• 한국항공우주학회지
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• 제30권8호
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• pp.87-93
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• 2002

일반적으로 궤도재배치는 주어진 시간동안 현재 경도에서 목표 경도로 옮기는 작업이며, 궤도재배치 기동은 표류제도 기동과 목표제도 기동으로 나누어진다. 정지궤도 위성은 지구비대칭에 의한 중력장 때문에 동서방향의 표류에 끊임없이 영향을 받는다. 따라서 기동을 계획할 때, 이러한 영향을 고려하지 않는다면 위성은 성공적으로 궤도재배치 되지 않을 수 있다. 본 연구에서는 기동시각과 delta-V를 구하기 위해서 선형화된 궤도전이 방정식을 사용하여 구하였으며, 궤도재배치를 수행할 경우 위성들간의 접근여부를 확인하기 위하여 비선형 시뮬레이션을 수행하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제33권4호
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• pp.323-333
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• 2016

In this study, the uncertainty requirements for orbit, attitude, and burn performance were estimated and analyzed for the execution of the $1^{st}$ lunar orbit insertion (LOI) maneuver of the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) mission. During the early design phase of the system, associate analysis is an essential design factor as the $1^{st}$ LOI maneuver is the largest burn that utilizes the onboard propulsion system; the success of the lunar capture is directly affected by the performance achieved. For the analysis, the spacecraft is assumed to have already approached the periselene with a hyperbolic arrival trajectory around the moon. In addition, diverse arrival conditions and mission constraints were considered, such as varying periselene approach velocity, altitude, and orbital period of the capture orbit after execution of the $1^{st}$ LOI maneuver. The current analysis assumed an impulsive LOI maneuver, and two-body equations of motion were adapted to simplify the problem for a preliminary analysis. Monte Carlo simulations were performed for the statistical analysis to analyze diverse uncertainties that might arise at the moment when the maneuver is executed. As a result, three major requirements were analyzed and estimated for the early design phase. First, the minimum requirements were estimated for the burn performance to be captured around the moon. Second, the requirements for orbit, attitude, and maneuver burn performances were simultaneously estimated and analyzed to maintain the $1^{st}$ elliptical orbit achieved around the moon within the specified orbital period. Finally, the dispersion requirements on the B-plane aiming at target points to meet the target insertion goal were analyzed and can be utilized as reference target guidelines for a mid-course correction (MCC) maneuver during the transfer. More detailed system requirements for the KPLO mission, particularly for the spacecraft bus itself and for the flight dynamics subsystem at the ground control center, are expected to be prepared and established based on the current results, including a contingency trajectory design plan.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제9권4호
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• pp.16-22
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• 2015

Korea Aerospace Research Institute(here after KARI) has a plan to launch experimental lunar orbiter in 2018, and lunar orbiter and lander in 2020. There are several ways to go to the moon. Which one is direct transfer trajectory and another one is phasing loop transfer trajectory and the other one is WSB trajectory. Regardless of the transfer trajectories, LOI maneuver is the most important maneuver of all mission sequences because if this burn is failed, it is too difficult to get into the lunar orbit in the future. This paper describes first LOI target value of foreign lunar orbiters and analyzes orbital variations of experimental lunar orbiter according to various target values. By analyzing the variation of orbiter parameter after first LOI, proper orbital period for LOI target value are recommended to meet the inclination, apoapsis and periapsis altitude constraints.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제17권2호
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• pp.285-294
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• 2000

The post-launch mission analysis of the KOMPSAT-1 spacecraft was carried out. The injection accuracy of the Taurus launch vehicle was analyzed by comparison of the target and the realized orbit parameters. The tracking station contact analysis was also performed based on the state vectors applied at the day of launch. The offset angles between the predicted orbit and realized orbit were calculated for various tracking stations. The injection orbit parameters of the KOMPSAT-1 were analyzed for the possible options in Launch and Early Orbit Phase(LEOP) operations. Variations of the Local Time of Ascending Node(LTAN) were also obtained.

• 천문학회보
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• 제46권2호
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• pp.35.4-35.4
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• 2021

The Double Asteroid Redirection Test (DART) is NASA's first planetary defense test mission, designed to test the kinetic deflector technique by crashing into an asteroid and changing its orbit. DART's launch window opens in November, 2021, with arrival at its target less than a year later in late September or early October 2022. The target of the DART spacecraft is the moonlet Dimorphos, a 150-m moonlet orbiting the 780-m asteroid Dimorphos. By changing the orbit of Dimorphos around Didymos, the results can be detected much more easily than changing the orbit of an asteroid around the Sun. I will discuss what we know about Didymos and Dimorphos, the plans for the DART mission, the expected results, and how DART is important for planetary defense in general.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2004년도 Proceedings of ISRS 2004
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• pp.604-607
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• 2004

The on-orbit MTF for the electro-optical camera (EOC) of the KOMPSAT I was calculated from sampled image of edge target. The image derived MTF values are smaller than ground measurement values but meet original requirements of EOC. The MTF from MTF compensated image was larger than and ground measurement result.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제29권2호
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• pp.199-208
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• 2012

The world's first geostationary ocean color imager (GOCI) is a three-mirror anastigmat optical system 140 mm in diameter. Designed for 500 m ground sampling distance, this paper deals with on-orbit modulation transfer function (MTF)measurement and analysis for GOCI. First, the knife-edge and point source methods were applied to the 8th band (865 nm) image measured April 5th, 2011. The target details used are the coastlines of the Korean peninsula and of Japan, and an island 400 meters in diameter. The resulting MTFs are 0.35 and 0.34 for the Korean East Coastline and Japanese West Coastline edge targets, respectively, and 0.38 for the island target. The daily and seasonal MTF variations at the Nyquist frequency were also checked, and the result is $0.32{\pm}0.04$ on average. From these results, we confirm that the GOCI on-orbit MTF performance satisfies the design requirements of 0.32 for 865 nm wavelength.

• 항공우주기술
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• 제7권1호
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• pp.223-228
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• 2008

본 논문에서는 아리랑위성 2호의 영상촬영 계획 절차를 살펴보고, 각 단계에서 발생할 수 있는 궤도예측 오차를 분석하였다. 이를 위해 영상촬영 계획을 수립하는 PSS와 명령계획을 작성하는 MAPS에서 각각 계산된 자세정보를 상호 비교하여 궤도예측 오차의 원인을 규명하였다. 또한, 아리랑위성 2호의 실제 영상자료를 이용하여 촬영된 영상의 중심점과 미리 계획된 목표지점 사이의 이탈거리인 촬영 지향오차를 계산하였다. 영상촬영 계획은 실제 촬영일보다 이전에 수행되어 궤도예측 오차를 어느 정도 포함하게 되므로, 영상촬영 계획 시 일정한 Margin을 적용해야 할 것으로 판단된다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권1호
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• pp.183-196
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• 1998

SAR(Synthetic Aperture Radar) 영상과 수치지형표고모형(DEM: Digital Elevation Model)을 이용하여 3차원 입체영상지도를 만드는 과정이 소개된다. 영상좌표와 DEM의 지리적 좌표 계를 이어주기 위해서는 그 연결고리로써 위성의 궤도결정과 자세결정의 방법을 이용하여 영상신호 취득 기하를 정밀하게 모형 화하는 작업이 요구된다. 이를 위해 사례연구 대상으로 삼은 RADARSAT의 궤도결정과 자세결정을 수행하였다. 궤도결정을 위해서는 영상신호 취득 시 관측된 영도 플러(zero Doppler) 경사거리를 이용하며, 자세결정을 위해서는 도플러 중심주파수(Doppler centriod)를 이용한다. 엄밀한 영상신호 취득기하를 확립함으로써 위성중심의 정밀한 영상 자리 매김 과정이 소개된다. 기존의 영상자리 매김이 순방향(영상좌표 계에서 지리적 좌표 계)으로 이루어진 것과는 반대로 영상 내에 지형 보정을 동시에 실시하기 위해서 DEM을 이용하여 역 방향(지리적 좌표 계에서 영상좌표 계)으로 수행하였다. 위성과 지상목표물간의 운동은 지구중심 관성좌표 계에서 기술된다.

• 해양환경안전학회:학술대회논문집
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• 해양환경안전학회 2006년도 추계학술발표회
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• pp.181-186
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• 2006

정지궤도위성은 태양 궤도위성과는 달리 넓은 지역의 매시간 측정이 가능하다. 정지 위성은 관측영역은 항상 고정되어 있으나 태양의 위치가 항상 변하므로 한 주어진 지점의 해수 신호의 크기는 기간에 따라 변하게 된다. 반면에 태양 궤도 위성은 하루 통일한 시간대에서 동일한 영역을 촬영하기 때문에 신호의 크기의 변화가 없다. 즉, 정지해양 위성에서 관측된 신호의 크기는 태양과 위성이 항상 수직 방향에 위치한다고 가정할 때 얻어지는 신호의 크기로 변경되어야한다. 이와 같은 신호의 보정은 지속적으로 변화하는 태양, 위성과 관측점의 기하학적인 위치변화에 따라 나타나게 되는데 이를 양방향 계수 (Bidirectional Factor) 라고 한다. 본 연구에서는 태양의 위치와 기하학적인 요인을 계산, 대기권 밖의 총 방사휘도와 반사율을 계산하였다. 그리고 양방향계수, 즉 관측점과 관측지점 사이의 규격화된 해면방사휘도$([L_W]_N)$의 비를 모의실험을 통해 확인하였다. 1년간의 값을 영상화 하였고 보다 정확한 양방향 계수 (Bidirectional Factor)를 얻기 위해 다양한 조건의 모의실험의 필요성을 제시하였다.