• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2003년도 Proceedings of ACRS 2003 ISRS
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• pp.1052-1054
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• 2003

RAZAKSAT is a second micro-satellite mission by Malaysian Satellite Program and is expected for launch in June 2004. Designed to orbit the earth at low-equatorial orbit, RAZAKSAT will meet Malaysia’s immediate needs to rapid data acquisition (real time and more repetitions) to address many operational issues of remote sensing applications, which require availability of current data sets. RAZAKSAT will be among the first remote sensing satellite to orbit the earth at low inclination along the equator, 9$^{\circ}$ with 685km altitude, hence, allows optimal geographical information and environment change within equatorial region be observed with a unique revisit characteristics. The satellite primary payload is MAC, a push-broom type camera with 2.5m of ground sampling distance (GSD) in panchromatic band and 5m of GSD in four multi-spectral bands. This paper describes on the variation of illumination anticipated from simulated RAZAKSAT image, examine its implication to its ground leaving radiances for major applications.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2000년도 제15회 학술강연회논문초록집
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• pp.10-10
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• 2000

For low Earth orbit, the atmosphere causes orbit altitude to decrease, If this decrease is not corrected by the satellite propulsive unit, the orbit decoys continuously unit reaches the dense atmosphere and satellite life ends. If active orbit maintenance is mode by satellite propulsive unit then fuel consumption is necessary, which must be considered in the satellite design. Especially interesting is the method for evaluating the fuel consumption role for maintenance of elliptical orbit developed in this paper.(omitted)

• 항공우주기술
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• 제12권2호
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• pp.14-23
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• 2013

위성 운용 중 발생할 수 있는 오류에 대한 대비를 고장 관리 설계라고 한다. 고장 관리 설계는 위성에 이상 현상이 나타나는 경우 감지하고 고립시키며, 지상에서 위성과 접속한 이후 오류 사항을 파악하고 대응책을 마련할 때까지 위성을 안전한 상태로 유지하는 기능을 포함한다. 안전 모드 운용은 정상 운용과는 다르게 비행 소프트웨어를 탑재한 탑재 컴퓨터와 전력 제어 및 분배 장치 주관 하에 지상국의 접속 없이 이루어진다. 오류 발생 시 고장 관리 설계에 따라 자동화된 동작이 이루어지는 만큼 지상 시험 단계에서 고장 관리 로직 및 관련 하드웨어가 설계된 대로 동작하는지를 철저하게 검증해야 한다. 또한 실제와 유사한 오류를 위성에 손상 없이 인가해야 한다. 고장 관리 설계 검증시험은 위성을 구성하는 다양한 부분체에 대해서 수행되나 본 논문에서는 저궤도 위성의 비행 모델을 대상으로 수행된 자세제어계와 전력계 시험의 설계에 대해 서술하고 결과에 대해 정리하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2002년도 ICCAS
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• pp.33.5-33
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• 2002

$\textbullet$ NORAD SGP4 Model $\textbullet$ Conversion of the Osculating Orbit State into the NORAD TLE $\textbullet$ Derivation of the SGP4 Drag Term $\textbullet$ Conversion of the KOMPSAT-1 Orbit $\textbullet$ Effect of the SGP4 Drag Term $\textbullet$ Derivation of the KOMPSAT-1 B＊ Value $\textbullet$ Figure. Derived B＊ Values from KOMPSAT-1 MAPS Orbit state with considering the argument of latitude.

• 대한원격탐사학회지
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• 제30권2호
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• pp.331-339
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• 2014

지상기반 전리층모델로 계산한 전리층 지연값을 저궤도에서의 전리층 지연값으로 변환하기 위해서는 전리층 변환 배율 적용해야 하는데, 이러한 배율을 IRI 전리층모델을 사용하여 결정하는 기법을 제안하였다. IGS 전리층모델에 전리층 배율을 적용하여 계산한 전리층 지연값을 NASA GRACE 위성의 관측값과 비교하였다. 약 480 km 고도에서 2004년 평균 배율은 0.25이며, 표준편차는 0.01이다. 전리층 배율은 주간에 비해 야간에 상대적으로 증가하며, 계절적으로는 봄, 가을에 높은 값을 가진다. IGS모델에 전리층배율을 결합해서 추정한 저궤도 전리층 지연값 추정 오차 평균은 3.50 TECU이다.

• Journal of Positioning, Navigation, and Timing
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• 제10권4호
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• pp.363-369
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• 2021

Since the Global Navigation Satellite System (GNSS) signal received from the low Earth orbit (LEO) satellite is only affected by the upper ionosphere, the magnitude of the ionospheric delay of Global Positioning System (GPS) signal received from ground user is different. Therefore, the ground-based two-dimensional ionospheric model cannot be applied to LEO satellites. The NeQuick model used in Galileo provides the ionospheric delay according to the user's altitude, so it can be used in the ionospheric model of the LEO satellites. However, the NeQuick model is not suitable for space receivers because of the high computational cost. A simplified NeQuick model with reduced computing time was recently presented. In this study, the computing time of the NeQuick model and the simplified NeQuick model was analyzed based on the GPS Klobuchar model. The NeQuick and simplified NeQuick model were applied to the GNSS data from GRACE-B, Swarm-C, and GOCE satellites to analyze the performance of the ionospheric correction and positioning. The difference in computing time between the NeQuick and simplified NeQuick model was up to 90%, but the difference in ionospheric accuracy was not as large as within 4.5%.

• 대한원격탐사학회지
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• 제15권4호
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• pp.367-375
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• 1999

This paper describes the development, operations, and applications of ROCSAT-l and its Ocean Color Imager (OCI) remote-sensing payload. It is the first satellite program of NSPO. The satellite was successfully launched by Lockheed Martin's Athena on January 26, 1999 from Cape Canaveral, Florida. ROCSAT-l is a Low Earth Orbit (LEO) experimental satellite. Its circular orbit has an altitude of 600km and an inclination angle of 35 degrees. The satellite is designed to carry out scientific research missions, including ocean color imaging, experiments on ionospheric plasma and electrodynamics, and experiments using Ka-band (20∼30GHz) communication payloads. The OCI payload is utilized to observe the ocean color in 7 bands (including one redundant band) of Visible and Near-Infrared (434nm∼889nm) range with the resolution of 800m at nadir and the swath of 702km. It employs high performance telecentric optics, push-broom scanning method using Charge Coupled Devices (CCD) and large-scale integrated circuit chips. The water leaving radiance is estimated from the total inputs to the OCI, including the atmospheric scattering. The post-process estimates the water leaving radiance and generates different end products. The OCI has taken images since February 1999 after completing the early orbit checkout. Analyses have been performed to evaluate the performances of the instrument in orbit and to compare them with the pre-launch test results. This paper also briefly describes the ROCSAT-l mission operations. The spacecraft operating modes and ROCSAT Ground Segment operations are delineated, and the overall initial operations of ROCSAT-l are summarized.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권12호
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• pp.1216-1221
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• 2008

본 논문에서 고려된 저궤도 위성은 고정형 태양 전지판을 가지기 때문에 낮구간(daylight) 동안에 태양전지판이 태양지향(sun-pointing) 자세를 유지하고, 관측 임무 수행을 위해 태양 전지판 방향과 반대방향에 위치한 탑재체가 지구지향(nadir-pointing)이 되도록 자세를 변경한다. 이 때 낮기간의 대부분을 차지하는 태양지향 자세에서는 위성 패널(panel)로 입사하는 외부 열환경 요인이 지구 복사열과 알비도(Albedo)이기 때문에, 비교적 안정적인 열환경 조건을 가지고 있다. 이에 반하여, 관측 임무를 수행하는 궤도 10% 정도의 지구지향 자세에서는 위성의 열환경 조건에 가장 지배적인 영향을 주는 태양광이 위성 패널에 영향을 준다. 비록 위성이 비교적 짧은 시간 동안에 지구 지향의 자세를 유지하지만, 이러한 열한경 조건의 변화 때문에 위성의 열설계에서 지구지향의 임무 자세에 따른 열적 영향에 대한 검토가 필요하다. 본 연구에서는 열해석 모델에 관측 임무 구간 동안의 지구지향 자세를 반영한 열해석 결과를 통하여 그 영향을 알아보았다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제4권2호
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• pp.46-51
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• 2009

본 논문에서는 저궤도 위성망(LEO satellite network)과 지상망간의 간섭 영향을 분석하기 위해 사용되는 간섭 계산 요소 및 기법들을 정리하였다. 저궤도 위성의 궤도 및 위치정보를 시간에 따라 계산하는 요소들을 도출하고 두 시스템간의 실제 간섭량 계산에 적용되는 간섭 계산 기법을 서술하였다. 도출된 간섭 계산 기법은 저궤도 위성망과 지상망이 상호 간섭 영향 없이 운용될 수 있는 공유 조건을 설정하는데 활용될 수 있다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.355-366
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• 1997

This paper presents a comprehensive analytical approach for determining key maneuver parameters associated with the acquisition and maintenance of the ground track for a low-earth orbit. A livearized model relating changes in the drift rate of the ground track directly to changes in the orbital semi-major axis is also developed. The effect of terrestrial atmospheric drag on the semi-major axis is also explored, being quantified through an analytical expression for the decay rate as a function of density. The non-singular Lagrange planetary equations, further simplified for nearly circular orbits, provide the desired relationships between the corrective in-plane impulsive velocity increments and the corresponding effects on the orbit elements. The resulting solution strategy offers excellent insight into the dynamics affecting the timing, magnitude, and frequency of these maneuvers. Simulations are executed for the ground track acquisition and maintenance maneuver as a pre-flight planning and analysis.