• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
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• pp.24.4-24.4
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• 2011

Frozen orbit concept is very useful in designing particular mission orbits including the Sun-synchronous and minimum altitude variation orbits. In this work, variety of frozen and Sun-synchronous orbit conditions around the Moon is investigated and analyzed. The first two zonal harmonics of the Moon, J2 and J3, are considered to determine mean orbital elements to be a frozen orbit. To check the long-term behavior of a frozen orbit, formerly developed YonSei Precise Lunar Orbit Propagator (YSPLOP) is used. First, frozen orbit solutions without conditions to be the Sun-synchronous orbit is investigated. Various mean semi-major axes having between ranges from 1,788 km to 1,938 km with inclinations from 30 deg to 150 deg are considered. It is found that a polar orbit (90 deg of inclination) having 100 km of altitude requires the orbital eccentricity of about 0.01975 for a frozen orbit. Also, mean apolune and perilune altitudes for this case is about 136.301 km and 63.694 km, respectively. Second, frozen orbit solutions with additional condition to be the Sun-synchronous orbit is investigated. It is discovered that orbital inclinations are increased from 138.223 deg to 171.553 deg when mean altitude ranged from 50 km to 200 km. For the most usual mission altitude at the Moon (100 km), the Sun-synchronous orbit condition is satisfied with the eccentricity of 0.01124 and 145.235 deg of inclination. For this case, mean apolune and perilune altitudes are found to be about 120.677 km and 79.323 km, respectively. The results analyzed in this work could be useful to design a preliminary mapping orbit as well as to estimate basic on-board payloads' system requirements, for a future Korea's lunar orbiter mission. Other detailed perturbative effects should be considered in the further study, to analyze more accurate frozen orbit conditions at the Moon.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권10호
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• pp.40-50
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• 2003

저고도, 태양동기궤도인 아리랑 1호의 최초 임무운영 목표였던 3년 동안 관측된 궤도 변화를 분석하였다. 초기운영기간 동안 최적화된 궤도를 획득하기 위해 총 4회의 궤도조정이 있었으며, 총 8회의 안전모드가 발생하였다. 예상치 않은 안전모드 발생과 임무기간 동안 최고조에 달했던 태양활동이 궤도변화에 미치는 영향을 분석하였고, 초기 궤도조정 완료 직후 임무운영 기간에 대해 예측되었던 장기 궤도예측 결과와 궤도결정을 통해 실측된 궤도와의 차이를 분석하였다. 최적화된 궤도에서부터 운영된 3년의 임무기간 동안 고도를 제외한 나머지 궤도요소들은 설계된 임무궤도 범위 내에서 변화하였고, 태양동기궤도 특성을 유지하였음을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제12권2호
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• pp.244-255
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• 1995

위성의 미션은 적합한 궤도가 선태기될 때 적절히 수행될 수 있다. 지구를 관측하는 원격탐사 위성의 경우, 관측의 특성에 따라 최적의 태양고도각을 유지해야 하므로 태양동주기 궤도가 적합하다. 지구의 비대칭 중력포텐셜로 인한 영년섭동력을 이차항까지 전개하고 영년섭동력에 의한 승교점의 변화로부터 태양동주기 궤도를 유지하기 위한 제한조건을 유도하였다. 또한, 태양동주기 궤도의 고도와 궤도기울기를 계산하기 위한 알고리즘을 제시하고, 이 방법을 이용하여 미국의 ERTS 위성과 인도의 IRS 위성 등 네 개의 원격탐사 위성의 고도와 궤도기울기를 계산해 보았다. 이 위성의 궤도요소로부터 궤도를 쳬측하여 얻은 지상궤적을 통해 계산된 결과를 검증하였다.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제23권2호
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• pp.125-138
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• 2020

One of the most important steps to consider in utilizing micro-satellites for surveillance or reconnaissance operations is the design of the satellite constellation. The Walker-Delta constellation which is commonly used in designing satellite constellations is not ideal for this operation in which military satellites are required to monitor specific regions continuously in a stable manner. This study aims to discuss the methodology for designing a satellite constellation that is capable of monitoring the fixed region at the fixed time each day by using the Sun synchronous Orbit. The BB(Beach Ball) constellation that we propose outperforms the Walker-Delta constellation in terms of robustness and it holds the merit of being simple in its design, thereby making future expansions more convenient. We expect the BB constellation will have a high applicability as the operational concept of military surveillance satellites is established in the near future.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제23권2호
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• pp.127-134
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• 2006

지구대기에 의해서 태양동기위성의 고도가 감소될 때 초기 궤도경사각에 따른 승교점 통과시각의 변화를 분석하였다. 이를 위해 고도 500km인 위성에 대해서 3년간 궤도예측 연구를 수행하였으며 초기 승교점 통과시각은 06시, 09시, 12시, 15시, 그리고 18시로 하였다. 위성의 고도 감소와 초기 승교점 통과시각에 따라서 각각 다른 궤도경사각의 변화를 얻을 수 있었으며 승교점 통과시각 역시 달라짐을 알 수 있었다. 이를 이용하면 궤도조정을 위한 추력기가 탑재되지 않은 태양동기위성에 있어서 임무기간 동안 승교점 통과시각의 변화를 최소로 하는 초기 궤도요소를 산출할 수 있다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권9호
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• pp.752-759
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• 2012

본 논문에서는 태양동기성 유지 및 지상궤적 반복이 요구되는 위성의 궤도 설계 방법에 대한 연구를 수행하였다. 특히, 위성 궤도 해석 및 공학 문제에서 빈번하게 사용되는 상용소프트웨어 (STK, MATLAB)를 활용한 "비선형 시뮬레이션 기반 수치 최적화" 기법을 제안하고자 한다. 설계 과정에서 위성에 미치는 다양한 교란력을 고려함으로써, 태양 동기성과 지상궤적 반복과 같은 임무 요구 사항을 더 정확하게 만족할 뿐만 아니라, 위성 지방시 변화 최소화, 특정 지상국과 접촉 시간 최대화와 같이 실제 위성 운용시 현실적으로 요구되는 사항을 설계에 반영할 수 있다. 저궤도 태양동기궤도 위성을 대상으로 설계 예제를 제시하였고, 본 연구의 타당성을 검증하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1999년도 제14차 학술회의논문집
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• pp.29-32
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• 1999

Korea Multi-Purpose SATellite(KOMPSAT) is scheduled to be launched by TAURUS launch vehicle in November, 1999. Tracking, Telemetry and Command(TT&C) operation and the flight dynamics support should be performed for the successful Launch and Early Orbit Phase(LEOP) operation. After the first contact of the KOMPSAT spacecraft, initial orbit determination using ground based tracking data should be performed for the acquisition of the orbit. Although the KOMPSAT is planned to be directly inserted into the Sun- synchronous orbit of 685 km altitude, the orbit maneuvers are required fur the correction of the launch vehicle dispersion. Flight dynamics support such as orbit determination and maneuver planning will be performed by using KOMPSAT Mission Analysis and Planning Subsystem(MAPS) in KOMPSAT Mission Control Element(MCE). The KOMPSAT MAPS have been jointly developed by Electronics and Telecommunications Research Institute(ETRI) and Hyundai Space & Aircraft Company(HYSA). The KOMPSAT MCE was installed in Korea Aerospace Research Institute(KARI) site for the KOMPSAT operation. In this paper, the orbit determination and maneuver planning are introduced and simulated for the KOMPSAT spacecraft in LEOP operation. Initial orbit determination using short arc tracking data and definitive orbit determination using multiple passes tracking data are performed. Orbit maneuvers for the altitude correction and inclination correction are planned for achieving the final mission orbit of the KOMPSAT.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권1호
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• pp.24-24
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• 2003

No Abstract, See Full Text

• 한국항공우주학회지
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• 제43권2호
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• pp.141-148
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• 2015

본 논문에서는 각각 독립적으로 설계된 태양동기궤도 위성에 위성군 개념을 적용하여 다중 위성의 효율적인 운영에 대한 방법론을 제시한다. 이를 위해 태양동기궤도 설계 관점을 단순히 지방시나 태양동기성을 유지하는 것에 국한하지 않고, 지상국과 영상목표물의 교신 및 관측시간등을 고려하여 위성운영의 효율성을 높이고자 한다. 위성의 효율적인 운영을 위해 위성과 단일 목표물을 고려한 새로운 운영요소(Operation Parameter)를 정의하고, 이를 이용하여 위성의 운영효율성을 판단할 수 있는 운영효율성 지표(Figure of Merit)를 정의한다. 상용 소프트웨어인 MATLAB과 STK의 연동을 통해 비선형 시뮬레이션 기반의 수치최적화 기법을 적용하여 사용자의 요구사항을 만족하는 임무궤도를 재설계함으로써 본 연구의 적용가능성을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제17권2호
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• pp.309-316
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• 2000

KOMPSAT-2 will carry MSC(Multi-Spectral Camera) which provides 1m resolution panchromatic and 4m resolution multi-spectral images at the altitude of 685km sun-synchronous mission orbit. The mission operation of KOMSPAT-2 is to provide the earth observation using MSC with nadir pointing. KOMPSAT-2 will also have the capability of roll/pitch tilt maneuver using reaction wheel of satellite as required. In order to protect MSC from thermal distortion as well as direct sunlight, MSC shall be operated within the constraint of sun incidence angle. It is expected that the sunlight will not violate the constraint of sun incidence angle for normal mission operations without roll/pitch maneuver. However, during roll/pitch tilt operations, optical module of MSC may be damaged by the sunlight. This study analyzed sun incidence angle of payload using KOMPSAT-2 AOCS (Attitude and Orbit Control Subsystem) Design and Performance Analysis Soft ware for KOMPSAT-2 normal mission operations.