• 대한원격탐사학회지
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• 제31권4호
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• pp.353-360
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• 2015

Earth's gravity field recovery was improved after the pre-processing upgrade of the Gravity Recovery And Climate Experiments (GRACE) satellite's star trackers. The star tracker measurements were filtered with a tighter low-pass filtering of 0.025Hz cutoff frequency, instead of a nominal filtering of 0.1Hz cutoff frequency. In addition, a jump removal algorithm was applied to remove discontinuities, due to direct Sun and/or Moon interventions, in the star tracker measurements. During the K-Band Ranging (KBR) calibration maneuvers, large attitude variations could be detected concurrently by both of the star trackers and the accelerometer. The misalignment angles of star trackers between the true frame and the normal frame could be determined by comparing measurements from these sensors. In this paper, new Earth' gravity field maps were obtained using above improvement. Based on comparisons to nominal Earth's gravity field maps, the new Earth's gravity field maps were found better than the nominal ones. Among the applied methods, the misalignment calibration of the star trackers had a major impact on the improvement of the new Earth's gravity field maps.

• 항공우주기술
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• 제11권2호
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• pp.87-95
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• 2012

본 기술논문에서는 고기동 고정밀 위성의 별 추적기 초기 점검 원격측정 데이터가 분석되었다. 최근에 발사된 위성은 고기동 고정밀 위성이므로 고도의 요구조건을 만족하기 위해 광학계, 전자부, 배플이 분리된 형태로 광학계 부분의 온도를 20 degC 근처로 유지하면서 저주파 오차 성능을 향상 시킨 프랑스 SODERN사의 SED36을 사용하였다. 본 논문에서는 위성으로부터 내려 받은 원격측정 데이터의 처리를 통해 초기 점검 상태, 요구 조건 만족 여부, 이상 현상 및 주요 임무 기동에서의 별 추적기 잡음각 성능 분석 결과를 제시하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.28.2-28.2
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• 2008

Recently, star sensors have been successfully used as main attitude sensors for attitude control in many satellites. This research presents the star visibility analysis for star trackers and the goal of this analysis is to make sure that the star tracker implementation is suitable to the mission profile and scenario and satisfies the requirement of attitude orbit control system. As a main optical attitude sensor imaging stars, accomodations of a star tracker should be optimized in order to improve the probability of the usage by avoiding the blinding (the unavailability) by the Sun and the Earth. For the analysis, a statistical approach and a time simulation approach are used. The statistical approach is based on the generation of numerous cases, to derive relevant statistics about Earth and Sun proximity probabilites for different lines of sight. The time simulation approach is performed for one orbit to check the statistical result and to refine the statistical result and accomodations of star trackers. In order to perform simulations first of all, an orbit and specific mission profiles of a satellite are set, next the earth proximity probability and the sun proximity probability are calculated by considering the attitude maneuvers and the geometry of the orbit, and then finally the unavailability positions are estimated. As a result, the optimized accomodations of two star trackers are suggested for the low earth orbit satellite.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1995년도 Proceedings of the Korea Automation Control Conference, 10th (KACC); Seoul, Korea; 23-25 Oct. 1995
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• pp.110-114
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• 1995

This paper presents the on-board attitude determination algorithm for LEO (Low Earth Orbit) three-axis stabilized spacecraft. Two advanced star trackers and a three-axis Inertial Reference Unit (IRU) are assumed to be attitude sensors. The gyro in the IRU provides a direct measurement of the attitude rates. However, the attitude estimation error increases with time due to the gyro drift and noise. An update filter with measurements of star trackers and/or sun sensor is designed to update these gyro drift bias and to compensate the attitude error. Kalman Filter is adapted for the on-board update filter algorithm. Simulation results will be presented to investigate the attitude pointing performance.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권5호
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• pp.117-123
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• 2003

인공위성의 자세를 정밀하게 제어함에 있어서 중요한 기술 요소가운데 하나로 센서를 들 수 있다. 일반적인 관성센서의 특징은 잡음과 드리프트에 의해서 지속적인 오차를 유발할 수 있다는 단점을 가지고 있다. 이를 해결하기 위해서는 기준이 되는 절대값이 필요하게 되는데, 이를 위해서 인공위성에서는 별센서를 활용한다. 별센서의 중요성은 정밀하게 자세를 제어함에 있어서 매우 필요한 센서이다. 그러나 국내에서는 이러한 별센서를 개발하기 위한 기초적인 연구나 지상에서의 시험방안이 아직 마련되어 있지 않다. 그리하여 본 논문에서는 이러한 별센서의 기본적인 원리를 이해하고 이를 바탕으로 S/W 방식의 별센서 시뮬레이터를 소개하도록 한다. 천구 시뮬레이터는 별센서 자체의 기능 시험 및 별센서가 부착된 인공위성 전체의 시험에 활용될 수 있을 것으로 기대한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제16권2호
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• pp.273-284
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• 1999

위성용 star tracker의 국내 개발을 위한 기초 연구의 일환으로 광학계 설계 요소 선정 과정을 연구하였다. 논리적인 광학 요소 선정을 위해 CCD 센서에 결상된 별빛을 관련 전자회로에서 읽고, 처리하는 전 과정을 시뮬레이션하였다. 시뮬레이션으로부터 별의 등급과 성취 가능한 지향 정밀도간의 관계가 구해졌으며, 그 관계로부터 요구되는 star tracker의 지향 정밀도를 만족시키기 위한 최적의 광학요소를 유도하였다. 선정된 광학 요소들은 10 arcsec의 지향 정밀도를 갖는 star tracker의 광학계 설계에 사용되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.300-308
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• 2010

전세계적으로 적용되는 개발개념인 보다 빨리, 더 좋게, 더 값싼 위성을 설계하는 일에 있어 향상된 자세결정시스템을 도입하는 것은 자명한 일이라고 할 수 있다. 오늘날 CCD나 APS 기반의 별추적기는 현존하는 위성의 자세결정용 센서중에서 가장 좋은 정밀도를 제공하고 있다. 본 논문에서는, 별추적기의 기본적인 동작원리와 관련 기술의 개요를 소개함과 동시에 별추적기 개발에서 주요 이슈가 되었던 기술들을 비교 분석한다. 또한 별스캐너로부터 MEMS기술을 적용한 별추적기에 이르기까지, 별추적기의 간추린 역사와 세계 각국에서의 개발현황을 소개한다.

• 한국측량학회지
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• 제18권4호
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• pp.405-414
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• 2000

IKONOS, SPOT-5, OrbView-3, 4와 같은 위성들은 기존의 위성들보다 향상된 방사영역과 기하학적으로 안정된 고해상력 위성영상을 갖게 될 것이며, 탑재된 GPS와 IMU, Star Trackers 등에 의해 고정밀의 궤도위치와 자세자료가 제공될 예정이다. 이러한 정보들은 지상기준점수를 줄일 수 있는 가능성을 보여주고 있으며, 더나가 지상기준점을 이용하지 않고 직접 위성영상을 이용하여 위치결정을 할 수 있다. 본 연구에서는 SPOT-3호와 KOMPSAT-1호 위성영상의 궤도요소계산을 위한 수학적 모델을 개발하였으며, 개발된 모델은 고해상위성영상의 활용이 현실화될 경우 이들 영상을 처리하기 위해 쉽게 확장될 것이다.

• 항공우주기술
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• 제5권2호
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• pp.90-101
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• 2006

자세제어계 센서 보정알고리즘을 이용하여 자이로와 별 추적기의 보정 파라미터를 추정하였다. 보정알고리즘은 칼만필터로 구현하였다. 자이로의 파라미터를 추정하기 위해서는 보정기동이 필요하며, 별 추적기의 요구조건 내에서 보정기동을 수행하였다. 보정기동 동안에 별 추적기가 태양, 지구, 달에 대해서 영향을 받는지를 분석을 하였다. 또한 별 추적기를 보정하기 위해서는 카메라 영상 정보를 이용하였다. 이러한 카메라 영상 정보는 지상 제어점과 인공위성의 궤도 정보를 이용하여 모사하였으며, 별 추적기 보정 파라미터 추정의 정밀도는 카메라 영상 정보의 정밀도에 따라 다르다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제5권1호
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• pp.83-93
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• 2004

A new alignment calibration method of attitude sensors for the precisionattitude determination of a spacecraft based on the extended Kalman filter is proposed.The proposed method is divided into two steps connected in series: the gyro and thestar tracker calibration. For gyro calibration, alignment errors and scale factor errorsare estimated during the calibration maneuver under the assumption of a perfect startracker. Estimation of the alignment errors of the star trackers and compensation ofthe gyro calibration errors are then performed using the measurements includingpayload information. Performance of the proposed method are demonstrated bynumerical simulations.