본 논문에서는 선박이나 항공기 조난에 대비하여 운용 중인 인공위성을 기반으로 하는 수색 및 구조 시스템의 조난신호 탐지시간에 관한 문제를 고려한다. 현재 운용 중인 LEOSAR 시스템은 저궤도 위성을 사용하며 시스템에 속한 위성의 수가 적고 커버리지는 지구전체가 아닌 국지이다. 따라서 조난자의 비컨 신호가 탐지되어 구조본부까지 전달되려면 장시간이 소요된다. 이와 대조적으로 새로 제안된 중궤도 항행위성시스템에 기반한 MEOSAR 시스템을 추가로 도입하는 경우를 가정하면 커버리지가 지구전역으로 확대되고 시스템의 안정도가 개선되어 조난신호 검출 또는 탐지시간이 크게 감소하므로 수색구조 효율이 크게 개선된 결과를 얻는다. 본 논문에서는 비컨에 대한 장애물의 영향을 고려했을 경우에 대하여 LEOSAR 및 MEOSAR 시스템에 대한 조난신호 탐지시간을 시뮬레이션을 통하여 계산하고 그 결과를 비교 해석한다.
지난 50여년의 우주개발로 인해 현재 지구궤도 상에는 수많은 우주파편이 인공위성이나 우주선을 위협하고 있다. 현재 아리랑 위성 2호와 5호의 임무궤도가 포함된 LEO에 전체 우주파편의 84%가 존재함에 따라 우주파편을 고려한 우주임무설계가 요구된다. 본 논문에서는 ESA의 MASTER2005와 NASA의 DAS2.0을 이용하여 현재 활동 중인 아리랑 위성 2호와 발사예정인 아리랑 위성 5호의 임무궤도에 존재하는 우주파편의 종류, 궤도특성, 우주파편이 차지하는 공간밀도를 비교분석하였고, 임무 중에 우주파편과 충돌하거나 손상을 입을 확률을 계산하였다. 분석 결과 아리랑 위성 2호의 우주파편 충돌확률이 아리랑 위성 5호에 비해 약 5배정도 높은 것으로 나타났다.
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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제17권4호
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pp.622-630
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2016
In the operation of a low earth orbit satellite, a series of antenna commands are transmitted from a ground station to the satellite within a visibility window (i.e., the time period for which an antenna of the satellite is visible from the station) and executed to control the antenna. The window is a limited resource where all data transmission is carried out. Therefore, minimizing the transmission time for the antenna commands by reducing the data size is necessary in order to provide more time for the transmission of other data. In this paper, we propose a geometric compression method based on B-spline curve fitting using dominant points in order to compactly represent the antenna commands. We transform the problem of command size reduction into a geometric problem that is relatively easier to deal with. The command data are interpreted as points in a 2D space. The geometric properties of the data distribution are considered to determine the optimal parameters for a curve approximating the data with sufficient accuracy. Experimental results demonstrate that the proposed method is superior to conventional methods currently used in practice.
In this study, we describe an analytical process for designing a low Earth orbit constellation for discontinuous regional coverage, to be used for a surveillance and reconnaissance space mission. The objective of this study was to configure a satellite constellation that targeted multiple areas near the Korean Peninsula. The constellation design forms part of a discontinuous regional coverage problem with a minimum revisit time. We first introduced an optimal inclination search algorithm to calculate the orbital inclination that maximizes the geometrical coverage of single or multiple ground targets. The common ground track (CGT) constellation pattern with a repeating period of one nodal day was then used to construct the rest of the orbital elements of the constellation. Combining these results, we present an analytical design process that users can directly apply to their own situation. For Seoul, for example, 39.0° was determined as the optimal orbital inclination, and the maximum and average revisit times were 58.1 min and 27.9 min for a 20-satellite constellation, and 42.5 min and 19.7 min for a 30-satellite CGT constellation, respectively. This study also compares the revisit times of the proposed method with those of a traditional Walker-Delta constellation under three inclination conditions: optimal inclination, restricted inclination by launch trajectories from the Korean Peninsula, and inclination for the sun-synchronous orbit. A comparison showed that the CGT constellation had the shortest revisit times with a non-optimal inclination condition. The results of this analysis can serve as a reference for determining the appropriate constellation pattern for a given inclination condition.
COSPAS-SARSAT 406 MHz 조난용 비콘에는 항공용의 ELTs (emergency locator transmitter), 선박용의 EPIRBs (emergency position indicating radio beacon), 개인용의 비콘인 PLBs(personal locator beacons)가있으며, 406 MHz 조난주파수로 부호화된 메시지를 발사하여 조난 시 탐색과 구조를 위한 경보를 보내는 데 사용한다. COSPAS-SARSAT 기술문서인 C/S T.001과 T.018은 조난용 비콘 개발에 필요한 기본 기술정보와 메시지 구성방법, 형식승인을 위한 시험방법 등을 포함하고 있다. 기존의 저궤도와 정지궤도위성을 사용하는 COSPAS-SARSAT 시스템은 반송링크서비스(RLS; return link service) 기능이 없어 조난자가 조난신호의 발사여부를 확인할 수 없었으나 새롭게 추가된 중궤도 위성 시스템은 RLS 기능이 도입되어 확인이 가능하게 됐다. 이 논문은 개선된 중궤도 위성을 활용한 406 Mhz의 PLB와 121.5 Mhz의 호밍 신호 발생기, 243 MHz의 항공용 VHF AM 송신기를 통합하는 탐색구조 단말기 개발에 필요한 C/S T.001과 T.018을 분석하였다.
IMT-2000(International Mobile Telecommunications-2000)은 극지방과 산악지대를 포함하는 전세계적인 이동통신서비스를 제공할 것이다. GMPCS(Global Mobile Personal Communiacations by Satellites) 역시 500~12,000km고도의 위성망을 동한 전세계적인 음성전화와 페이징서비스를 제공한다. GMPCS중 "Big LEO(Low Earth Orbit)"와 IMT-2000은 사용 대역이 1-3 GHz로 같아, 두 시스템간에 시스템 성능에 영향을 줄 간섭이 존재할 가능성이 있다. 본 논문에서는 두 시스템 사이의 전파 경로에 대한 모델 및 IMT-2000과 GMPCS간의 간섭 분석 방법을 제시하고 이를 이용해 두 시스템간의 간섭을 분석하였으며, 시스템간의 주파수 공유 조건에 대해 살펴보았다. 대해 살펴보았다.
저궤도 관측위성에 탑재된 전자광학 카메라(Electro Optical Instrument)에서 생성되는 지상 표적의 영상데이터 (수 백 Mbps)를 실시간 지상 수신소로 전송하는 X-밴드 송신기에 대한 quality loss를 MC 방식의 시뮬레이션으로 산출하였다. 본 quality loss 시뮬레이션에는 QPSK 변조기의 데이터 비대칭(data asymmetry), I Q 채널간의 신호 크기 및 위상편차 불균형(unbalance), 채널결합기(OMUX)의 채널필터에 의한 변조파형 정형화 및 채널간섭 등의 변수가 포함되었다. 무선 구간의 잡음채널을 가산성 가우시안 백색잡음으로 가정할 때, 신뢰도 95 %를 기준한 시뮬레이션에서 X-밴드 송신기의 quality loss 0.7 dB를 구했으며, 이 quality loss는 데이터 링크의 링크버짓(link budget)에서 부가적인 손실항으로 반영되었다.
A Power control and Distribution Unit (PCDU) plays roles of protection of battery against overcharge by active control of solar array generated power, distribution of unregulated electrical power via controlled outlets to bus and instrument units, distribution of regulated electrical power to selected bus and instrument units, and provision of status monitoring and telecommand interface allowing the system and ground operate the power system, evaluate its performance and initiate appropriate countermeasures in case of abnormal conditions. In this work, we perform the preliminary design of a PCDU for the small Low Earth Orbit (LEO) Satellite applications. The main constitutes of the PCDU are the battery interface module, solar array regulators with maximum power point tracking (MPPT) technology, heater power distribution modules, internal converter modules for regulated bus voltage generation, power distribution modules of unregulated and regulated primary bus, and instrument power distribution modules.
본 논문에서는 한국형발사체 2, 3단을 수정하여 500 kg 급 차세대 중형위성(CAS500)을 지구 저궤도(LEO)에 단독 발사할 수 있는 2단형 소형발사체를 설계하였다. 한국형발사체는 3단 발사체이므로 소형발사체로의 활용을 위해서는 단별 속도증분이 새롭게 분배되어야 한다. 이를 위하여 설계 변수로는 단 질량비, 구조비와 1, 2단 엔진 옵션을 고려하였으며, 이에 대한 단 설계 및 궤적해석을 수행하였다. 결과 검토로부터 500 kg 급 위성의 LEO 단독 발사가 가능한 소형발사체 설계변수의 조합을 확인하였다.
본 논문에서는 최근에 개발된 고해상도 지구관측위성의 본체 형상설계 동향에 대해 기술하고자 한다. 인공위성의 본체는 임무, 탑재체, 발사환경, 임무특성, 자세제어 및 추진시스템에 따라 다양한 형상을 갖는다. 또한 2000년대 들어서 시작된 위성영상의 상업화에 따른 영상수요의 증가는 고해상도 영상을 신속히 많이 획득할 수 있는 위성시스템을 요구하고 있다. 이러한 요구에 맞춰 위성의 본체는 가벼우면서도 안정적으로 탑재체를 지지할 수 있도록 설계되고 있으며, 이 중에 형상설계 변화를 본 논문에서 집중적으로 살펴본다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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