• 한국항공우주학회지
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• 제31권10호
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• pp.51-59
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• 2003

본 논문에서는 위성 탑재용 궤도전파기의 자동 갱신 방안에 대하여 제안하였다. 위성 탑재용 궤도전파기는 비상시 위성 항법 장치의 대체 수단으로써 여러 이유로 지상국에 의한 갱신이 불가능할 경우에 대비하여 위성체 스스로 가장 최신의 탑재 궤도전파기 모델을 유지해야 한다. 이를 위해 GPS 수신기의 고장 시점까지 가용한 GPS 항행해나 탑재 궤도 결정 시스템으로부터의 자료를 이용하여 최소자승회귀법(Least Square Curve Fit)이나 칼만 필터를 통해 위성에 탑재된 궤도전파기를 위한 기준궤도 또는 잔차 재생함수의 계수를 반복적으로 갱신한다. 탑재 궤도전파기 갱신을 통해 만약 있을 수도 있는 지상국에서의 계산 오류를 스스로 보정할 수 있고, GPS와 탑재 궤도결정 시스템의 작동 불능 시점 직전까지의 자료에 근거하여 궤도를 예측하기 때문에 항상 최신의 궤도전파기 모델을 유지할 수 있다. 또한 아리랑 1호의 궤도 예측 자료를 이용하여 실제 운용시 최적화된 알고리즘을 통해 실시간 갱신을 이용한 궤도 전파 성능에 대하여 살펴보았다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제27권2호
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• pp.97-106
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• 2010

To prepare for a Korean lunar orbiter mission, a precise lunar orbit propagator; Yonsei precise lunar orbit propagator (YSPLOP) is developed. In the propagator, accelerations due to the Moon's non-spherical gravity, the point masses of the Earth, Moon, Sun, Mars, Jupiter and also, solar radiation pressures can be included. The developed propagator's performance is validated and propagation errors between YSPOLP and STK/Astrogator are found to have about maximum 4-m, in along-track direction during 30 days (Earth's time) of propagation. Also, it is found that the lifetime of a lunar polar orbiter is strongly affected by the different degrees and orders of the lunar gravity model, by a third body's gravitational attractions (especially the Earth), and by the different orbital inclinations. The reliable lifetime of circular lunar polar orbiter at about 100 km altitude is estimated to have about 160 days (Earth's time). However, to estimate the reasonable lifetime of circular lunar polar orbiter at about 100 km altitude, it is strongly recommended to consider at least $50\;{\times}\;50$ degrees and orders of the lunar gravity field. The results provided in this paper are expected to make further progress in the design fields of Korea's lunar orbiter missions.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제17권2호
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• pp.240-252
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• 2016

In this paper, an on-board orbit propagator and compressing trajectory method based on B-spline for a lunar explorer are proposed. An explorer should recognize its own orbit for a successful mission operation. Generally, orbit determination is periodically performed at the ground station, and the computed orbit information is subsequently uploaded to the explorer, which would generate a heavy workload for the ground station and the explorer. A high-performance computer at the ground station is employed to determine the orbit required for the explorer in the parking orbit of Earth. The method not only reduces the workload of the ground station and the explorer, but also increases the orbital prediction accuracy. Then, the data was compressed into coefficients within a given tolerance using B-spline. The compressed data is then transmitted to the explorer efficiently. The data compression is maximized using the proposed methods. The methods are compared with a fifth order polynomial regression method. The results show that the proposed method has the potential for expansion to various deep space probes.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권9호
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• pp.781-788
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• 2016

본 논문에서는 실시간 On-board 궤도 결정 성능을 향상시키기 위해 고정밀 우주 섭동 모델을 구현하였고, 구현된 우주 섭동모델을 GNSS 수신기의 궤도 결정 로직에 적용하여 그 결과를 분석하였다. 궤도 결정 로직은 확장 칼만 필터(Extended Kalman Filter)로 구현되었고, 의사거리로 계산한 궤도(Standard Position Service)를 관측정보로 이용하였다. 궤도 결정 로직 성능 검증은 GPS 인공위성의 신호를 모사하는 GNSS 시뮬레이터를 이용하여 수행하였다. 고정밀 섭동모델의 궤도 결정 성능을 $J_2$ 항만 고려한 섭동모델의 궤도 결정 성능과 비교하여 분석한 결과, GPS 항행해의 위치 정밀도는 43.61 m($3{\sigma}$)에서 23.86 m($3{\sigma}$)로 46 % 개선되었으며 속도 정밀도는 0.159 m/s($3{\sigma}$)에서 0.044 m/s($3{\sigma}$)로 72 % 개선되어 정밀도가 향상된 것을 확인할 수 있었다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권10호
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• pp.51-59
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• 2005

본 논문에서는 위성간 상대 궤도 운동과 최적화 기법에 근거한 다위성체 편대비행 형상 유지에 관한 연구 결과를 제시하였다. 편대를 이루는 위성간의 상대 운동은 궤도 압축 방법을 이용한 닫힌 형태의 궤도 전파기를 이용하여 분석하였고, 최적화 기법을 도입하여 편대 비행 형상을 유지하기 위한 각 위성의 궤도 기동 절차를 설계하였다. 예제로서 원형 편대 비행 제어 문제에 적용하였고 비선형 시뮬레이션 결과를 제시하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.26.4-27
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• 2008

The completion ('initiation' de facto) of the KASI Orbit Propagator and Estimator (KASIOPEA) has been delayed for several reasons unfortunately. Due to the lack of working staffs and the Division priority rearrangement, the initial plan was dismantled and ignored for many years. However, fundamental researches regarding the essential parts of KASIOPEA has been done by author. The numerical integration module of the KASIOPEA is the most sensitive part in the precision of the final output in general. There is no silver bullet in the numerical integration in an orbit propagation as a non-stiff ODE case. Many numerical integration method like single-step methods, multi-step method, and extrapolation methods have been used in overly populated orbit propagator or estimator. In this study, several popular methods from single-step, multi-step, and extrapolation methods have been tested in numerical accuracy and stability.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1991년도 한국자동제어학술회의논문집(국제학술편); KOEX, Seoul; 22-24 Oct. 1991
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• pp.1649-1654
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• 1991

In 1995 the VSOP satellite, which is called MUSES-B in Japan, will be launched under the VLBI Space Observatory Programme(VSOP) promoted by ISAS(Institute of Space and Astronautical Science) of Japan. We are now developing the GPS Receiver(GPSR) and On-board Orbit Determination System. This paper describes the GPS(Global Positioning System), VSOP, GPSR(GPS Receiver system) configuration and the results of the GPS system analysis. The GPSR consists of three GPS antennas and 5 channel receiver package. In the receiver package, there are two 16 bits microprocessing units. The power consumption is 25 Watts in average and the weight is 8.5 kg. Three GPS antennas on board enable GPSR to receive GPS signals from any NAVSTARs(GPS satellites) which are visible. NAVSATR's visibility is described as follows. The VSOP satellite flies from 1, 000 km to 20, 000 km in height on the elliptical orbit around the earth. On the other hand, the orbit of NAVSTARs are nearly circular and about 20, 000 km in height. GPSR can't receive the GPS signals near the apogee, because NAVSTARs transmit the GPS signals through the NAVSTAR's narrow beam antennas directed toward the earth. However near the perigee, GPSR can receive from 12 to 15 GPS signals. More than 4 GPS signals can be received for 40 minutes, which are related to GDOP(Geometric Dillusion Of Precision of selected NAVSTARs). Because there are a lot of visible NAVSTARs, GDOP is small near the perigee. This is a favorqble condition for GPSR. Orbit determination system onboard VSOP satellite consists of a Kalman filter and a precise orbit propagator. Near the perigee, the Kalman filter can eliminate the orbit propagation error using the observed data by GPSR. Except a perigee, precise onboard orbit propagator propagates the orbit, taking into account accelerations such as gravities of the earth, the sun, the moon, and other acceleration caused by the solar pressure. But there remain some amount of calculation and integration errors. When VSOP satellite returns to the perigee, the Kalman filter eliminates the error of the orbit determined by the propagator. After the error is eliminated, VSOP satellite flies out towards an apogee again. The analysis of the orbit determination is performed by the covariance analysis method. Number of the states of the onboard filter is 8. As for a true model, we assume that it is based on the actual error dynamics that include the Selective Availability of GPS called 'SA', having 17 states. Analytical results for position and velocity are tabulated and illustrated, in the sequel. These show that the position and the velocity error are about 40 m and 0.008 m/sec at the perigee, and are about 110 m and 0.012 m/sec at the apogee, respectively.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권5호
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• pp.56-64
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• 2006

정지궤도 위성의 상대위치보정은 제한된 위지보정 박스내에 다수의 위성을 운용함으로서 발생하는 위성간 충돌, 전파간섭, 가림현상 등을 해결하기 위해 반드시 필요한 기술이다. 본 논문에서는 정지궤도 위성의 상대 궤도 운동 분석과 최적화 기법에 근거한 문제의 정립으로 상대위치보정을 수행하였다. 이상적인 정지궤도에 대한 상대운동을 다수의 멱함수와 주기함수로 표현하고, 상대위치보정에 필요한 조건들을 이들 함수로 표현한다. 이러한 구속 조건식과 더불어 연료 최소화 같은 가격 함수를 최소화하는 과정에서 궤도 수정에 필요한 절차를 수립하게 된다. 비선형 시뮬레이션을 통하여 본 논문에서 제시하고 있는 절차의 타당성을 검증하였고 또한 기존의 고전적인 방법과 비교하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제14권2호
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• pp.381-385
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• 1997

해석적 방법을 이용한 정지위성의 장기 궤도예측 알고리즘을 개발하였다. 적용된 섭동모델에는 5 $\times$5 지구중력포텐셜, 달과 태양의 중력, 태양복사압에 의한 섭동들이 포함되었으며, 모든 섭동들은 장반경, 이심률 백터, 궤도경사각 백터, 평균경도의 구성요소로 이루어진 춘분점 궤도요소의 영년변화, 단주기 변화, 장주기변화 섭동항들로 급수전개되었다. 해석적 방법에 의한 무궁화 위성의 궤도예측의 결과를 코웰방법을 이용한 궤도예측의 결과와 비교하였다. 이 비교를 통해서 새로 개발된 해석적 방법을 이용한 궤도예측 알고리즘은 3개월동안 약$pm35m$ 이내로 장반경을 정밀하게 예측할 수 있다는 것을 알 수 있다.