• 한국항공우주학회지
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• 제31권9호
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• pp.64-74
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• 2003

본 논문에서는 새로운 개념의 정지위성의 탑재용 자동위치유지 시스템을 제안하고 시뮬레이션을 통하여 그 성능을 분석하였다. 제안된 탑재용 자동위치유지 알고리즘은 지상의 두 지점에 위치한 장비로부터 Pseudo-Range 신호를 수신하여 실시간 궤도결정을 수행한 다음 이를 바탕으로 궤도제어 명령을 생성한다. 탑재용 위치유지 알고리즘의 로직을 최소화하기 위하여 지상 시뮬레이션을 통하여 계산된 기준궤도의 Range 데이터를 시간 태그와 함께 탑재하여 이를 추종하도록 하는 방식을 사용하였다. 궤도제어 알고리즘은 기준궤도의 생성에 사용된 기준 V 와 칼만필터 추정변수의 피드백 제어명령을 동시에 사용하는 방법을 통하여 탑재 알고리즘의 로직을 최소화하였다. 마지막으로 시뮬레이션을 통하여 제안된 시스템의 성능을 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제12권2호
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• pp.40-47
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• 2013

정지궤도복합위성은 천리안위성에 비하여 고품질의 영상품질을 요구하며 이를 위해서 기본적으로 위치유지 작업이 없는 시간대에 대하여 정지궤도 위성으로서는 비교적 고정밀도인 2km이하의 궤도결정성능을 요구하고 있다. 정지궤도복합위성은 항공우주연구원과 해외에 위치한 레인징 장비를 통하여 획득된 레인징 정보를 이용하여 궤도결정을 수행할 예정이다. 본 논문에서는 SOC와 가용한 해외 후보 추적소를 궤도결정에 적용할 경우 정지궤도복합위성에 대해 획득할 수 있는 궤도결정 정밀도를 공분산 분석 기법을 통하여 해석하여 2km 요구사항 만족여부를 확인하였다. 이와 더불어 해석의 타당성을 검토하기 위해 통계적 기법인 Monte-Carlo 시뮬레이션 기법을 추가적으로 궤도결정에 적용하여 공분산해석 결과와 비교하였다.

• 한국정보통신학회논문지
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• 제24권1호
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• pp.15-21
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• 2020

본 논문에서는 미확인 우주물체를 감시하기 위해, 전자광학 관측 장비인 망원경 시스템의 관측 성능에 대한 M&S(Modeling & Simulation) 분석을 수행한다. 2개의 망원경 시스템을 활용한 미확인 우주물체 관측에 대한 운용개념을 고려하고, M&S 모델을 구성한다. 관측 운용개념을 바탕으로 초기궤도결정을 수행하여 추정궤도를 생성하고, 추정궤도에 대한 옵셋 보정을 수행하여 보정 주기에 따른 관측 성능을 분석한다. 본 논문의 M&S 분석 결과는 옵셋 보정 주기가 짧을수록 관측 성능이 높게 나타나며, 길어질수록 오차 보정 기회가 줄어들기 때문에 성능이 낮아짐을 보여준다. 그래서 미확인 우주물체 감시를 위한 망원경 시스템의 관측 성능을 높이기 위해서는 초기궤도 추정을 정밀화하거나 옵셋 보정을 지속적으로 수행할 수 있도록 하는 관측 시스템이 구성되어야 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제34권3호
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• pp.225-235
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• 2017

The energy balance in a satellite needs to be designed properly for the satellite to safely operate and carry out successive missions on an orbit. In this study, an analysis program was developed using the MATLAB(R) graphic user interface (GUI) for nanosatellites. This program was used in a simulation to confirm the generated power, consumed power, and battery power in the satellites on the orbit, and its performance was verified with applying different satellite operational modes and units. For data transmission, STK(R)-MATLAB(R) connectivity was used to send the generated power from STK(R) to MATLAB(R) automatically. Moreover, this program is general-purpose; therefore, it can be applied to nanosatellites that have missions or shapes that are different from those of the satellites in this study. This power simulation tool could be used not only to calculate the suitable power budget when developing the power systems, but also to analyze the remaining energy balance in the satellites.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2005년도 Proceedings of ISRS 2005
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• pp.604-607
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• 2005

All CCD pixels do not react uniformly even if the light of same radiance enters into the camera. This comes from the different camera optical characteristics, the read-out characteristics, the pixel own characteristics and so on. Usually, the image data of satellite camera can be corrected by the various image-processing methods in the ground. However, sometimes, the in-orbit correction is needed to get the higher quality image. Especially high frequency pixel correction in the middle of in-orbit mission is needed because the in-orbit data compression with the high frequency loss is essential to transmit many data in real time due to the limited RF bandwidth. In this case, this high frequency correction can prevent have to have any unnecessary high frequency loss. This in-orbit correction can be done by the specific correction table, which consists of the gain and the offset correction value for each pixel. So, it is very important to get more accurate correction table for good correction results. This paper shows the new algorithm to get accurate pixel correction table. This algorithm shall be verified theoretically and also verified with the various simulation and the test results.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1999년도 제14차 학술회의논문집
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• pp.238-243
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• 1999

Minimum-fuel and -time orbit transfer are two major goals of the satellite trajectory optimization. In this paper, we consider satellites in two coplanar elliptic orbits when the apsidal lines coincide, and analytically find the conditions for the two-impulse minimum-time transfer orbit using Lambert's theorem. The transfer time is a decreasing function of a variable related to the transfer orbit's semimajor axis in the minimum-time case. In the minimum-time case, there is no unique minimum-time solution, but there is a limiting solution. However, there exists a unique solution in the case of minimum-fuel transfer, fur which we find analytically the necessary and sufficient conditions. As a special case, we consider when the transfer angle is one hundred and eighty degrees. In this case, we show that we obtain the classical fuel-optimal Hohmann transfer orbit. We also derive the Hohmann transfer rime and delta-velocity equations from more general equations, which are obtained using Lambert's theorem. We note the tradeoff between minimum-time and - fuel transfer. An optimal coplanar orbit maneuver algorithm to trade off the minimum-time goal against the minimum-fuel goal is proposed. Finally, the numerical simulation results are given to demonstrate the derived theory and the algorithm.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제1권2호
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• pp.43-49
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• 2000

The Global Positioning System (GPS) is becoming more attractive navigation means for LEO (Low Earth Orbit) spacecraft due to the data accuracy and convenience for utilization. The anomalies such as serious variations of Dilution-Of-Precision (DOP), loss of infrequent 3-dimensional position fix, and deterioration of instantaneous accuracy of position and velocity data could be observed, which have not been appeared during the ground testing. It may cause lots of difficulty for the processing of the orbit control algorithm using the GPS data. In this paper, the characteristics of the GPS data were analyzed according to the configuration of GPS receiver such as position fix algorithm and mask angle using GPS navigation data obtained from the first Korea Multi-Purpose Satellite (KOMPSAT). The problem in orbit tracking using GPS data, including the infrequent deterioration of the accuracy, and an efficient algorithm for its countermeasures has also been introduced. The reliability and efficiency of the modified algorithm were verified by analyzing the effect of the results between algorithm simulation using KOMPSAT flight data and ground simulator.

• 한국통신학회논문지
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• 제25권5A호
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• pp.641-650
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• 2000

톤 방식을 사용하는 저궤도 위성 거리 측정에서 링크 잡음과 도플러 영향을 분석하고, 다목적 실용위성과 거리측정 시스템에 적합한 거리 측정 검출부의 운용 잡음 대역폭을 제안하였다. 저궤도 위성의 운동 특성을 통한 궤도 파라미터별 영향과 거리 측정 신호의 신호대 잡음 스펙트럼 밀도를 구하여 잡음과 도플러의 영향을 분석하였다. 위성 링크 잡음의 영향은 거리 신호 검출부 PLL 대역폭이 낮을수록 작으나, 도플러에 의한 영향은 PLL 대역폭이 클수록 작아진다. 다목적 실용위성의 거리 측정 시스템에서 적용하여 측정한 결과와 위성 궤도 특성을 모델링하여 모의 실험한 거리 측정 시스템의 분석 결과를 통하여 저궤도 위성의 거리 측정에 대한 도플러와 잡음의 영향 분석에 대한 타당성을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제10권2호
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• pp.65-73
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• 2011

위성의 발사 후 정지궤도위성을 운용궤도에 진입시키기 위해서는 전이궤도 원지점 (Apogee)에서 위성에 장착된 액체원지점엔진을 발사하여 근지점(Perigee) 고도를 정지궤도 고도에 이르도록 높여준다. 이 과정에서 궤도결정 결과를 피드백하여 정밀하게 궤도조정을 수행하고 종료 후 원하는 경도에 안착시키기 위해 상황에 따라 엔진발사를 3회에서 4회로 나누어 수행하게 된다. 본 논문에서는 먼저 임펄스 형태의 기동을 가정하여 각 액체원지점 엔진 발사시점과 ${\Delta}V$ 벡터를 결정하기 위한 알고리즘을 수립하였고, 추가적으로 연속점화에 따른 오차를 보정하기 위한 기법을 제안하였다. 또한 시뮬레이션을 통하여 제안된 기법의 타당성을 분석하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제8권2호
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• pp.155-162
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• 2004

Recently, significant interest is shown to creation rather inexpensive global systems communications on base of Low-Earth-Orbit Satellite Networks (LEOSN). One of problems of design and creation LEOSN is development of the stream control methods and estimation it's efficiency in such networks. The given problem is complicated, that the topology of the satellite networks varies in time. It essentially hinders the analytical decision of the given problem. An effective way of overcoming of these difficulties is simulation modeling. For realization of research experiments on learning the information streams routing algorithms in LEOSN a special program complex SANET was developed. In the given paper principles of development of LEOSN simulation models and architecture of the manager by the process of a simulation modeling of the unit are considered. Methods of promotion of modeling time and architecture of a simulator complex offered in the article allow to boost essentially efficiency of simulation analysis and to ensure simulation modeling of the satellite networks consisting of several hundreds space vehicles.