• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.61-67
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• 2009

본 논문은 정지궤도위성에 탑재 가능한 저 계산량의 궤도데이터 생성 알고리즘을 제안하고 있다. 제안하는 알고리즘의 기본적인 개념은 지상에서 생성된 기준궤도에 대한 변위 정보를 48시간에 대하여 30분 간격으로 생성한 다음, 위성에 업로드 한다. 위성에서는 업로드된 변위정보를 테이블 형태로 저장하고, 원하는 시간에 근접한 세 개의 데이터 셋을 취한 다음 이차함수 보간법 적용하여 원하는 시간에 대한 변위정보를 계산한다. 생성된 변위 정보는 다시 기준궤도에 더해져 최종적인 궤도성분을 복구하도록 한다. 여기서 기준궤도는 이심율과 궤도 경사각이 0인 이상적인 정지궤도를 의미한다. 본 알고리즘을 이용할 경우 1Hz이상의 속도로 궤도정보를 생성하여 요구하는 탑재체에 공급 할 수 있는 장점이 있다. 본 알고리즘은 48시간에 대한 궤도 변위 정보를 저장하기 위하여 3킬로바이트 이내의 추가적인 메모리를 요구한다. 이러한 수치는 정지궤도위성에서 충분히 지원 가능한 수치로 판단된다.

• 한국항행학회논문지
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• 제23권6호
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• pp.535-541
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• 2019

이 논문에서는 한국형 GPS 정밀궤도 결정 기술 개발을 위한 기반 연구로써 항법위성의 기준궤도 추정을 위한 스크립트를 개발하고 성능을 분석하였다. 이를 위해 JPL Flinn AC의 자료처리 전략을 적용하였으며, GIPSY-OASIS를 이용하여 리눅스기반 스크립트를 개발하였다. 추정된 기준궤도의 정확도 분석을 위해 국제 데이터센터에서 제공되고 있는 정밀궤도력과 비교하였다. 그 결과 추정된 기준궤도와 정밀궤도력 간 위성좌표가 거의 동일한 경향을 보였으며, 분석 시작 및 종료 시점에서 일부 위성의 오차가 비교적 큰 것으로 나타났으나 대부분의 위성이 ±2 cm 범위에서 수렴하는 것으로 나타났다. 두 궤도력 간 평균오차는 모든 방향으로 1 cm 이하로 나타났으며, 표준편차 역시 1 cm 수준으로 나타나 기준궤도 추정성능이 우수한 것을 알 수 있었다.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2006년도 International Symposium on GPS/GNSS Vol.2
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• pp.251-254
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• 2006

A precise real-time method of using the IGS ultra rapid products (IGU) and the GPS broadcast ephemeris to calculate the VRS orbit corrections was presented here which was suited for GPS/VRS reference station network based positioning. Test data acquired from both the SGRSN (Sichuan GPS Reference Station Network) and SCIGN (Southern California integrated GPS network) were used to evaluate the performance of the modeling techniques. The new method was proven to be more precise and reliable compared with the existing conventional network-based orbit error interpolation method. It was shown that 0.004ppm relative accuracy was reached, namely the influence from the orbit bias for the RTK positioning within 100km area can be of sub-millimeter level.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권4호
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• pp.310-317
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• 2017

오늘날 다양한 나라에서 위성항법시스템을 운용, 개발하고 있다. 또한 GNSS의 성능향상을 위해 정지궤도위성을 이용하는 SBAS가 운용 중에 있다. 가장 대표적으로 사용되는 SBAS는 미국에서 개발한 GPS의 WAAS이다. SBAS에서는 사용자에게 정확성, 가용성, 연속성, 무결성을 보장하기 위해 다양한 알고리즘이 사용되고 있다. 이 중 위성에 대한 무결성을 보장하기 위한 알고리즘이 있다. 이 알고리즘은 위성오차를 추정하고 보정정보를 생성하여 사용자에게 제공한다. 여기서 위성궤도오차를 3차원으로 추정하게 된다. 이렇게 위성궤도오차를 3차원으로 추정하기 위해서는 기준국 배치가 중요하게 된다. 기준국의 배치가 넓을수록 시선각 벡터가 넓게 분포되어 추정 정확도가 향상될 수 있다. 여기서 대표적 SBAS 운영국인 미국과 한국의 지역적 특성으로 인한 분석을 수행하고자 한다. 한국은 미국에 비해 매우 협소한 지리적 특성을 가지고 있다. 따라서 3차원 위성궤도오차 추정 기법을 그대로 사용하기 어렵다. 본 논문에서는 협역지역에서 위성궤도오차를 3차원으로 추정하는 것이 아닌 스칼라로 값으로 사용하는 방식을 제안한다. 제안하는 기법은 기준국(Reference)과 위성간의 시선각 (LOS, Line-Of-Sight) 벡터에 궤도오차를 투영한 스칼라 값을 이용하는 것이다. 이 방식을 이용하여 정상상태, 고장상태의 한국과 미국지역에서 기저선 거리에 따른 오차 변화를 확인하도록 한다. 이 오차변화 차이를 비교하여 제안하는 기법의 사용 가능성을 제시한다.

• Journal of Positioning, Navigation, and Timing
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• 제8권4호
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• pp.215-223
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• 2019

This paper analyzes navigation performances of the Korean Positioning System (KPS) constellation with respect to the orbit parameters which fulfills the specification requirements. Specifically, the satellite configuration and navigation requirements of KPS are explained, and the daily mean horizontal dilution of precision (HDOP) and satellite visibility on KPS coverage are analyzed to confirm the adequate orbit parameters. However, due to orbital slot saturation, geostationary-orbit (GEO) satellites may not be allocated in the original orbit as specified in the KPS requirements. Therefore, in a spanned window of 4 degrees from the reference longitude the navigation performance of each GEO satellite orbit is investigated.

• 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.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권2호
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• pp.57-62
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• 2015

The satellite orbit is continuously changing due to space environment. Especially for low earth orbit, atmospheric drag plays an important role in the orbit altitude decay. Recently, solar activities are expected to be high, and relevant events are occurring frequently. In this paper, analysis on the impact of geomagnetic storm on LEO satellite orbit is presented. For this, real flight data of KOMPSAT-2, KOMPSAT-3, and KOMPSAT-5 are analyzed by using the daily decay rate of mean altitude is calculated from the orbit determination. In addition, the relationship between the solar flux and geomagnetic index, which are the metrics for solar activities, is statistically analyzed with respect to the altitude decay. The accuracy of orbit prediction with both the fixed drag coefficient and estimated one is examined with the precise orbit data as a reference. The main results shows that the improved accuracy can be achieved in case of using estimated drag coefficient.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
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• pp.25.4-25.4
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• 2011

Various estimation methods based on Kalman filter have been applied to the real-time satellite orbit determination. The most popular method is the Extended Kalman Filter (EKF) and the Unscented Kalman Filter (UKF). The EKF is easy to implement and to use on orbit determination problem. However, the linearization process of the EKF can cause unstable solutions if the problem has the inaccurate reference orbit, sparse or insufficient observations. In this case, the UKF can be a good alternative because it does not contain linearization process. However, because both methods are based on Gaussian assumption, performance of estimation can become worse when the distribution of state parameters and process/measurement noise are non-Gaussian. In nonlinear/non-Gaussian problems the particle filter which is based on sequential Monte Carlo methods can guarantee more exact estimation results. This study develops and tests the particle filter for satellite orbit determination. The particle filter can be more effective methods for satellite orbit determination in nonlinear/non-Gaussian environment.

• ETRI Journal
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• 제33권4호
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• pp.487-496
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• 2011

Korea Multi-Purpose Satellite-5 (KOMPSAT-5) is the first satellite in Korea that provides 1 m resolution synthetic aperture radar (SAR) images. Precise orbit determination (POD) using a dual-frequency IGOR receiver data is performed to conduct high-resolution SAR images. We suggest orbit determination strategies based on a differential GPS technique. Double-differenced phase observations are sampled every 30 seconds. A dynamic model approach using an estimation of general empirical acceleration every 6 minutes through a batch least-squares estimator is applied. The orbit accuracy is validated using real data from GRACE and KOMPSAT-2 as well as simulated KOMPSAT-5 data. The POD results using GRACE satellite are adjusted through satellite laser ranging data and compared with publicly available reference orbit data. Operational orbit determination satisfies 5 m root sum square (RSS) in one sigma, and POD meets the orbit accuracy requirements of less than 20 cm and 0.003 cm/s RSS in position and velocity, respectively.

• 한국측량학회지
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• 제35권1호
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• pp.55-62
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• 2017

The SRP (Solar Radiation Pressure) model has always been an issue in the dynamic GPS (Global Positioning System) orbit determination. The widely used CODE (Center for Orbit Determination in Europe) model and its variants have nine parameters to estimate the solar radiation pressure from the Sun and to absorb the remaining forces. However, these parameters show a very high correlation with each other and, therefore, only several of them are estimated at most of the IGS (International GNSS Service) analysis centers. In this study, we attempted to numerically verify the correlation between the parameters. For this purpose, a bi-directional, multi-step numerical integrator was developed. The correlation between the SRP parameters was analyzed in terms of post-fit residuals of the orbit. The integrated orbit was fitted to the IGS final orbit as external observations. On top of the parametric analysis of the SRP parameters, we also verified the capabilities of orbit prediction at later time epochs. As a secondary criterion for orbit quality, the positional discontinuity of the daily arcs was also analyzed. The resulting post-fit RMSE (Root-Mean-Squared Error) shows a level of 4.8 mm on average and there is no significant difference between block types. Since the once-per-revolution parameters in the Y-axis are highly correlated with those in the B-axis, the periodic terms in the D- and Y-axis are constrained to zero in order to resolve the correlations. The 6-hr predicted orbit based on the previous day yields about 3 cm or less compared to the IGS final orbit for a week, and reaches up to 6 cm for 24 hours (except for one day). The mean positional discontinuity at the boundary of two 1-day arcs is on the level of 1.4 cm for all non-eclipsing satellites. The developed orbit integrator shows a high performance in statistics of RMSE and positional discontinuity, as well as the separations of the dynamic parameters. In further research, additional verification of the reference frame for the estimated orbit using SLR is necessary to confirm the consistency of the orbit frames.