• 한국자기학회지
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• 제5권5호
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• pp.376-379
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• 1995

Employing the muffin-tin-orbital theory combined with pseudo-potential concepts, we have evaluated hybridization matrix elements between R and T sites in $RT_{2}$ compounds. The matrix elements are calculated with two parameters, the interatomic distance between R and T atoms from the crystal structure data, and the expectation values of the radial distances for the radial wave functions of the ground state charge densities, which are obtained from the linearized muffin-tin orbital band method within the local density approximation. It is found that the R 4f/T 3d hybridization matrix elements decrease with an increasing atomic number from R=Ce to Gd, and that they are smaller in $RNi_{2}$ than in $RCo_{2}$, which are consistent with trends observed in recent photoemission spectroscopy experiments. It is also found that the magnitudes of the hybridization matrix elements in $RFe_{2}$ are comparable to those in $RNi_{2}$.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제37권3호
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• pp.171-185
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• 2020

This paper presents a methodology for Initial Orbit Determination (IOD) based on a modification of the Laplace's geocentric method. The orbital elements for Near-Earth asteroids (1864) Daedalus, 2003 GW, 2019 JA8, a Hungaria-type asteroid (4690) Strasbourg, and the asteroids of the Main Belt (1738) Oosterhoff, (2717) Tellervo, (1568) Aisleen and (2235) Vittore were calculated. Input data observations from the Minor Planet Center MPC database and Astronomical Observatory of the Technological University of Pereira (OAUTP; MPC code W63) were used. These observations cover observation arcs of less than 22 days. The orbital errors, in terms of shape and orientation for the estimated orbits of the asteroids, were calculated. The shape error was less than 53 × 10^-3 AU, except for the asteroid 2019 JA8. On the other hand, errors in orientation were less than 0.1 rad, except for (4690) Strasbourg. Additionally, we estimated ephemerides for all bodies for up to two months. When compared with actual ephemerides, the errors found allowed us to conclude that these bodies can be recovered in a field of vision of 95' × 72' (OAUTP field). This shows that Laplace's method, though simple, may still be useful in the IOD study, especially for observatories that initiate programs of minor bodies observation.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권4호
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• pp.16-22
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• 2015

Korea Aerospace Research Institute(here after KARI) has a plan to launch experimental lunar orbiter in 2018, and lunar orbiter and lander in 2020. There are several ways to go to the moon. Which one is direct transfer trajectory and another one is phasing loop transfer trajectory and the other one is WSB trajectory. Regardless of the transfer trajectories, LOI maneuver is the most important maneuver of all mission sequences because if this burn is failed, it is too difficult to get into the lunar orbit in the future. This paper describes first LOI target value of foreign lunar orbiters and analyzes orbital variations of experimental lunar orbiter according to various target values. By analyzing the variation of orbiter parameter after first LOI, proper orbital period for LOI target value are recommended to meet the inclination, apoapsis and periapsis altitude constraints.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.242-250
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• 1997

W UMa형 접촉쌍성 AB And의 BVR CCD 측광 관측을 1994년 9월부터 1996년 10까지 4일간 수행하여 4개의 새로운 극심 시간을 결정하였다. 이 극심 시각과 이제까지 발표된 모든 극심 시각을 분석하여 AB And의 주기변화의 양상을 연구하였다. AB And의 주기변화를 sine 함수와 같이 규칙적으로 변한다고 가정하여, 관측된 극심 시간을 가장 잘 맞추는 광도 요소를 구하였다. 이 광도요소의 sine 항으로부터 계산된 AB And의 공전주기 변화는 약 0.059일의 진폭으로 약 92년 주기로 규칙적으로 변화하고 있다. 그러나 가장 최근에 관측된 이 연구의 극심 시각들은 이 광도요소에서 예측한 극심 시각들보다 다소 크게 나타나고 있다. 따라서, 우리는 AB An의 공전주기가 sine 함수 외에도 포물선 형태로 변한다고 가정하고 관측된 극심 시각을 가장 잘 맞추는 광도요소를 구하였다. 이 광도요소의 이차항으로 계산된 AB And의 공전주기는 100년에 약 0.73초만큼 영 년 증가하는 동시에, sine 항으로부터 약 62.9년 주기와 0.024일의 진폭으로 규칙적으로 변화한다는 것을 알 수 있었다. 따라서 향후 10년 이내에는 AB And의 공전주기는 sine 항만을 고려하면 주기 감소를 해야하고, 이차항까지 고려하면, 주기 증가가 예측되므로, AB And의 주기변화에 대한 명확한 해답을 위해서 지속적인 관측이 요구된다.

• 대한원격탐사학회지
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• 제15권2호
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• pp.119-130
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• 1999

현재 전 세계적으로 많은 위성관제 및 위성영상데이터 수신처리 지상국에서 저궤도 위성의 추적 및 위성과의 통신을 위하여 NORAD 궤도데이터를 사용하고 있다. 공신력있는 북미우주방위사령부(NORAD)에서는 거의 매일 주기로 수천개의 지구 주회 물체를 관측하여 그 궤도데이터를 인터넷을 통해 전 세계로 공개하고 있으며, 이 데이터를 사용한 위성 궤도 예측은 지상국에서 위성과 통신하기에 충분한 추적정확도를 제공한다. 하지만 고해상도 지구관측 위성의 임무수행을 위해서는 위성의 위치결정 정확도의 중요성 때문에 평균 궤도정보인 NORAD 데이터를 사용하는 대신 자체 위성 관측 및 추적시스템을 운영한다. 우리별 3호의 지상국인 경우 자체 위성 추적시스템이 없는 관계로 위성과의 통신 뿐 아니라 영상촬영 및 처리를 위한 궤도정보를 NORAD 데이터에 의존하고 있다. 본 논문에서는 이러한 NORAD 데이터를 이용하여 위성의 위치를 예측 또는 결정함으로써 고해상도 지구관측 위성이 원하는 지역을 얼마나 정확히 촬영할 수 있는지, 그리고 생성되는 영상 카탈로그의 위치는 실제 촬영된 위치와 얼마나 달라질 수 있는지를 실험, 분석한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제29권3호
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• pp.287-293
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• 2012

Satellite operating agencies are constantly monitoring conjunctions between satellites and space objects. Two line element (TLE) data, published by the Joint Space Operations Center of the United States Strategic Command, are available as raw data for a preliminary analysis of initial conjunction with a space object without any orbital information. However, there exist several sorts of uncertainties in the TLE data. In this paper, we suggest and analyze a method for estimating the uncertainties in the TLE data through mean, standard deviation of state vector residuals and covariance matrix. Also the estimation results are compared with actual results of orbit determination to validate the estimation method. Characteristics of the state vector residuals depending on the orbital elements are examined by applying the analysis to several satellites in various orbits. Main source of difference between the covariance matrices are also analyzed by comparing the matrices. Particularly, for the Korea Multi-Purpose Satellite-2, we examine the characteristics of the residual variation of state vector and covariance matrix depending on the orbital elements. It is confirmed that a realistic consideration on the space situation of space objects is possible using information from the analysis of mean, standard deviation of the state vector residuals of TLE and covariance matrix.

• 대한치과기공학회지
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• 제26권1호
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• pp.35-40
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• 2004

In order to understand alloying effects on the corrosion resistance of Ti-(10$\sim$20)%Zr-(2$\sim$8%)Nb-0.2%Pd alloys, Polarization curves were measured at 5%HCI solution. The results were interpreted in terms of two parameters obtained by the molecular orbital calculation ; one is the bond order($B_{\circ}$) and the other is the metal d-orbital level($M_{d}$). $B_{\circ}$ is a measure of the strength of covalent bonds between titanium and alloying elements. $M_{d}$ is correlative with the electronegativity of elements. It was found that increasing of Zr and Nb with higher $B_{\circ}$ values showed a lower critical anodic current density in the polarization curve and hence higher corrosion resistance. On the other hand, increasing of Zr and Nb with higher $M_{d}$ values showed a higher corrosion resistance.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제4권1호
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• pp.25-33
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• 1987

For a geostationary satellite north-south keeping maneuver must control the inclination elements. The effects on the orbit plane of maneuvers and natural perturbations may be represented by a plane plot of Wc versus, Ws, since these inclination elements represent the projection of the major axis and the inclination elements are obtained.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제6권2호
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• pp.101-108
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• 1989

1983년 초 세 부분-COSMOS 1402-A, B, C-으로 분리되어 추락한 소련 위성 COSMOS 1402호의 낙하를 추정하기 위한 알골이즘을 개발하였다. 이 인공위성의 궤도에 영향을 미치는 섭동력으로는 지구의 비대칭 중력포텐셜과 지구의 대기 저항에 의한 섭동력이 고려되었고, 고도에 따른 지구의 대기 밀도를 구하기 위해 표준대기모델을 만들었다. COSMOS 1402호의 낙하시 NASA GSFC가 보내온 궤도요소 자료를 이용하여 COSMOS 1402-A와 C의 낙하시각과 낙하지점을 추정하고, 미국무성의 발표와 비교해 보았다. COSMOS 1402-C의 경우 모두 잘 일치함을 보이나 COSMOS 1402-A 의 경우 낙하시각이 1분, 낙하지점은 경위도 각각 2도씩의 오차를 보였다.

• 천문학회지
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• 제1권1호
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• pp.1-18
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• 1968

The photometric orbital elements of an Algol-type eclipsing variable, DI Pegasi, are derived by means of Fourier transforms from two-color photoelectric observations. The system shows a long term variation of its orbital period, which is interpreted as due to a continuing mass loss mechanism from the secondary component. Physical dimensions and a model of the system are also suggested here.