• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.12 no.1
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• pp.78-89
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• 1995

We solved n-body problem about 9 planets, moon, and 4 minor planets with relativistic effect related to the basic equation of motion of the solar system. Perturbations including flgure potential of the earth and the moon and solid earth tidal effect were considered on this relativistic equation of motion. The orientations employed precession and nutation for the earth, and lunar libration model with Eckert's lunar libration model based on J2000.0 were used for the moon. Finally, we developed heliocentric ecliptic position and velocity of each planet using this software package named the SSEG (Solar System Ephemerides Generator) by long-term (more than 100 years) simulation on CRAY-2S super computer, through testing each subroutine on personal computer and short-time(within 800 dyas) running on SUN3/280 workstation. Epoch of input data JD2440400.5 were adopted in order to compare our results to the data archived from JPL's DE 200 by Standish and Newhall. Above equation of motion was integrated numerically having 1-day step-size interval through 40,000 days (about 110 years long) as total computing interval. We obtained high-precision ephemerides of the planets with maximum error, less $than\pm2\times10^{-8}AU(\approx\pm3km)$ compared with DE200 data (except for mars and moon).

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.22 no.3
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• pp.263-272
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• 2005

For the Communication, Ocean and Meteorological Satellite (COMS) which will be launched in 2008, an algorithm for finding the precise location of the sun-glint point on the ocean surface is studied. The precise locations of the sun-glint are estimated by considering azimuth and elevation angles of Sun-satellite-Earth geometric position and the law of reflection. The obtained nonlinear equations are solved by using the Newton-Raphson method. As a result, when COMS is located at $116.2^{\circ}E$ or $128.2^{\circ}E$ longitude, the sun-glint covers region of ${\pm}10^{\circ}(N-S)$ latitude and $80-150^{\circ}(E-W)$ longitude. The diurnal path of the sun-glint in the southern hemisphere is curved towards the North Pole, and the path in the northern hemisphere is forwards the south pole. The algorithm presented in this paper can be applied to predict the precise location of sun-glint region in any other geostationary satellites.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.39 no.10
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• pp.927-934
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• 2011

Design parameter analysis is performed for a solar-powered UAV, storing potential energy by climb flight. Parameters related to the flight for saving potential energy, i.e. minimum & maximum altitudes for level flight, gliding & climbing angle, design point speed & altitude, gliding & climbing start time are investigated as design parameters. Weight and size of the UAV are determined using a weight model for the components of the solar-powered UAVs. Produced energy and consumed energy are calculated using these weight and size, yielding the required weight of the battery for a given mission. Relationship between the total weight of the UAV and each parameter is investigated. For the parameters listed above, there exist their ranges only where the design is possible. And there exist optimal values of these parameters minimizing the total weight.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2011.08a
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• pp.306-307
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• 2011

Franz Keldysh Oscillation (FKO)은 p-n 접합 구조의 공핍층(depletion zone)에서 전기장(electric field)에 의해 발생되며, Photoreflectance (PR) spectroscopy를 통하여 관측된다. InAs/GaAs 양자점 태양전지(Quantum Dot Solar Cells, QDSCs)에서 PR 신호에 대한 Fast Fourier Transform (FFT)을 통하여 FKO 주파수들을 관측할 수 있고, 각각의 FKO 주파수들은 태양전지 구조에 대응하는 표면 및 내부전기장(internal electric field) 들로 분류할 수 있다. InAs/GaAs 양자점 태양전지에서 AlGaAs potential barrier의 두께에 따른 내부전기장의 변화를 조사하기 위해, GaAs-matrix에 8주기의 InAs 양자점 층이 삽입된 태양전지를 molecular beam epitaxy (MBE) 방법으로 성장하였다. 양자점의 크기는 2.0 monolayer (ML)이며, 각 양자점 층은 1.6 nm에서 6.0 nm의 AlGaAs potential barrier들로 분리되어 있다. 또한 양자점 층의 위치에 따라 내부전기장 변화를 조사하기 위해, p-i-n 구조에서 양자점 층이 공핍층 내에 위치한 경우와 p+-n-n+ 구조에서 양자점 층이 공핍 층으로부터 멀리 떨어진 n-base 영역에 삽입하여 실험결과를 비교분석하였다. PR 실험결과로부터, p-i-n 구조에서 InAs 양자점 태양전지의 내부전기장 변화는 potential barrier 두께에 따라 다소 복잡한 변화를 보였으며, 이는 양자점 층이 공핍층 내에 위치함으로써 격자 불일치(lattice mismatch)로 발생된 응력(strain)의 영향으로 설명할 수 있다. 이러한 결과들을 각각의 태양전지 구조에서 표면 및 내부전기장에 대해 계산된 값들에 근거하여, p+-n-n+ 구조에서 양자점 층이 공핍 층으로부터 멀리 떨어진 영역에 삽입된 경우의 결과와 비교해 보면 내부전기장의 변화는 더욱 분명해진다. 즉, 양자점 층의 potential barrier의 두께를 조절하거나, 양자점 층의 위치를 변화시킴으로써 양자점 태양전지의 내부전기장을 조작할 수 있으며, 이는 PR 실험을 통해 FKO를 관측함으로써 확인할 수 있다.

• Transactions of the Korean Society of Mechanical Engineers B
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• v.36 no.12
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• pp.1177-1183
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• 2012

This study aims to develop a system that maximizes the radiative heat transfer from the heliostat to the receiver by using the configuration factor and a solar tracking device. As the heat transfer from the heliostat to the receiver is delivered by solar radiation, the configuration factor commonly utilized for radiation is applied to control the heliostat. Tracking the sun and calculating its position are possible by using an illuminance sensor (CdS) and Simulink. By applying optimized algorithms programmed using Simulink that maximize the configuration factors among the heliostat, receiver, and sun in real time, the solar absorption efficiency of the receiver can be maximized. Simulations were performed on how to change the angle required to control the elevation and azimuthal angle of the heliostat during the daytime with respect to various distances.

• Solar Energy
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• v.12 no.1
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• pp.15-24
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• 1992

An hourly simulation model of a solar LiBr-water absorption cooling and heating system (for brevity, solar absorption system) is presented, based on SuperCalc spreadsheet computational procedures. This paper demonstrates the value of using spreadsheet simulation techniques by examining the thermal performances of a solar absorption system. The hourly heating and cooling coil loads for a typical office building in Tucson, Arizona are modeled and calculated using ASHRAE methods. The details of the algorithms for the components and control schemes are presented. Two case studies are also presented using real system parameters.

• 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.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.16 no.1
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• pp.69-78
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• 1999

We have developed an attitude sensing S/W system, one of modules of Mission Analysis System(MAS), which simulates attitude sensing data as almost the same as the real sensor of a satellite in orbit. When attitude elements($alpha,delta$) of a satellite and positions of Earth, Moon, and Sun are given, the S/W system calculates look angles and dihedral angles of each celestial bodies relative to the rotations axis of the satellite. It consists of two sub-modules : One is ephemeris service module which consider the perturbations of four planets(Venus, Mars, Jupiter, Saturn) for positions of Sun and Moon and 4 $\times$4 earth gravitational potential terms for a satellite's position. The other is attitude simulation module which generates attitude sensing data. Varying the rotational axis of a satellite and it's orbital elements, we simulated the generating attitude sensing data with this S/W system and discussed their results.

• Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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• 2012.08a
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• pp.194-195
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• 2012

박막 실리콘 태양전지에 입사한 빛 중 흡수층인 진성 비정질 실리콘층(i-a-Si)에 흡수된 빛은 출력으로 변환되나, 기타의 층에서 흡수된 빛은 손실 성분이 된다. 이 중 흡수 손실이 큰 층은 도핑 층(p-a-SiC 및 n-a-Si)들인데, 이 들의 흡수 손실을 측정된 광학함수를 이용해 계산해 보면 Fig. 1과 같이 나타난다. p-a-SiC은 광 입사부에 위치하여 단파장 영역의 흡수 손실을 일으키고, n-a-Si 은 태양전지의 후면에 위치하여 장파장 영역의 흡수손실을 일으킨다. 이러한 도핑층에서의 흡수 손실을 제거 또는 개선하기 위해 도핑층의 재료를 기존 재료보다 광학적 밴드갭이 큰 재료로 대체하여 개선하는 방안에 대해 논하고자 한다. 금속 산화물의 밴드갭은 실리콘 화합물에 비하여 대체로 큰 값을 가지기 때문에 이를 기존의 실리콘 화합물 대신으로 사용한다면 광학적 흡수 손실을 효과적으로 줄일 수 있다. 단, 이때 태양전지의 광 전압을 결정하는 인자가 p층과 n층 사이의 일함수 차이에 해당하므로, p층의 대체층으로 사용 가능한 금속 산화물은 일함수가 큰(＞5 eV) 재료 중에서 선택하는 것이 적합하며, n층의 대체층으로 사용 가능한 금속 산화물은 일함수가 작은(＜ 4.2 eV) 재료 중에서 선택하는 것이 적합하다. Table 1에서 p층과 n층 대체용 금속산화물의 후보들을 정리하였다. 먼저 도핑층에서의 광 흡수가 광손실이 될 수 밖에 없는 물리적 근거에 대해서 논하고, 그 실험적인 증명을 제시한다. 이러한 개념을 바탕으로 도핑층의 내부 전기장의 방향을 제어하여 전자-정공쌍을 분리 수집하는 방법을 실험적으로 구현하였다. 이어서 금속 산화물을 부분적으로 대체하여 흡수 손실을 개선하는 방안을 제시한다. WOx, NiOx, N doped ZnO 등을 적용하여 그 효과를 비교 검토하였다. 끝으로 금속산화믈 대체 또는 쇼트키 접합을 적용하여 도핑층의 광 흡수를 줄이고 효율을 향상하는 방안을 제시한다. 그 사례로서 WOx, MoOx, LiF/Al의 적용결과를 살펴보고 추가 개선방안에 대해 토의할 것이다. 결론적으로 광학적 밴드갭이 큰 재료를 도핑층 대신 사용하여 흡수 손실을 줄이는 것이 가능하다는 것을 알 수 있고, 이 때 일함수 조건이 만족이 되면 광 전압의 손실도 최소화할 수 있다는 점을 확인할 수 있었다. 현재까지 연구의 한계와 문제점을 정리하고, 추가 연구에 의한 개선 가능성 및 실용화 개발과의 연관관계 등을 제시할 것이다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.47 no.3
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• pp.220-227
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• 2019

The satellites in orbit use a sun reference vector from solar model based the ephemeris. To get the ephemeris, we use DE-Series, an ephemeris developed by the Jet Propulsion Laboratory (JPL), or the reference vector generation formula proposed by Vallado. The DE-Series provides the numerical coefficients of Chebyshev polynomials, which have the advantage of high precision, but there is a computational burden on the satellite. The Vallado's method has low accuracy, although the sun vector can be easily obtained through the sun vector generation equation. In this paper, we have developed a program to provide the Chebyshev polynomial coefficients to obtain the sun position coordinates in the inertial coordinate system. The proposed method can improve the accuracy compared to the conventional method and can be used for high - performance, high - precision nano satellite missions.