• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제8권2호
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• pp.74-79
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• 2013

저궤도 기상위성 탑재체 개발을 위한 요구 사항 (안)을 도출하기 위하여 국외 저궤도 기상위성 탑재체 개발 현황과 저궤도 기상위성 탑재체 사용자 요구사항 설문조사 및 분석을 수행하였다. 본 본문에서는 저궤도 기상위성 탑재체 주요 성능 요구 사항인 주파수 요구 사항, 복사 측정 요구 사항, 공간 요구 사항, 안테나 효율 등의 기술적 요구사항과 저궤도 기상위성 사용자 요구사항을 기반으로 저궤도 기상위성 탑재체 주요 성능 요구 규격을 제시하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제7권1호
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• pp.116-121
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• 2012

저궤도 기상위성 개발을 위한 기술기준을 도출하기 위하여 이론적으로 접근, 적외선 및 마이크로파 탑재체 센서의 특성 분석하였다. 또한, 저궤도 기상위성 탑재체 개발과 관련하여 현존하는 국외 저궤도 기상위성에 탑재된 마이크로파센서들의 채널요구사항 및 위성체 접속 요구사항을 분석하였다. 본 논문에서는 저궤도 기상위성시스템의 접속 요구사항으로 다목적위성 버스와 소형위성 플렛폼인 CAS 500, 그리고 위성관제시스템의 핵심 서브시스템 및 주요 기능 요구사항을 제시 하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제23권3호
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• pp.259-268
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• 2006

우주 공간에서 GPS 수신기의 사용은 지구저궤도에서 일반화가 되었다. 최근 대부분의 위성은 위성 위치를 찾기 위한 항법 해로써 GPS 수신기를 사용한다. 그러나, GPS 수신기로부터 직접 획득한 항법 해의 정확도는 지도 제작과 같은 위성 활용에서 충분하지가 않다. 정밀궤도결정과 같은 후처리 개념이 위성 위치 정확도를 향상시키기 위해서 위성 자료 처리에 최근 적용되고 있다. 정밀궤도결정은 GPS 수신기의 항법 해가 아닌 원시 측정 자료를 사용한다. 원시 측정 자료의 성능은 GPS 수신기의 원시 측정 자료 정확도 및 추적 루프 알고리듬에 의해서 결정된다. 이 논문에서는 원시 측정 자료의 성능을 평가할 수 있는 기법을 제안하였다. GPS 수신기의 항법 해와 정밀궤도결정의 항법 해를 얻기 위한 지구저궤도위성의 시험 환경 및 절차를 기술하였다. 추가로, GPS수신기의 항법 해, 원시 측정 자료, 정밀궤도결정의 항법 해에 대한 정확도를 분석하였다. 제안된 기법은 일반적인 저궤도 위성에 적용 가능하다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.159-166
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• 1999

As the spatial resolution of remote sensing satellites becomes higher, very accurate determination of the position of a LEO (Low Earth Orbit) satellite is demanding more than ever. Non-symmetric Earth gravity is the major perturbation force to LEO satellites. Since the orbit propagation is performed in the celestial frame while Earth gravity is defined in the terrestrial frame, it is required to convert the coordinates of the satellite from one to the other accurately. Unless the coordinate conversion between the two frames is performed accurately the orbit propagation calculates incorrect Earth gravitational force at a specific time instant, and hence, causes errors in orbit prediction. The coordinate conversion between the two frames involves precession, nutation, Earth rotation and polar motion. Among these factors, unpredictability and uncertainty of Earth rotation, called UTI-UTC, is the largest error source. In this paper, the effect of UTI-UTC on the accuracy of the LEO propagation is introduced, tested and analzed. Considering the maximum unpredictability of UTI-UTC, 0.9 seconds, the meaningful order of non-spherical Earth harmonic functions is derived.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권1호
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• pp.221-228
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• 1998

유한 전력 추력 기를 사용하는 저 궤도의 우주 비행 체가 다른 저 궤도의 우주 비행 체와 랑데부할 때 공기저항의 영향을 연구하였다. 공기의 밀도는 지수 함수적으로 감소한다고 가정하였고 능동 비행 체의 주차 궤도는 6655.935km의 반경을 갖는 윈 궤도, 수동 비행 체의 궤도는 7321.529km의 윈 궤도로 가정하였다. 능동 비행 체의 궤적, 소모된 연료의 양, 추력 가속도의 크기를 비교한 결과, 저 궤도의 우주비행 체간의 랑데뷰 시 연료의 최적화 문제에 공기저항이 무시할 수 없는 영향을 미친다는 결론을 내릴 수 있었다. 그리고 능동 비행 체가 $360^{\circ}$이상의 각으로 회전하는 경우일 때 공기저항의 효과가 더 크게 나타난다는 결론을 얻었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.28.2-28.2
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• 2008

Recently, star sensors have been successfully used as main attitude sensors for attitude control in many satellites. This research presents the star visibility analysis for star trackers and the goal of this analysis is to make sure that the star tracker implementation is suitable to the mission profile and scenario and satisfies the requirement of attitude orbit control system. As a main optical attitude sensor imaging stars, accomodations of a star tracker should be optimized in order to improve the probability of the usage by avoiding the blinding (the unavailability) by the Sun and the Earth. For the analysis, a statistical approach and a time simulation approach are used. The statistical approach is based on the generation of numerous cases, to derive relevant statistics about Earth and Sun proximity probabilites for different lines of sight. The time simulation approach is performed for one orbit to check the statistical result and to refine the statistical result and accomodations of star trackers. In order to perform simulations first of all, an orbit and specific mission profiles of a satellite are set, next the earth proximity probability and the sun proximity probability are calculated by considering the attitude maneuvers and the geometry of the orbit, and then finally the unavailability positions are estimated. As a result, the optimized accomodations of two star trackers are suggested for the low earth orbit satellite.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제6권1호
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• pp.61-70
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• 2005

The currently developed propulsion system(PS) is composed of propellant tank, valves, thrusters, interconnecting line assembly and thermal hardwares to prevent propellant freezing in the space environment. Comprehensive engineering analyses in the structure, thermal, flow and plume fields are performed to evaluate main design parameters and to verify their suitabilities concurrently at the design phase. The integrated PS has undergone a series of acceptance tests to verify workmanship, performance, and functionality prior to spacecraft level integration. After all the processes of assembly, integration and test are completed, the PS is integrated with the satellite bus system successfully. At present, the severe environmental tests have been carried out to evaluate functionality performances of satellite bus system. This paper summarizes an overall development process of monopropellant propulsion system for the attitude and orbit control of LEO(Low Earth Orbit) observation satellite from the design engineering up to the integration and test.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제20권1호
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• pp.1-10
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• 2003

A precise kinematic orbit determination (P-KOD) procedure for Low Earth Orbiter(LEO) using the GPS ion-free triple differenced carrier phases is presented. Because the triple differenced observables provide only relative information, the first epoch's positions of the orbit should be held fixed. Then, both forward and backward filtering was executed to mitigate the effect of biases of the first epoch's position. p-KOD utilizes the precise GPS orbits and ground stations data from International GPS Service (IGS) so that the only unknown parameters to be solved are positions of the satellite at each epoch. Currently, the 3-D accuracy off-KOD applied to CHAMP (CHAllenging Min-isatellite Payload) shows better than 35 cm compared to the published rapid scientific orbit (RSO) solution from GFZ (GeoForschungsZentrum Potsdam). The data screening for cycle slips is a particularly challenging procedure for LEO, which moves very fast in the middle of the ionospheric layer. It was found that data screening using SNR (signal to noise ratio) generates best results based on the residual analysis using RSO. It is expected that much better accuracy are achievable with refined prescreening procedure and optimized geometry of the satellites and ground stations.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.205-212
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• 2006

고도 800km 이내의 저궤도 위성에 가장 큰 영향을 주는 요소는 지구 대기 항력이다. 지구 저궤도의 대기 밀도는 해수면의 대기 밀도에 비하여 매우 낮지만 항력에 의한 영향이 매 주기 마다 누적되면서 근지점에서 속도가 점진적으로 줄어든다. 근지점에서의 속도 감소는 곧바로 원지점의 고도 감소를 가져오게 되고 이심률이 작아지면서 최종적으로 원궤도로 바뀌게 된다. 본 논문에서는 이러한 대기 항력 및 수명 계산 방법에 대하여 기술하였다. 또한 항력의 크기를 결정하는 대기 밀도에 관해서 알아보고 KSLV-I에 사용될 킥모터와 위성의 수명을 Satellite Tool Kit 프로그램으로 계산하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2004년도 ICCAS
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• pp.454-459
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• 2004

This paper considers the problem of satellite's orbit control and a solution based in Linear Matrix Inequalities (LMI) is proposed for the case of Low Earth Orbiters (LEO). In particular, the modelling procedure and the algorithm for control law synthesis are tested using as study case the European Gravity Field and Ocean Circulation Explorer satellite (GOCE), to be launched by the European Space Agency (ESA) in the year 2006. The scientific objective of this space mission is the recovering of the Earth gravity field with high accuracy (less than 10${\mu}m$/${\mu}m$) and spatial resolution (better than 100km). In order to meet these scientific requirements, the orbit control must guarantee stringent specifications in terms of environmental disturbances attenuation (atmospheric drag forces) even in presence of high levels of model uncertainty.