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

• 한국위성정보통신학회논문지
• /
• 제4권2호
• /
• pp.46-51
• /
• 2009

본 논문에서는 저궤도 위성망(LEO satellite network)과 지상망간의 간섭 영향을 분석하기 위해 사용되는 간섭 계산 요소 및 기법들을 정리하였다. 저궤도 위성의 궤도 및 위치정보를 시간에 따라 계산하는 요소들을 도출하고 두 시스템간의 실제 간섭량 계산에 적용되는 간섭 계산 기법을 서술하였다. 도출된 간섭 계산 기법은 저궤도 위성망과 지상망이 상호 간섭 영향 없이 운용될 수 있는 공유 조건을 설정하는데 활용될 수 있다.

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

• 한국측량학회지
• /
• 제28권6호
• /
• pp.605-612
• /
• 2010

광범위한 지역을 관측하기 위한 많은 종류의 위성들이 발사되어 지구를 관측하고 있다. 이러한 위성들은 영상정보 이외에 천체력 자료, RPC 계수 등과 같은 위성궤도와 관련 정보들을 제공하고 있다. 위성에서 제공하는 이러한 궤도정보를 활용할 경우 영상의 가하보정에 요구되는 기준점을 줄일 수 있다. 본 연구에서는 RADARSAT-l SAR 위성영상을 대상으로 동일궤도에서 촬영된 다중 위성영상들의 효과적인 기하보정을 위하여 기준영상에서 단일기준점 및 천제력자료를 활용하여 위성궤도를 모델링하고, 이를 기반으로 동일궤도상에서 취득된 인접영상의 기하보정기법을 기술하였다. 정확도 평가를 위해서 본 연구에서 제시한 기법으로 생성된 기하보정영상을 Erdas Imagine에서 처리한 기하보정영상과 비교하여 정확도를 평가하였다.

• 한국산업정보학회논문지
• /
• 제19권1호
• /
• pp.31-41
• /
• 2014

정지궤도위성은 다수의 탑재체를 하나의 위성체 플랫폼에 탑재하고 2010년 6월 26일에 발사되었다. 전력계는 태양 및 식 기간 상태에서 완전 조절 $50V_{DC}$ 전력 버스를 제공한다. 위성에서 요구되는 전력은 태양전지 배열기 윙에서 생성되며, 에너지는 192.5Ah 용량의 리튬-이온 배터리에 저장된다. 본 논문은 전력계의 성능 평가를 향후 정지궤도위성 설계에 활용하기 위해 전력계의 중요 설계 변수들을 선정하고, 지상에서 시험 결과와 궤도상에서 운영 결과를 비교 분석하였다. 설계로부터 궤도상에서 운영 결과까지의 성능 평가를 통해 전력계는 중요한 성능감소 없이 정상적으로 동작되고 있음을 입증하였다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 1999년도 제14차 학술회의논문집
• /
• pp.238-243
• /
• 1999

Minimum-fuel and -time orbit transfer are two major goals of the satellite trajectory optimization. In this paper, we consider satellites in two coplanar elliptic orbits when the apsidal lines coincide, and analytically find the conditions for the two-impulse minimum-time transfer orbit using Lambert's theorem. The transfer time is a decreasing function of a variable related to the transfer orbit's semimajor axis in the minimum-time case. In the minimum-time case, there is no unique minimum-time solution, but there is a limiting solution. However, there exists a unique solution in the case of minimum-fuel transfer, fur which we find analytically the necessary and sufficient conditions. As a special case, we consider when the transfer angle is one hundred and eighty degrees. In this case, we show that we obtain the classical fuel-optimal Hohmann transfer orbit. We also derive the Hohmann transfer rime and delta-velocity equations from more general equations, which are obtained using Lambert's theorem. We note the tradeoff between minimum-time and - fuel transfer. An optimal coplanar orbit maneuver algorithm to trade off the minimum-time goal against the minimum-fuel goal is proposed. Finally, the numerical simulation results are given to demonstrate the derived theory and the algorithm.

• 대한원격탐사학회지
• /
• 제15권4호
• /
• pp.367-375
• /
• 1999

This paper describes the development, operations, and applications of ROCSAT-l and its Ocean Color Imager (OCI) remote-sensing payload. It is the first satellite program of NSPO. The satellite was successfully launched by Lockheed Martin's Athena on January 26, 1999 from Cape Canaveral, Florida. ROCSAT-l is a Low Earth Orbit (LEO) experimental satellite. Its circular orbit has an altitude of 600km and an inclination angle of 35 degrees. The satellite is designed to carry out scientific research missions, including ocean color imaging, experiments on ionospheric plasma and electrodynamics, and experiments using Ka-band (20∼30GHz) communication payloads. The OCI payload is utilized to observe the ocean color in 7 bands (including one redundant band) of Visible and Near-Infrared (434nm∼889nm) range with the resolution of 800m at nadir and the swath of 702km. It employs high performance telecentric optics, push-broom scanning method using Charge Coupled Devices (CCD) and large-scale integrated circuit chips. The water leaving radiance is estimated from the total inputs to the OCI, including the atmospheric scattering. The post-process estimates the water leaving radiance and generates different end products. The OCI has taken images since February 1999 after completing the early orbit checkout. Analyses have been performed to evaluate the performances of the instrument in orbit and to compare them with the pre-launch test results. This paper also briefly describes the ROCSAT-l mission operations. The spacecraft operating modes and ROCSAT Ground Segment operations are delineated, and the overall initial operations of ROCSAT-l are summarized.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제33권1호
• /
• pp.37-44
• /
• 2016

This paper presents an algorithm for Real-Time Orbit Determination (RTOD) of navigation satellites for the Korean Regional Navigation Satellite System (KRNSS), when the navigation satellites generate ephemeris by themselves in abnormal situations. The KRNSS is an independent Regional Navigation Satellite System (RNSS) that is currently within the basic/preliminary research phase, which is intended to provide a satellite navigation service for South Korea and neighboring countries. Its candidate constellation comprises three geostationary and four elliptical inclined geosynchronous orbit satellites. Relative distance ranging between the KRNSS satellites based on Inter-Satellite Ranging (ISR) is adopted as the observation model. The extended Kalman filter is used for real-time estimation, which includes fine-tuning the covariance, measurement noise, and process noise matrices. Simulation results show that ISR precision of 0.3-0.7 m, ranging capability of 65,000 km, and observation intervals of less than 20 min are required to accomplish RTOD accuracy to within 1 m. Furthermore, close correlation is confirmed between the dilution of precision and RTOD accuracy.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제39권3호
• /
• pp.109-116
• /
• 2022

The small-scale magnetospheric and ionospheric plasma experiment (SNIPE) is a mission initiated by the Korea Astronomy and Space Science Institute (KASI) in 2017 and comprises four 6U-sized nano-satellites (Korea Astronomy and Space Science Institute Satellite-1, KASISat-1) flying in formations. The main goal of the SNIPE mission is to investigate the space environment in low Earth orbit at 500-km. Because Iridium & GPS Board (IGB) is installed on the KASISat-1, a communication simulation is required to analyze the contact number and the duration. In this study, communication simulations between the Iridium satellite network and KASISat-1 are performed using STK Pro (System Tool Kit Pro Ver 11.2) from the AGI (Analytical Graphics, Inc.). The contact number and durations were analyzed by each orbit and date. The analysis shows that the average access number per day is 38.714 times, with an average of 2.533 times per orbit for a week. Furthermore, on average, the Iridium satellite communication is linked for 70.597 min daily. Moreover, 4.625 min is the average duration of an individual orbit.

• Journal of Positioning, Navigation, and Timing
• /
• 제1권1호
• /
• pp.59-64
• /
• 2012

Precise Point Positioning (PPP) has been widely used in navigation and orbit determination applications as we can obtain precise Global Positioning System (GPS) satellite orbit and clock products. Kinematic PPP, which is based on the GPS measurements only from the spaceborne GPS receiver, has some advantages for a simple precise orbit determination (POD). In this study, we developed kinematic PPP technique to estimate the orbits of GRACE-A satellite. The comparison of the mean position between the JPL's orbit product and our results showed the orbit differences 0.18 cm, 0.54 cm, and 0.98 cm in the Radial, in Along-track, and Cross-track direction respectively. In addition, we obtained the root mean square (rms) values of 4.06 cm, 3.90 cm, and 3.23 cm in the satellite coordinate components relative to the known coordinates.