대한원격탐사학회 2000년도 춘계 학술대회 논문집 통권 3호 Proceedings of the 2000 KSRS Spring Meeting
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pp.1-1
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2000
아리랑위성 1호는 1999년 12월 21일 미국 캘리포니아 반덴버그 공군기지에서 성공적으로 발사되어 초기 고도 702.5km, 궤도경사각 98.26도의 궤도 진입에 성공하였다. 발사 후 2 개월간의 초기 운용기간 (Launch Early Operation Phase) 동안 위성체의 점검 및 기본 기능시험이 완료되었고 현재 위성은 정상 임무궤도에서 운용되고 있다. 초기 운용기간에 위성에 탑재된 관측센서의 기능분석 및 시험 영상 촬영도 이루어졌다. 본 발표에서는 초기 운용기간에 전자광학카메라 (EOC)와 해석관측센서 (OSMI)로부터 획득한 영상자료의 일부를 공개한다. 이를 통해 향후 국토이용관리, 해양 및 기상 등 다 방면에 활용될 EOC 및 OSMI 자료의 현재 수신상황을 설명하고 영상자료에 대한 이해를 도모하고자 한다.
과학기술위성 1호는 2003년 9월 27일 러시아의 플레세츠크에서 성공적으로 발사된 후 6개월 여간의 운용을 통하여 초기 위성 안정화 과정과, 임무 수행기간인 2년 동안 정상적으로 위성이 운용될 수 있도록 위성의 운용모드에 따른 파라미터를 궤도상에서 보정하는 과정을 거쳐 전력 시스템이 최상의 조건을 가질 수 있도록 하였다. 초기 위성의 상태 점검과정과 탑재체의 관측을 위한 운용모드 시험과정을 거쳐 현재 위성은 각 궤도별로 “정밀 자세 제어 모드”, “최대 태양 전력 입력 지향 모드”, “자동 지상국 교신모드”, “탑재체 운용 모드”, “S/W 전력 제어”, “자동 파일 다운로드” 등으로 분류되어 운용되고 있으며, 위성의 주컴퓨터에 시나리오 명령구조를 사용하여 탑재체를 운용하고 있다. (중략)
원자외선 분광기 등, 우주관측 탑재체가 실린 과학기술위성 1호는 초기 운용과정과 자세제어에 대한 보정작업등을 거쳐 정상적인 임무를 수행하고 있다. 본 연구에서는 초기운용과 현재의 탑재체 운용 과정 중에 생성된 위성의 상태 정보 데이터를 이용하여 위성이 궤도상에서 겪는 열 변화에 대하여 어떻게 운용되고 있는지 분석하였다. 위성의 온도 데이터는 위성의 운용 및 궤도상에서 위성체의 자세와 밀접한 관계를 가지고 있다. (중략)
본 논문에서는 지난 2009년 9월 30일 3년간의 정상임무 운영을 성공적으로 종료하고 연장임무 운용 중인 아리랑위성 2호의 실제 궤도데이터를 이용한 초기운용 및 임무기간 중 궤도분석 결과를 기술하였다. 초기 궤도운용을 위한 준비 및 수행결과들에 대해 중점을 두었으며, 동일 임무궤도 상에서 운용되었던 아리랑위성 1호와의 정상임무 기간 동안 서로 다른 우주환경(특히 태양활동)이 궤도변화에 미치는 영향력을 비교, 분석하였다. 본 논문에서 정리된 내용들은 추후 저궤도상에서 운용될 아리랑위성 시리즈(3호, 5호 3A호 등)들의 초기 및 정상 임무기간 동안 궤도운용 시 안정성과 효율성을 높이는데 주요 참고자료가 될 것으로 사료된다.
위성의 전력 시스템 초기 설계를 위해 고려해야 하는 중요한 설계 요소에는 위성 운용 기간 동안의 전력 소모량 예측 및 전이궤도와 운용궤도에서의 태양 전지판과 배터리의 운용 개념 설계이다. 이를 토대로 태양 전지판에서 생성되는 전력의 정류 개념과 배터리 충전/방전 토폴로지를 구현해야 한다. 본 논문에서는 2.5KW급 정지궤도 위성의 전력 시스템 초기 설계를 위해 고려해야 하는 설계 요소들을 나열하고, 이들에 대한 전반적인 검토 사항을 기술한다.
저궤도 위성운용절차는 지상의 시험결과를 바탕으로 신뢰성 있는 설계가 이루어져야 한다. 따라서 초기 시스템 설계 단계에서부터 지상 시험, 초기 운영, 운영 phase에 따른 포괄적인 설계가 요구된다. 이러한 위성 운용절차를 체계화하기 위해서 등록 관리 시스템을 통한 절차의 위성 설계 단계, Sub-system, 운용 phase 및 호출 상황에 따른 분류를 진행할 수 있어야 한다. 또한, 저궤도 위성운용절차 DB를 통해서 운영 phase시의 요구조건 및 위성 설계시의 필요한 절차들을 쉽게 도식화 할 수 있어 사용자의 편의성 및 가독성을 증가 시킬 수 있다. 본 논문에서는 저궤도의 위성의 운용절차 설계자 및 지상 운영자를 위한 위성운용절차 시스템의 운영을 사용자 및 시기에 따라서 분류 및 분석을 수행하였다. 본 논문을 통해 수행된 결과를 바탕으로 위성의 운용설계의 가이드라인 설정 및 접근성이 증대될 것으로 기대된다.
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.
지구 저궤도 위성은 발사체에서 분리된 이후 탑재 소프트웨어에 의해 자동으로 초기 동작을 수행한다. 이후 본체 초기 점검 기간 동안의 지상국 접속을 통해 정상 운용 모드로의 전환을 준비한다. 먼저 태양 전지판 전개 여부를 포함한 위성의 건강 상태를 확인한 이후 각 장치의 기능을 점검한다. 정상 운용 모드에 사용되는 모든 장치의 활성화가 완료된 이후 영상 촬영을 위한 기동 성능을 점검하며, 궤도 조정을 위한 기능을 점검한다. 초기 기능 점검은 한정된 지상국 교신 시간동안 수행되므로 사전에 모든 절차가 상세히 설계되어야 한다. 초기 점검 절차는 지상국 접속 시간에 따라 구분되어 수행된다. 또한 발생 가능한 모든 상황을 대비한 절차도 준비되어야 한다. 정상적인 점검 절차 수행 중에 발생할 수 있는 다양한 상황 및 예상치 못한 긴급 상황에 대한 조치 절차도 준비되어야 한다. 이러한 긴급 절차도 지상국 교신 시간을 고려해 설계된다. 저궤도 위성은 성공적으로 발사되었으며, 본체 초기 점검도 성공적으로 완료되었다. 이 논문에서는 저궤도 위성의 본체 초기 점검 설계 및 수행 결과에 대해 설명한다.
저궤도 위성이 발사체에서 분리된 후 탑재 소프트웨어에 의한 초기 동작이 수행되고 나면 초기 운용이 시작된다. 초기 운용 기간에 수행할 모든 절차와 대처 가능한 긴급 상황이 발생할 경우 수행할 절차는 발사 전에 미리 준비된다. 위성의 각 부분의 설계 마진은 최악 조건을 기준으로 반영되어 있기 때문에 발사 이후의 버스 시스템 관점에서의 위성 특성은 요구 사항을 만족하는 범위가 될 것으로 예상이 가능하다. 실제로 발사 후 위성 텔레메트리 분석을 통해 대부분의 항목에서 요구 조건을 만족하는 것으로 확인되었다. 또한 텔레메트리 분석을 통해 설계 단계에서 예상했던 것 보다 정확한 궤도 특성이 반영된 위성 특성을 파악하였다. 이러한 특성은 설계 시 고려했던 상황과 다르더라도 실제 궤도 특성이 반영된 특성이므로 초기 운용 및 정상 운용 시에 정상적인 상황인 것으로 고려해야 한다. 첫째, 지구 알베도 특성에 따라 태양센서 값이 궤도에 따라 변화한다. 위성의 자세가 정확히 태양을 지향하고 있더라도 태양센서에 지구에서 반사된 빛이 입사되어 자세 제어에 영향을 주게 된다. 알베도의 영향은 적도에서 극지방으로 갈수록 커지며, 계절에 따라 다른 특성을 보인다. 알베도의 영향을 최소화하기 위해 자세 제어 모델에 알베도 효과를 고려하거나 알베도 효과를 무시할 수 있을 정도로 자세 제어 오차 한계를 조정할 수 있다. 둘째, 위성의 지구 회피 회전에 의해 태양 전지판의 온도가 궤도에 따라 변화한다. 위성체는 위성체에 장착된 두 개의 별센서의 가시성 확보를 위해 태양 지향 자세에서 요축으로 일정 속도로 회전한다. 남극 부근에서는 두 태양 센서가 모두 지구의 반대편인 남쪽을 지향하도록 하며, 북극 부근에서는 북쪽을 지향하도록 한다. 이 때 두 태양 센서의 방향에 장착된 태양 전지판은 극지방에서 지구 반대편에 위치하므로 다른 태양 전지판에 비해 낮은 온도를 갖게 된다. 이 논문에서는 위성의 궤도 특성에 따른 고려 사항에 대해 설명하였다.
정지궤도위성인 천리안위성의 이원추진시스템은 크게 궤도전이를 위한 1기의 주엔진과 궤도상 운용에 주로 사용되는 14기의 추력기들로 구성된다. 천리안위성은 프렌치 기아나의 쿠루우주센터에서 성공적으로 발사되었다. 발사체에서 분리 후 추진시스템은 자동으로 초기화되었다. 이후 3번의 주엔진 분사가 성공적으로 수행되었으며 목표궤도 진입에 성공했다. 본 논문에서는 천리안위성의 발사 및 발사후 초기운용 과정에서의 주요 정황들에 대해 상술한다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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