• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.26.4-27
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• 2008

The completion ('initiation' de facto) of the KASI Orbit Propagator and Estimator (KASIOPEA) has been delayed for several reasons unfortunately. Due to the lack of working staffs and the Division priority rearrangement, the initial plan was dismantled and ignored for many years. However, fundamental researches regarding the essential parts of KASIOPEA has been done by author. The numerical integration module of the KASIOPEA is the most sensitive part in the precision of the final output in general. There is no silver bullet in the numerical integration in an orbit propagation as a non-stiff ODE case. Many numerical integration method like single-step methods, multi-step method, and extrapolation methods have been used in overly populated orbit propagator or estimator. In this study, several popular methods from single-step, multi-step, and extrapolation methods have been tested in numerical accuracy and stability.

• 한국항행학회논문지
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• 제22권6호
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• pp.585-590
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• 2018

GPS 위성의 궤도는 위성의 GPS 측정치와 정밀한 위성의 동역학을 함께 고려하여 정밀하게 추정 할 수 있다. 대부분의 위성 동역학 성분은 위성의 위치와 속도와 알려진 모델 식의 수식과 계수 값을 활용하여 정밀한 구현이 가능하다. 그러나 태양풍에 의한 힘은 모델을 선정하고, 모델의 계수를 추정해야 한다. 이 때, 모델에 따라 구현 성능이 달라질 수 있다. 따라서 본 논문은 CODE에서 생성한 정밀 궤도력을 활용해, 다양한 태양풍 모델의 계수를 추정하고 각 모델을 활용한 궤도 전파 모델의 정확도를 비교 분석했다. 결과적으로 ECOM 모델과reduced ECOM을 활용하는 경우, CODE 1일궤도와 cm level 오차를 가지는 궤도전파모델을 구현할 수 있음을 확인했다. 또한 SRP 모델을 구현하지 않는 경우 수십 m의 오차를 가짐을 확인할 수 있었다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1991년도 한국자동제어학술회의논문집(국제학술편); KOEX, Seoul; 22-24 Oct. 1991
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• pp.1649-1654
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• 1991

In 1995 the VSOP satellite, which is called MUSES-B in Japan, will be launched under the VLBI Space Observatory Programme(VSOP) promoted by ISAS(Institute of Space and Astronautical Science) of Japan. We are now developing the GPS Receiver(GPSR) and On-board Orbit Determination System. This paper describes the GPS(Global Positioning System), VSOP, GPSR(GPS Receiver system) configuration and the results of the GPS system analysis. The GPSR consists of three GPS antennas and 5 channel receiver package. In the receiver package, there are two 16 bits microprocessing units. The power consumption is 25 Watts in average and the weight is 8.5 kg. Three GPS antennas on board enable GPSR to receive GPS signals from any NAVSTARs(GPS satellites) which are visible. NAVSATR's visibility is described as follows. The VSOP satellite flies from 1, 000 km to 20, 000 km in height on the elliptical orbit around the earth. On the other hand, the orbit of NAVSTARs are nearly circular and about 20, 000 km in height. GPSR can't receive the GPS signals near the apogee, because NAVSTARs transmit the GPS signals through the NAVSTAR's narrow beam antennas directed toward the earth. However near the perigee, GPSR can receive from 12 to 15 GPS signals. More than 4 GPS signals can be received for 40 minutes, which are related to GDOP(Geometric Dillusion Of Precision of selected NAVSTARs). Because there are a lot of visible NAVSTARs, GDOP is small near the perigee. This is a favorqble condition for GPSR. Orbit determination system onboard VSOP satellite consists of a Kalman filter and a precise orbit propagator. Near the perigee, the Kalman filter can eliminate the orbit propagation error using the observed data by GPSR. Except a perigee, precise onboard orbit propagator propagates the orbit, taking into account accelerations such as gravities of the earth, the sun, the moon, and other acceleration caused by the solar pressure. But there remain some amount of calculation and integration errors. When VSOP satellite returns to the perigee, the Kalman filter eliminates the error of the orbit determined by the propagator. After the error is eliminated, VSOP satellite flies out towards an apogee again. The analysis of the orbit determination is performed by the covariance analysis method. Number of the states of the onboard filter is 8. As for a true model, we assume that it is based on the actual error dynamics that include the Selective Availability of GPS called 'SA', having 17 states. Analytical results for position and velocity are tabulated and illustrated, in the sequel. These show that the position and the velocity error are about 40 m and 0.008 m/sec at the perigee, and are about 110 m and 0.012 m/sec at the apogee, respectively.

• 한국통신학회논문지
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• 제25권9A호
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• pp.1313-1321
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• 2000

최근 위성을 이용한 고속 멀티미디어 서비스 시대가 도래함에 따라, 저궤도 위성통신에 대한 관심이 증대되고 있다. 이러한 저궤도 위성통신 채널에서 고속 멀티미디어 서비스를 지원하기 위해서는 매우 우수한 성능의 오류정정부호가 요구된다. 1993년 Berrou등에 의해 발표된 터보부호는 Shannon 한계에 근접하는 우수한 성능을 나타냄으로써 현재 활발한 연구가 진행되고 있다. 본 논문에서는 저궤도 위성통신 채널을 모델링하고 이에 의해 발생된 각 지역별 전파환경과 앙각의 변화에 따른 페이딩 특성을 분석한다. 그리고 저궤도 위성통신 채널에서 터보부호의 성능을 시뮬레이션하고 기존의 길쌈부호의 성능과 비교 분석하였다. Globalstar의 궤도 파라미터를 이용하여 모델링한 저궤도 위성통신 채널에서 터보부호는 기존의 길쌈부호와 비교하여 각 전파환경과 앙각의 변화에 대해서 약 1.0~2.2dB의 부호화 이득을 더 얻을 수 있음을 알 수 있었다. 분석된 결과는 각 전파환경별로 앙각의 변화에 따라 나타나는 이득의 차이에 대한 원인과 부호의 종류에 따른 성능을 분석함으로써 향후 시스템별 환경에 따른 부호의 선정에 도움이 될 수 있도록 하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권4호
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• pp.484-490
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• 2012

This paper is devoted to investigate the feasibility of using a medium power ground-based laser to produce a torque on LEO satellites of various shapes. The laser intensity delivered to a satellite is calculated using a simple model of laser propagation in which a standard atmospheric condition and linear atmospheric interaction mechanism is assumed. The laser force is formulated using a geocentric equatorial system in which the Earth is an oblate spheroid. The torque is formulated for a cylindrical satellite, spherical satellites and for satellites of complex shape. The torque algorithm is implemented for some sun synchronous low Earth orbit cubesats. Based on satellites perigee height, the results demonstrate that laser torque affecting on a cubesat has a maximum value in the order of $10^{-9}$ which is comparable with that of solar radiation. However, it has a minimum value in the order of $10^{-10}$ which is comparable with that of gravity gradient. Moreover, the results clarify the dependency of the laser torque on the orbital eccentricity. As the orbit becomes more circular it will experience less torque. So, we can conclude that the ground based laser torque has a significant contribution on the low Earth orbit cubesats. It can be adjusted to obtain the required control torque and it can be used as an active attitude control system for cubesats.

• Journal of Information Processing Systems
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• 제20권1호
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• pp.131-147
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• 2024

A routing strategy based on traffic prediction and dynamic cache allocation for satellite nodes is proposed to address the issues of high propagation delay and overall delay of inter-satellite and satellite-to-ground links in low Earth orbit (LEO) satellite systems. The spatial and temporal correlations of satellite network traffic were analyzed, and the relevant traffic through the target satellite was extracted as raw input for traffic prediction. An improved gradient boosting regression tree algorithm was used for traffic prediction. Based on the traffic prediction results, a dynamic cache allocation routing strategy is proposed. The satellite nodes periodically monitor the traffic load on inter-satellite links (ISLs) and dynamically allocate cache resources for each ISL with neighboring nodes. Simulation results demonstrate that the proposed routing strategy effectively reduces packet loss rate and average end-to-end delay and improves the distribution of services across the entire network.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권2호
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• pp.427-436
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• 1998

무궁화위성 $1{cdot}2$호와 앞으로 발사될 무궁화위성 3호의 원지점 궤도천이는 기본적으로 궤도평면을 바꾸는 타원궤도천이인데, 무궁화위성 $1{cdot}2$호의 경우는 고체추진제를 이용하여 천이궤도의 원지점에서 단 한번 분사함으로써 목표 표류궤도로 진입하는 AKM(Apoges Kick Motor)단계를 거치는 반면, 무궁화위성 3호는 액체추진제를 이용하영 원지점에서 여러번 분사를 통해 천이궤도를 바꾸어 나가면서 최종 표류궤도로 진입하는 LAE(Liquid Apogee Engine) 단계를 거치도록 계획되어 있다. 본 연구에서는 액체추진제를 사용한 정지궤도 진입방법과 추진제 제어방법을 연구하여 액체추진제를 사용한 정지궤도 진입 시뮬레이션 툴을 개발하였다. 정밀한 시뮬레이션을 위해 연세대학교 위성궤도공학연구실의 COWELL5 정밀궤도예측 프로그램을 토대로 기본설계를 했으며, 결과는 $STK/VO^{TM}$의 지상궤적 및 3차원 그래픽환경으로 실시간 구현이 가능하도록 했다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권1호
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• pp.39-47
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• 2005

본 논문에서는 정지궤도 위성의 상대 운동과 최적화 기법과의 결합을 통해 새로운 형태의 위치유지 기법을 제안하였다. 상대 궤도 운동을 나타내기 위해 궤도 압축방법을 이용하여 비선형 미분 방정식 형태가 아닌 닫힌 해 형태의 모델을 사용하였으며, 매우 정확한 궤도 전파가 가능함을 확인하였다. 기존의 위치유지 기법은 궤도 요소를 이용하여 목표 궤도를 획득함으로써 궤도 형상을 유지하지만, 본 논문에서는 정밀한 위치유지를 위해 위성의 상대 위치를 직접 제어하였다. 최적화 목적 함수의 설정을 통해 다양한 형태의 기동 전략을 수립하였고, 구속 함수를 이용하여 상황에 따른 위치유지 범위를 설정하였다. 이 방법은 최적화 함수의 변경을 통해 다양한 위치유지 기법을 쉽게 적용할 수 있고, 그에 따른 궤도 운동을 분석할 수 있다. 비선형 시뮬레이션을 통해 위성의 위치가 허용범위 내에 적절하게 유지되고 있음을 확인하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제27권4호
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• pp.410-416
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• 2023

저궤도위성 통신시스템의 경우, 정지 궤도 위성 통신시스템과 달리 지상 기기 기준 상대적으로 고속 기동하여 움직이며, 지상 기기와 이루는 각도 역시 고정되지 않고 넓은 범위에서 가변적으로 되므로 지상에 존재하는 건물, 산 등과 같은 지형물의 위치 및 높이에 따라 위성 통신 시스템임에도 불구하고 다중 경로로 인한 주파수 선택적 페이딩 현상이 나타날 수 있다. 본 논문에서는 저궤도위성 통신시스템에서 발생할 수 있는 저궤도 다중 경로 페이딩 위성 채널 모델과 저궤도위성의고속기동으로 발생하는 도플러 주파수 천이에 대하여 분석하고, 이를 기반으로 다중 경로 페이딩 위성 채널 모델에 적합한 OFDM(Orthogonal Frequency Division Multiplexing) 및 SC-FDE(Single Carrier Frequency Domain Equalizer) 전송 방식에 대하여 효과적인 등화 기법을 제시한다. 또한, 본 논문에서는 제시된 등화 기법이 적용된 OFDM 및 SC-FDE 전송방식의 저궤도 다중경로 페이딩 위성 채널 환경에서의 성능을 모의실험을 통하여 비교 분석하였으며, SC-FDE 방식이 OFDM 방식보다 우수함을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제19권4호
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• pp.395-402
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• 2002

The NORAD type Two Line Element (TLE) was obtained from the osculating orbital elements by an iterative approximation procedure. The mathematical model was presented and computer program was developed for the conversion. The osculating orbital elements of the KOMPSAT-1 were converted into the NORAD TLE. Then the effect of the SGP4 atmospheric drag coefficient ($B^*$) was analyzed by comparison of the orbit propagation results with different $B^*$ values.