• 한국항공우주학회지
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• 제38권11호
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• pp.1144-1151
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• 2010

지난 50여년의 우주개발로 인해 현재 지구궤도 상에는 수많은 우주파편이 인공위성이나 우주선을 위협하고 있다. 현재 아리랑 위성 2호와 5호의 임무궤도가 포함된 LEO에 전체 우주파편의 84%가 존재함에 따라 우주파편을 고려한 우주임무설계가 요구된다. 본 논문에서는 ESA의 MASTER2005와 NASA의 DAS2.0을 이용하여 현재 활동 중인 아리랑 위성 2호와 발사예정인 아리랑 위성 5호의 임무궤도에 존재하는 우주파편의 종류, 궤도특성, 우주파편이 차지하는 공간밀도를 비교분석하였고, 임무 중에 우주파편과 충돌하거나 손상을 입을 확률을 계산하였다. 분석 결과 아리랑 위성 2호의 우주파편 충돌확률이 아리랑 위성 5호에 비해 약 5배정도 높은 것으로 나타났다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권4호
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• pp.622-630
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• 2016

In the operation of a low earth orbit satellite, a series of antenna commands are transmitted from a ground station to the satellite within a visibility window (i.e., the time period for which an antenna of the satellite is visible from the station) and executed to control the antenna. The window is a limited resource where all data transmission is carried out. Therefore, minimizing the transmission time for the antenna commands by reducing the data size is necessary in order to provide more time for the transmission of other data. In this paper, we propose a geometric compression method based on B-spline curve fitting using dominant points in order to compactly represent the antenna commands. We transform the problem of command size reduction into a geometric problem that is relatively easier to deal with. The command data are interpreted as points in a 2D space. The geometric properties of the data distribution are considered to determine the optimal parameters for a curve approximating the data with sufficient accuracy. Experimental results demonstrate that the proposed method is superior to conventional methods currently used in practice.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제38권4호
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• pp.217-227
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• 2021

In this study, we describe an analytical process for designing a low Earth orbit constellation for discontinuous regional coverage, to be used for a surveillance and reconnaissance space mission. The objective of this study was to configure a satellite constellation that targeted multiple areas near the Korean Peninsula. The constellation design forms part of a discontinuous regional coverage problem with a minimum revisit time. We first introduced an optimal inclination search algorithm to calculate the orbital inclination that maximizes the geometrical coverage of single or multiple ground targets. The common ground track (CGT) constellation pattern with a repeating period of one nodal day was then used to construct the rest of the orbital elements of the constellation. Combining these results, we present an analytical design process that users can directly apply to their own situation. For Seoul, for example, 39.0° was determined as the optimal orbital inclination, and the maximum and average revisit times were 58.1 min and 27.9 min for a 20-satellite constellation, and 42.5 min and 19.7 min for a 30-satellite CGT constellation, respectively. This study also compares the revisit times of the proposed method with those of a traditional Walker-Delta constellation under three inclination conditions: optimal inclination, restricted inclination by launch trajectories from the Korean Peninsula, and inclination for the sun-synchronous orbit. A comparison showed that the CGT constellation had the shortest revisit times with a non-optimal inclination condition. The results of this analysis can serve as a reference for determining the appropriate constellation pattern for a given inclination condition.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권6호
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• pp.514-521
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• 2018

COSPAS-SARSAT 406 MHz 조난용 비콘에는 항공용의 ELTs (emergency locator transmitter), 선박용의 EPIRBs (emergency position indicating radio beacon), 개인용의 비콘인 PLBs(personal locator beacons)가있으며, 406 MHz 조난주파수로 부호화된 메시지를 발사하여 조난 시 탐색과 구조를 위한 경보를 보내는 데 사용한다. COSPAS-SARSAT 기술문서인 C/S T.001과 T.018은 조난용 비콘 개발에 필요한 기본 기술정보와 메시지 구성방법, 형식승인을 위한 시험방법 등을 포함하고 있다. 기존의 저궤도와 정지궤도위성을 사용하는 COSPAS-SARSAT 시스템은 반송링크서비스(RLS; return link service) 기능이 없어 조난자가 조난신호의 발사여부를 확인할 수 없었으나 새롭게 추가된 중궤도 위성 시스템은 RLS 기능이 도입되어 확인이 가능하게 됐다. 이 논문은 개선된 중궤도 위성을 활용한 406 Mhz의 PLB와 121.5 Mhz의 호밍 신호 발생기, 243 MHz의 항공용 VHF AM 송신기를 통합하는 탐색구조 단말기 개발에 필요한 C/S T.001과 T.018을 분석하였다.

• 한국전자파학회논문지
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• 제10권3호
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• pp.401-411
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• 1999

IMT-2000(International Mobile Telecommunications-2000)은 극지방과 산악지대를 포함하는 전세계적인 이동통신서비스를 제공할 것이다. GMPCS(Global Mobile Personal Communiacations by Satellites) 역시 500~12,000km고도의 위성망을 동한 전세계적인 음성전화와 페이징서비스를 제공한다. GMPCS중 "Big LEO(Low Earth Orbit)"와 IMT-2000은 사용 대역이 1-3 GHz로 같아, 두 시스템간에 시스템 성능에 영향을 줄 간섭이 존재할 가능성이 있다. 본 논문에서는 두 시스템 사이의 전파 경로에 대한 모델 및 IMT-2000과 GMPCS간의 간섭 분석 방법을 제시하고 이를 이용해 두 시스템간의 간섭을 분석하였으며, 시스템간의 주파수 공유 조건에 대해 살펴보았다. 대해 살펴보았다.

• 한국통신학회논문지
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• 제25권9A호
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• pp.1306-1312
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• 2000

저궤도 관측위성에 탑재된 전자광학 카메라(Electro Optical Instrument)에서 생성되는 지상 표적의 영상데이터 (수 백 Mbps)를 실시간 지상 수신소로 전송하는 X-밴드 송신기에 대한 quality loss를 MC 방식의 시뮬레이션으로 산출하였다. 본 quality loss 시뮬레이션에는 QPSK 변조기의 데이터 비대칭(data asymmetry), I Q 채널간의 신호 크기 및 위상편차 불균형(unbalance), 채널결합기(OMUX)의 채널필터에 의한 변조파형 정형화 및 채널간섭 등의 변수가 포함되었다. 무선 구간의 잡음채널을 가산성 가우시안 백색잡음으로 가정할 때, 신뢰도 95 %를 기준한 시뮬레이션에서 X-밴드 송신기의 quality loss 0.7 dB를 구했으며, 이 quality loss는 데이터 링크의 링크버짓(link budget)에서 부가적인 손실항으로 반영되었다.

• 전력전자학회:학술대회논문집
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• 전력전자학회 2007년도 하계학술대회 논문집
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• pp.55-57
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• 2007

A Power control and Distribution Unit (PCDU) plays roles of protection of battery against overcharge by active control of solar array generated power, distribution of unregulated electrical power via controlled outlets to bus and instrument units, distribution of regulated electrical power to selected bus and instrument units, and provision of status monitoring and telecommand interface allowing the system and ground operate the power system, evaluate its performance and initiate appropriate countermeasures in case of abnormal conditions. In this work, we perform the preliminary design of a PCDU for the small Low Earth Orbit (LEO) Satellite applications. The main constitutes of the PCDU are the battery interface module, solar array regulators with maximum power point tracking (MPPT) technology, heater power distribution modules, internal converter modules for regulated bus voltage generation, power distribution modules of unregulated and regulated primary bus, and instrument power distribution modules.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.155-166
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• 2021

본 논문에서는 한국형발사체 2, 3단을 수정하여 500 kg 급 차세대 중형위성(CAS500)을 지구 저궤도(LEO)에 단독 발사할 수 있는 2단형 소형발사체를 설계하였다. 한국형발사체는 3단 발사체이므로 소형발사체로의 활용을 위해서는 단별 속도증분이 새롭게 분배되어야 한다. 이를 위하여 설계 변수로는 단 질량비, 구조비와 1, 2단 엔진 옵션을 고려하였으며, 이에 대한 단 설계 및 궤적해석을 수행하였다. 결과 검토로부터 500 kg 급 위성의 LEO 단독 발사가 가능한 소형발사체 설계변수의 조합을 확인하였다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제8권1호
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• pp.45-54
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• 2010

본 논문에서는 최근에 개발된 고해상도 지구관측위성의 본체 형상설계 동향에 대해 기술하고자 한다. 인공위성의 본체는 임무, 탑재체, 발사환경, 임무특성, 자세제어 및 추진시스템에 따라 다양한 형상을 갖는다. 또한 2000년대 들어서 시작된 위성영상의 상업화에 따른 영상수요의 증가는 고해상도 영상을 신속히 많이 획득할 수 있는 위성시스템을 요구하고 있다. 이러한 요구에 맞춰 위성의 본체는 가벼우면서도 안정적으로 탑재체를 지지할 수 있도록 설계되고 있으며, 이 중에 형상설계 변화를 본 논문에서 집중적으로 살펴본다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제33권2호
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• pp.127-135
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• 2016

Inactive space objects are usually rotating and tumbling as a result of internal or external forces. KOREASAT 1 has been inactive since 2005, and its drift trajectory has been monitored with the optical wide-field patrol network (OWL-Net). However, a quantitative analysis of KOREASAT 1 in regard to the attitude evolution has never been performed. Here, two optical tracking systems were used to acquire raw measurements to analyze the rotation period of two inactive satellites. During the optical campaign in 2013, KOREASAT 1 was observed by a 0.6 m class optical telescope operated by the Korea Astronomy and Space Science Institute (KASI). The rotation period of KOREASAT 1 was analyzed with the light curves from the photometry results. The rotation periods of the low Earth orbit (LEO) satellite ASTRO-H after break-up were detected by OWL-Net on April 7, 2016. We analyzed the magnitude variation of each satellite by differential photometry and made comparisons with the star catalog. The illumination effect caused by the phase angle between the Sun and the target satellite was corrected with the system tool kit (STK) and two line element (TLE) technique. Finally, we determined the rotation period of two inactive satellites on LEO and geostationary Earth orbit (GEO) with light curves from the photometry. The main rotation periods were determined to be 5.2 sec for ASTRO-H and 74 sec for KOREASAT 1.