• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제12권2호
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• pp.244-255
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• 1995

위성의 미션은 적합한 궤도가 선태기될 때 적절히 수행될 수 있다. 지구를 관측하는 원격탐사 위성의 경우, 관측의 특성에 따라 최적의 태양고도각을 유지해야 하므로 태양동주기 궤도가 적합하다. 지구의 비대칭 중력포텐셜로 인한 영년섭동력을 이차항까지 전개하고 영년섭동력에 의한 승교점의 변화로부터 태양동주기 궤도를 유지하기 위한 제한조건을 유도하였다. 또한, 태양동주기 궤도의 고도와 궤도기울기를 계산하기 위한 알고리즘을 제시하고, 이 방법을 이용하여 미국의 ERTS 위성과 인도의 IRS 위성 등 네 개의 원격탐사 위성의 고도와 궤도기울기를 계산해 보았다. 이 위성의 궤도요소로부터 궤도를 쳬측하여 얻은 지상궤적을 통해 계산된 결과를 검증하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제11권2호
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• pp.296-307
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• 1994

1995년 Deitall 발사체로 발사예정인 무궁화 위생을 전이궤도에서 표류궤도로 진입시키기 위해 실시하는 원지점 조정에 활용이 가능한 시뮬레이션 S/W률 VAX/VMS 에서 사용할 수 있도록 X-Window 시스템(OSF /MOTIF Graphic User Interface)을 이용하여 GUI(Graphical User Interface)를 통한 조작이 가능하도록 개발하였다. 이 S/W는 원지점 점화를 임펄스라 가정하여 조정 파라미터를 계산하는 데 필요한 데이터를 제공하는 분석모드와 상세하게 모델링된 원지점 모터를 이용하여 finite burn 적분으로 원지점 점화를 위한 조정 파라미터를 계산하는 운용모드 등 두 가지 모드를 제공한다. 또한 이 개발된 S/W를 이용하여 무궁화 위성의 궤도 전이를 위한 최척 원지점 점화에 대하여 여러가지 시나리오를 수행하고 그 결과를 분석해 보았다.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권1호
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• pp.79-87
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• 2015

본 논문에서는 확장 칼만 필터(Extended Kalman Filter)를 이용하여 On-board상에 적용 가능한 궤도 결정 방안을 제시하고 GPS 수신기에 적용하여 그 결과를 분석하였다. 이때, On-board 상의 제한된 자원을 감안하여 본 연구에서는 $J_2$ 궤도 전파 모델과 GPS 항행해를 이용하여 궤도 결정을 수행하였으며 현재 운용 중인 두바이셋-2(DubaiSat-2) 인공위성에 적용한 결과를 분석하였다. 분석 결과 GPS 항행해에서 불규칙하게 발생하는 수 km의 큰 오차가 제거되었고 위치 오차는 70.26 m에서 26.25 m로 65% 감소하였으며 속도 오차는 3.6 m/s에서 0.044 m/s로 96% 감소하여 정밀도가 향상된 것을 확인할 수 있었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.40.1-40.1
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• 2009

미래 한국의 달궤도선 임무에 대비하여 달 근접 궤도 전파기인(orbit propagator) YSPLOP ver. 1(Yonsei Lunar Precise Orbit Propagator version 1)을 개발 하였다. 개발된 궤도 전파기의 성능은 상용 소프트웨어인 STK Astrogator를 이용하여 검증되었다. 개발된 궤도 전파기를 이용, 달 궤도선의 운용에 있어서 다양한 섭동력들이 궤도선의 수명(orbital decay)에 미치는 영향을 분석하였다. YSPLOP ver. 1은 정밀한 달 중심 탐사선의 위치산출을 위하여 M-EME2000 (Moon-Centered, Earth Mean Equator and Equinox of J2000) 좌표계, M-MME2000 (Moon-Centered, Moon Mean Equator and IAU vector of epoch J2000) 좌표계 그리고 M-MEPMD (Moon-Centered, Moon Mean Equator and Prime Meridian) 좌표계를 이용하여 탐사선의 상태(state) 정보를 산출한다. 또한 태양, 지구, 달, 화성, 목성의 중력에 의한 섭동력 및 태양풍에 의한 영향을 포함할 수 있도록 설계되었으며, 달 근접 궤도선의 궤도 운동에 가장 큰 영향을 미칠 수 있는 섭동력인 달의 비대칭 중력장에 의한 영향 또한 고려하도록 하였다. 달의 비대칭 중력장 모델 (Lunipotential model)은 LP165p 모델이 사용되었으며 행성의 정밀한 위치 산출을 위하여 JPL의 DE405 천체력이 사용되었다. 개발된 궤도 전파기를 이용, 달고도 100 km, 궤도 경사각 $90^{\circ}$인 달 중심의 극궤도를 약 30일 동안 전파한 결과, YSPLOP ver. 1의 성능은 STK Astrogator와 비교하여 보았을 때 약 수 m의 오차를 보이는 것으로 확인되었다. 달의 극궤도 탐사선의 궤도 수명을 분석한 결과, 최소한 달의 비대칭 중력장이 70 by 70 이상으로 고려되어야 함을 확인하였으며 이때 달 궤도선의 수명은 약 160일으로 나타났다. 아울러 달 근접 환경에서의 지구 중력에 의한 섭동력은 달 궤도선의 운동에 있어서 무시 할 수 없는 정도의 많은 영향을 끼치고 있음을 확인하였다. 이 연구를 통하여 개발된 궤도 전파기는 미래 한국의 달 궤도선 및 착륙선의 임무 설계시 사용 될 수 있다. 또한 이 연구에서 제시된 달 근접 환경에서의 다양한 섭동력들이 달 궤도선의 운동에 미치는 영향에 대한 해석 결과는 추후 달 근접 임무 설계시 고려되어야 하는 섭동력들의 기본 사양을 제공할 것이다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2004년도 ICCAS
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• pp.1966-1971
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• 2004

As the remote sensing satellite technology grows, the acquisition of accurate attitude and position information of the satellite has become more and more important. Due to the data processing limitation of the on-board orbit propagator and attitude determination algorithm, it is required to develop much more accurate orbit and attitude determination, which are so called POD (precision orbit determination) and PAD (precision attitude determination) techniques. The sensor and attitude dynamics simulation takes a great part in developing a PAD algorithm for two reasons: 1. when a PAD algorithm is developed before the launch, realistic sensor data are not available, and 2. reference attitude data are necessary for the performance verification of a PAD algorithm. A realistic attitude dynamics and sensor (IRU and star tracker) outputs simulation considering their physical characteristics are presented in this paper, which is planned to be used for a PAD algorithm development, test and performance verification.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2011년도 한국우주과학회보 제20권1호
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• pp.24.1-24.1
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• 2011

2006년도부터 개발을 시작한 한국천문연구원 궤도 전파 및 추정(KASI Orbit Propagator and Estimator: KASIOPEA)소프트웨어는 다양한 과제와 연관되어 개발을 추진했다. 초기 이 소프트웨어는 GNSS 자료처리를 염두에 두고 개발을 시작하였으나, 현재 한국천문연구원 우주측지연구그룹에서 추진하는 GNSS 자료처리와 별도로 한국천문연구원에서 1986년도부터 개발을 시작한 우주물체 궤도 추적, 전파 및 추정을 새로운 개발 목표로 재추진하게 되었다. 이 소프트웨어의 개발 요구사항은 광학감시 체계의 운영을 전제로 하고 있어 전파 및 레이저 위성 추적 시스템과 별도로 정의되어 있다, 이 요구사항 분석이 완료되면 이 소프트웨어의 최종 성능에 대한 예비 결정이 이뤄질 것으로 사료된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제45권10호
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• pp.881-891
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• 2017

본 논문에서는 인공위성의 궤도예측을 위해 사용되는 미국 합동우주관제센터(JSpOC, Joint Space Operation Center)의 TLE(Two Line Element) 정보에 대한 SGP4(Simplified General Perturbations 4) 모델의 장기 궤도예측 오차를 줄이기 위해 과거의 TLE 정보들을 이용한 보상기법을 적용하여 새로운 TLE 정보를 생성하는 방법에 대해 기술하고 있다. 이를 위해 과거 특정 시점에서의 TLE 정보를 바탕으로 현재까지 궤도전파를 한 데이터와 동일기간 동안 미국 합동우주관제센터에서 공개된 모든 TLE를 이용해서 궤도전파를 수행한 데이터를 비교하여 계산한 궤도잔차를 이용하였다. 이러한 궤도잔차 성분은 SGP4 궤도전파 모델에 의한 궤도오차 증가 경향을 보여주고 있기 때문에 궤도오차 보정을 위해 해당 궤도잔차 성분들을 적절한 함수로 표현하였다. 이후, 현재 시점에서 공개된 TLE 정보를 이용한 SGP4 궤도전파 데이터에 해당 잔차함수를 적용함으로써 장기 궤도전파에 따른 SGP4 모델의 궤도오차를 줄일 수 있었으며, 이를 바탕으로 새로운 TLE 정보를 생성하였다. 본 논문에서 일주일의 궤도전파에 대한 시뮬레이션을 통해 기존의 TLE를 이용한 궤도전파 오차가 4km 정도인 반면 새로운 TLE 생성기법에 의한 궤도전파 오차가 약 2km 수준으로 줄어드는 것을 확인할 수 있었다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제21권4호
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• pp.361-370
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• 2004

본 연구에서는 행성간 탐사선의 정밀궤도결정에 필수적인 심우주 추적망(Deep Space Network, DSN) 관측모델을 개발하였다. DSN 관측모델은 DSN 관측시 발생하는 오차를 모델링하여 실제 DSN 관측값과 동일한 관측값을 생성하는 역할을 수행한다. 본 연구의 목적은 행성간 탐사선 정밀궤도결정 과정의 일환인 DSN 관측모델을 개발하는 것이다. DSN 관측모델에는 대류층, 이온층과 안테나 옵셋 오차 모델을 포함시켰으며 임무에 따라 변하는 파라미터 값도 적용하였다. 또한 DSN 관측모델을 3개의 DSN 지상국에서 방위각-고도 마운트를 사용하는 모든 안테나에 대해 구현하였다. 고려한 오차모델의 결과값과 JPL 결과값을 비교해 본 결과, 모든 오차모델 값이 JPL에서 제시한 허용오차 범위인 $10\%$ 내에 있음을 확인하였다. 오차모델과 파라미터를 고려하여 실제 관측과 동일한 DSN 관측값을 생성하였으며, 이를 통해 본 연구에서 개발된 관측모델이 향후 우리 나라 행성간 탐사 임무시 정밀궤도 결정을 위한 관측모델로 활용 가능함을 확인하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제1권1호
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• pp.23-32
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• 2021

1톤 이상의 인공우주물체 중 통제가 불가능한 인공우주물체의 추락은 지상에서의 인명 및 자산 피해가 발생할 가능성이 높기 때문에 국가적으로도 '인공우주물체 추락·충돌 대응 매뉴얼'에 따라 우주물체 추락 상황에 대한 위기를 관리한다. 따라서 인공우주물체 추락 상황 및 위험도를 판단하기 위한 신속하고 정확한 인공우주물체 추락 예측 정보를 제공하는 것이 매우 중요하다. 인공우주물체 추락 예측 방법은 국내외 여러 기관들에서 수행하고 있으나, 국가적으로 신뢰할 수 있는 국내 독자적인 툴의 확보는 국가 우주위험 재난 위기 상황에서 매우 필수적이다. 본 연구에서는 인공우주물체의 추락 상황에서 관측으로부터 생성된 우주물체의 접촉궤도요소 또는 해외에서 공개되는 평균궤도요소를 활용하여 인공우주물체의 추락 예상 시각 및 지점을 정밀하게 예측할 수 있는 소프트웨어를 개발하였다. 개발된 소프트웨어는 그레이스 1호(Grace-1) 위성과 그레이스 2호(Grace-2), 톈궁 1호(Tiangong 1) 위성과 창정 5B호 로켓 잔해(CZ-5B)와 같은 실제 통제 불가능한 인공우주물체의 추락 상황에서 독자적인 우주물체 추락 예측 정보를 제공하여 검증하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제21권4호
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• pp.351-360
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• 2004

향후 우리나라의 화성 근접 탐사 임무를 대비한 우주선의 궤도전파 소프트웨어의 개발 및 검증을 실시하였다. 이를 위해 화성 주위를 비행하는 우주선의 동력학 모델에 대한 연구가 선행 되었으며, 탐사우주선의 모든 위치 정보는 화성 중심 좌표계를 사용하여 나타내었다. 정밀한 탐사 우주선의 위치 계산을 위하여 화성의 세차 및 장동 운동에 의한 영향도 고려하였다. 화성의 작용권구 안으로 진입한 탐사 우주선은 화성 주위에서의 다양한 섭동에 의한 영향을 받게 되는데 본 연구에서는 정밀한 동력한 모델의 계산을 위해 가능한 모든 섭동들을 고려하였다. 특히 화성의 비대칭 중력장에 의한 영향을 계산하기 위해 Jet Propulsion Laboratory(JPL)의 Mars50c 모델을 적용하였고 화성 대기 항력에 의한 영향의 경우 Mars-GRAM 2001 모델을 사용하여 계산하였다. 태양을 비롯한 다른 행성의 위치를 계산하기 위해서 JPL의 DE405 정밀 천체력을 이용하였고 화성 위성들(포보스와 다이모스)의 천체력 계산은 해석적인 방법으로 하였다. 개발 소프트웨어의 성능 검증을 위하여 Mars Global Surveyor의 화성 지도 작성을 위한 초기 궤도 요소를 사용하였으며, Satellite Tool Kit(STK)의 Astrogator모듈을 이용하여 산출된 결과와 본 논문에서 개발한 소프트웨어의 결과 값과 비교 하였다. 비교 결과 우주선의 모든 위치성분(반경방향, 궤도 진행방향 그리고 진행수직방향)은 화성 근접 탐사 우주선이 화성 주위를 12번 공전(약 1화성일)하는 동안 최대 ${\pm}5m$ 이내의 오차를 보여 주었다. 이는 본 연구를 통해서 개발된 소프트웨어의 성능에 대한 신뢰도가 매우 높다는 것을 의미한다. 따라서 개발된 알고리즘과 소프트웨어는 향후 우리나라의 화성 근접 탐사를 위한 우주선의 임무 설계시 활용 될 수 있다.