• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제27권3호
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• pp.253-262
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• 2010

The electrical power system (EPS) of Korean satellites in low-earth-orbit is designed to achieve energy balance based on a one-orbit mission scenario. This means that the battery has to be fully charged at the end of a one-orbit mission. To provide the maximum solar array (SA) power generation, the peak power tracking (PPT) method has been developed for a spacecraft power system. The PPT is operated by a software algorithm, which tracks the peak power of the SA and ensures the battery is fully charged in one orbit. The EPS should be designed to avoid the stress of electronics in order to handle the main bus power from the SA power. This paper summarizes the results of energy balance to achieve optimal power sizing and the actual trend analysis of EPS performance in orbit. It describes the results of required power for the satellite operation in the worst power conditions at the end-of-life, the methods and input data used in the energy balance, and the case study of energy balance analyses for the normal operation in orbit. Both 10:35 AM and 10:50 AM crossing times are considered, so the power performance in each case is analyzed with the satellite roll maneuver according to the payload operation concept. In addition, the data transmission to the Korea Ground Station during eclipse is investigated at the local-time-ascending-node of 11:00 AM to assess the greatest battery depth-of-discharge in normal operation.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권5호
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• pp.56-64
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• 2006

정지궤도 위성의 상대위치보정은 제한된 위지보정 박스내에 다수의 위성을 운용함으로서 발생하는 위성간 충돌, 전파간섭, 가림현상 등을 해결하기 위해 반드시 필요한 기술이다. 본 논문에서는 정지궤도 위성의 상대 궤도 운동 분석과 최적화 기법에 근거한 문제의 정립으로 상대위치보정을 수행하였다. 이상적인 정지궤도에 대한 상대운동을 다수의 멱함수와 주기함수로 표현하고, 상대위치보정에 필요한 조건들을 이들 함수로 표현한다. 이러한 구속 조건식과 더불어 연료 최소화 같은 가격 함수를 최소화하는 과정에서 궤도 수정에 필요한 절차를 수립하게 된다. 비선형 시뮬레이션을 통하여 본 논문에서 제시하고 있는 절차의 타당성을 검증하였고 또한 기존의 고전적인 방법과 비교하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제8권7호
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• pp.613-623
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• 2002

Ascent trajectory optimization and explicit guidance problems for a satellite launch vehicle with yaw maneuver in a 3-dimension are considered. The trajectory optimization problem with boundary conditions is formulated as a nonlinear programming problem by parameterizing the inertial pitch and yaw attitude control variables, and is solved by using the SQP algorithm. The flight constraints such as gravity-turn and range safety conditions are imposed. An explicit inertial guidance algorithm in the exoatmospheric phase is also presented. The guidance algorithm provides steering command and time-to-go value directly using the current states of the vehicle and the desired orbit insertion conditions. The liquid propelled Delta 2910 launch vehicle is used as a numerical model.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권12호
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• pp.867-875
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• 2022

본 논문에서는 달착륙선이 국내 개발된 발사체 상단에 탑재되어 지구 저궤도에 투입되고, 이후 달 전이 궤도 투입 기동을 통해 달에 착륙할 경우에 대한 예비 임무 분석을 수행하였다. 각각의 장단점이 있는 직접 착륙 방식 및 간접 착륙 방식을 모두 적용해보았으며, 2030년 음력 10월에 발사할 경우 발사 일에 따른 전이 궤도 특성을 분석하였다. 여기에 미국의 달착륙선 Surveyor-1과 같이 일식 조건, 태양 고도각 조건 및 추적 가능 시간대를 만족시키는 발사 일을 분석해 보았다. 직접 착륙 방식의 경우는 음력 10월중 4일, 간접 착륙 방식의 경우는 3일에 발사할 경우 근지점 이각과 일식 조건에 있어서 가장 적합한 발사일로 분석되었다.

• 한국추진공학회지
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• 제14권6호
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• pp.103-120
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• 2010

우주비행체 궤도기동 및 자세제어용 추력기의 개발역사를 조명하고 성능특성을 분석하며, 발사체의 단별 3축 제어에 관계하는 TVC, Gimbal, 추력기 등의 실재 활용현황을 평가한다. 우주발사체 최종 단은 탑재체의 정확한 궤도투입을 위하여 정밀한 3축 자세제어 시스템을 포함하여야 한다. 하이드라진 추력기는 양호한 성능특성과 높은 신뢰도를 배경으로 현재 운용중인 발사체 자세제어 시스템의 대부분을 점유하고 있다. 중형급 하이드라진 추력기에 대한 국내의 설계개발과 기술축적 현황에 관해서도 간략히 소개한다.

• 우주기술과 응용
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• 제4권1호
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• pp.62-73
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• 2024

본 연구에서는 추력기가 없는 저궤도 초소형위성의 자세변경을 통한 궤도변경 방식이 충돌회피기동에 얼마나 효과적인지 분석하였다. 연구 결과, 단면적의 변화는 위성의 진행방향에 영향을 주며, 단면적 변화비율과 임무고도에 따라 기동전 궤도의 변화량이 달라졌다. 특히, 임무고도가 낮은 위성에서 짧은 시간 동안의 자세변경으로 충돌위험을 현저히 감소시킬 수 있음을 확인하였다. 본 연구를 통해 추력기가 없는 초소형위성 운영에 있어 자세기동을 통한 단면적의 변화방식이 충분히 활용가능한 방안으로 판단되며, 뉴스페이스 시대의 위성 운영 안전성 향상에 기여할 것으로 기대된다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제6권1호
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• pp.37-44
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• 2011

2010년 6월 26일에 발사된 통신해양기상위성(천리안)은 Ka-대역 위성통신, 정지궤도 해양관측, 그리고 기상관측을 위한 탑재체를 가지고 있다. 정지궤도상의 위성을 효과적으로 운용하기 위해서 위성 임무운영 개념을 정립하여 이를 위성관제시스템의 개발 초기 단계부터 적용하였다. 천리안 위성의 임무운영은 일별, 주별, 월별 그리고 계절별 운영으로 구분된다. 위성의 일별운영은 임무계획, 명령계획 및 전송, 원격측정 데이터 처리 및 분석, 위성 거리측정 및 궤도결정, 위성의 궤도 및 이벤트 예측, 그리고 휠 오프로딩 파라미터 계산으로 구분된다. 위성의 주별 운영으로는 화요일에 남북방향 위치유지조정, 목요일에 동서방향 위치유지조정으로 구분된다. 월별운영으로는 위성의 온보드 오실레이터를 갱신하기 위한 비행역학 파라미터 계산과 위성으로의 전송이 수행되며 계절별 운영으로 봄과 가을에는 지구가 태양을 가리는 식에 관련된 위성운영을 수행한다. 이 논문에서는 통신해양기상위성이 발사된 후 약 3개월에 걸친 궤도 내 시험 기간 중에 이루어진 위성관제시스템의 주요 기능들에 대한 운영검증을 기술한다. 이 기간 중에 위성관제시스템의 대부분 기능이 성공적으로 검증되었으며 천리안 위성관제시스템은 위성의 설계 수명기간인 7년 또는 위성이 수명을 다하는 그 이후까지 계속 사용될 예정이다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권2호
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• pp.171-186
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• 2009

이 연구에서는 미래 한국의 달 탐사에 대비, 지구-달 천이궤적을 설계하고 분석하였다. 궤적 설계는 최소연료로 지구 주차궤도에서부터 달 임무궤도까지 도달하는 모든 단계에 대해서 실시하였으며 미래 한국의 달 탐사 개발 계획에 실질적인 도움이 되기 위해 2017년, 2020년, 2022년으로 각각 나누어 설계를 하였다. 탐사선의 운동방정식의 구현을 위하여 태양, 지구, 달의 중력에 의한 섭동력이 포함된 N체 운동 방정식을 사용하였으며 보다 실질적인 우주환경의 모사를 위하여 지구의 비대칭 중력장(Geopotential), 태양 복사압(Solar radiation pressure) 그리고 달의 J2 섭동에 의한 영향도 고려하였다. 임무 설계를 위해 가정된 추력은 순간 추력(Impulsive thrust)으로 가정하였으며 발사체의 성능은 현재 개발 예정인 KSLV-2로 가정하였다. 미래 한국의 가상 달 탐사선이 지구-달 천이 궤적(Trans Lunar trajectory)에 진입하는 방법으로는 지구 주차 궤도에서 직접 진입 하는 방법과 여러번의 타원 중개 궤도를 거친 후 지구-달 천이 궤적으로 진입하는 방법을 모두 이용하였다. 아울러 TLI(Trans Lunar Injection) 기동시 탐사선의 대전 지상국에서의 가시성에 따른 기동의 크기에 대한 영향이 분석되었다. 이 연구를 통한 임무 설계 결과는 달 탐사 임무 설계를 위한 발사 가능 시기(launch opportunity), 성공적인 임무 수행을 위한 임무 단계별 최적의 기동량 및 해당 궤도의 특성 그리고 다양한 임무 파라미터등의 해석을 포함하고 있다. 임무 설계 결과, 미래 한국이 쏘아 올릴 수 있는 달 탐사선의 전체 질량은 해당 임무의 수행시기 보다는 초기 지구 출발 궤도의 초기 고도와 발사제의 초기 궤도 투입 성능에 따라 더욱 크게 좌우됨을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제32권4호
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• pp.379-386
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• 2015

This work presents fuel-optimal altitude maintenance of Low-Earth-Orbit (LEO) spacecrafts experiencing non-negligible air drag and J2 perturbation. A pseudospectral (direct) method is first applied to roughly estimate an optimal fuel consumption strategy, which is employed as an initial guess to precisely determine itself. Based on the physical specifications of KOrea Multi-Purpose SATellite-2 (KOMPSAT-2), a Korean artificial satellite, numerical simulations show that a satellite ascends with full thrust at the early stage of the maneuver period and then descends with null thrust. While the thrust profile is presumably bang-off, it is difficult to precisely determine the switching time by using a pseudospectral method only. This is expected, since the optimal switching epoch does not coincide with one of the collocation points prescribed by the pseudospectral method, in general. As an attempt to precisely determine the switching time and the associated optimal thrust history, a shooting (indirect) method is then employed with the initial guess being obtained through the pseudospectral method. This hybrid process allows the determination of the optimal fuel consumption for LEO spacecrafts and their thrust profiles efficiently and precisely.

• 항공우주기술
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• 제9권2호
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• pp.36-43
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• 2010

정지궤도위성의 임무궤도 획득은 발사체에서 분리된 후 형성되는 전이궤도의 원지점 위치에서 속도 및 궤도면을 조정하는 일련의 원지점점화기동을 통해 이루어진다. 원지점점화 비행모드에 적용되는 자세제어 논리는 각속도 정보를 필요로 하기 때문에 자이로와 같은 관성센서에서 제공하는 각속도 측정값을 사용하지만, 일반적으로 자이로 측정값에는 표류오차가 포함되어 있다. 따라서 임무궤도 획득 정확도 요구사항을 만족시키는 원지점 점화를 수행하기 위해 원지점 점화기동 전에 자이로 측정값에 포함된 표류오차를 보정하는 절차가 요구된다. 본 논문에서는 오차특성 해석을 통해 천리안 위성에서 사용된 자이로보정 알고리즘의 오차버짓을 추정한다.