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문제 정의
- 본 논문에서는 3년간의 정상임무를 성공적으로 수행한 아리랑위성 2호의 실제 궤도데이터를 이용하여 초기운용 및 임무기간 동안의 궤도변화, 궤도결정 및 예측 정밀도 추이에 대한 분석결과를 기술하였다. 또한, 저궤도 특성 상 태양활동에 직접적인 영향을 받는 것을 고려하여 동일 궤도상에서 운용되었던 아리랑위성 1호의 궤도변화와 상세하게 비교, 분석함으로써 태양활동 극대기와 저조기에서의 궤도특성을 실측자료를 이용하여 재조명하였다.
- 본 논문에서는 지난 2009년 9월 30일부로 3년 간의 정상임무 운영을 성공적으로 종료하고 연장임무 운용 중인 아리랑위성 2호의 실제 궤도데이터를 이용한 초기운용 및 임무기간 중 궤도분석결과를 기술하였다. 특히, 초기 궤도운용을 위한 준비 및 수행결과들에 대해 중점을 두어 자세하게 다룸으로써 기존 연구[1]와의 차별성을 두었다.
가설 설정
- 이때, 계산에 사용된 Isp 보정 계수 및 추력성능 보정 계수는 1.0으로 가정하였다. 고도는 1.
제안 방법
- GPS 수신기는 발사 2일째 시험 작동을 시작했으며, 같은 날 처음으로 아리랑위성 2호 GPS 항행해를 이용한 궤도결정을 수행한 이후 초기 운용 기간 동안 위성추적 및 임무계획 수립을 위한 궤도결정은 GPS 항행해를 이용하였다. 정상운용전환 이후에도 GPS 항행해를 이용한 궤도결정 결과를 이용한다.
- 고도 조정을 위한 본격적인 궤도조정은 2006년 8월 25일 03:16:00 UTC에 수행되었다. 궤도조정 계획 시 목표는 2.3km 고도 감소였으며, 앞서 수행한 시험 궤도조정 결과를 반영하여 0.3km 는 자세기동에 의한 바이어스 효과로 인해 부가적으로 이득을 얻을 수 있을 것으로 판단하여 실제 궤도조정 프로그램을 이용한 Del-V 계산은 2.0km 고도 감소를 목표로 수행하였다. 수행 결과, 추력기 사용시간은 59초였으며, 예측된 연료 소모량은 0.
- 두 번째 스발바드에서의 교신에서는 처음으로 3회의 레인징을 수행하였다. 두 번째 교신 직후 수행한 두 번째 궤도결정은 첫 번째 말린디에서 획득한 각 데이터, 스발바드에서 획득한 시선거리 데이터 및 각 데이터 모두를 포함하여 수행하였다.
- 두 번째 교신은 첫 번째 교신 종료 예정시각에서 약 8분 30초 뒤에 이루어졌으며, 별도의 궤도정보 갱신 없이 첫 번째 추적에서 사용한 최초 궤도정보를 동일하게 이용하여 추적이 이루어졌다. 두 번째 스발바드에서의 교신에서는 처음으로 3회의 레인징을 수행하였다.
- 두 번째 교신은 첫 번째 교신 종료 예정시각에서 약 8분 30초 뒤에 이루어졌으며, 별도의 궤도정보 갱신 없이 첫 번째 추적에서 사용한 최초 궤도정보를 동일하게 이용하여 추적이 이루어졌다. 두 번째 스발바드에서의 교신에서는 처음으로 3회의 레인징을 수행하였다. 두 번째 교신 직후 수행한 두 번째 궤도결정은 첫 번째 말린디에서 획득한 각 데이터, 스발바드에서 획득한 시선거리 데이터 및 각 데이터 모두를 포함하여 수행하였다.
- 특히, 초기 궤도운용을 위한 준비 및 수행결과들에 대해 중점을 두어 자세하게 다룸으로써 기존 연구[1]와의 차별성을 두었다. 또한, 동일 임무궤도 상에서 운용되었던 아리랑위성 1호 및 2호와의 정상임무 기간 동안 서로 다른 우주환경(특히 태양활동)이 궤도변화에 미치는 영향력을 상세하게 비교, 분석하였다.
- 아리랑위성 2호에 탑재된 TOPSTAR 3000 GPS 수신기에 내장된 항행소프트웨어 (DIOGENE)의 궤도계산 결과와 GPS 항행해는 GPS 항행해를 관측데이터로 사용한 지상궤도결정 결과와의 직접 비교를 수행하였다. 또한, 앞서 언급한 바와 같이 레인징을 통해 얻은 데이터를 이용한 궤도결정의 문제점을 파악하기 위해 지상궤도결정결과를 이용하여 계산된 레인징 데이터와의 비교결과를 기술하였다.
- 본 논문에서는 3년간의 정상임무를 성공적으로 수행한 아리랑위성 2호의 실제 궤도데이터를 이용하여 초기운용 및 임무기간 동안의 궤도변화, 궤도결정 및 예측 정밀도 추이에 대한 분석결과를 기술하였다. 또한, 저궤도 특성 상 태양활동에 직접적인 영향을 받는 것을 고려하여 동일 궤도상에서 운용되었던 아리랑위성 1호의 궤도변화와 상세하게 비교, 분석함으로써 태양활동 극대기와 저조기에서의 궤도특성을 실측자료를 이용하여 재조명하였다. 태양활동에 따른 아리랑위성 1호와 2호의 각 궤도요소와 지방시승교점의 진화특성 등을 참고한다면 향후 위성들의 궤도유지에 필요한 연료버짓 최적화에 도움을 줄 수 있을 것으로 사료된다.
- 아리랑위성 2호 관제시스템에서 사용하기 위한 아리랑위성 2호의 식별번호는 "0433322" 이며, 이 번호는 OPM 데이터 형식에 그대로 적용되었다. 생성된 데이터들은 발사 48시간 전에 KSAT社으로 전달되어 초기 추적을 준비하도록 하였다.
- 시선거리(Range) 데이터 획득은 실패하였으나, 안테나 추적 시 생성된 고각(Elevation) 및 방위각(Azimuth) 데이터는 획득하였는데 약 5분 분량이었으며, 이를 KOOPS의 궤도결정 프로그램으로 사용 중인 MicroCosm®을 이용하여 첫 번째 궤도결정을 수행하였다.
- 아리랑위성 2호 시선거리 데이터의 관측 오차를 추정하기 위해 2006년 7월 28일 GPS 항행해를 이용한 지상궤도결정 결과를 이용하여 계산한 시선거리 데이터와 스발바드에서 획득한 실측 시선거리(Actual range) 데이터와 비교를 수행하였다. 그림 6에서 보는 바와 같이 실측 시선거리데이터와 참값으로 가정한 궤도결정결과를 이용한 시선거리 데이터(OD range)는 상호 간에 약 30km 수준의 차이가 전체 교신시간에 걸쳐 거의 동일하게 보이고 있음을 알 수 있다.
- 아리랑위성 2호에 탑재된 TOPSTAR 3000 GPS 수신기에 내장된 항행소프트웨어 (DIOGENE)의 궤도계산 결과와 GPS 항행해는 GPS 항행해를 관측데이터로 사용한 지상궤도결정 결과와의 직접 비교를 수행하였다. 또한, 앞서 언급한 바와 같이 레인징을 통해 얻은 데이터를 이용한 궤도결정의 문제점을 파악하기 위해 지상궤도결정결과를 이용하여 계산된 레인징 데이터와의 비교결과를 기술하였다.
- 아리랑위성 2호의 경우 우선 일상운용에서 사용하게 될 GPS 항행해를 이용한 궤도결정 결과를 중첩법을 이용하여 정밀도를 판단하고, 동일한 단일 주파수 GPS 수신기를 이용했던 아리랑위성 1호 결과와 비교를 통해 이상여부를 살펴보았다. 정밀도가 가장 높은 것으로 기대되는 단일 GPS 원시데이터를 이용한 결과에 대한 평가를 위해서 이보다 더 정밀한 관측데이터 (예, 이중 GPS 수신기 원시데이터 혹은 레이저 레인징 데이터)를 이용한 결과를 얻을 수 없으므로 중첩법에 의해 평가된 GPS 항행해를 이용한 궤도결정결과와 비교 및 타 소프트웨어 결과와의 비교를 통해 정밀도를 평가하였다.
- 세 번째 마스팔로마스 교신 결과, 시각옵셋은 약 1초로 감소하였으며, 이를 통해 두 번째 궤도결정 결과가 신뢰할 수 있는 결과임을 다시 확인할 수 있었다. 여기서 레인징 1회 수행되었으며, 연 이은 네 번째 스발바드 교신에서 얻은 3회의 시선거리 데이터와 각 추적데이터들을 동시에 처리하였음에도 불구하고, 여전히 시선거리 데이터의 관측잔차가 컸으므로 이후 레인징을 제외한 각 추적데이터만을 이용하여 궤도결정을 수행하도록 하였다. 결국 각 데이터들만 이용한 세 번째 궤도결정 결과는 두 번째 수행한 궤도결정 결과와 연속성을 보였으며, 역으로 실제 교신 시각을 계산한 결과 실제 시각옵셋이 1초 미만이었다.
- 아리랑위성 2호의 발사 직후 초기 위성추적은 노르웨이의 KSAT社를 통해 스발바드(Svalbard, SG3), 말린디(Malindi, MAL), 그리고 마스팔로마스(Maspalomas, MAS)등 3곳의 해외지상국을 이용하였다. 위성추적을 위한 궤도데이터는 발사체 서비스 회사인 EUROKOT社로부터 제공된 위성체 분리벡터(S/C State Vector at Separation Time)를 이용하여 궤도예측한 후 항우연 관제국 및 해외지상국에서 사용할 수 있도록 TLE(Two-line Elements) 데이터 및 OPM(Orbit Parameter Message) 형태로 변환하였다. 항우연관제국(KGS, KARI Ground Station)은 아리랑위성 2호 발사 직후 추적을 위한 TLE 및 OPM 데이터 생성을 위해 아리랑위성 1호 및 2호 비행역학시스템으로 운용 중인 KOOPS(KGS Operation-nal Orbit Processing System)를 이용하였다[11].
- 위해 두 번의 30시간 동안의 GPS 항행해를 이용한 궤도결정을 수행하였다. 첫 번째 궤도결정은 2006년 8월 12일 21시부터 8월 14일 3시까지 데이터를 이용하여 수행하였으며, 두 번째 궤도결정은 2006년 8월 13일 21시부터 8월 15일 3시까지 데이터를 이용하여 수행하였다.
- 정밀한 궤도조정을 위해 우선 시험(Test) 궤도조정을 2006년 8월 24일 05:42:00 UTC에 수행하였다. 이때, 실제 추력기를 이용한 Del-V는 수행하지 않았으며, 고도 감소를 위한 자세기동 방향 즉, -90도 Pitch 기동 후 10초 동안 자세를 유지, 다시 정상자세로 전환하는 과정을 수행하였다. 수행 결과, Del-V를 수행하지 않았음에도 불구하고 약 0.
- 이를 규명하기 위해 시선거리 데이터의 관측잔차(Residual)를 분석한 결과 예상보다 오차가 매우 큰 것을 확인하고 시선거리 데이터를 제외한 두 지상국의 각 추적 데이터만을 이용하여 다시 궤도결정을 수행하였다.
- 아리랑위성 2호의 경우 우선 일상운용에서 사용하게 될 GPS 항행해를 이용한 궤도결정 결과를 중첩법을 이용하여 정밀도를 판단하고, 동일한 단일 주파수 GPS 수신기를 이용했던 아리랑위성 1호 결과와 비교를 통해 이상여부를 살펴보았다. 정밀도가 가장 높은 것으로 기대되는 단일 GPS 원시데이터를 이용한 결과에 대한 평가를 위해서 이보다 더 정밀한 관측데이터 (예, 이중 GPS 수신기 원시데이터 혹은 레이저 레인징 데이터)를 이용한 결과를 얻을 수 없으므로 중첩법에 의해 평가된 GPS 항행해를 이용한 궤도결정결과와 비교 및 타 소프트웨어 결과와의 비교를 통해 정밀도를 평가하였다.
- 정밀한 궤도조정을 위해 우선 시험(Test) 궤도조정을 2006년 8월 24일 05:42:00 UTC에 수행하였다. 이때, 실제 추력기를 이용한 Del-V는 수행하지 않았으며, 고도 감소를 위한 자세기동 방향 즉, -90도 Pitch 기동 후 10초 동안 자세를 유지, 다시 정상자세로 전환하는 과정을 수행하였다.
- 위해 두 번의 30시간 동안의 GPS 항행해를 이용한 궤도결정을 수행하였다. 첫 번째 궤도결정은 2006년 8월 12일 21시부터 8월 14일 3시까지 데이터를 이용하여 수행하였으며, 두 번째 궤도결정은 2006년 8월 13일 21시부터 8월 15일 3시까지 데이터를 이용하여 수행하였다. 두 번의 궤도결정에 의해 생성된 연속되는 궤적은 6시간의 중첩기간을 가지게 된다.
- 특히, 초기운용 시 안정적이고 효율적인 궤도운용을 위해 필요한 준비 및 분석 작업, 그리고 결과들을 정리함으로써 추후 동일 저궤도 상에서 운용될 3호, 5호, 3A호등 후속 아리랑위성들의 초기운용에 유용한 참고자료가 될 수 있도록 하였다.
- 하지만, 초기운용 기간 동안 추가적인 궤도 조정 수행에 대한 운용 부담 및 추진기 성능오차 등을 고려하여 자연적인 고도 감쇄에 의해 정상임무고도로 진입시키기로 하였다. 더군다나, 조정된 이후 궤도에서 운용하더라도 궤도 조정 전 보다 한반도 지역뿐만 아니라 전 세계 지역에 대해 대부분 지역을 10도 미만 롤 기동으로도 촬영이 가능하므로 추가적인 궤도조정은 수행하지 않기로 하였다.
- 한편, 발사 후 약 1시간 10분 뒤 발사체 회사로부터 전송받은 위성체 분리벡터와 비교한 결과, 이 역시 항우연 관제국에서 두 번째 수행한 궤도결정 결과와 크게 상이하였으므로 세 번째 마스팔로마스에서의 교신은 두 번째 궤도결정을 통해 얻은 OPM과 TLE를 이용하도록 하였다.
대상 데이터
- 아리랑위성 2호의 발사 직후 초기 위성추적은 노르웨이의 KSAT社를 통해 스발바드(Svalbard, SG3), 말린디(Malindi, MAL), 그리고 마스팔로마스(Maspalomas, MAS)등 3곳의 해외지상국을 이용하였다.
- 우선 GPS 항행해를 이용한 지상궤도결정 결과와의 비교를 2006년 8월 17일 24시간 동안 획득한 데이터를 이용하여 수행하였다. 수행 결과, Radial 방향으로 0.
이론/모형
- 위성추적을 위한 궤도데이터는 발사체 서비스 회사인 EUROKOT社로부터 제공된 위성체 분리벡터(S/C State Vector at Separation Time)를 이용하여 궤도예측한 후 항우연 관제국 및 해외지상국에서 사용할 수 있도록 TLE(Two-line Elements) 데이터 및 OPM(Orbit Parameter Message) 형태로 변환하였다. 항우연관제국(KGS, KARI Ground Station)은 아리랑위성 2호 발사 직후 추적을 위한 TLE 및 OPM 데이터 생성을 위해 아리랑위성 1호 및 2호 비행역학시스템으로 운용 중인 KOOPS(KGS Operation-nal Orbit Processing System)를 이용하였다[11]. 참고로 TLE 데이터에서 위성체 식별번호는 임시번호인 "99932"를 붙였으며, 이는 발사 후 노라드(NORAD, North American Aerospace Defense Command)에서 부여하게 될 정식 번호 대신에 사용하였다(이후 노라드에서 부여한 정식 번호는 29268이다).
성능/효과
- 이때, Y축 범위는 100m 까지만 보여주도록 제한한 것이며, 실제로는 수백 m 혹은 수 km의 오차를 가진 항행해가 일시적으로 발생하기도 한다. 1km 이상 편차를 가지는 질 낮은 데이터를 배제한 평균값은 20.9m이고, 표준편차는 78.6m로써 아리랑위성 1호가 각각 22.1m와 35.727m인 경우[2]와 다소 차이를 보이고 있으나, 아리랑위성 1호와 2호 모두 단일주파수를 가진 GPS 수신기를 이용한다는 점에서 아리랑위성 2호의 GPS 항행해 정밀도에 특이점이 없음을 확인하였다.
- 이때, 중첩기간의 첫 1시간과 마지막 1시간 동안의 궤적은 궤도결정 시발생할 수 있는 끝부분 효과 (End-effect)로 인해 궤적정밀도 평가에 부정적인 영향을 미칠 수 있으므로 제외하고, 2006년 8월 13일 22시부터 8월 14일 2시까지 4시간 동안의 중첩결과를 그려보면 다음 그림 1과 같다. 4시간 동안 중첩법에 의한 위치차이 평균은 1.73m로 각 일자 별 궤도결정결과 사이의 연속성(Consistency)이 잘 보장되는 것을 알 수 있었다.
- 여기서 레인징 1회 수행되었으며, 연 이은 네 번째 스발바드 교신에서 얻은 3회의 시선거리 데이터와 각 추적데이터들을 동시에 처리하였음에도 불구하고, 여전히 시선거리 데이터의 관측잔차가 컸으므로 이후 레인징을 제외한 각 추적데이터만을 이용하여 궤도결정을 수행하도록 하였다. 결국 각 데이터들만 이용한 세 번째 궤도결정 결과는 두 번째 수행한 궤도결정 결과와 연속성을 보였으며, 역으로 실제 교신 시각을 계산한 결과 실제 시각옵셋이 1초 미만이었다.
- 결론적으로, 초기궤도 운용 중 아리랑위성 2호 GPS 원시데이터를 이용한 정밀궤도결정 결과는 설계 요구 사항인 3σ 기준 3m 정밀도를 만족한 것으로 판단되었다.
- 006도 차이를 보임으로써 처음으로 신뢰할 만한 궤도결정 결과를 얻은 것으로 판단하였다. 결정된 접촉궤도(osculating orbit)를 평균궤도(mean orbit)로 변환한 결과, 평균고도는 688.685km, 경사각은 98.137도였으며, 이러한 결과는 당초 발사체 회사에서 제시한 위성체 목표궤도 진입직후 초기궤도오차 범위 내에 있을 뿐만 아니라, 아리랑위성 1호의 장반경 투입오차가 약 16.9km, 경사각 0.09도였던 것과 비교하면[1] 각각 3.56km, 0.008도로 상대적으로 아리랑위성 2호가 목표궤도에 더욱 정확하게 진입했음을 확인할 수 있었다. 참고로, 표 2에서의 각 관측데이터 RMS(Root Mean Square)는 위성위치에서의 거리오차를 환산한 값이며, 에디팅 RMS는 관측데이터의 에디팅 시그마 값으로 관측잔차를 나눈 값을 의미한다.
- 이러한 차이는 항우연 관제국 뿐만 아니라 말린디, 마스팔로마스에서 획득한 시선거리 데이터를 이용하여 비교하여도 유사한 결과를 얻을 수 있었다. 따라서, 아리랑위성 2호에 대해 레인징을 수행한 관측데이터는 약 30km 바이어스를 가지고 있음을 확인하였다. 추적한 모든 지상국에서 동일하게 보이는 바이어스이므로 지상국 시스템의 문제이기 보다는 위성체에서 레인징 신호를 지상으로 되돌려 전송할 때 오차를 발생시키는 것으로 추정되나 뚜렷한 원인은 밝혀지지 않았다.
- 02도, LTAN(승교점 지방시) 3초를 보였다. 또한, 발사 후 2일이 지난 후 GPS 데이터를 이용한 궤도결정결과를 통해 발사체가 목표한 궤도와 실제 진입궤도의 차이를 살펴보면 표 3과 같은데, 진입궤도 시 목표로 한 오차범위 안에 충분히 들어가며, 그 수준 또한 매우 작음을 알 수 있었다.
- 세 번째 마스팔로마스 교신 결과, 시각옵셋은 약 1초로 감소하였으며, 이를 통해 두 번째 궤도결정 결과가 신뢰할 수 있는 결과임을 다시 확인할 수 있었다. 여기서 레인징 1회 수행되었으며, 연 이은 네 번째 스발바드 교신에서 얻은 3회의 시선거리 데이터와 각 추적데이터들을 동시에 처리하였음에도 불구하고, 여전히 시선거리 데이터의 관측잔차가 컸으므로 이후 레인징을 제외한 각 추적데이터만을 이용하여 궤도결정을 수행하도록 하였다.
- 이때, 실제 추력기를 이용한 Del-V는 수행하지 않았으며, 고도 감소를 위한 자세기동 방향 즉, -90도 Pitch 기동 후 10초 동안 자세를 유지, 다시 정상자세로 전환하는 과정을 수행하였다. 수행 결과, Del-V를 수행하지 않았음에도 불구하고 약 0.326km의 고도 감소가 발생하였으며, 타궤도요소 방향으로는 변화량이 미미하였다.
- 우선 GPS 항행해를 이용한 지상궤도결정 결과와의 비교를 2006년 8월 17일 24시간 동안 획득한 데이터를 이용하여 수행하였다. 수행 결과, Radial 방향으로 0.8m, In-track 방향으로 0.27m, Cross 방향으로 2.84m 차이를 보였으며, RSS (Root Sum Square) 차이는 그림 4에서 보는 바와 같으며, 평균 2.96m의 차이를 보이고 있다. 약 3m의 차이는 GPS 항행해를 이용한 지상궤도결정 정밀도가 2~3m (1σ) 수준으로 추정할 때, GPS 원시데이터를 이용한 정밀궤도 결정 결과가 시스템적으로 큰 바이어스(Systematic Bias) 를 가지고 있지는 않는 것으로 판단된다.
- 수행 결과, 궤도결정은 수행되었으나 장반경이 7138km, 경사각이 98.098도로 첫 번째 추적에 사용하였던 당초 위성체 분리벡터에 의한 장반경 7061.715km 및 경사각 98.129도와는 매우 큰 차이를 보였다. 이는 실제 추적 결과 얻은 시각옵셋 4.
- 수행 결과, 장반경 7070.1km, 경사각 98.135도로 당초 위성체 분리벡터에 의한 장반경 및 경사각과 각각 8.3km, 0.006도 차이를 보임으로써 처음으로 신뢰할 만한 궤도결정 결과를 얻은 것으로 판단하였다. 결정된 접촉궤도(osculating orbit)를 평균궤도(mean orbit)로 변환한 결과, 평균고도는 688.
- 0km 고도 감소를 목표로 수행하였다. 수행 결과, 추력기 사용시간은 59초였으며, 예측된 연료 소모량은 0.3896kg 이었다.
- 수행 결과, 표 2에서 보는 바와 같이 장반경이 7285.1km, 경사각이 98.359도로 성공적인 교신이 가능하였던 당초 위성체 분리벡터에 의한 궤도데이터와는 장반경, 경사각, 이심률 등 모든 궤도요소들이 큰 차이를 보이고 있었다(원인은 2.3절에서 보였듯이 레인징 시스템의 문제가 있으며, 이로 인해 궤도결정 결과에 상당한 오차를 유발하였기 때문임).
- 그림 15는 승교점 지방시(LTAN)의 변화를 보여주고 있다. 아리랑위성 1호와 동일한 10:50 AM을 기준으로 3년 동안 변화 추이를 보여주고 있는데, 3년 동안 지속적으로 감소하여 종국에는 당초 지방시보다 35분 빠른 시각인 10:15 AM이 되었음을 알 수 있다. 한편, 아리랑위성 1호의 경우 초기궤도조정 이후 10:48 AM에서 시작하여 정상임무기간 종료 시점에는 10:52:30 AM까지 변화하였으나, 당초 +10/-15분의 설계범위를 고려하면 궤도유지 조건을 잘 만족하였다.
- 아리랑위성 2호 발사 약 10분 후 러시아 발사장으로부터 수신 받은 팩스를 통해 발사예정 시각보다 약 2초 일찍 발사가 됨을 알 수 있었다(당초 07:05:43 UTC 실제 07:05:41 UTC). 발사 직후 처음으로 교신 준비 중인 말린디에서는 발사 시 이러한 발사시각 및 위성체의 궤도진입 오차를 고려하여 위성 추적 시 시각옵셋(time-offset)을 최대 30초 정도 조정하여 추적을 준비 중에 있었으므로 발사 48시간 전에 전송하였던 TLE 및 OPM 데이터의 수정 없이 첫 교신을 준비하였다.
- 422km로 추정할 수 있다. 이는 Del-V 계산 시 목표로 한 2.0km 에 대해 71% 효율을 보인 것으로 이를 통해 Isp 및 추력기 성궤도조정 후 변경된 고도는 28일 주기를 가지는 고도인 685.13km 보다 0.315km 가 높은 상태이며, 그림 8에서 보는 바와 같이 여전히 정확한 28일 주기의 지상궤적과는 약간 차이가 있었다.
- 이때, 계산된 아리랑 2호의 진입궤도는 평균고도가 687.474km로 정상임무고도 685.13km보다 약 2.34km 높은 것을 확인할 수 있었다. 총 4회의 교신을 통해 확보한 각 추적데이터만을 이용하여 결정된 궤도요소들의 오차범위는 장반경 26m, 이심률 0.
- 2m 차이를 보였다. 전체 평균 RSS 차이는 1.74m 였으며, 상호 프로그램 간의 궤도모델링 종류 및 파라메터를 정확하게 일치시키지 않은 상태에서 Quick-look 평가를 위해 수행한 결과 차이이므로 어떤 소프트웨어 결과가 실제 궤도(True orbit)에 근접한지, 그리고 프로그램 상의 어떤 차이에 의해 1m 이상의 차이를 보이는지를 판단하기는 어렵다. 한편, 각 소프트웨어들의 중첩법에 의한 정밀도 평가결과는 MicroCosm®의 경우 1.
- 즉, 아리랑위성 2호와 유사 고도에서 시작한 아리랑위성 1호의 자연적인 고도감소가 약 21배 많았음을 알 수 있었다. 이는 그림 11을 통해서도 확인할 수 있는데, 태양활동 정도를 알 수 있는 태양플럭스(Solar flux)에 따라 아리랑위성 1호의 경우 1일 자연 감쇄폭이 최소 5m에서 최대 37m였던 반면, 아리랑위성 2호는 0.
- 34km 높은 것을 확인할 수 있었다. 총 4회의 교신을 통해 확보한 각 추적데이터만을 이용하여 결정된 궤도요소들의 오차범위는 장반경 26m, 이심률 0.0004, 경사각 0.02도, LTAN(승교점 지방시) 3초를 보였다. 또한, 발사 후 2일이 지난 후 GPS 데이터를 이용한 궤도결정결과를 통해 발사체가 목표한 궤도와 실제 진입궤도의 차이를 살펴보면 표 3과 같은데, 진입궤도 시 목표로 한 오차범위 안에 충분히 들어가며, 그 수준 또한 매우 작음을 알 수 있었다.
- 한편, 각 소프트웨어들의 중첩법에 의한 정밀도 평가결과는 MicroCosm®의 경우 1.1m 였으며, MAPS의 경우 1.05m 수준이었으므로 중첩법에 의한 정밀도 평가 결과는 약 1m (1σ) 수준을 만족하는 것으로 사료된다.
후속연구
- 그림 9에서 보는 바와 같이 아리랑위성 1호가 지난 2000년부터 2003년 태양활동이 정점에 달했던 시기에 정상임무를 수행한 반면, 아리랑위성 2호는 태양활동 저조기에서 정상임무를 수행함으로써 동일 궤도상에서 임무를 시작한 두 위성의 임무궤도변화를 실측데이터를 이용하여 비교, 분석하는 것은 향후 동일 저궤도 상에서 임무운용 시 중요한 참고자료가 될 수 있을 것이다. 그림 10은 아리랑위성 2호의 평균고도 변화를 보여주고 있다.
- 본 논문에서 정리된 내용들은 추후 저궤도 상에서 운용될 아리랑위성 시리즈(3호, 5호 3A호 등)들의 초기 및 정상 임무기간 동안 궤도운용시 안정성과 효율성을 높이는데 주요 참고자료가 될 것으로 사료된다.
- 이에 반해, 아리랑위성 2호의 경우는 전혀 다른 진화양상을 보이고 있는데, 그림 16에서 보는 바와 같이 3년 기간 동안 일정 범위 내에서 반복 혹은 갇혀있는 형태가 아닌, 지속적으로 변화하는 양상을 보이고 있음을 알 수 있다. 아리랑위성 1호의 경우에도 동결궤도를 고려하거나 유사한 진화형태를 고려한 것은 아니나 이심률과 근지점인수가 비교적 일정 범위 내에서 진화한 것처럼 추후 유사 궤도에 발사될 위성들의 경우에 아리랑위성 1호의 궤도변화 형태를 참고하여 초기궤도 조정에 반영하는 것이 바람직할 것으로 사료된다.
- 우리나라의 두 번째 다목적실용위성인 아리랑위성 2호는 지난 2006년 7월 28일 오후 4시 5분 41초(우리나라 시각)에 발사되어 2006년 9월 30일까지 초기운용을 수행한 후 2006년 10월 1일부터 2009년 9월 30일까지 정상임무를 성공적으로 수행하였다. 이후 2009년 10월 1일부터 2년간 연장임무를 수행하고 있으며, 위성체의 상태에 따라 추후 2차 연장임무를 수행할 수 있을 것으로 예상된다.
- 또한, 저궤도 특성 상 태양활동에 직접적인 영향을 받는 것을 고려하여 동일 궤도상에서 운용되었던 아리랑위성 1호의 궤도변화와 상세하게 비교, 분석함으로써 태양활동 극대기와 저조기에서의 궤도특성을 실측자료를 이용하여 재조명하였다. 태양활동에 따른 아리랑위성 1호와 2호의 각 궤도요소와 지방시승교점의 진화특성 등을 참고한다면 향후 위성들의 궤도유지에 필요한 연료버짓 최적화에 도움을 줄 수 있을 것으로 사료된다. 특히, 초기운용 시 안정적이고 효율적인 궤도운용을 위해 필요한 준비 및 분석 작업, 그리고 결과들을 정리함으로써 추후 동일 저궤도 상에서 운용될 3호, 5호, 3A호등 후속 아리랑위성들의 초기운용에 유용한 참고자료가 될 수 있도록 하였다.
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