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김방엽,류동영,Kim, Bangyeop,Rew, Dong-Young 한국우주과학회 2021 우주기술과 응용 Vol.1 No.3
지구접근 소행성을 목적지로 하는 우주탐사선의 발사 시기를 결정하는 방법에 대하여 기본적인 연구를 수행하였다. 향후, 지구 궤도에 접근하는 소행성을 대상으로 하는 탐사선 임무가 국내에서 진행될 경우에 발사시기를 결정하기 위해서는 전역최적화(global optimization)기법을 적용하여 적절한 해를 구하여야 한다. 이를 위해서는 먼저 각 소행성들의 정확한 궤도 정보가 필요하고. 지구의 공전궤도 정보, 탐사선의 주엔진 성능 정보, 중력보조 기동의 횟수, 최대 비행시간 제한 등의 사전 시나리오가 논의되어야 한다. 또한 최적화의 기준이 우선 결정되어야 한다. 본 논고에서는 이러한 전제 조건과 정보를 바탕으로 PyKEP, EMTG(Evolutionary Mission Trajectory Generator) 등의 오픈소스 경로탐색 프로그램을 사용하여 소행성 탐사선의 발사 시기를 찾는 방안을 연구하였다. A basic study was conducted on how to determine the launch timing of a space probe targeting an Earth-approaching asteroid. In the future, when a probe mission targeting an asteroid approaching Earth's orbit is conducted in Korea, in order to determine the launch time, an appropriate solution should be obtained by applying the Global Optimization technique. For this, accurate current orbit information of each asteroid must be obtained first, and prior scenarios such as Earth's orbit information, main engine performance information of the probe and launch vehicle, the number of gravity-assisted maneuvers, and maximum flight time limit should be discussed. Also, the criteria for optimization should be determined first. In this paper, based on these prerequisites and information, a method for finding the launch time of an asteroid probe was studied using the open source software such as PyKEP and Evolutionary Mission Trajectory Generator (EMTG) which are the programs for interplanetary trajectory generation purpose.
입력추정필터 알고리즘을 적용한 정지궤도 위성의 실시간 궤도결정 기술
김방엽,박봉규,이상철,Kim, Bang-Yeop,Park, Bong-Gyu,Lee, Sang-Cheol 통신위성우주산업연구회 2004 Joint Conference on Satellite Communications Vol.2004 No.-
정지궤도 위성의 실시간 궤도 결정에 입력 추정 필터 알고리즘을 적용하는 방안을 연구하였다. 일반적으로 위성 운용에서는 실시간 궤도 결정을 위해 확정 칼만 필터를 주로 사용한다. 확장 칼만 필터는 일반적인 비선형 문제에 적당하고 구도 조정이 없는 상태의 정지궤도 위성의 궤도 결정에서는 좋은 성능을 발휘한다. 그러나 위성에 궤도 조정이 있게 되면 추정 오차가 커지는 단점이 있다. 입력 추정 필터 알고리즘은 주로 기동하는 목표물을 추정하는 미사일에 많이 사용되어왔다. 이 알고리즘은 목표물이 언제든지 불규칙한 기동을 할 수 있다고 가정하고 필터 뱅크를 구성한다. 이 필터 뱅크는 여러 개의 가능한 추정 값을 만들어 내고 그 결과들을 확장 칼만 필터 결과와 비교하여 최적의 상태 값으로 갱신되도록 한다. 본 논문에서는 확장 칼만 필터만을 사용한 경우와, 입력 추정 필터를 같이 사용한 경우를 시뮬레이션 하여 그 결과를 비교해보도록 한다. 이러한 과정을 통해, 특히 남북 위치추정 기동 시에 입력 추정필터가 추정 정밀도 향상에 기여할 것으로 기대한다. We examined the applying of Input Estimation Filter (IEF) algorithm to the real-time orbit determination for a geostationary satellite. Generally, the Extended Kalman Filter (EKF) algorithm has been used to the real-time orbit determination in satellite operation. The EKF algorithm is good for the general non-linear estimation problem and robust to the geostationary orbit determination during the non-maneuvering period. But when the orbital maneuvers were occurred, the ordinary EKF shows some large errors. The IEF algorithm has been used to the missile for the tracking of maneuvering target. This algorithm assumes that the target can shows irregular maneuvering motion any time and configures a bank of filters. The filters in the bank generate many possible estimated statuses and compare to the EKF solution, and the best estimated status were adapted and updated finally. In this power, we are going to show the simulation results of the real-time orbit estimation output using EKF only and with IEF algorithm. Through the comparing the results we could expect that IEF algorithm can increase the estimation accuracy especially when the north-south stationkeeping maneuver.
정지궤도 위성을 이용한 표준시각 동기 서비스에 대한 실시간 궤도결정 기술의 적용
김방엽,이상철,김병교,Kim, Bang-Yeop,Lee, Sang-Cheol,Kim, Byeong-Gyo 통신위성우주산업연구회 2003 Joint Conference on Satellite Communications Vol.2003 No.-
본 연구에서는 정제궤도 위성을 이용한 표준시각동기 서비스에 실시간 궤도결정 기술을 적용하는 방안을 고려하였다. 정지궤도 위성을 이용하여 표준시각 동기신호를 전파하는 연구는 여러 나라에서 진행되고 있는데 3 곳에서의 측정(Trilateration)과 미분 보정(Differential Correction) 방식이 일반적인 방법으로 채택되고 있다. 본 논고에서는 한국항공우주연구원에서 진행중인 표준시각 동기 서비스 연구와 이를 위해 제작중인 실시간 궤도결정 기술을 적용한 실험 소프트웨어에 대해 소개하고자 한다. 실시간 궤도결정 방법을 적용하게 되면 동기신호 전파에 있어서 가장 큰 오차의 원인이 되는 위성궤도 예측 오차를 크게 줄일 수 있을 것으로 판단된다. 그리고 본 연구에서는 기존에 궤도 결정을 위해 사용하는 톤 레인징에 의한 위상차 신호와 안테나 각도 대신에 동기신호 자체만을 사용하고 있다. 본 논고에서는 실시간 궤도 결정에 의한 시뮬레이션 결과와 한국항공우주연구원에서 준비중인 실험에 대해서 간략히 소개한다. 그리고 본 연구에서 개발된 기술은 2004 년 4 월에 무궁화위성 2 호를 이용하여 실험을 수행할 예정이다. We examined the applying of real-time orbit determination method to time dissemination service via geostationary satellite. Actually, the geostationary satellite based time dissemination service have been researched in many countries. Also, the trilateration measuring and differential correction technique are generalized. In this paper, we are going to introduce about the time dissemination technique research in KARI. We are developing the time dissemination experiment software, and the real-time orbit determination method was adopted. We expect that the real-time orbit determination method can reduce the predicted satellite position error, which is the one of the main error reason. And we use the time dissemination signal itself as the range data. So, the additional measurements like antenna angle or phase shift of ranging tone are not need, which were measured only by the ground station of each satellite. In this paper, we will introduce the simulated output of real-time orbit determination and the concept of time dissemination service technique in KARI. The developing method will be tested via KOREASAT-2 on April, 2004.
정지궤도 위성의 LAE Burn Strategy Planning
김방엽(Bang-Yeop Kim),이호형(Ho-Hyoung Lee) 한국항공우주연구원 2007 항공우주기술 Vol.6 No.2
정지궤도 위성의 전이궤도 해석 과정의 중요한 부분인 LAE(Liquid Apogee Engine, 액체원지점엔진) 분사전략 수립을 위한 프로그램을 개발하였다. 본 프로그램에서 다루고 있는 LAE 분사전략 수립은 전이궤도 해석의 첫 단계로서, 초기 전이궤도 요소와 지상 TT&C 중계소의 위치, 위성체 성능 파라미터를 입력받아 여러 제한 조건을 만족하면서 선택 가능한 분사 전략들을 계산하는 과정이다. 본 연구에서 개발된 프로그램은 일반적인 LAE를 사용하는 정지궤도 위성을 대상으로 하였으며 최대 여섯 개의 예비 분사 전략과 최대 6회까지 LAE를 분사하는 상황을 가정하였다. 본 프로그램에서 입출력 부분에는 MS-엑셀이 사용되었으며 계산 과정은 MATLAB 함수를 사용하여 구현되었다. A program for LAB (liquid Apogee Fngine) firing strategy calculation was developed. This program can be used as the first stage of transfer orbit analysis, which process receives input parameters as like initial orbit elements, ground IT&C stations positions, satellite performances and makes firing user-selectable strategies. The developed program is dedicated to GEO satellites which using LAE generally and it can calculate six hick-up strategies and deals situation its maximum firing number is six. The MS-EXCEL software was used for the input and output process. And the numerical calculation part was embodied with MATLAB functions.