• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권2호
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• pp.267-278
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• 2009

Automation of the key flight dynamics operations for the geostationary orbit satellite mission is analyzed and designed. The automation includes satellite orbit determination, orbit prediction, event prediction, and fuel accounting. An object-oriented analysis and design methodology is used for design of the automation system. Automation scenarios are investigated first and then the scenarios are allocated to use cases. Sequences of the use cases are diagramed. Then software components and graphical user interfaces are designed for automation. The automation will be applied to the Communication, Ocean, and Meteorology Satellite (COMS) flight dynamics system for daily routine operations.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
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• pp.26.2-26.2
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• 2011

Flyby anomaly (unexpected energy increase during Earth Gravity Assists) indicates existence of an unknown non-conservative perturbation which affects hyperbolic trajectories. This presentation focuses on first order position and velocity perturbation formulas derived in terms of classical orbital element variations for hyperbolic orbit. By using both the perturbation formulas and numerical approach, we analyze effects of hypothetical acceleration models proposed by Hasse (2009), Lewis (2009), Gerrad and Sumner (2008), and Busack (2007). Based on analysis of perturbation effect on low earth orbit, we find that typical position perturbation is about 10m which is much larger than current orbit determination accuracy. From this, we deduce that anomalous acceleration only affects hyperbolic orbit or behaves differently in bound orbit. On the other hand, based on analysis of perturbation effects on hyperbolic trajectories, we find that position and velocity perturbations are highly different from acceleration models, and all of proposed models fail to explain observed range and Doppler data. Thus, it can be concluded that not only energy variations but also kinematics gives us crucial clues on the flyby anomaly, and kinematical characteristic should be considered in modeling flyby anomaly.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제32권3호
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• pp.221-228
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• 2015

To protect and manage the Korean space assets including satellites, it is important to have precise positions and orbit information of each space objects. While Korea currently lacks optical observatories dedicated to satellite tracking, the Korea Astronomy and Space Science Institute (KASI) is planning to establish an optical observatory for the active generation of space information. However, due to geopolitical reasons, it is difficult to acquire an adequately sufficient number of optical satellite observatories in Korea. Against this backdrop, this study examined the possible locations for such observatories, and performed simulations to determine the differences in precision of optical orbit estimation results in relation to the relative baseline distance between observatories. To simulate more realistic conditions of optical observation, white noise was introduced to generate observation data, which was then used to investigate the effects of baseline distance between optical observatories and the simulated white noise. We generated the optical observations with white noise to simulate the actual observation, estimated the orbits with several combinations of observation data from the observatories of various baseline differences, and compared the estimated orbits to check the improvement of precision. As a result, the effect of the baseline distance in combined optical GEO satellite observation is obvious but small compared to the observation resolution limit of optical GEO observation.

• 한국항행학회논문지
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• 제26권6호
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• pp.404-411
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• 2022

위성항법시스템 운용 시 주요 기능은 항법위성의 궤도를 정확히 결정하여 항법메시지로 전송하는 것이다. 본 연구에서는 확장 칼만필터와 정밀동역학모델을 결합하여 항법위성의 궤도결정을 수행하는 소프트웨어를 개발하였다. IGS (international gnss service) 지상국의 실제 관측값을 사용하여 GPS (global positioning system)와 QZSS (quasi-zenith satellite system)의 궤도결정을 수행하고, IGS 정밀궤도력과 비교하여 항법시스템의 주요 성능지표인 URE (user range error)를 계산하였다. 항법위성에 탑재된 시계오차를 추정할 경우 radial 방향 궤도오차와 시계오차가 높은 역상관 관계를 가지는데 서로 상쇄되어 GPS와 QZSS의 궤도결정 URE 표준편차는 1.99 m, 3.47 m로 낮은 수준을 유지하였다. 항법위성 시계오차를 추정하는 대신 항법메시지의 시계오차를 모델링한 값으로 대체하여 궤도결정을 수행하였으며, URE와 지역적 상관관계 및 지상국 배치에 의한 영향을 분석하였다.

• 한국항행학회논문지
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• 제2권2호
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• pp.100-106
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• 1998

Cone Intercept Method(CIM)는 스핀-안정화 인공위성의 자세결정에 사용되는 방법으로서 주로 전이궤도상에서 많이 사용되는 자세결정법이지만 지정청지궤도에서도 사용될 수 있는 방법으로 잘 알려져 있다. 본 논문에서는 CIM을 지구정지궤도에서 적용하여 얻은 결과를 검토함으로써 CIM의 성능과 한계점을 지적하는데 목적이 있다. CIM은 태양센서와 지구센서를 사용하는데 태양센서는 태양원추각을 구하기 위한 것이며, 지구센서는 지구원추각을 구하기 위한 것이다. CIM은 이 2개의 원추각으로 형성된 원추들의 교선을 구하므로써 인공위성의 스핀축을 찾아낸다.

• 대한원격탐사학회지
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• 제30권2호
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• pp.331-339
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• 2014

지상기반 전리층모델로 계산한 전리층 지연값을 저궤도에서의 전리층 지연값으로 변환하기 위해서는 전리층 변환 배율 적용해야 하는데, 이러한 배율을 IRI 전리층모델을 사용하여 결정하는 기법을 제안하였다. IGS 전리층모델에 전리층 배율을 적용하여 계산한 전리층 지연값을 NASA GRACE 위성의 관측값과 비교하였다. 약 480 km 고도에서 2004년 평균 배율은 0.25이며, 표준편차는 0.01이다. 전리층 배율은 주간에 비해 야간에 상대적으로 증가하며, 계절적으로는 봄, 가을에 높은 값을 가진다. IGS모델에 전리층배율을 결합해서 추정한 저궤도 전리층 지연값 추정 오차 평균은 3.50 TECU이다.

• 항공우주기술
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• 제13권2호
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• pp.108-114
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• 2014

본 논문에서는 2013년 8월 22일 발사되어 정상 운영되고 있는 다목적실용위성 5호의 궤도정밀도를 기술하였다. 다목적실용위성 5호의 궤도결정을 위해 사용 가능한 다양한 GPS 자료에 대한 분석을 수행하였고, 궤도자료의 종류 및 처리방식에 따른 궤도정밀도를 비교하였다. 이중 주파수 GPS 수신기에서 제공되는 L1, L2 주파수에 대한 의사시선거리와 반송파 위상, GPS 위성의 정밀궤도력과 IGS 지상국 데이터를 이용하여 궤도결정을 수행한 결과 약 12.8cm($1{\sigma}$)의 위치정밀도를 확인하였다. 또한, 단일 주파수 GPS 수신기 데이터를 이용할 경우의 정밀도는 약 2m로 확인되었고, 10미터 수준의 정밀도를 갖는 GPS 항행해만을 이용할 경우, 지상 궤도결정 결과는 5m 수준임을 알 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제42권3호
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• pp.270-278
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• 2014

본 논문에서는 우주물체 궤도예측의 개선 방안에 관하여 기술하였다. 운용위성과 우주물체와의 근접 가능성 여부를 확인하기 위해 이용되는 TLE(Two-Line Element)를 가관측으로 사용하였고, 비행역학시스템을 통해 궤도결정 및 예측을 수행하였다. 궤도를 결정함에 있어 일정기간 내 일련의 TLE를 이용하여 상태벡터를 가정하였고, 결정기간 및 가관측수(pseudo-observations)에 따른 예측결과 오차를 분석하였다. 또한, 제안된 방식을 적용할 경우 궤도예측 정밀도가 향상 되는지를 알아보기 위해 수 미터 수준의 정밀궤도 확인이 가능한 아리랑위성 2, 3호를 대상으로 먼저 적용하였으며, 동일한 조건으로 우주물체에 적용한 결과를 분석하였다. 우주물체 궤도예측의 RMS 오차 비교 결과, 7일 전파기준으로 궤도 예측 정밀도를 약 90% 향상시킬 수 있었다. 우주물체의 개선된 궤도예측은 매일 수행되는 충돌가능성 분석에 이용되어 위험성이 높은 근접 우주물체의 1차적인 선별에 활용가능 할 것이다.

• 한국측량학회지
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• 제27권4호
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• pp.437-444
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• 2009

동역학적 방법을 이용한 GPS(Global Positioning System) 위성궤도 결정을 위해 양방향 적분이 가능한 multi-step 방식의 수치적분기를 개발하였으며, 이는 GPS 위성 고도에서 마이크로미터 수준의 정확도를 보였다. 가속도 모델링에서 달, 태양 이외의 천체에 의한 인력은 매우 작으므로 태양복사압에서 경험적 모델로 대체하였다. 위성궤도 미지수는 수치적분된 위성궤도와 IGS(International GNSS Service) 정밀궤도를 이용하여 최소제곱방법으로 결정했다. 이를 위해서는 수치적분기에서 가속도와 함께 미지수에 대한 편미분값을 동시에 적분해야 한다. 추정된 위성궤도 미지수를 이용하여 계산한 잔차의 RMS(Root Mean Squares error)로 부터 위성궤도의 정확도를 검증했다. 2009년 3월 한달의 평균적인 궤도오차 RMS는 5.2mm 였으며, 궤도오차의 절대적인 크기는 위성체의 종류 및 위성진행방향기준 좌표계 상에서 특별히 편향된 형태를 보이지는 않는 것으로 나타났다. 본 연구에서 적용한 태양복사압 모델은 상수항 및 궤도당 1주기에 대한 변화만을 포함하고 있으므로, 궤도당 2주기에 해당하는 궤도오차 양상을 크게 보이고 있으며 이에 대한 추가적인 연구가 필요할 것으로 판단된다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1994년도 Proceedings of the Korea Automatic Control Conference, 9th (KACC) ; Taejeon, Korea; 17-20 Oct. 1994
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• pp.238-242
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• 1994

Shuster's algorithm for spin-axis determination is extended to include sensor bias and mounting angle as its solve-for parameters. The relation between direct and derived measurements bias is obtained by linearizing their kinematic equations. A one-step least-square estimation technique referred to as the 'closed form' solution is used, and the solution provides a more refined and decent initial guess for the subsequent filtering process contained within the differential correction module. The modified algorithm is applied for attitude determination of a GEO communication satellite in transfer orbit, and its results are presented.