• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제27권2호
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• pp.97-106
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• 2010

To prepare for a Korean lunar orbiter mission, a precise lunar orbit propagator; Yonsei precise lunar orbit propagator (YSPLOP) is developed. In the propagator, accelerations due to the Moon's non-spherical gravity, the point masses of the Earth, Moon, Sun, Mars, Jupiter and also, solar radiation pressures can be included. The developed propagator's performance is validated and propagation errors between YSPOLP and STK/Astrogator are found to have about maximum 4-m, in along-track direction during 30 days (Earth's time) of propagation. Also, it is found that the lifetime of a lunar polar orbiter is strongly affected by the different degrees and orders of the lunar gravity model, by a third body's gravitational attractions (especially the Earth), and by the different orbital inclinations. The reliable lifetime of circular lunar polar orbiter at about 100 km altitude is estimated to have about 160 days (Earth's time). However, to estimate the reasonable lifetime of circular lunar polar orbiter at about 100 km altitude, it is strongly recommended to consider at least $50\;{\times}\;50$ degrees and orders of the lunar gravity field. The results provided in this paper are expected to make further progress in the design fields of Korea's lunar orbiter missions.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권11호
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• pp.1126-1131
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• 2008

본 논문은 궤도 기하학 기반 바이어스 추정기법을 다목적실용위성 1호 및 2호의 자기센서 측정데이터에 적용하여 위성체 태양전지판과 전장박스에서 발생하는 유도자기장 바이어스를 추정한다. 유도자기장 바이어스의 추정과 적절한 보정은 자기센서의 노후화를 대처하고 수명을 최대한 연장하여 정상적으로 위성 임무를 수행을 가능하게 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권9호
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• pp.779-788
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• 2014

저궤도 위성이 제한된 전력 내에서 임무를 성공적으로 수행하기 위해서는 효율적인 전력생산이 중요하다. 이를 위해 저궤도 소형위성의 전력계에서는 주로 MPPT (Maximum Power Point Tracking) 방식을 사용하여 태양전지에서 생산되는 전력을 조절한다. 본 연구에서는 소형 큐브위성(KAUSAT-5)에 적용될 퍼지 로직 기반의 MPPT 알고리즘을 제안하며, 제안된 방법의 유용성을 확인하기 위해 MATLAB/Simulink와 STK (Systems Tool Kit)를 연동하여 시뮬레이션을 수행하였다. Simulink와 STK를 이용하여 위성 궤도와 자세에 따른 태양 광량과 운용모드에 따라 변하는 부하용량에 대해 KAUSAT-5의 두 가지 지향모드에서 EBA(Energy Balance Analysis)를 수행하였고, 이를 통해 제안된 퍼지 로직 기반의 MPPT 알고리즘의 성능을 확인하였다. 제안된 퍼지 로직 기반의 MPPT는 가장 일반적인 방법의 하나인 P&O (Perturbation & Observation)와 성능을 비교하여 유용성을 확인하였다.

• 천문학회보
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• 제46권1호
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• pp.44.2-45
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• 2021

As implied by the zodiacal light and spacecraft impact measurements, the space between large bodies in our Solar System is filled with interplanetary dust particles (IDPs). IDPs give us deeper insight into the composition and evolution of the Solar System, as well as being a crucial reference for extrasolar research. IDPs can be interpreted as bearers of carbon and organic materials, and thus, their interaction with Earth can be considered as important factors for the birth of terrestrial life. One of the key routes of IDPs entering Earth is via meteoroid streams (Love and Brownlee 1993). The Geminid meteoroid stream is a notable example. Together with its source asteroid (3200) Phaethon, the Phaethon-Geminid stream complex (PGC) (Whipple 1983; Gustafson 1989) can potentially provide information on the properties and evolution of IDPs in near-Earth space. DESTINY+* is a JAXA/ISAS spacecraft planned to launch in 2024 to explore the physical and chemical features of near-Earth IDPs and uncover the dust ejection mechanism of active near-Earth asteroids, especially Phaethon (Arai et al. 2018). Previous studies on the dust ejection mechanism of Phaethon have various degrees of success in explaining the ejection of submillimeter particles and try to recreate the dust replenishment rate of the Geminid stream. However, none of them are satisfactory for explaining the observed Geminid stream, especially for larger particles of a millimeter and centimeter scales. Inspired by the discovery of rotational mass shedding in the Main Belt region (Jewitt et al., 2014), we investigate a dust ejection scenario by rotational instability on Phaethon. Using the N-body integrator MERCURY6 (Chambers 1999; modified by Jeong 2014), we performed a long-term integration of dust particles of various sizes ejected at ~1 m/s. Through this process, we discuss the implications Phaethon's rotation may have on its ejection, the formation and evolution of IDP by this mechanism, and contribute to the DESTINY+ mission.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제24권1호
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• pp.69-78
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• 2007

Earth-Sun-Heliosphere Interactions Experiments(EARTHSHINE) 미션의 주 탑재체인 Albedo Monitor and Radiometer(Amon-Ra) 광학계는 최초로 제1 라그랑제 지점(Lagrange point 1) 주위의 혜일로(Halo) 궤도에 위치하여 태양 복사 활동 및 지구 반사율 변화를 1% 정확도 이내로 측정함으로서 현존하는 지구 반사율 추이의 모순을 해결할 수 있는 과학적 측정 자료를 제시하는데 그 목적을 가지고 있다. 이에 이미 개발된 광학 성능 검증용 Amon-Ra 광학계의 가시광채널 시험 모델 및 광선 추적 기법을 이용한 통합적 광선 추적 end-to-end 과학 임무 성능 평가 수치 모사 기법을 확립하였으며, 개발된 기법을 이용하여 실제 제작된 Amon-Ra 광학계를 제1라그랑제 지점에 위치시키고 태양과 지구 밝기를 다양하게 변화시킨 후 광학계에 입사되는 에너지 복사량을 수치 모사로 측정하였다. 관측된 지구 및 태양 밝기로부터 지구 반사율 변환을 위하여 각 분포 모델(GLobal Angular Distribution Model, ADM)을 이용하였으며 수치 모사에 의한 지구 반사율 측정 결과를 Amon-Ra 광학계의 측정 오차 범위인 ${\pm}0.28%$와 비교함으로서 개발된 end-to-end 성능 검증 기법의 계산 정밀도를 확인하였다. 이는 기존의 광학계 성능 검증법의 한계를 뛰어넘어 광학계 성능 평가를 실시간으로 검증할 수 있다는 점에서 큰 의의를 지닌다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권7호
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• pp.709-716
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• 2009

위성 궤도 자세는 위성 열설계에 영향을 주는 중요한 요소로서, 궤도 운용 자세에 대한 열적 조건을 정확히 파악하는 것을 필요로 한다. 본 연구에서는 저궤도 위성의 yaw motion의 운영 자세에 따른 우주 열환경의 변화와 열설계의 열적 영향을 검토하였다. 본 위성은 고정형의 태양 전지판을 가지고 있기 때문에 태양광 구간 동안에 태양지향(sun-pointing)자세를 유지하고, 위성에 장착되는 별센서인 별추적기의 가시 방향이 심층 우주방향을 향하도록 하기 위하여 위성의 길이 방향을 축으로 일정한 각속도로 회전을 하는 yaw motion을 하도록 운용된다. 이것은 위성이 정밀한 자세 제어의 성능을 발휘할 수 있도록 별추적기가 별의 시야각을 확보하기 위한 것이다. 또한 위성 열설계 측면에서는 이러한 운용을 위한 자세 변화에 따른 열적 영향을 파악하는 것을 필요로 한다. 연구에서는 위성의 열모델에 이러한 궤도 운용 자세를 반영한 후의 궤도 열해석을 통하여 이를 알아보고자 한다.

• 우주기술과 응용
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• 제2권3호
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• pp.206-220
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• 2022

지구 저궤도 상에서 운영되는 국제우주정거장, 지구에서 가장 가까운 천체인 달, 2030년대 태양계에서 유일하게 유인 탐사 대상 행성인 화성 등 지구와 전혀 다른 환경에서 인간이 안전하게 탐사임무와 생활을 유지할 수 있도록 해주는 시스템은 다양하게 있다. 그 중에서도 인간의 가장 기본적인 호흡 유지와 관련해서는 인간의 생명유지용 공기관리시스템이 핵심적인 장치이다. 이러한 공기관리시스템은 우주탐사뿐만 아니라, 인간이 거주하는 지구상의 해저기지나 잠수함 등에서도 활용 가능하다. 공기관리시스템은 기본적으로 산소발생 시스템, 이산화탄소 제거시스템, 유해물질 제거시스템 등이 서브시스템으로 구성된다. 본 논문에서는 해저거주공간 플랫폼에서 사용 가능한 공기관리시스템을 개발하기 위하여 지상에서 실험용 공간으로 활용할 지상실험모듈의 개발 요구사항에 대해서 분석하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.330-346
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• 1997

다목적 실용위성 1호 (KOMPSAT I)는 지도 제작, 해양관측, 우주 과학실험 등에 활용할 태양도기 저궤도용 위성으로 1999년 8~9월에 발사될 예정이다. 본 위성에 탑재될 고해상도 전자광학 카메라(Electro-Optical Camera: EOC)의 주임무는 한반도 표준지도 제작을 위한 위성영상정보의 획득이다. EOC 센서는 가시광선 영역의 흑백 단일 채널(510~730mm)을 통해 수직 촬영 시 최소 15km 이상의 폭과 궤도 800km의 길이를 지상 해상도 6.6m로 촬영한다. 본 연구에서는 아리랑 1호의 한반도 통과 시각을 결정하기 위하여 한반도 지역에 있어 EOC 영상에 커다란 영향을 미치는 태양 변수와 구름과 시정의 일변를 조사하였다. 조사 결과는 다음과 같다. 1) 동지의 경우 대략 오전 10시 30분 이후 태양 천장 각 의 $70^{\circ}$보다 작고, 예상되는 EOC 스펙트럼 밴드의 flux 값은 맑은 날씨 육지에서 약 $2.4mW/cm^2$보다 크다. 2) 낮 동안의 구름의 분포 (맑은 하늘의 분포)는 오전 11시경에 최소값(최대값)을 보이며, 비록 안개에 의한 악 시정의 발생 빈도는 정오로 갈수록 감소하나 맑은 하늘의 분포에 미치는 영향은 미약하다. 이러한 결과로부터 EOC 관측을 위해서는 다목적 실용위성 1호의 한반도 통과 시각을 오전 10시 30분에서 11시 30분 사이에서 결정하는 것이 적합하다고 판단된다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권2호
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• pp.167-180
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• 2008

지구관측 영상위성의 해상도는 위성에 장착된 광학카메라의 Field of View(FOV)와 위성의 임무고도에 의해 결정된다. 따라서 카메라의 FOV가 고정된 경우 해상도를 향상시키는 방법은 위성의 임무고도를 낮추는 것이다. 하지만 저고도일수록 대기저항에 의한 위성의 고도감소가 크게 나타나고 이를 보정하기 위해 많은 연료가 필요하게 된다. 이 연구에서는 초저고도에 있는 위성의 임무도 유지를 위하여 필요한 연료량 산출을 분석하고자 한다. 이를 위해 지구와 위성 간 2체 문제에 대기저항과 이를 보정하기 위만 주력을 고려하여 운동방정식을 세우고, Legendre-Gauss-Lobatto(LGL) points를 이용한 collocation method를 사용하였다. 지속적으로 임무고도를 유지하는 경우와 고도 상승하강 기동을 하여 임무고도를 대략 유지하는 경우에 대한 소모되는 연료량을 비하였다. 고도 상승하강 기동의 방법이 임무고도를 유지하기 위하여 더 적은 연료를 소모하였다. 고도 상승하강 기동방법을 이용할 때 고도상승의 주기 변화로 얻어지는 연료이득은 작고, 태양활동 시기나 위성의 임무고도변화는 연료 사용에 큰 영향을 끼치는 것을 확인할 수 있었다. 또한 여러 가지 조건에 대한 연료소모량을 구체적으로 제시하였다. 이 연구를 통해서 얻어진 알고리즘은 위성의 저고도 유지를 위한 연료량을 산정하는데 많은 도움이 될 것이며, 임무도 설정에 있어서도 원하는 해상도와 연료량을 고려하여 최상의 선택을 할 수 있는 자료를 제공할 수 있다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제15권3호
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• pp.267-280
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• 2014

A spacecraft placed in an Earth-Moon L2 quasi-halo orbit can maintain constant communication between the Earth and the far side of the Moon. This quasi-halo orbit could be used to establish a lunar space station and serve as a gateway to explore the solar system. For a mission in an Earth-Moon L2 quasi-halo orbit, a spacecraft would have to be transferred from the Earth to the vicinity of the Earth-Moon L2 point, then inserted into the Earth-Moon L2 quasi-halo orbit. Unlike the near Earth case, this orbit is essentially very unstable due to mutually perturbing gravitational attractions by the Earth, the Moon and the Sun. In this paper, an insertion maneuver of a spacecraft into an Earth-Moon L2 quasi-halo orbit was investigated using the global optimization algorithm, including simulated annealing, genetic algorithm and pattern search method with collision avoidance taken into consideration. The result shows that the spacecraft can maintain its own position in the Earth-Moon L2 quasi-halo orbit and avoid collisions with threatening objects.