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.

A method for estimating the NORAD SGP4 atmospheric drag term from minimum osculating orbit states, i.e., two osculating orbits, is developed. The first osculating orbit state is converted into the NORAD TLE-type mean orbit state by iterative procedure. Then the converted TLE is propagated to the second orbit state using the SGP4 model with the incremental SGP4 drag term. The iterative orbit propagation procedure is finished when the difference of the two osculating semi-major axes between the propagated orbit and the given second orbit is minimized. In order to minimize the effect of the short-term variations of the osculating semi-major axis, the osculating argument of latitude of the second orbit is propagated to the same argument of latitude of the first orbit. The method is applied to the estimation of the NORAD-type TLE for the KOMPSAT-1 spacecraft. The SGP4 drag terms are estimated from both NORAD SGP4 orbit propagation and the numerical orbit propagation results. Variations of the estimated drag terms are analyzed for the KOMPSAT-1 satellite orbit determination results.

다른 나라의 저궤도 위성에 대한 궤도 정보를 레이더 시스템을 이용하여 독자적으로 획득할 경우, 이에 필요한 궤도결정 알고리즘을 해석적 모델인 SGP4 모델과 실시간 처리방식인 확장 칼만필터를 이용하여 수치적 방법으로 개발하였다. 궤도결정 알고리즘의 상태벡터를 Kepler 6궤도 요소로 지정할 경우, 상태천이 행렬 계산시 궤도 경사각과 이심률에 대해 특이점 문제가 발생한다. 이를 해결하기 위해 평균 궤도 요소를 평균 위치 및 속도 요소로 변환하여 상태벡터로 지정하였다. 필터 구성시 상태천이 행렬(State Transition Matrix)과 공분산 행렬(Covariance Matrix)은 SGP4모델과 수치적 방법인 finite difference방법을 이용하여 계산하였으며, 관측 자료는 방위 각, 고도각, 그리고 시선거리 형태로 각각 입력되며 각 관측 형태에 따라 일괄적으로 처리하도록 필터를 구성하였다. TOPEX/POSEIDON POE를 이용 시뮬레이션 생성한 관측간을 사용하여 개발한 궤도결정 알고리즘의 성능을 분석한 결과 개발한 알고리즘은 약 1km의 위치 오차를 가지며 7일 동안 약 3km의 위치 오차를 가지는 NORAD시스템과 동일한 성능을 가지기 위해 필요한 레이더 시스템의 최소 성능 요구조건은 방위각과 고도각은 0.1도 이내이고 시선거리는 50m이 내여야 한다.

2002년 11월에 발사된 과학로켓 KSR-111에 자세제어를 위한 정보 획득용 3축 Fluxgate 자력계 (AIM: Attitude Information Magnetometer)와 지구 자기장 섭동 측정용 Search-Coil 자력계(SIM: Scientific Investigation Magnetometer)가 탑재되었다. SIM은 지구 자기장 중 약 10～1,000Ha주파수 대의 섭동 현상을 관측한다. AIM을 통해 측정한 지구 자기장의 DC 벡터 성분을 지구 자기장의 기준 모델인 IGRF(International Geomagnetic Reference Field)와 비교하여 로켓의 위치와 비행 상태를 파악하는 프로그램 1과 KSR-Ⅲ에서 측정된 실제 데이터를 이용해 시간에 따른 회전 각의 변화를 알아보는 프로그램 2를 개발하였다. 알고리즘 개발시 자세제어의 요소로서 데이터 처리 속도, 로켓의 비행역학 등을 고려하였고, 이로 인한 오차를 감안하기 위해 최소자승법을 사용하였다. 프로그램 2를 실행하여 얻은 값으로(항우연 자료 비교분석한 결과 내용), 자력계를 로켓의 자세 제 어용으로는 부적합하나 붐(boom)이 장착된 로켓에 탑재할 경우 지구 상충의 자기장을 측정하여 분석할 수 있다. 또한 발사 전 로켓 몸체와 마운트의 자기장을 측정하여 로켓의 자기장'분포를 미리 모델링화 할 경우 자료 처리가 훨씬 용이하다.

본 논문에서는 수 MeV 이상의 에너지를 갖는 전자들(electrons)의 비정상적인 증가 현상 즉 Relativistic Electron Events(REE)와 자기 폭풍(magnetic storm) 및 자기 부폭풍(magnetic substorm) 사이의 상관 관계에 대해 연구하였다. 이를 위해 먼저 1996-1998년의 3년 동안 일어났던 자기 폭풍을 조사하여 REE를 동반하는 자기 폭풍과 동반하지 않는 자기 폭풍의 두 그룹으로 분류하여 분석하였고, 두 그룹 각각의 자기 폭풍이 일어나는 동안 발생한 자기 부폭풍들의 특성을 살펴보았다. 특히 수십에서 수백 keV 에너지대의 고에너지 입자 수 증가(energetic particle injection) 현상과 자기장 쌍극자화(magnetic dipolarization) 현상을 분석한 결과, REE를 동반하는 자기 폭풍 동안에 발생한 자기 부폭풍이, REE를 동반하지 않는 자기 폭풍이 일어나는 동안 발생한 자기 부폭풍보다 더 강하게 나타난다.

SPS(Space Physics Sensor)는 1999년 발사된 다목적 실용 위성 1호(KOMPSAT-I)에 실린 관측 장비로서, 태양 활동 극대기인 2000년 6월부터 2001년 8월까지 지구 이온층에 관한 자료를 지구로 전송하였다. 이 자료 중 때때로 저위도 지역에서 급격한 플라즈마 밀도 증가 현상을 볼 수 있었다. 이러한 현상의 통계적 분포를 살펴본 결과, 지구 자기장이 약한 대서양 지역과 하와이 지역에서 발생 확률이 가장 높으며, 지자기 활동성 지수인 Dst나 태양 활동성을 나타내는 F10.7지수와는 특별한 상관관계가 없다는 사실을 확인할 수 있었다. 밀도 증가 지역 내의 전자 온도 변화는 개별 사건마다 증가, 유지, 또는 감소를 보이고 있으나, 온도가 급격히 감소하는 경우가 지배적이었다.

Schwarzschild의 선형 계획법을 사용하여 평형상태에서의 구형은하를 기술하는 비 충돌 볼쯔만 방정식의 일반적인 해를 얻었다. 이 계산으로부터 de Vaucouleurs의 광도 법칙을 만족하고 무거운 헤일로를 포함하는 등방성 구형은하의 존재를 확인할 수 있었다. 타원은하에서 속도 분산 곡선이 편평하거나 서서히 증가하는 현상은 암흑물질에 의한 질량대 광도비의 증가로 해석할 수 있다. 이런 경우 암흑물질의 밀도 분포는 core반경이 은하의 유효반경보다 훨씬 작은 값을 갖는다는 사실을 확인할 수 있었다.

천문유초(天支類抄)는 조선시대 대표적인 천문서적으로 세종대(世宗代) 천문학자 이순지(李純之 \ulcorner-1465)가 편집하였다. 우리는 이 책의 첫 부분에서 지금까지 잘 알려지지 않은 28수(宿) 별자리를 사신-동물모양(이하 '사신동물천문도')으로 표현한 자료를 찾아 연구하였다. 사신동물천문도(四神動物天文圖)는 사방으로 나누어진 네 개의 별자리를 사신으로 잘 알려진 동-창룡(蒼龍), 서-백호(白虎), 남-주작(朱崔)그리고 북-현무(亥武)의 모습으로 표현하고 있다. 일반적인 사신과 달리 특이한 것은 백호 옆에 동양의 전설 속 동물인 기린(離離)이 같이 표현되어 있다. 각각의 동물들은 동양의 전통적 별자리 표현법인 28윤의 2 ~ 7숙의 별자리를 통해 표현되어 있다. 조선시대의 대표적 천문도인 천상열차분야지도(天象列次分野之圖)의 논설(論說)에도 나와 있듯이 고구려는 조선과 천문학적으로 많은 연관성을 가지고 있는데, 그 대표적인 것이 고구려 무덤 벽화이다. 이 벽화에 많은 별, 별자리와 함께 천문유초에서 설명하고 있는 사신동물들도 그려져 있음은 이미 고구려 시대에도 하늘을 사신동물 별자리로 보았음을 추정할 수 있다. 그래서 본 연구에서는 천상열차분야지도의 28寫와 고구려 무덤 벽화에 그려져 있는 사신과 기린을 이용해 철문유초에서 설명하고 있는 사신동물천문도도 형상화시켜 보았다.