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손영호,기창돈,김학정,이상률,Son, Yeong-Ho,Gi, Chang-Don,Kim, Hak-Jeong,Lee, Sang-Ryul 통신위성우주산업연구회 2002 Joint Conference on Satellite Communications Vol.2002 No.-
이 논문에서 우리는 전통적인 궤도결정의 대안으로서 저궤도 위성(LEO)을 위한 궤도결정 알고리즘을 제안하고 시뮬레이션 상에서 DGPS 환경을 개발하였다. 전통적인 레이더 트래킹이나 광학적인 방법은 저궤도 위성에 대해서는 더 많은 기지국을 필요로 하거나 고가의 비용, 낮은 정확도 그리고 위성 관제의 의존성 등의 몇 가지 문제를 갖고 있다. 그러나 우리의 DGPS 궤도결정 방법은 이러한 문제들을 해결할 수 있다. 우리는 지구의 비대칭 중력장이나 태양의 중력, 달의 중력, 태양 복사압, 대기 저항 등의 대부분의 섭동요인들을 ECI 좌표상에서 고려하였고 그들의 영향을 도시하였다. 확장 칼만 필터를 사용하여 시스템 모델을 선형화하고 상태변수를 추정하였다. 이 알고리즘을 사용하여 가상적으로 DGPS 궤도 결정을 테스트하기 위해 우리는 GPS 위성 배치, 시계 오차, 전리층 지연등의 대부분의 영향들을 포함하여 우주공간에서의 DGPS 환경을 시뮬레이션 하였다. 이로부터 우리는 제안된 알고리즘의 긍정적인 성능과 가능성을 확인할 수 있었다. In this paper, we have proposed orbit determination algorithm using DGPS for Low Earth Orbit (LEO) satellite as alternative about conventional methods and developed DGPS environment for simulation, The conventional radar tracking or optical method has some problems (more station needed for low orbit satellite, high cost, low accuracy and dependence of operation). But our DGPS orbit determination method can solve these problems. We have considered almost effective perturbations (asymmetry gravitational force, Sun's gravity, Moon's gravity, Solar pressure, Air drag) on ECI coordinate and showed their effects graphically. Using Extended Kalman Filter we have made linear system model and estimated state variables. To test DGPS orbit determination virtually suing this algorithm, we have simulated DGPS environment in space including most effects (GPS satellites arrangement, clock errors, ionosphere delay, etc.). From this, we could confirm good performance and possibility of our proposed algorithm.
정옥철,김동규,정대원,김학정,Jeong, Ok-Cheol,Kim, Dong-Gyu,Jeong, Dae-Won,Kim, Hak-Jeong 한국천문학회 2012 天文學會報 Vol.37 No.2
다목적실용위성 3호는 2012년 5월 발사되어, 위성 기능점검을 위한 시험을 성공적으로 완료하였다. 위성이 발사체로부터 분리된 이후 임무궤도(고도 685km, 승교점 지방시 13시 30분을 갖는 태양동기궤도)를 획득하기 위해서는 궤도조정이 필요하다. 본 논문에서는 다목적실용위성 3호의 초기운영 기간 동안 수행한 총 10번의 궤도조정 계획 및 결과에 대해 기술하였다. 궤도조정 1 단계에서는 궤도조정 절차 및 기능을 점검하기 위해 6번의 시험 궤도조정을 순차적으로 수행하였고 이후 2 단계에서는 임무궤도 진입을 위해 4번의 궤도조정을 실시하였다. 궤도조정을 위해서는 원하는 추력분사 방향을 맞추기 위해 롤 방향 또는 피치 방향의 자세제어가 필요한데, 추력기를 사용하여 자세를 기동하는 모드(Del-V Mode)와 휠을 사용하여 자세를 기동하는 모드(Fine Del-V Mode)로 구분된다. 시험 궤도조정에서는 우선적으로 두 가지 모드에 대한 모드전환 시험을 실시하여 위성체 및 지상국 운영절차에 대한 이상 유무를 점검하였고, 이후 추력기 분사량을 10초로 설정하여 예측 대비 실제 궤도변경 결과값을 확인하였다. 시험 궤도조정의 결과를 토대로 본 궤도조정에서는 임무궤도를 획득하기 위한 경사각 조정 및 고도 조정을 수행하였다. 경사각 조정 시에는 승교점 지방시의 변화량을 줄이고, 이후 자연 교란력에 의한 궤도변화를 고려하여 목표궤도를 계획하였다. 또한, 고도 조정 단계에서는 연료 사용량 및 이심률 변화를 최소화 할 수 있도록 전형적인 호만 궤도천이 방식을 적용하였다. 궤도조정 결과 당초 목표한 값을 정확하게 달성하였고, 궤도조정 이후 궤도변화도 장기간 동안 임무궤도 범위를 유지함을 확인할 수 있었다.