• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제37회 추계학술대회논문집
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• pp.66-68
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• 2011

정지궤도위성인 천리안위성의 이원추진시스템은 크게 궤도전이를 위한 1기의 주엔진과 궤도상 운용에 주로 사용되는 14기의 추력기들로 구성된다. 천리안위성은 프렌치 기아나의 쿠루우주센터에서 성공적으로 발사되었다. 발사체에서 분리 후 추진시스템은 자동으로 초기화되었다. 이후 3번의 주엔진 분사가 성공적으로 수행되었으며 목표궤도 진입에 성공했다. 본 논문에서는 천리안위성의 발사 및 발사후 초기운용 과정에서의 주요 정황들에 대해 상술한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.166.2-166.2
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• 2012

국내에서 개발한 고기동 저궤도 위성이 일본 다네가시마 우주센터에서 2012년 5월 18일 발사되었다. 자세제어계는 위성의 임무수행을 완수할 수 있도록 발사 후부터 위성 수명 기간 동안 자세명령을 생성하고 제어 및 결정을 하며, 궤도 조정과 모멘텀 덤핑등의 임무를 수행한다. 이러한 임무 수행을 가능하게 하기 위해 자세제어계는 적절한 센서와 구동기 조합을 사용하여 추력기 기반 안전모드, 궤도 조정을 위한 Del-V Burn 기동 모드, 태양지향 서브모드 및 목표지향 서브모드 등을 설계했다. 고기동 위성의 초기 운용 중 자세제어계는 자세제어계 하드웨어의 초기 구동 및 점검을 수행하고 설계한 각 모드의 기능과 성능 확인을 수행하게 된다. 본 연구는 성공적으로 완료한 자세제어계 하드웨어의 초기 점검 결과를 소개하는 것이 목적이다. 초기 운용은 위성이 발사된 직후 탑재컴퓨터가 깨어나면서부터 시작되는데, 발사 후 최초 접속시 추력기 기반 안전모드에서 태양 획득 성능 및 제어 성능을 확인한 후 정상 상태 모드인 태양지향 자세로 전환하기 위해 자세제어계 하드웨어인 별 추적기, 자기토커, 반작용휠의 초기 구동 및 점검을 수행하였다. 본 연구에서는 각 하드웨어의 초기 구동 점검과 성능 및 기능 요구조건 만족에 대한 성능 분석 결과를 정리하였다.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2000년도 춘계 학술대회 논문집 통권 3호 Proceedings of the 2000 KSRS Spring Meeting
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• pp.1-1
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• 2000

아리랑위성 1호는 1999년 12월 21일 미국 캘리포니아 반덴버그 공군기지에서 성공적으로 발사되어 초기 고도 702.5km, 궤도경사각 98.26도의 궤도 진입에 성공하였다. 발사 후 2 개월간의 초기 운용기간 (Launch Early Operation Phase) 동안 위성체의 점검 및 기본 기능시험이 완료되었고 현재 위성은 정상 임무궤도에서 운용되고 있다. 초기 운용기간에 위성에 탑재된 관측센서의 기능분석 및 시험 영상 촬영도 이루어졌다. 본 발표에서는 초기 운용기간에 전자광학카메라 (EOC)와 해석관측센서 (OSMI)로부터 획득한 영상자료의 일부를 공개한다. 이를 통해 향후 국토이용관리, 해양 및 기상 등 다 방면에 활용될 EOC 및 OSMI 자료의 현재 수신상황을 설명하고 영상자료에 대한 이해를 도모하고자 한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.198.1-198.1
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• 2012

저궤도 위성이 발사체에서 분리된 후 탑재 소프트웨어에 의한 초기 동작이 수행되고 나면 초기 운용이 시작된다. 초기 운용 기간에 수행할 모든 절차와 대처 가능한 긴급 상황이 발생할 경우 수행할 절차는 발사 전에 미리 준비된다. 위성의 각 부분의 설계 마진은 최악 조건을 기준으로 반영되어 있기 때문에 발사 이후의 버스 시스템 관점에서의 위성 특성은 요구 사항을 만족하는 범위가 될 것으로 예상이 가능하다. 실제로 발사 후 위성 텔레메트리 분석을 통해 대부분의 항목에서 요구 조건을 만족하는 것으로 확인되었다. 또한 텔레메트리 분석을 통해 설계 단계에서 예상했던 것 보다 정확한 궤도 특성이 반영된 위성 특성을 파악하였다. 이러한 특성은 설계 시 고려했던 상황과 다르더라도 실제 궤도 특성이 반영된 특성이므로 초기 운용 및 정상 운용 시에 정상적인 상황인 것으로 고려해야 한다. 첫째, 지구 알베도 특성에 따라 태양센서 값이 궤도에 따라 변화한다. 위성의 자세가 정확히 태양을 지향하고 있더라도 태양센서에 지구에서 반사된 빛이 입사되어 자세 제어에 영향을 주게 된다. 알베도의 영향은 적도에서 극지방으로 갈수록 커지며, 계절에 따라 다른 특성을 보인다. 알베도의 영향을 최소화하기 위해 자세 제어 모델에 알베도 효과를 고려하거나 알베도 효과를 무시할 수 있을 정도로 자세 제어 오차 한계를 조정할 수 있다. 둘째, 위성의 지구 회피 회전에 의해 태양 전지판의 온도가 궤도에 따라 변화한다. 위성체는 위성체에 장착된 두 개의 별센서의 가시성 확보를 위해 태양 지향 자세에서 요축으로 일정 속도로 회전한다. 남극 부근에서는 두 태양 센서가 모두 지구의 반대편인 남쪽을 지향하도록 하며, 북극 부근에서는 북쪽을 지향하도록 한다. 이 때 두 태양 센서의 방향에 장착된 태양 전지판은 극지방에서 지구 반대편에 위치하므로 다른 태양 전지판에 비해 낮은 온도를 갖게 된다. 이 논문에서는 위성의 궤도 특성에 따른 고려 사항에 대해 설명하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.52-52
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• 2003

1996년 미국 버클리 대학의 Space Science Laboratory와 공동으로 고온 성간 물질의 관측에 대한 Conceptual Study로부터 시작되어 1998년 과학위성 1호의 주 탑재체로 선정되면서 본격적인 개발에 들어간 원자외선 분광기(FIMS: Far-ultraviolet IMaging Spectrograph)는 Engineering Model 개발, Qualification Model 개발, Flight Model의 개발 및 보정, 그리고 최종적으로 과학기술위성 1호 본체와의 조립 시험 및 환경시험을 거쳐 2003년 9월 26일 러시아의 플레세츠크에서 COSMOS-3M 발사체에 의해 발사된다. FIMS를 포함한 과학위성 1호는 현재 발사를 위해 러시아 현지에 이송되어 최종 시험을 진행 중이며, 발사 후 약 20일 가량은 위성의 운용 시험을 하게 되며, 이후 FIMS의 운용에 영향을 줄 수 있는 Out-gassing이 충분히 이루어진 후 FIMS의 Test 및 초기 운용이 이루어 진다. FIMS의 Detector로 사용되는 MCP(Micro Channel Plate)의 정상적 동작이 확인되면, 1년여에 걸쳐 FIMS의 주 임무인 원자외선 영역(900∼1750')의 은하계 전천 탐사를 수행하게 된다. 전천 탐사가 마무리 되면, 전천탐사의 결과를 바탕으로 개별 천체의 영상 및 분광 자료를 획득하게 되며, 동시에 원자외선 영역의 오로라 및 지구 대기광 측정을 수행한다.

• 항공우주기술
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• 제10권2호
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• pp.65-73
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• 2011

위성의 발사 후 정지궤도위성을 운용궤도에 진입시키기 위해서는 전이궤도 원지점 (Apogee)에서 위성에 장착된 액체원지점엔진을 발사하여 근지점(Perigee) 고도를 정지궤도 고도에 이르도록 높여준다. 이 과정에서 궤도결정 결과를 피드백하여 정밀하게 궤도조정을 수행하고 종료 후 원하는 경도에 안착시키기 위해 상황에 따라 엔진발사를 3회에서 4회로 나누어 수행하게 된다. 본 논문에서는 먼저 임펄스 형태의 기동을 가정하여 각 액체원지점 엔진 발사시점과 ${\Delta}V$ 벡터를 결정하기 위한 알고리즘을 수립하였고, 추가적으로 연속점화에 따른 오차를 보정하기 위한 기법을 제안하였다. 또한 시뮬레이션을 통하여 제안된 기법의 타당성을 분석하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2011년도 제36회 춘계학술대회논문집
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• pp.207-210
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• 2011

천리안 이원추진시스템은 궤도전이를 위한 1기의 주엔진과 궤도상 운용에 주로 사용되는 14기의 추력기들로 구성된다. 추진계의 설계 및 해석은 국제협력을 통해 수행되었다. 시스템 조립 및 시험 후, 천리안위성은 프렌치 기아나의 쿠루우주센터로 이송되었으며, 성공적으로 발사되었다. 발사체에서 분리 후 추진시스템은 자동으로 초기화되었다. 이후 3번의 주엔진 분사가 성공적으로 수행되었으며 목표궤도 진입에 성공했다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권1호
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• pp.53-53
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• 2004

과학기술위성 1호는 2003년 9월 27일 러시아의 플레세츠크에서 성공적으로 발사된 후 6개월 여간의 운용을 통하여 초기 위성 안정화 과정과, 임무 수행기간인 2년 동안 정상적으로 위성이 운용될 수 있도록 위성의 운용모드에 따른 파라미터를 궤도상에서 보정하는 과정을 거쳐 전력 시스템이 최상의 조건을 가질 수 있도록 하였다. 초기 위성의 상태 점검과정과 탑재체의 관측을 위한 운용모드 시험과정을 거쳐 현재 위성은 각 궤도별로 “정밀 자세 제어 모드”, “최대 태양 전력 입력 지향 모드”, “자동 지상국 교신모드”, “탑재체 운용 모드”, “S/W 전력 제어”, “자동 파일 다운로드” 등으로 분류되어 운용되고 있으며, 위성의 주컴퓨터에 시나리오 명령구조를 사용하여 탑재체를 운용하고 있다. (중략)

• 한국항행학회논문지
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• 제26권4호
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• pp.195-204
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• 2022

본 논문에서는 경사 고각 발사 시스템에서 활용하기 위한 발사체 항법장치의 급속 초기정렬기법에 대해 다룬다. 급속초기정렬기법 중 하나인 원샷(One-shot) 정렬기법은 발사대에 장착된 항법장치의 정보를 활용하므로 수 초 내에 정렬이 가능하지만, 수직 발사체계에서만 적용되어 경사 고각에서의 성능이 검증되지 않았다. 따라서 본 논문에서는 원샷 정렬기법을 경사 고각 발사 시스템으로 적용 시 발생하는 오차 요소에 대해 분석하였고, 이를 최소화하여 정렬 성능을 개선하기 위한 방안을 소개하였다. 추가로, 제시한 원샷 정렬기법에 대해 성능시험을 수행함으로써, 실 항법장치를 운용하는 환경에서도 유효한 효과가 있음을 확인하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.180.2-180.2
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• 2012

저궤도 인공위성에서 배터리는 태양전지 배열기에서 생성된 전력을 저장하여 탑재체 구동과 식구간 위성의 동작 유지를 위하여 사용된다. 최근 상용 배터리 시장에서도 리튬이온 배터리의 보급이 많이 이루진거와 마찬가지로 인공위성에서도 리튬이온 배터리의 사용이 보편화 되는 추세이다. 리튬이온 배터리가 기존에 인공위성에서 사용되던 니켈카드늄이나 니켈수소 배터리에 비하여 자연 방전량이 적다고는 하지만 이 또한 존재하며, 초기 위성 발사시 태양전지 배열기의 전개를 통한 전력 생산이 이루어질 때까지 위성의 동작을 보장하고 임수종료까지 에너지를 충방전 할 수 있는 상태를 유지하여야 하므로 위성 발사 전까지 배터리의 상태를 최적으로 유지해야 함은 필수적이다. 본 연구에서는 저궤도 인공위성의 발사 전까지 배터리의 상태를 최적화 하기위한 배터리 운용에 관하여 기술하며, 배터리 상태에 대한 실측 데이터를 제시하여 배터리의 정상상태를 검증하였다.