• 한국항공우주학회지
• /
• 제46권12호
• /
• pp.1028-1036
• /
• 2018

한국항공우주연구원은 달 탐사 프로젝트 1단계로 시험용 달 궤도선을 2020년 12월에 발사할 계획이다. 시험용 궤도선은 본 궤도선과 착륙선을 발사하기 이전에 미리 달 탐사 기술 확보 및 과학 데이터를 획득하기 위해 발사된다. 본 논문은 궤도선의 열설계 검증에 관한 내용을 기술하고 있다. 달 궤도선은 달의 많은 적외선 복사 때문에 지구 저궤도 위성보다 극한의 열 환경에 노출된다. 따라서 이를 고려한 열설계를 하여 궤도선 탑재 장비들의 온도를 모든 궤도에서 허용온도 범위 내로 유지해야 한다. 이를 위해 달 궤도선 열설계 검증에 필요한 지구-달 전이 궤도, 달 임무 궤도, 월식 기간에 대한 열해석을 수행하였으며, 해석 결과를 바탕으로 궤도선의 열설계가 설계 요구조건을 만족하는 것을 확인할 수 있었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
• /
• pp.27.2-27.2
• /
• 2009

SLR (Satellite Laser Ranging) 데이터의 높은 거리측정 정밀도는 위성 추적 시스템의 검증 및 보정, 위성의 정밀궤도결정, 지구와 관련된 물리 상수 및 모델 검증, 우주파편과 같은 우주물체의 추적 및 감시 등에 활용이 가능하다. 특히 위성의 정밀궤도결정에 SLR 데이터를 활용하는 것은 고정밀 지구관측 위성 및 독자적인 항법 시스템 운영에 필수적인 부분이다. SLR 시스템은 위성 관측 가능 시간 및 지역이 한정되어 있기 때문에 정밀궤도 결정에 활용하는 것이 쉽지 않다. 따라서 이 연구에서는 SLR 데이터를 사용하기 위한 효율적인 정밀궤도결정 전략에 대해서 알아보았다. 동역학 및 관측 모델, 지상국의 개수, 초기 궤도 오차, 필터링 방법, 고도각에 따른 관측 데이터 선택 등의 기준을 선정하고 각각의 경우에 대해 정밀궤도결정을 수행하고 결과를 분석하였다. 정밀궤도결정 테스트를 위해서는 YLPODS (Yonsei Laser-ranging Precision Orbit Determination System)과 SLR정규점 (Normal Point) 데이터를 사용하였다. 이를 통해서 SLR 데이터를 사용하기 위한 효율적인 정밀궤도결정 전략에 대해 고찰해보았다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
• /
• pp.26.1-26.1
• /
• 2011

위성 편대비행 시스템에서 궤도 및 자세의 결정과 제어를 동시에 시뮬레이션 할 수 있는 통합 시스템을 설계하고 개발하였다. 실제 위성에서는 궤도 제어가 수행되는 동안 자세는 계속 변한다. 그러므로 임무수행을 위해 편대위성들의 자세를 동기화하기 위해서는 편대위성들의 자세 결정과 제어가 필요하다. 이와 같이 실제와 같은 시뮬레이션을 위해서, 궤도 및 자세의 결정과 제어를 동시에 수행할 수 있는 통합된 시뮬레이터 시스템이 필요하다. 통합 시뮬레이터 시스템의 개발은 기존에 연세대학교에서 개발한 GPS 시뮬레이터를 이용한 편대비행 테스트베드와 하드웨어 자세 시뮬레이터를 각각 보완한 후 통합하는 방법으로 수행하였다. 이 두 시스템은 서로 독립적으로 개발되었기 때문에 통합을 위하여 하드웨어 인터페이스와 소프트웨어 인터페이스 부분으로 나누어 설계와 개발을 수행하고, 최종적으로 결합하는 절차로 통합을 완료하였다. 마지막으로 개발된 통합 시뮬레이터 시스템과 통합 시나리오를 사용하여 궤도와 자세를 동시에 시뮬레이션 하고, 이를 통해 개발된 통합 시스템을 검증하였다. 이 연구를 통해 개발된 궤도와 자세가 통합된 하드웨어 시뮬레이터 시스템은 실제 위성에 가까운 시뮬레이션을 수행할 수 있을 뿐만 아니라 하드웨어와 소프트웨어 인터페이스에 대한 검증이 가능하고 실제의 하드웨어 특성으로부터 생기는 에러를 고려하여 알고리즘의 실제 성능을 평가할 수 있다.

• 천문학회보
• /
• 제37권2호
• /
• pp.161.2-161.2
• /
• 2012

위성의 지향 정밀도에 영향을 주는 요소로 정밀한 자세명령을 생성해 주어야 하는데, 정밀 자세 명령을 생성하기 위해서는 기준좌표계를 잘 결정해야 한다. 저궤도 위성의 기준좌표계는 GPS위성으로부터 수신한 위성의 위치와 속도 및 시각 정보로부터 기준 시각의 좌표계를 생성하게 된다. 정지궤도 위성의 경우에는 GPS 위성을 사용하기 어려우므로 계속 지상에서 궤도 정보를 올려주거나 탑재 컴퓨터에 궤도전파기나 궤도 결정 알고리즘을 탑재하여 위성의 궤도 정보를 계산하게 된다. 본 연구는 정지궤도 위성의 궤도정보 요구사항을 분석하고 이를 만족하는 궤도전파기/궤도 생성 알고리즘의 개념 설계를 목적으로 한다. 먼저 저궤도위성에서 사용한 방법으로 GPS 위성으로부터 수신한 궤도 정보를 바탕으로 내부 탑재 궤도전파기를 사용하여 실제 궤도 정보가 이용되는 시간까지 궤도 정보를 전파하여 기준좌표계를 생성하는 방법을 검토하였다. 그 다음 기존의 정지궤도 위성에서 사용한 탑재 궤도 전파기/궤도 결정 알고리즘을 검토하고 새로 개발하는 정지궤도 위성의 특성을 고려하여 궤도 정밀도 요구사항을 분석하고 이를 만족하는 탑재 궤도 전파기를 설계하였다. 마지막으로 시뮬레이션을 통해 요구조건 만족과 설계 결과를 검증하였다.

• 항공우주기술
• /
• 제13권2호
• /
• pp.7-17
• /
• 2014

본 기술논문은 정지궤도위성의 탑재 궤도 생성 알고리듬 개발에 대하여 다루고 있다. 정지궤도위성 실시간 궤도 생성에 사용되었던 기존 알고리듬의 정밀도를 향상시키기 위한 연구 결과를 제시하였다. 여기서 제시한 알고리듬을 토대로 궤도 오차 요인들의 영향성 분석을 수행하였다. 분석 결과, 초기 궤도 결정 오차가 50 m 이내이고, 지상시스템과 탑재 컴퓨터에서 사용되는 위성위치각 (sidereal oscillator) 오차가 ${\pm}0.0025deg$ 이내로 유지되어야만 궤도 요구조건을 만족함을 알 수 있었다. 본 알고리듬에 대한 탑재코드 개발이 이루어졌으며, 소프트웨어 기반 검증 시뮬레이터를 사용한 성능 검증이 수행되고 있다.

• 한국위성정보통신학회논문지
• /
• 제11권1호
• /
• pp.58-62
• /
• 2016

인공위성 추진시스템은 위성이 발사체와 분리되어 최종 임무궤도에 진입하기까지 궤도조정에 필요한 추력을 제공하고, 임무궤도에 진입한 이후에는 궤도경사각 제어 및 항력에 의한 궤도 저하를 보상하기 위한 추력을 제공한다. 위성 발사 후 초기운용 기간 동안 획득된 궤도운용결과를 바탕으로 위성의 운용모드에 따른 저궤도관측위성 추진시스템의 궤도성능 검증을 수행하였다. 또한 추진시스템을 구성하는 부품 및 배관에서의 온도변화 추이를 살펴 추진계가 정상적인 범위 내에서 운용되고 있음을 확인하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
• /
• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
• /
• pp.59-59
• /
• 2003

과학위성 1호는 고도 685 km 태양동기궤도에서 운용되는 소형인공위성으로 지구 그림자에 의한 주기적인 온도변화, 태양과 지구로부터의 자외선복사, 진공환경과 같은 가혹한 우주환경에서 정상적으로 임무를 수행해야 한다. 이러한 가혹한 우주환경에서 위성 각 시스템의 온도를 허용범위 내에서 조절하고 구조적인 열변형을 최소화하기 위하여 열제어 시스템이 필요하며, 위성개발과정에서 상세한 열설계 요구조건을 도출하고 반영하여 과학위성 1호의 열제어 시스템을 설계하였다. 열제어 시스템은 위성의 내\ulcorner외부에서 위성외부로부터의 열유입을 최소화하고 위성내부에서 발생한 열을 효과적으로 방출하는 역할을 한다. 열제어 시스템의 성능을 검증하기 위하여 다양한 임무와 궤도를 고려한 궤도열해석이 수행되었으며, 주기적인 온도변화와 진공환경을 모사하는 열진공시험을 통하여 예상되는 우주환경에서 위성 각 시스템의 정상동작 여부가 검증되었다. 본 연구는 과학위성 1호의 열설계 결과와 효과적인 열설계를 위한 궤도열해석 과정 그리고 위성 시스템의 신뢰성 검증을 위한 열진공시험결과를 다룬다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
• /
• 제26권1호
• /
• pp.89-98
• /
• 2009

이 연구에서는 SLR(Satellite Laser Ranging) NP (Normal Point) 데이터를 이용하는 인공위성 정밀궤도 결정 시스템 YLPODS(Yonsei Laser-ranging Precision Orbit Determination System)를 개발하였다. 먼저, 개발된 YLPODS의 성능 검증을 위해서 저궤도 위성인 TOPEX/POSEIDON과 CHAMP의 SLR NP 데이터를 사용한 궤도결정 시험을 수행하였다. JPL에서 배포하는 정밀궤도력을 참값으로 가정하고, 거리측정잔차(range residual)의 RMS(Root Mean Square) 및 결정된 궤도의 반경(radial), 진행(along-track), 교차(cross-track) 방향 오차를 확인하였다. 그리고 거리측정잔차 확인을 통해 검증된 YLPODS의 거리계산 정밀도와 SLR NP 데이터의 높은 거리측정 정밀도를 이용하여, 관측된 값(O)과 계산된 값(C)을 비교하는 방법으로 GPS(Global Positioning System) 데이터를 이용하는 GPS 기반 POD 시스템 결과의 정밀도 검증을 수행하였다. 검증을 위한 GPS 기반 POD 시스템 결과는 YGPODS(Yonsei GPS-based Precision Orbit Determination System)의 TOPEX/POSEIDON위성 POD 결과가 사용되었다. 관측된 값과 계산된 값의 비교(O-C)를 위해서 GPS 기반 POD 시스템 결과로부터 획득된 궤도 정보를 YLPODS의 초기 궤도로 사용하고, 첫 번째 반복 후 얻어진 거리측정잔차를 확인해 보았다. YLPODS의 궤도결정 수행 결과 TOPEX/POSE)DON과 CHAMP 위성 모두 거리측정잔차가 10cm 미만, 각 방향 오차가 1m 수준의 정밀도를 가지는 것을 확인하였다. GPS 기반 POD 시스템 결과에 대한 정밀도 검증 결과 TOPEX/POSEIDON위성의 경우 거리측정잔차가 10cm 미만으로 나오는 것을 확인하였다. YLPODS의 궤도결정 수행 결과에 비추어볼 때 GPS 기반 POD시스템 결과의 각 방향 궤도 정밀도가 1m 수준이 될 것을 예상해볼 수 있고, 실제로 JPL 정밀궤도력과 비교했을 때 1m 수준의 궤도 정밀도를 가지는 것을 확인할 수 있었다. 결과적으로 이 연구를 통해서 개발된 YLPODS는 향후 수행될 과학기술위성 2호와 다목적 실용위성 5호와 같은 SLR 데이터 획득이 가능한 위성의 SLR 기반 POD 및 GPS 기반 POD 결과 검증에 활용될 수 있을 것이다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제42권9호
• /
• pp.795-801
• /
• 2014

STEP Cube Lab.은 조선대학교 항공우주공학과 우주기술융합연구실에서 개발 중인 극초소형 위성으로 구분되는 1U 큐브위성으로, 논문 연구 실적으로만 그친 우주핵심기술을 발굴 및 탑재하여 궤도 검증 실시 및 해당 분야 기술의 지적 저변확대에 공헌을 목표로 한다. 이에 본 논문에서는 주요 탑재체인 가변방사율 라디에이터, 무충격 구속분리장치 그리고 MEMS 고체추진로켓 등을 탑재하여 극한 우주 열환경에서의 위성 시스템과 탑재 체의 안정적인 궤도 운용 및 기술 검증을 위해 시스템 통합 열해석 및 열제어를 실시하였으며, 이를 통해 해석결과 분석 및 열제어 설계의 타당성을 입증하였다.

• 천문학회보
• /
• 제37권2호
• /
• pp.196.1-196.1
• /
• 2012

인공위성은 지상에서부터 발사 및 궤도 운용까지 다양한 전자파 환경에 노출되며 이러한 환경에서의 위성 운용을 검증하기 위하여, 다양한 전자파 환경을 모사하는 전자파 환경시험을 수행하게 된다. 특히, 궤도내에서 위성의 운용시 지상국과의 교신을 위하여 X 밴드 안테나와 S 밴드 안테나에서 지상국으로 강한 전자기파를 방사하게 되는데, 이 방사에너지가 위성에 영향을 주는지 검증하는 시험을 지상에서 수행한다. 이런 시험을 RFC (RF Auto-Compatibility) 시험이라고 부른다. RFC 시험은 위성으로부터 방사되는 전자기파가 외부에 새어나가지 않도록 전자파 챔버내에서 시험하며, 강한 전자기파를 흡수할 수 있는 고전력 전파 흡수체가 설치된 전자파 챔버가 필요하다. RFC 시험시 X 밴드 안테나와 S 밴드 안테나를 최대 전력으로 방사시키고, 이때 위성 주변에 전자파 센서를 부착하여 전계강도를 측정함으로써 위성으로 입사되는 전자기파의 세기가 적정 레벨 이하인지를 검증하고, 동시에 위성의 운용상태를 확인하여 위성에 영향이 없음을 검증한다. 본 논문에서는 다목적 실용위성 3호의 RFC 시험시 측정된 전계강도를 이론적으로 검증하고, RS 시험시 인가하는 레벨과의 상관관계를 설명한다. RS 시험 레벨의 선정은 위성 안테나의 방사레벨과 관련이 있으며 RFC 시험결과를 검토함으로써 RFC 시험 결과의 유효성과 RF 레벨 요구사항의 적절성을 검증한다.