• 한국항공우주학회지
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• 제38권2호
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• pp.141-149
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• 2010

위성 편대 비행 시 주위성과 부위성 간의 연료 소비 균형을 고려한 임펄스 기동에 관한 연구를 수행하였다. 위성 간 사용가능한 연료량을 비교하여 가중치(weight)를 두고 가격함수(cost function)를 설계하여 라그랑지 승수법을 통해 필요한 임펄스를 획득하였다. 상대궤도 발산 방지를 위해 에너지 매칭 기법을 사용하였고, 임펄스 기동 후 상대 거리 구속이 이루어짐을 시뮬레이션을 통해 확인하였다. 시뮬레이션은 지구 중력 외의 외란이 없는 경우와 대기 항력이 외란으로 존재하는 상황으로 시나리오를 나누어 수행하였다. 본 논문 결과는 이후 실제로 위성을 편대로 사용한 위성 군집 비행 시, 상대 궤도 구속 요건을 만족하고 각 위성의 연료량을 비교한 임펄스 기동이 요구될 때 사용가능할 것으로 기대된다.

• 대한원격탐사학회지
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• 제37권5_1호
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• pp.927-938
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• 2021

편대 비행하는 저궤도위성에는 비슷한 크기의 비중력 섭동이 일정한 시간 차이를 두고 가해진다. 이러한 시간상관관계를 이용하면 한 개 위성의 가속도계에서 측정된 가속도 값으로 다른 편대비행 저궤도위성의 비중력가속도를 추정할 수 있다. 편대비행 저궤도위성인 GRACE 및 GRACE-FO 위성에서 한 개 위성의 가속도계 데이터를 사용할 수 없는 기간이 존재하는데, 앞서 기술된 시간 이식 기법이 JPL (Jet Propulsion Laboratory)에서 공식적으로 가속도계 데이터 복원 시 사용되고 있다. 본 논문에서는 기존의 시간 이식 기법의 가속도계 추정 정확도를 개선하기 위하여 신경망 (neural network; NN) 모델 기반 편대비행 저궤도위성 가속도계 데이터 추정 방법을 제안하였다. 시간 이식 기법은 위성의 위치 및 우주환경요소 등을 반영할 수 없지만, NN 모델은 이를 모델 입력으로 사용할 수 있으므로 예측 정확도를 높일 수 있다. 1개월간 NN 모델을 사용하여 가속도계 예측 시험을 수행하고 시간 이식 기법과 예측 정확도를 비교하였다. 그 결과 along-track 및 radial 방향에서 NN모델의 가속도계 데이터의 예측 오차는 시간 이식 기법에 비해 각각 55.0%, 40.1% 감소하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권12호
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• pp.1032-1039
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• 2012

이 논문에서는 GPS L1/L2 이중 주파수 반송파 위상 관측값을 사용하여 100km 이상의 장기선을 가지는 저궤도 편대비행위성의 상대위치결정 기법을 연구하였다. 더욱 다양한 응용분야로의 유연한 확장을 위해 위성의 동역학 모델을 고려하지 않았고 이중 주파수 GPS 관측값과 오차 모델링을 기반으로 확장칼만필터를 통해 구하고자 하는 미지의 변수를 추정하였다. 편대비행위성 간 기선의 증가로 인해 공통오차로 소거되지 않고 남아있는 전리층 지연 오차는 전리층 매핑 모델을 사용하여 계산하였다. 정수형 미지정수 검색은 정수 최소 자승 조건을 만족하는 미지정수를 보다 빠르고 효율적으로 검색할 수 있는 MLAMBDA 기법을 적용하였다. 결정된 정수형 미지정수의 검정은 비율 테스트를 통해 판정하였다. 제안된 기법의 검증을 위해 편대비행위성 간 상대 기선 거리가 100 km 이상 떨어져 있는 가상의 편대비행위성 시나리오를 구성하여 상대위치결정 정확도를 분석하였다. 분석된 결과를 통해 제안된 기법은 장기선에서의 반송파 위상 미지정수 결정과 mm 수준의 정밀한 상대위치결정이 가능함을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권5호
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• pp.416-422
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• 2016

본 논문에서는 연세대학교 천문우주학과 우주비행제어연구실에서 개발 중인 인공위성 편대비행 테스트베드에 대한 예비 성능분석 결과를 제시하였다. 동역학 모델에 포함되지 않은 동특성과 측정 잡음 등에 의한 불확실성의 영향을 받는 반작용 휠의 응답 성능을 향상시키기 위하여 간단한 1차 선형시스템을 기준 모델로 하는 적응제어기를 설계하였다. 또한 자세 측정값에 잡음이 포함된 환경에서도 원활한 제어를 수행하기 위해 최소제곱법 기반의 실시간 파라미터 추정기법을 이용하여 관성모멘트를 추정하였다. 수치 시뮬레이션과 하드웨어 실험을 통해 설계된 모델 기준 적응제어기의 적합성과 향후 적용가능성을 검토하였고, 전 시간에 걸친 자세 추적오차가 $0.25^{\circ}$ 이내에 머무는 것을 확인하였다. 하지만 하드웨어 실험을 통해 드러난 제어 입력에 대한 데드존의 영향을 줄이기 위해서는 인공위성 시뮬레이터의 설계 변경이 필요하다고 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권2호
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• pp.75-83
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• 2005

NASA와 독일 DLR의 Gravity Recovery and Climate Experiment (GRACE)는 편대비행을 하는 두 개의 저궤도 위성을 이용하여 지구중력장을 측정하는 연구이다. 주요 관측 장비는 위성 사이의 거리를 측정하기 위한 초단파 거리측정기와 비중력 가속도를 측정하기 위한 정전기 방식의 3축 가속도계이다. 기본설계 및 허용오차 분석 등에 활용하기 위하여 정밀한 관측기 시뮬레이션 모델을 개발하였는데, 본 논문에서는 이러한 모델링 기법과 이를 적용한 궤도 및 중력장 추정기법에 관해 살펴보았다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권3호
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• pp.317-328
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• 2009

위성의 상대운동 모델은 두 위성 사이의 상대적인 운동을 기술하며, 위성편대비행 연구의 기본이 된다. 이 연구에서는 선형 및 비선형 상대운동 모델들의 정확도를 산출하고 이를 비교 분석하였다. 우선 모델의 정확도를 나타내는 '모델링 오차 지수(Modeling Error Index)'를 정의하였다. 다양한 주위성 궤도의 이심률과 두 위성 사이의 거리에 대해 모델링 오차 지수를 계산하여, 여러 궤도환경에 따른 기존의 여러 가지 상대운동 모델들의 정확도를 산출하였다. 여러 가지 상대운동 방정식들의 모델링 오차 지수는 주위성의 이심률의 크기, J2 섭동 고려 여부, 위성들의 상대 거리의 크기에 따라 달라진다. 이 연구에서 사용한 상대운동 모델의 정확도는 편대비행 동역학모델의 오차를 나타내므로, 이 연구 결과를 이용해서 주어진 편대비행 임무에 알맞은 모델을 선택하는 것이 가능하다.

• 우주기술과 응용
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• 제2권2호
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• pp.81-103
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• 2022

본 논문에서는 근지구 우주환경을 관측하기 위해 국내 최초로 4기가 편대비행으로 운용되는 6U 초소형위성 SNIPE(국문명 도요샛; small scale magnetospheric and Ionospheric plasma experiment )의 본체(BUS) 설계 내용과 개발 과정에 대해 기술하였다. SNIPE는 지구 주위 우주환경을 입체적으로 관측하기 위해 4기가 편대비행을 수행하며, 전리권에서 우주 플라즈마 밀도 및 온도, 그리고 태양 자기장과 전자파 등의 시간적 변화를 동시에 관측한다. 임무 기간은 최소 6개월 이상으로 신뢰성을 높이기 위해 시험인증모델(EQM)과 비행모델(flight model, FM)으로 나누어 개발하였다. 현재 총 4기의 비행모델의 개발을 완료하고 우주환경시험을 모두 마친 SNIPE는 2023년 발사 예정이다. 본 논문에서는 발사를 앞둔 SNIPE 위성 본체의 설계 내용과 개발 과정을 소개하며, 향후 국내에서도 본격적인 임무 수행을 위한 6U급 초소형위성 개발에 유용한 참고 자료가 되기를 기대한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권7호
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• pp.136-149
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• 2003

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2007년도 한국우주과학회보 제16권2호
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• pp.52-52
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• 2007

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2007년도 한국우주과학회보 제16권1호
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• pp.51-51
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• 2007