• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제37권4호
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• pp.237-247
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• 2020

The ground tracking support is a critical factor for the navigation performance of spacecraft orbiting around the Moon. Because of the tracking limit of antennas, only a small number of facilities can support lunar missions. Therefore, case studies for various ground tracking support conditions are needed for lunar missions on the stage of preliminary mission analysis. This study analyzes the ground supporting condition effect on orbit determination (OD) of Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) in the lunar orbit. For the assumption of ground support conditions, daily tracking frequency, cut-off angle for low elevation, tracking measurement accuracy, and tracking failure situations were considered. Two antennas of deep space network (DSN) and Korea Deep Space Antenna (KDSA) are utilized for various tracking conditions configuration. For the investigation of the daily tracking frequency effect, three cases (full support, DSN 4 pass/day and KDSA 4 pass/day, and DSN 2 pass/day and KDSA 2 pass/day) are prepared. For the elevation cut-off angle effect, two situations, which are 5 deg and 10 deg, are assumed. Three cases (0%, 30%, and 50% of degradation) were considered for the tracking measurement accuracy effect. Three cases such as no missing, 1-day KDSA missing, and 2-day KDSA missing are assumed for tracking failure effect. For OD, a sequential estimation algorithm was used, and for the OD performance evaluation, position uncertainty, position differences between true and estimated orbits, and orbit overlap precision according to various ground supporting conditions were investigated. Orbit prediction accuracy variations due to ground tracking conditions were also demonstrated. This study provides a guideline for selecting ground tracking support levels and preparing a backup plan for the KPLO lunar mission phase.

• ETRI Journal
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• 제30권6호
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• pp.774-782
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• 2008

An operational orbit determination (OD) and prediction system for the geostationary Communication, Ocean, and Meteorological Satellite (COMS) mission requires accurate satellite positioning knowledge to accomplish image navigation registration on the ground. Ranging and tracking data from a single ground station is used for COMS OD in normal operation. However, the orbital longitude of the COMS is so close to that of satellite tracking sites that geometric singularity affects observability. A method to solve the azimuth bias of a single station in singularity is to periodically apply an estimated azimuth bias using the ranging and tracking data of two stations. Velocity increments of a wheel off-loading maneuver which is performed twice a day are fixed by planned values without considering maneuver efficiency during OD. Using only single-station data with the correction of the azimuth bias, OD can achieve three-sigma position accuracy on the order of 1.5 km root-sum-square.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2001년도 ICCAS
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• pp.92.5-92
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• 2001

The KOMPSAT-1(Korea Multi-Purpose Satellite-1) is the first multi-purpose satellite funded by Korean government for the purpose of remote sensing and scientific data gathering in KOREA. It has successfully achieved its own mission since Dec. 21, 1999. This paper provides an overview of the KOMPSAT-1 missions and addresses the nominal mission planning and operation flow. This paper also describes the routine operational orbit determination and orbit prediction process using GPS navigation solution data. Meanwhile, some problems due to inexperience of the multiple mission operations during LEOP(Launch & Early Orbit Phase) and early normal mission were investigated. Then, resolutions that include the development of new mission planning tool are addressed. The KOMPSAT-1´s missions become more complicated rather than its Initially designed ones. In order to accomplish ...

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제32권4호
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• pp.367-377
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• 2015

Atmospheric drag force is an important source of perturbation of Low Earth Orbit (LEO) orbit satellites, and solar activity is a major factor for changes in atmospheric density. In particular, the orbital lifetime of a satellite varies with changes in solar activity, so care must be taken in predicting the remaining orbital lifetime during preparation for post-mission disposal. In this paper, the System Tool Kit (STK$^{(R)}$) Long-term Orbit Propagator is used to analyze the changes in orbital lifetime predictions with respect to solar activity. In addition, the STK$^{(R)}$ Lifetime tool is used to analyze the change in orbital lifetime with respect to solar flux data generation, which is needed for the orbital lifetime calculation, and its control on the drag coefficient control. Analysis showed that the application of the most recent solar flux file within the Lifetime tool gives a predicted trend that is closest to the actual orbit. We also examine the effect of the drag coefficient, by performing a comparative analysis between varying and constant coefficients in terms of solar activity intensities.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.46-46
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• 2003

Since its launching on 21 December 1999, the KOrea Multi-Purpose SATellite-Ⅰ (KOMPSAT-Ⅰ) has been successfully operated by the Mission Control Element (MCE), which was developed by the Electronics and Telecommunications Research Institute (ETRI). Most of the major functions of the MCE have been successfully demonstrated and verified during the three years of the mission life of the satellite. The Mission Analysis and Planning Subsystem (MAPS), which is one of the four subsystems in the MCE, played a key role in the Launch and Early Orbit Phase (LEOP) operations as well as the on-orbit mission operations. This paper presents the operational performances of the various functions in MAPS. We show the performance and analysis of orbit determinations using ground-based tracking data and GPS navigation solutions. We present four instances of the orbit maneuvers that guided the spacecraft from injection orbit into the nominal on-orbit. We include the ground-based attitude determination using telemetry data and the attitude maneuvers for imaging mission. The event prediction, mission scheduling, and command planning functions in MAPS subsequently generate the spacecraft mission operations and command plan. The fuel accounting and the realtime ground track display also support the spacecraft mission operations. We also present the orbital evolutions during the three years of the mission life of the KOMPSAT-Ⅰ.

• 대한원격탐사학회지
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• 제37권5_1호
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• pp.927-938
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• 2021

편대 비행하는 저궤도위성에는 비슷한 크기의 비중력 섭동이 일정한 시간 차이를 두고 가해진다. 이러한 시간상관관계를 이용하면 한 개 위성의 가속도계에서 측정된 가속도 값으로 다른 편대비행 저궤도위성의 비중력가속도를 추정할 수 있다. 편대비행 저궤도위성인 GRACE 및 GRACE-FO 위성에서 한 개 위성의 가속도계 데이터를 사용할 수 없는 기간이 존재하는데, 앞서 기술된 시간 이식 기법이 JPL (Jet Propulsion Laboratory)에서 공식적으로 가속도계 데이터 복원 시 사용되고 있다. 본 논문에서는 기존의 시간 이식 기법의 가속도계 추정 정확도를 개선하기 위하여 신경망 (neural network; NN) 모델 기반 편대비행 저궤도위성 가속도계 데이터 추정 방법을 제안하였다. 시간 이식 기법은 위성의 위치 및 우주환경요소 등을 반영할 수 없지만, NN 모델은 이를 모델 입력으로 사용할 수 있으므로 예측 정확도를 높일 수 있다. 1개월간 NN 모델을 사용하여 가속도계 예측 시험을 수행하고 시간 이식 기법과 예측 정확도를 비교하였다. 그 결과 along-track 및 radial 방향에서 NN모델의 가속도계 데이터의 예측 오차는 시간 이식 기법에 비해 각각 55.0%, 40.1% 감소하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제26권2호
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• pp.119-124
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• 2022

IGS (international gnss service)에서는 GNSS (global navigation satellite system) 위성의 항법메시지에 적용할 수 있는 RTS (real-time service) 궤도 및 시계 보정정보를 제공한다. 하지만, 인터넷 단절이 발생하면 RTS 값을 수신할 수 없으므로, 안정적인 PPP (precise point positioning)를 수행하기 위해 신호 단절이 발생한 경우 RTS 보정정보를 예측해서 사용해야 한다. 본 논문에서는 실시간으로 신호 단절 구간에서 LSTM (long short-term memory) 알고리듬으로 궤도 및 시계 보정정보를 예측하여 PPP를 진행하였다. 연산 처리 속도가 빠르지 않은 Raspberry Pi (RPI)에 LSTM 알고리듬을 구현하여 예측성능을 분석하였다. 다항식 예측기법과 비교하여 LSTM은 장기간 예측에서 우수한 성능을 보였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권2호
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• pp.199-210
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• 2009

다양한 위성항법시스템이 개발 중이지만 현재 측위에 사용 가능한 것은 GPS와 GLONASS 뿐이다. 이 연구에서는 GLONASS의 궤도력 중에서 방송궤도력을 이용하여, 위성의 운동을 나타내는 미분방정식을 4차 Runge-Kutta 방법으로 수치적분하여 위성궤도를 예측하고, 그 정 확도를 평가하였다. 생성한 예측지도는 정밀궤도력과 비교하여 정확도를 검증하였는데, 1일간의 예측궤도와 7일간의 예측제도의 3차원 최대오차는 각각 17.4km, 40.1km로 나타났으며, RMS 오차는 각각 14.3km, 15.7km로 나타났다. 또한 예측제도를 이용하여 산출한 가시위성의 개수와 실제관측 결과를 비교하였다. 그 결과, 관측지점의 주변 건물에 의한 영향으로 발생하는 차이를 제외하고 결과가 일치하는 것을 확인하였다.

• 한국측량학회지
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• 제27권4호
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• pp.411-420
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• 2009

GPS 측량 계획을 수립하기 위해서는 GPS 위성의 예측궤도력을 이용하여 측량자가 원하는 시간과 측점에서 측량이 가능한지 여부를 판단해야 한다. 이 연구에서는 예측궤도력을 생성하기 위한 방법으로 GPS 위성의 repeat time을 이용하였다. Repeat time은 초신속궤도력에 포함된 48시간 GPS 궤도력에서 제공하는 3차원 위성좌표의 상관관계를 분석하여 산출하였다. 그리고 계산된 repeat time을 이용하여 13차 Lagrange 보간 다항식으로 7일간 예측 궤도를 생성하였다. 그 결과, 각 위성의 X, Y, Z 성분별 최대오차의 RMS 평균은 각각 39.8km, 39.7km, 19.6km로 나타났다. 그리고 3차원 오차의 최대값은 119.5km 평균값은 48.9km로 나타났다. 또한 위성의 가시성 분석을 위해 3차원 최대 오차 값인 119.5km를 시야각 오차로 변환한 결과, 방위각과 고도각의 오차는 각각 9.7', 14.9'으로 나타났다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제11권5호
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• pp.1-5
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• 2017

본 논문은 실 궤도면 누적량 계산법을 활용한 원자산소의 저궤도위성의 태양전지판 코팅재료 침식량에 대한 예측 연구로써, 기존 프로젝트에서 활용하던 최악 경우 추정법과 상호 비교를 통해 원자산소 영향성의 차이가 있음을 확인하였으며, 이렇게 예측된 결과를 바탕으로 해외 제작사의 설계입증 자료 확인시 활용할 예정이다. 가상으로 설정한 궤도정보를 바탕으로 한 계산은 유럽우주기구(ESA)가 제공하고 있는 우주환경정보시스템을 이용하였고, 실제 궤도상에서의 태양전지판에 충돌되는 원자산소 플럭스를 계산하기 위해서 궤도 계산 소프트웨어를 활용하였다.