• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제12권1호
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• pp.102-111
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• 1995

A series of east/west and north/south station-keeping maneuvers were simulated for the KOREAST spacecraft which has to be maintained within $\pm$0.05 at the nominal longitude of $116^{\circ}$E. Weekly an biweekly based station-deeping maneuver plannings were used, and weekend maneuvers were avoided. All of the station-keeping maneuver plannings and executions were performed using KOREASTA Mission Analysis Software on VAX/VMS operating system. Fourteen weeks station-keeping maneuvers were performed and various station-keeping orbital parameters were obtained.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2004년도 한국우주과학회보 제13권2호
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• pp.251-253
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• 2004

Automated east/west and north/south station-keeping maneuvers were simulated for the geostationary COMS (Communication, Ocean and Meteorological Satellite) satellite that will be launched around year 2008, The satellite has to be maintained within ${\pm}0.05^{\circ}$ at the nominal longitude of $128.2^{\circ}\;E$. The general perturbation method was used to keep the position of the geostationary satellite. Weekly based east/west and biweekly based north/south station-keeping maneuvers were investigated. The sun pointing perigee control method and two-bum strategy were used for the east/west station-keeping maneuver. Switching the right ascension of the ascending node to descending node was adopted for the north/south station-keeping maneuver. One year station-keeping maneuver was demonstrated and various station-keeping orbital parameters were analyzed.

• 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.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제38권1호
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• pp.65-82
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• 2021

For the vast majority of geostationary satellites currently in orbit, station keeping activities including orbit determination and maneuver planning and execution are ground-directed and dependent on the availability of ground-based satellite control personnel and facilities. However, a requirement linked to satellite autonomy and survivability in cases of interrupted ground support is often one of the stipulated provisions on the satellite platform design. It is especially important for a geostationary military-purposed satellite to remain within its designated orbital window, in order to provide reliable uninterrupted telecommunications services, in the absence of ground-based resources due to warfare or other disasters. In this paper we investigate factors affecting the robustness of a geostationary satellite's orbit in terms of the maximum duration the satellite's station keeping window can be maintained without ground intervention. By comparing simulations of orbit evolution, given different initial conditions and operations strategies, a variation of parameters study has been performed and we have analyzed which factors the duration is most sensitive to. This also provides valuable insights into which factors may be worth controlling by a military or civilian geostationary satellite operator. Our simulations show that the most beneficial factor for maximizing the time a satellite will remain in the station keeping window is the operational practice of pre-emptively loading East-West station keeping maneuvers for automatic execution on board the satellite should ground control capability be lost. The second most beneficial factor is using short station keeping maneuver cycle durations.

• 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.

• 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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• 제23권3호
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• pp.245-258
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• 2006

이 연구에서는 통신해양기상위성의 위치유지 조정을 분석하고 계획하는 자동화 알고리즘을 개발하였다. 섭동 계산 및 궤도 예측을 위해 일반섭동론을 사용하였으며 궤도 요소들을 각 섭동에 의한 장주기 변화, 영년 변화항으로 나누어 분석하는 해석적인 방법을 적용하였다. 이러한 분석을 통해 통신해양기상위성의 동서방향과 남북방향에 대한 위치유지 조정 시뮬레이션을 수행하였다. 위치유지를 위한 허용범위는 ${\pm}0.05^{\circ}$로 설정하였고 동서 방향은 7일 주기, 남북방향은 14일주기로 1년의 기간 동안 수행하였다. 통신해양기상위성의 경도가 동경 $128.2^{\circ}$와 동경 $116.0^{\circ}$ 사이에서 아직 확정되지 않았기 때문에 두 경우 모두에 대해서 시뮬레이션 해보았다. 2008년 12월부터 1년에 대해서 동경 $128.2^{\circ}$의 경우에는 동서방향 위지유지를 위해서 3.50m/s의 속도 변화량이 남북방향 위치유지를 위해서는 52.71m/s의 속도 변화량이 필요하다는 결과를 얻었다. 동경 $116.0^{\circ}$의 경우에는 동서방향 위치유지에는 3.86m/s, 남북방향 위치유지에는 52.71m/s의 속도 변화량이 필요하다는 결과를 얻었다. 이 결과를 통해서 통신해양기상위성의 위치유지 조정은 동경 $128.2^{\circ}$에 위치했을 때 효율적이라는 결론을 얻을 수 있었다.

• 항공우주기술
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• 제11권1호
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• pp.103-110
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• 2012

천리안 위성 임무 운영 관련하여, 전구(Full Disk: FD) 영상 및 2개의 인접 확장북반구(Extended Northern Hemisphere: ENH) 영상들에 대한 기상 관측 임무와 동서방향 위치유지(East West Station Keeping: EWSK) 기동 임무가 서로 충돌할 경우, EWSK의 시간 이동을 통해 큰 기상영상들의 손실을 줄일 수 있다. 이를 위해 FD 및 2개 ENH 영상의 기상관측임무를 피하는 EWSK 시간 이동에 대해 충돌 확률을 고려한 해석적 방법을 제시하여 이론적 고찰을 수행하였으며, 천리안위성 운영에도 시험적으로 적용하였다. 이론적 고찰 결과와 시험 운영 결과를 종합하여 기상영상 회피 EWSK 시간 이동이 천리안위성 연료 소모에 미치는 영향에 대한 연구 결과를 제시하였다. 본 연구 결과는 천리안 기상 임무 활용의 극대화에 기여할 수 있을 것으로 기대한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제36권3호
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• pp.213-223
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• 2019

This paper analyzes delta-Vs to maintain an extremely low altitude on the Moon and investigates the possibilities of performing a CubeSat mission. To formulate the station-keeping (SK) problem at an extremely low altitude, current work has utilized real-flight performance proven software, the Systems Tool Kit Astrogator by Analytical Graphics Inc. With a high-fidelity force model, properties of SK maneuver delta-Vs to maintain an extremely low altitude are successfully derived with respect to different sets of reference orbits; of different altitudes as well as deadband limits. The effect of the degree and order selection of lunar gravitational harmonics on the overall SK maneuver strategy is also analyzed. Based on the derived SK maneuver delta-V costs, the possibilities of performing a CubeSat mission are analyzed with the expected mission lifetime by applying the current flight-proven miniaturized propulsion system performances. Moreover, the lunar surface coverage as well as the orbital characteristics of a candidate reference orbit are discussed. As a result, it is concluded that an approximately 15-kg class CubeSat could maintain an orbit (30-50 km reference altitude having ${\pm}10km$ deadband limits) around the Moon for 1-6 months and provide almost full coverage of the lunar surface.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제4권1호
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• pp.25-33
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• 1987

For a geostationary satellite north-south keeping maneuver must control the inclination elements. The effects on the orbit plane of maneuvers and natural perturbations may be represented by a plane plot of Wc versus, Ws, since these inclination elements represent the projection of the major axis and the inclination elements are obtained.