• 철도저널
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• 제17권6호
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• pp.22-25
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• 2014

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.171.2-171.2
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• 2012

위성 개발에서 추력기는 위성의 경사각 및 고도 등의 궤도 제어 용도 이외에 위성 동작 초기 혹은 비상 상황에서 안정적인 전력 공급을 위한 자세 제어용 구동기로 사용되어야 하므로 매우 높은 신뢰성을 필요로 한다. 국내의 실용위성을 위해 개발되어 사용되고 있는 출력기는 1 파운드의 작은 용량으로 위성 운영에 일부 제약을 주게 된다. 본 논문은 위성 운영에 있어 반드시 필요한 궤도 천이 절차와 관련하여 기존에 사용된 절차를 보완하기 위한 방법에 대해 기술한다. 기존에 개발된 위성에서는 궤도 조정을 위한 자세 변화에 추력기를 사용하였다. 그러나 위성의 무게가 커짐에 따라 자세 변환을 위한 시간이 오래 걸려 궤도 조정 효율이 떨어지는 요인이 되고 있다. 뿐만 아니라, 자세 변화 과정에서 벡터 방향의 추력으로 인해 원하지 않는 궤도 변화가 생기므로 정밀 궤도 결정에도 영향을 주게 된다. 최근에 개발된 위성의 경우, 위성의 기동 성능을 높이기 위해 고성능 반작용 휠을 사용하므로 이를 이용하여 궤도 천이 전에 자세 변화를 하도록 하고 있다. 이러한 방법을 적용한 결과, 정밀 궤도 결정에 도움이 될 뿐만 아니라 자세 변화로 인한 연료 소모를 줄이는 효과도 있어 위성의 수명 연장에 도움이 되는 것으로 확인되었다.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.90-101
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• 2006

자세제어계 센서 보정알고리즘을 이용하여 자이로와 별 추적기의 보정 파라미터를 추정하였다. 보정알고리즘은 칼만필터로 구현하였다. 자이로의 파라미터를 추정하기 위해서는 보정기동이 필요하며, 별 추적기의 요구조건 내에서 보정기동을 수행하였다. 보정기동 동안에 별 추적기가 태양, 지구, 달에 대해서 영향을 받는지를 분석을 하였다. 또한 별 추적기를 보정하기 위해서는 카메라 영상 정보를 이용하였다. 이러한 카메라 영상 정보는 지상 제어점과 인공위성의 궤도 정보를 이용하여 모사하였으며, 별 추적기 보정 파라미터 추정의 정밀도는 카메라 영상 정보의 정밀도에 따라 다르다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권4호
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• pp.35-40
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• 2016

중간경로수정기동은 발사체 분리벡터를 보정하기 위해 필요하다. 직접전이궤적의 경우에는 약 3~4회의 중간경로수정 기동이 요구되었다. 그러나 위상전이궤적의 직접전이궤적에 비해 전이궤적이 길기 때문에 중간경로수정기동의 전략이 달라진다. 위상전이궤적을 이용하는 궤도선은 지구를 여러 번 돌기 때문에 근지점 및 원지점 등 발사체 투입오차를 보정하기 위한 좋은 지점을 여러 번 만나게 된다. 발사체 분리 오차가 크다 하더라도 중간경로수정기동의 전략이 좋으면 적은양의 보정 기동으로도 큰 오차를 보정할 수 있다. 본 논문은 높은 발사체 투입오차를 보정하기 위한 위상전이궤적의 절차와 전략을 기술한다.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.80-86
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• 2012

빠르게 기동하면서도 고해상도 영상을 획득하기 위해서는 정확한 자세지향 및 높은 지향안정도가 요구된다. 자세제어계는 이러한 요구조건을 만족시키기 위해서 고성능 별추적기와 자이로를 장착하고 있다. 하지만, 위성에 장착된 자세센서인 별추적기와 자이로는 발사환경과 발사체에서 분리된 후 놓여지는 우주환경의 영향으로 지상에서 예측한 위성 동체기준좌표계에서 벗어난 오정렬 값을 가지게 되며, 자세제어계에서는 자세지향 오차 및 기동 성능 향상을 위해서 해당 오정렬 값을 추정하여 보상해주는 궤도상 보정을 수행해야 한다. 본 논문에서는 고기동 저궤도위성의 초기운용기간 중 위성본체 성능확인 단계에서 자세제어계에서 수행한 궤도상 보정에 대해서 기술하고 실제 얻어진 자세지향 및 지향안정도 성능 향상 결과를 제시한다.

• 우주기술과 응용
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• 제4권1호
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• pp.62-73
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• 2024

본 연구에서는 추력기가 없는 저궤도 초소형위성의 자세변경을 통한 궤도변경 방식이 충돌회피기동에 얼마나 효과적인지 분석하였다. 연구 결과, 단면적의 변화는 위성의 진행방향에 영향을 주며, 단면적 변화비율과 임무고도에 따라 기동전 궤도의 변화량이 달라졌다. 특히, 임무고도가 낮은 위성에서 짧은 시간 동안의 자세변경으로 충돌위험을 현저히 감소시킬 수 있음을 확인하였다. 본 연구를 통해 추력기가 없는 초소형위성 운영에 있어 자세기동을 통한 단면적의 변화방식이 충분히 활용가능한 방안으로 판단되며, 뉴스페이스 시대의 위성 운영 안전성 향상에 기여할 것으로 기대된다.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.194-201
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• 2008

발사체 상단은 위성과 분리된 이후 대부분 충돌 및 오염 회피 기동을 수행한다. 이러한 기동을 통하여 위성은 안전하게 궤도에 안착되고 발사체는 위성으로부터 오염을 최소화하며 멀어지게 된다. 본 논문에서는 해외 여러 발사체들의 위성 분리와 충돌 및 오염 회피 기동을 분석하였고 이를 토대로 KSLV-I 상단에 회피 기동에 의한 위성의 오염도 허용 기준을 제시하였다.

• 오토저널
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• 제22권3호
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• pp.28-38
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• 2000

• 한국생산제조학회지
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• 제14권1호
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• pp.43-49
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• 2005

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권2호
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• pp.171-186
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• 2009

이 연구에서는 미래 한국의 달 탐사에 대비, 지구-달 천이궤적을 설계하고 분석하였다. 궤적 설계는 최소연료로 지구 주차궤도에서부터 달 임무궤도까지 도달하는 모든 단계에 대해서 실시하였으며 미래 한국의 달 탐사 개발 계획에 실질적인 도움이 되기 위해 2017년, 2020년, 2022년으로 각각 나누어 설계를 하였다. 탐사선의 운동방정식의 구현을 위하여 태양, 지구, 달의 중력에 의한 섭동력이 포함된 N체 운동 방정식을 사용하였으며 보다 실질적인 우주환경의 모사를 위하여 지구의 비대칭 중력장(Geopotential), 태양 복사압(Solar radiation pressure) 그리고 달의 J2 섭동에 의한 영향도 고려하였다. 임무 설계를 위해 가정된 추력은 순간 추력(Impulsive thrust)으로 가정하였으며 발사체의 성능은 현재 개발 예정인 KSLV-2로 가정하였다. 미래 한국의 가상 달 탐사선이 지구-달 천이 궤적(Trans Lunar trajectory)에 진입하는 방법으로는 지구 주차 궤도에서 직접 진입 하는 방법과 여러번의 타원 중개 궤도를 거친 후 지구-달 천이 궤적으로 진입하는 방법을 모두 이용하였다. 아울러 TLI(Trans Lunar Injection) 기동시 탐사선의 대전 지상국에서의 가시성에 따른 기동의 크기에 대한 영향이 분석되었다. 이 연구를 통한 임무 설계 결과는 달 탐사 임무 설계를 위한 발사 가능 시기(launch opportunity), 성공적인 임무 수행을 위한 임무 단계별 최적의 기동량 및 해당 궤도의 특성 그리고 다양한 임무 파라미터등의 해석을 포함하고 있다. 임무 설계 결과, 미래 한국이 쏘아 올릴 수 있는 달 탐사선의 전체 질량은 해당 임무의 수행시기 보다는 초기 지구 출발 궤도의 초기 고도와 발사제의 초기 궤도 투입 성능에 따라 더욱 크게 좌우됨을 확인하였다.