• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2006년도 Proceedings of ISRS 2006 PORSEC Volume I
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• pp.263-266
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• 2006

Now, on the developing COMS(Communication, Ocean and Meteorological Satellite) has solar panel on the South panel only. Therefore, the wheel off-loading has to be performed periodically to reduce a induced momentum energy by a asymmetric solar panel. One of two East/West station keeping maneuver to correct simultaneously longitude and eccentricity, orbit corrections may be performed during one of the two wheel off-loading manoeuvres per day to get enough observation time for meteorological and ocean sensor. In this paper, we applied a linearized orbit maneuver equation to acquire maneuver time and delta-V. Nonlinear simulation for the station keeping is performed and compared with general station keeping strategy for fuel reduction.

• ETRI Journal
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• 제30권6호
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• pp.774-782
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• 2008

An operational orbit determination (OD) and prediction system for the geostationary Communication, Ocean, and Meteorological Satellite (COMS) mission requires accurate satellite positioning knowledge to accomplish image navigation registration on the ground. Ranging and tracking data from a single ground station is used for COMS OD in normal operation. However, the orbital longitude of the COMS is so close to that of satellite tracking sites that geometric singularity affects observability. A method to solve the azimuth bias of a single station in singularity is to periodically apply an estimated azimuth bias using the ranging and tracking data of two stations. Velocity increments of a wheel off-loading maneuver which is performed twice a day are fixed by planned values without considering maneuver efficiency during OD. Using only single-station data with the correction of the azimuth bias, OD can achieve three-sigma position accuracy on the order of 1.5 km root-sum-square.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제2권2호
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• pp.16-21
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• 2007

태양과 달 그리고 지구의 비대칭 중력장에 의해 발생하는 다양한 섭동항은 정지궤도 위성의 위치를 지속적으로 변화시킨다. 따라서, 정지궤도 위성의 위치를 일정한 범위 내로 유지시키기 위해서는 궤도경사각과 승교점 적경을 조정하는 남북방향 위치유지와 이심률과 경도를 조정하는 동서방향 위치유지가 필요하다. 본 논문에서는 통신해양기상위성 비행역학 소프트웨어를 이용하여 통신해양기상위성의 위치유지 시뮬레이션을 수행하고 그 결과를 분석하였다. 통신해양기상위성은 경도 $128.2^{\circ}E$ 에서 위성을 ${\pm}0.05^{\circ}$ 범위 내에 유지시키기 위해 일주일 주기로 동서/남북방향 위치유지를 수행하며, 위성의 남쪽 패널에만 부착된 태양 전지판으로 부터 발생하는 자세오차를 줄이기 위해 하루 두 번 휠 오프로딩을 수행한다. 본 논문에서는 휠오프로딩을 고려한 위치유지 시뮬레이션을 수행하였고, 그 결과 통신해양기상위성 비행역학 소프트웨어를 이용하여 통신해양기상위성을 ${\pm}0.05^{\circ}$ 범위 내에서 안정적으로 유지시킬 수 있음을 확인하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제17권2호
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• pp.249-256
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• 2000

It has been developed to calculate fuel budget for a geostationary communication and broadcasting satellite. It is quite essential that the pre-launch fuel budget estimation must account for the deterministic transfer and drift orbit maneuver requirements. After on-station, the calculation of satellite lifetime should be based on the estimation of remaining fuel and assessment of actual performance. These estimations step from the proper algorithms to produce the prediction of satellite lifetime. This paper concentrates on the fuel estimation method that was studied for calculation of the propellant budget by using the given algorithms. Applications of this method are discussed for a communication and broadcasting satellite.

• 항공우주기술
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• 제13권2호
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• pp.18-28
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• 2014

네 개의 반작용휠이 장착된 위성에 두 개의 우주검증용 제어모멘트자이로가 탑재되었다고 가정하고, 이들을 이용한 위성 고기동 방법에 대해서 연구해 보았다. 토크가 큰 제어모멘트자이로를 먼저 사용하여 위성의 자세오차를 줄인 후에, 반작용휠을 통해 나머지 자세오차를 제어하는 방법을 제안하였다. 본 방법을 사용할 경우, 제어모멘트자이로에서 발생하는 특이점 문제를 회피할 수 있으며, 토크 명령 계산시 김벌각 정보가 필요 없다는 장점이 있다. 또한 시뮬레이션을 통해, 본 방법이 기존에 연구된 방법들에 비해 위성의 기동성능에는 큰 차이가 없으며, 필요한 반작용휠의 모멘텀도 크게 줄어드는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권9호
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• pp.60-66
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• 2006

현재 개발 중인 통신해양기상위성은 남쪽면에만 태양전지판이 장착되어 있기 때문에 태양복사압에 의하여 누적되는 모멘텀을 줄이기 위해 휠오포로딩을 정기적으로 수행해야 한다. 일반적으로 정지궤도 위성은 경도와 이심률을 보정하기 위해서 2번의 위치유지 기동을 매 주기마다 수행하는데, 본 논문에서는 기상센서와 해양센서의 충분한 관측시간을 확보하기 위해서 2번의 동서위치보정 기동 중 1번의 기동을 휠오포로딩과 동시에 수행될 수 있다. 선형 궤도기동 방정식을 적용하여 기동시각과 기동크기를 얻었다. 이렇게 구한 기동을 적용하여 수치적분으로 시뮬레이션을 수행하였다. 또한 이를 휠오프로딩과 동시에 수행하지 않는 일반적 방법과 비교 검토 하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제12권2호
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• pp.265-274
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• 1995

The purpose of perigee kick motor firing is to place a satellite into transfer orbit and that of apogee kick motor firing is to place the satellite into geosynchonous orbit in order to increase the semi-major axis of the transfer orbit and reduce the inclination of the transfer orbit. Because apogee motor firing is always accompanied with injection errors, the satellite is not placed into geosynchonous orbit but into a near-geosynchonous orbit, also knows as a drift orbit. Thus, the orbital maneuver to correct drift orbit into gteosynchonous orbit is required, this maneuver is called the station acquisition. For reduction of expenditure and performance of mission, we estimate $\Delta$V budget and required fuel allowance for station acquisition. As the uncertainty of drift orbit by injection error of perigee and apogee kick motor firing prevents us from obtaining exact $\Delta$V budget, statistical Monte Carlo simulation technique is used in order to get optimal $\Delta$V budget and required fuel allowance with a probability of 99%. With respect to Korea satellite launched by Delta-2 launch vehicle in 1995, Monte Carlo analysis is used in order to get various orbital parameters, $\Delta$V budget and required fuel allowance for station acquisition with a probability of 99%.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 1998년도 한국우주과학회보 제7권1호
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• pp.40.1-40
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• 1998

No Abstract.See Full-text

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제8권7호
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• pp.613-623
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• 2002

Ascent trajectory optimization and explicit guidance problems for a satellite launch vehicle with yaw maneuver in a 3-dimension are considered. The trajectory optimization problem with boundary conditions is formulated as a nonlinear programming problem by parameterizing the inertial pitch and yaw attitude control variables, and is solved by using the SQP algorithm. The flight constraints such as gravity-turn and range safety conditions are imposed. An explicit inertial guidance algorithm in the exoatmospheric phase is also presented. The guidance algorithm provides steering command and time-to-go value directly using the current states of the vehicle and the desired orbit insertion conditions. The liquid propelled Delta 2910 launch vehicle is used as a numerical model.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권1호
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• pp.235-244
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• 1998

인공위성의 궤도조정에 사용되는 소모연료의 최적화를 위해, 비 선형 제어 시스템인 슬라이딩 제어 기법을 사용하여 지구 비대칭 중력장에 의해 섭동력을 고려한 궤도조정 문제의 해를 구하였다. 결합 방정식을 이용한 해법을 통해 총 속도 변화량이 최소가 되는 Lambert 궤도를 목표궤도로 설정하고 그에 따른 궤도조정 시간을 결정하였다. 결정된 궤도조정 시간이 종료되는 시점에서 제한된 추력에 의해 제어되는 인공위성의 상태 백터가 경계조건과 일치되도록 하기 위하여, 슬라이딩 제어를 반복적으로 사용하는 2단 슬라이딩 제어기법을 도입하였으며, 이를 인공위성 랑데뷰 문제에 적용하여 최적 에어방법에 의한 결과와 비교하였다. 새롭게 제안된 제어방법을 이용한 궤도조정은 이상적인 전이궤도인 Lambert 궤도와 근접한 궤도를 갖도록 하는 thrust-coast-thrust 형태의 추력을 나타내었으며, 이 때 필요한 속도의 변화량은 Lambert's two-impulsive 방법에 의한 값에 매우 근접한 값을 나타내었다. 또한 궤도조정 시간이 종료되었을 때, 궤도의 모든 상태변수들이 최종 경계조건과 거의 일치되는 결과를 얻을 수 있었다.