• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2008년 영문 학술대회
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• pp.407-412
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• 2008

"KAGUYA"(SELENE) is a Japanese Lunar Explorer launched by H-IIA rocket from Tanegashima Space Center on 14 September 2007. The dual-mode bipropellant propulsion subsystem of KAGUYA includes two fuel tanks, an oxidizer tank, propellant and pressurant control components, twelve monopropellant 20N thrusters, eight monopropellant 1N thrusters, and a bipropellant 500N Orbit Maneuver Engine(OME). Once the KAGUYA separated from the rocket, it circled the Earth twice and traveled to the Moon, where it entered lunar orbit. All maneuvers were performed through multiple 500N OME/20N thruster firings. This paper describes the in-space performance of KAGUYA Lunar Explorer bipropellant propulsion subsystem.

• 한국항공우주학회지
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• 제48권5호
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• pp.355-361
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• 2020

인공위성 중 군사적 성격을 띠는 저궤도 소형 인공위성의 경우 다표적 관측을 필요로 하고 고해상도의 사진 및 영상의 수요가 증가하는 추세이다. 고해상도 영상과 다표적 관측을 위해 인공위성의 기동성이 가장 큰 변수로 작용한다. 소형 인공위성의 경우 고기동성을 갖게 되면 빠르게 자세기동을 할 수 있지만 자세 기동을 완료 후 다음 자세 기동을 할 때 잔류진동이 발생하게 된다. 이에 본 연구에서 자세 기동 후 발생하는 평판의 진동 특성을 검증하기 위하여 자세기동을 모사하기 위한 실험 치구를 제작하고 실험을 수행하였다. 추가로 이러한 진동을 저감시키기 위해 영구자석을 이용한 수동형 감쇠방법으로 와전류 브레이크 시스템을 응용한 와전류 감쇠기를 제시하였다. 와전류 감쇠기를 적용하기 위하여 수학적 모델을 정립하였으며 영구자석의 자속밀도와 공극거리에 따라 이를 실험적으로 구현하였으며, 4개의 태양전지판(평판) 중 1개 평판을 특정하여 와전류감쇠기를 적용유무에 따라 자세 기동 후 발생하는 잔류진동에 대한 저감 성능을 실험적으로 검증하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제2권2호
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• pp.16-21
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• 2007

태양과 달 그리고 지구의 비대칭 중력장에 의해 발생하는 다양한 섭동항은 정지궤도 위성의 위치를 지속적으로 변화시킨다. 따라서, 정지궤도 위성의 위치를 일정한 범위 내로 유지시키기 위해서는 궤도경사각과 승교점 적경을 조정하는 남북방향 위치유지와 이심률과 경도를 조정하는 동서방향 위치유지가 필요하다. 본 논문에서는 통신해양기상위성 비행역학 소프트웨어를 이용하여 통신해양기상위성의 위치유지 시뮬레이션을 수행하고 그 결과를 분석하였다. 통신해양기상위성은 경도 $128.2^{\circ}E$ 에서 위성을 ${\pm}0.05^{\circ}$ 범위 내에 유지시키기 위해 일주일 주기로 동서/남북방향 위치유지를 수행하며, 위성의 남쪽 패널에만 부착된 태양 전지판으로 부터 발생하는 자세오차를 줄이기 위해 하루 두 번 휠 오프로딩을 수행한다. 본 논문에서는 휠오프로딩을 고려한 위치유지 시뮬레이션을 수행하였고, 그 결과 통신해양기상위성 비행역학 소프트웨어를 이용하여 통신해양기상위성을 ${\pm}0.05^{\circ}$ 범위 내에서 안정적으로 유지시킬 수 있음을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제22권4호
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• pp.451-462
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• 2005

향후 우리나라의 화성 탐사선 개발을 대비하여 B-평면 조준법(B-plane targeting method)을 이용한 최적 궤적 보정 기동(Optimal Trajectory Correction Maneuver, TCM)의 설계에 대한 연구를 수행하였다. 궤적 보정 기동을 설계하기 위하여 요구되는 화성 탐사 임무의 각 단계별 비행 궤적 및 궤도 정보 역시 이 연구를 통해 개발된 알고리즘을 이용하여 산출 할 수 있으며, 관련 정보는 임무 설계시 필요로 하는 최소의 섭동력들을 고려한 상황에서 산출되었다. 항행 단계에서의 탐사선은 다양한 섭동력에 의한 영향 또는 순간 기동의 오차로 기인된 비행 궤적의 오차로 인하여 목표한 위치에 도달하지 못할 수 있다. 따라서 탐사선의 적절한 비행 궤적을 유지하고 목표하고자 한 지점에 정확하게 도달시키기 위하여 도착 행성의 위치에 대하여 설정된 B-평면 좌표계를 이용하여 탐사선의 방향을 조준하여 줄 필요가 있다. NPSOL 소프트웨어를 사용하여 관련 최적해를 도출하였으며 임무동안 수행되는 기동의 총 크기를 최소화 시키도록 목적함수를 설정하였다. 수행되는 기동의 횟수는 설계자가 임의로 설정($1\~5$회)할 수 있도록 하였으며 그 시기 역시 조정 변수로 설정 할 수 있다. 마지막으로 화성 도착시 설정된 B-평면 좌표의 위치가 최종 구속조건으로 적용되어 최적화 문제를 완성하게 된다. 이 연구를 통하여 지구 출발에서부터 화성 도착, 그리고 임무 수행을 위한 포획궤도에 이르기까지 전반적인 임무 설계 및 해석이 가능하게 되었으며, 항행 단계에서 이루어지는 궤적 보정 기동의 최적 시기 및 크기 또한 분석이 가능하게 되었다. 이 연구를 통하여 개발된 알고리즘을 이용하여 향후 우리나라의 화성 탐사 임무의 설계, 분석이 가능하다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제27권3호
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• pp.195-204
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• 2010

The optimal Earth-Moon transfer trajectory considering spacecraft's visibility from the Daejeon ground station visibility at both the trans lunar injection (TLI) and lunar orbit insertion (LOI) maneuvers is designed. Both the TLI and LOI maneuvers are assumed to be impulsive thrust. As the successful execution of the TLI and LOI maneuvers are crucial factors among the various lunar mission parameters, it is necessary to design an optimal lunar transfer trajectory which guarantees the visibility from a specified ground station while executing these maneuvers. The optimal Earth-Moon transfer trajectory is simulated by modifying the Korean Lunar Mission Design Software using Impulsive high Thrust Engine (KLMDS-ITE) which is developed in previous studies. Four different mission scenarios are established and simulated to analyze the effects of the spacecraft's visibility considerations at the TLI and LOI maneuvers. As a result, it is found that the optimal Earth-Moon transfer trajectory, guaranteeing the spacecraft's visibility from Daejeon ground station at both the TLI and LOI maneuvers, can be designed with slight changes in total amount of delta-Vs. About 1% difference is observed with the optimal trajectory when none of the visibility condition is guaranteed, and about 0.04% with the visibility condition is only guaranteed at the time of TLI maneuver. The spacecraft's mass which can delivered to the Moon, when both visibility conditions are secured is shown to be about 534 kg with assumptions of KSLV-2's on-orbit mass about 2.6 tons. To minimize total mission delta-Vs, it is strongly recommended that visibility conditions at both the TLI and LOI maneuvers should be simultaneously implemented to the trajectory optimization algorithm.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제32권3호
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• pp.237-245
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• 2015

A strategy is needed for a regional survey of geosynchronous orbits (GSOs) to monitor known space objects and detect uncataloged space objects. On the basis of the Inter-Agency Debris Committee's recommendation regarding the protected region of geosynchronous Earth orbit (GEO), target satellites with perigee and apogee of $GEO{\pm}200km$ and various inclinations are selected for analysis. The status of the GSO region was analyzed using the satellite distribution based on the orbital characteristics in publicly available two-line element data. Natural perturbation effects cause inactive satellites to drift to two stable longitudinal points. Active satellites usually maintain the designed positions as a result of regular or irregular maneuver operations against their natural drift. To analyze the detection rate of a single optical telescope, 152 out of 412 active satellites and 135 out of 288 inactive satellites in the GSO region were selected on the basis of their visibility at the observation site in Daejeon, Korea. By using various vertical view ranges and various numbers of observations of the GSO region, the detection efficiencies were analyzed for a single night, and the numbers of follow-up observations were determined. The orbital estimation accuracies were also checked using the arc length and number of observed data points to maintain the GSO satellite catalog.

• 우주기술과 응용
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• 제3권2호
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• pp.165-198
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• 2023

2021년 국제 우주감시학회(AMOS)에 발표된 논문에 따르면, 저궤도 우주공간의 우주물체 간 충돌가능성은 작동중인 위성이 아니라 발사체 상단, 폐위성 등 우주 쓰레기에 의한 충돌확률이 높고, 우주교통관제(space traffic management)를 통해 그 충돌 가능성을 줄일 것을 제안하고 있다. 이러한 배경에 최근 우주공간에 위성 등 우주물체의 급속한 증가로 우주 쓰레기(debris) 문제가 국제적인 주요 도전과제로 부각되고 있고, 이에 지난 2022년 9월 뉴욕에서 열린 유엔총회에 한국을 포함한 유엔 회원국들이 수직발사식 위성요격미사일(anti-satellite, ASAT) 실험을 실시하지 않도록 하는 결의안 채택을 통해 전세계 8개국(23년 6월 기준 13개국)이 ASAT 실험을 실시하지 않기로 했다. 또한, 우주 쓰레기를 줄이기 위한 방안이 민간 분야에서 활발히 연구되고 있는데, 이러한 우주 쓰레기 상용서비스는 필요시 군사적으로도 사용이 가능할 것으로 판단된다. 이에 우주 쓰레기 제거기술 현황, 우주위협 평가 및 궤도 상 랑데부 및 근접기동작전 사례에 대해 알아보고, 우주 강국의 우주 쓰레기 제거기술을 활용한 우주무기 개발 개연성에 대해 고찰하겠다. 그리고 미래 우주전장을 대비하기 위한 우주기동전(space maneuver warfare) 이해를 통해 새로운 우주추진체계의 개발 필요성에 대해 제언하고자 한다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권4호
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• pp.579-592
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• 2016

CNUSAIL-1, to be launched into low-earth orbit, is a cubesat-class satellite equipped with a $2m{\times}2m$ solar sail. One of CNUSAIL's missions is to deploy its solar sail system, thereby deorbiting the satellite, at the end of the satellite's life. This paper presents the design results of the attitude control system for CNUSAIL-1, which maintains the normal vector of the sail by a 3-axis active attitude stabilization approach. The normal vector can be aligned in two orientations: i) along the anti-nadir direction, which minimizes the aerodynamic drag during the nadir-pointing mode, or ii) along the satellite velocity vector, which maximizes the drag during the deorbiting mode. The attitude control system also includes a B-dot controller for detumbling and an eigen-axis maneuver algorithm. The actuators for the attitude control are magnetic torquers and reaction wheels. The feasibility and performance of the design are verified in high-fidelity nonlinear simulations.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제4권1호
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• pp.99-109
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• 2003

Attitude control law synthesis for the three-axis attitude maneuver of a flexible spacecraft model is presented in this study. The basic idea is motivated by previous works for the extension into a more general case. The new case includes gravitational gradient torque which has significant effect on a wide range of low earth orbit missions. As the first step, the fully nonlinear dynamic equations of motion are derived including gravitational gradient. The control law design based upon the Lyapunov approach is attempted. The Lyapunov function consists of a weighted combination of system kinetic and potential energy. Then, a set of stabilizing control law is derived from the basic Lyapunov stability theory. The new control law is therefore in a general form partially validating the previous work in some sense.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제41권1호
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• pp.43-60
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• 2024

Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) is South Korea's first space exploration mission, developed by the Korea Aerospace Research Institute. It aims to develop technologies for lunar exploration, explore lunar science, and test new technologies. KPLO was launched on August 5, 2022, by a Falcon-9 launch vehicle from cape canaveral space force station (CCSFS) in the United States and placed on a ballistic lunar transfer (BLT) trajectory. A total of four trajectory correction maneuvers were performed during the approximately 4.5-month trans-lunar cruise phase to reach the Moon. Starting with the first lunar orbit insertion (LOI) maneuver on December 16, the spacecraft performed a total of three maneuvers before arriving at the lunar mission orbit, at an altitude of 100 kilometers, on December 27, 2022. After entering lunar orbit, the commissioning phase validated the operation of the mission mode, in which the payload is oriented toward the center of the Moon. After completing about one month of commissioning, normal mission operations began, and each payload successfully performed its planned mission. All of the spacecraft operations that KPLO performs from launch to normal operations were designed through the system operations design process. This includes operations that are automatically initiated post-separation from the launch vehicle, as well as those in lunar transfer orbit and lunar mission orbit. Key operational procedures such as the spacecraft's initial checkout, trajectory correction maneuvers, LOI, and commissioning were developed during the early operation preparation phase. These procedures were executed effectively during both the early and normal operation phases. The successful execution of these operations confirms the robust verification of the system operation.