pp.3-10
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• 2010

In this study, the orbit-based sensor modeling is applied to the digital plotting and the accuracy of digital plotting is analyzed. The KOMPSAT-2 satellite image with orbit-attitude model is used for the analysis. The precise sensor modeling with various combination of parameters is performed for the stereo satellite image. In addition, we analyze the error range of ground control points by applying the result of stereo modeling to digital survey system. According to the result, it is possible to produce digital map using stereo image with a small number of GCPs when the orbit-based sensor modeling for KOMPSAT-2 is applied. This means that it is suitable for the generation of digital map on a scale of 1/5,000 to 1/25,000 considering the resolution of KOMPSAT-2 image.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.24.3-24.3
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• 2011

우주발사체를 이용하여 인공위성을 궤도에 올리는 문제에서 가장 중요시해야 할 부분은 임무의 성공, 즉 정밀한 궤도 진입이다. 이것이 만족되어졌을 때, 비용의 최소화 또한 설계 시 중요한 고려사항이 된다. 이 두 가지 문제를 동시에 해결하기 위해선 최적 제어 전략이 필요한데, 통상적으로 이 과정은 발사 전에 최적화 기법 등을 이용하여 계산되고 검증된다. 그러나 기존의 최적화 기법은 대부분 선형 시스템에 적합한 기법들 이고, 우주발사체와 같이 매우 복잡하고 강한 비선형을 가진 운동방정식을 최적화 하려면 많은 계산이 소요된다. 계산 소모 시간을 줄이기 위해서는 선형화 등의 기법이 사용되는데, 그러한 경우 최적 해에 대한 신뢰도가 낮아질 수밖에 없다. 이 논문에서는 그러한 문제를 해결하기 위해 최근 활발히 연구되고 있는 비선형 최적화 기법인 상태 의존 Riccati 방정식 기법 (SDRE)을 이용하여 인공위성을 주어진 궤도에 진입시키는 우주발사체의 최적궤도를 계산하였다. 또한 Hamiltonian 을 이용하여 산출된 궤도의 최적성을 보이고, 목표한 궤도와의 비교를 통해 제어기의 정밀성을 확인하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.10 no.2
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• pp.65-73
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• 2011

After launch, in order to inject the geostationary satellite into its operational orbit, the perigee altitude are forced to be raised to geostationary altitude by firing onboard LAE(Liquid Apogee Engine) at apogee of the transfer orbit. In this process, the LAE burn is divided into three or four separated burns in order to control the orbit very precisely by giving feedback the determined orbit informations and to inject the satellite in predefined longitude. This paper proposes an algorithm to determine LAE firing time slots and ${\Delta}V$ vectors under assumption of impulsive LAE burning, and additionally, a method to compensate errors induced by continuous burning. And computer simulations have been performed to validate proposed algorithms.

• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.28 no.3
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• pp.262-271
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• 2024

In this paper, by applying deep learning, one of the A.I. techniques, through angle information, which is optical observation data generated when observing satellites at observatories, distance information from observatories is learned to predict range data, thereby increasing the precision of satellite's orbit determination. To this end, we generated observational data from GMAT, reduced the learning data error of deep learning through preprocessing of the generated observational data, and conducted deep learning through MATLAB. Based on the predicted distance information from learning, trajectory determination was performed using an extended Kalman filter, one of the filtering techniques for trajectory determination, through GMAT. The reliability of the model was verified by comparing and analyzing the orbital determination with angular information without distance information and the orbital determination result with predicted distance information from the model.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.169.2-169.2
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• 2012

고기동 위성에 탑재된 GPS 수신기의 위성체의 기준 위치, 속도 및 시간의 정보를 제공한다. 특히 저궤도 관측위성은 빠른 동적 특성으로 인하여 GPS 위성 신호 획득 및 추적이 어려울 경우 연속적인 항행해를 제공하기 어려울 수 있다. 이를 위하여 위성 GPS 수신기는 지상용과 달리 넓은 대역폭의 신호 획득 및 추적이 가능한 RF수신단이 탑재되어 있으며 필터 기반의 궤도전파기가 탑재되어 있어 있다. 뿐만 아니라 GPS 수신기기의 상태 데이터 제공 및 고속 데이터 처리를 위하여 고성능 CPU가 탑재되어 있다. 특히 탑재된 궤도전파기는 고성능 필터 기반으로 설계되어 있으며 이를 이용하면 GPS 신호 추적이 되지 않은 상황에서도 비교적 정확하고 연속적인 항행해가 제공하게 된다. 본 논문에서는 저궤도 관측위성에 탑재된 GPS 수신기가 초기 위성운영에서 어떠한 절차에 의하여 동작이 되며 위성의 빠른 동적 특성에서 GPS 수신기의 가시성 및 추적 위성개수 분석 및 이를 바탕으로 위치 및 속도 정밀도가 어느 정도 되는지에 대한 성능 분석 결과를 정리 하였다. 본 논문 결과는 향후 고기동 위성의 GPS 수신기 및 관련 운영에 도움이 될 것으로 판단된다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.2 no.2
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• pp.89-95
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• 2003

In this study, the technical characteristics of geosynchronous multi-mission satellites are investigated, compared to communication satellites. Geosynchronous meteorological satellites, whose imaging data is normally shared with the international society, have large coverage for monitoring and data service. Also the higher pointing accuracy is requested to keep the spatial resolution of 1-4km, compared to those of communication satellites. Cryogenic thermal control is needed for the better performance of IR sensors and the contamination protection of optical parts should be considered. On the other hands, for the successful development of the multi-mission satellite COMS, which will be launched in 2008, the special features of attitude control, electrical power, thermal control and mechanism are investigated.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.25.5-26
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• 2011

이 연구에서는 네트워크 기반의 다중기준국을 이용하여 육상교통환경에서 항법위성의 궤도력에 따른 위치결정 성능향상의 정도를 분석하였다. 위성항법보정시스템(Differential Global Positioning System)을 활용하였을 경우 항법위성의 궤도력 오차정보가 소거되지 않는다는 가정 하에 방송궤도력이 아닌 International GNSS Service(IGS) 정밀궤도력중 신속궤도력(Ultra-Rapid)을 이용하여 궤도력 오차에 따라 위치결정 정확도가 향상됨을 확인하였다. 일반적으로 사용하는 위성항법보정시스템을 활용한 위치결정 방법은 기준국과 사용자의 거리에 따라서 그 성능이 달라진다. 이는 궤도 오차, 대류층 및 전리층 오차 등이 거리에 의존적이기 때문이다. 다중기준국을 활용하는 방법은 거리가 멀어짐에 따라 소거되지 않는 오차등을 극복하기 위한 기술이며 사용자 주변을 둘러싼 기준국들의 측정값을 조합하여 보상을 하거나 정확하게 모델링하여 사용자에게 오차정보를 보정정보로 전송하여 위치결정의 성능을 향상시키는 방법이다. 분석된 결과는 네트워크 기반의 다중기준국 환경에서 사용자와 기준국간의 거리에 따른 공간이격 오차정보 보정정보 생성 연구에 활용하며 이를 통해 육상교통 사용자의 위치결정 정확도 성능을 향상하는데 기여할 것으로 기대된다.

• Current Industrial and Technological Trends in Aerospace
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• v.7 no.2
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• pp.121-130
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• 2009

In this paper, the attitude and orbit control subsystem technology of new GEO communication and observation satellite using Sun sensors are introduced and analyzed. COMS is new GEO communication and Earth observation satellite based on EUROSTAR 3000 space bus technology. The attitude and orbit control subsystem of COMS adopts a configuration using three BASS and three LIASS Sun sensors to acquire the attitude error information in the specific reference frames. These Sun sensors are used to acquire Sun direction and to control the spacecraft to keep the relative attitude with respect to a reference Sun direction in both transfer and operational orbits. In this paper, the mathematical models of BASS and LIASS are described as well as their operational implementation in the flight software.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.26 no.2
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• pp.199-210
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• 2009

Even though there are several Global Navigation Satellite Systems under development, only GPS and GLONASS are currently available for satellite positioning. In this study, GLONASS orbits were predicted from broadcast ephemeris using the 4th-order Runge-Kutta numerical integration. For accuracy validation, predicted orbits were compared with precise ephemeris. The RMS(Root Mean Square) and maximum 3-D errors were 14.3 km and 17.4 km for one-day predictions. In case of 7-day predictions, the RMS and maximum 3-D errors were 15.7 and 40.1 km, respectively. Also, the GLONASS satellite visibility predictions were compared with real observations, and they agree perfectly except for several epochs when the satellite signal was blocked by nearby buildings.