선택한 단어 수는 입니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
최소 단어 이상 선택하여야 합니다.
선택한 단어 수는 30입니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
최대 10 단어까지만 선택 가능합니다.
문제 정의
- 본 논문에서는 다목적실용위성 3호 발사 이후 초기운영 기간 동안 한국항공우주연구원(이하 항우연) 지상 관제국에서 수행된 궤도 운영 결과를 기술하였다. 여기에는 초기궤도정보 획득결과, 궤도결정 및 궤도조정 결과, 궤도정밀도 확인 등의 내용을 모두 포함하였고, 발사 이후 현재까지의 궤도변화를 제시하였다.
- 본 논문에서는 다목적실용위성 3호의 발사 후 초기 궤도운영 결과를 기술하였다. 위성 발사 직후 교신에서는 위성 분리벡터를 이용하였고, 이후 GPS 수신기 데이터가 이용 가능한 시점부터는 본격적인 궤도결정을 수행하여 보다 정밀한 궤도정보를 확보할 수 있었다.
제안 방법
- 다목적실용위성 3호에서는 초기지상국 교신 과정에서 기존 궤도예측 정보에 기반을 둔 안테나 운영에 전혀 문제가 없었고, 초기운영 주요 절차 및 일정을 고려하여 지상추적데이터 확보에는 따로 중점을 두지 않았다. GPS 수신기는 발사 후 약 14시간 이후에 동작하기 시작하였고, 이 시점 이후부터는 GPS 수신기에서 계산된 항법해(Navigation Solution)를 이용하여 궤도결정을 수행하였다. 2시간 30분 분량의 GPS 항법해(위성 위치 및 속도)를 이용하여 궤도결정을 수행한 결과, 발사체에서 제공한 위성 분리벡터와는 고도 약 91미터, 경사각 0.
- 위성의 주요 기능점검을 위한 시험을 성공적으로 완료한 이후, 발사체 투입 궤도로부터 임무궤도로 변경하기 위한 궤도조정을 수행하였다. 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(Roll) 방향 또는 피치(Pitch) 방향의 자세기동이 필요한데, 추력기를 사용하여 자세를 기동하는 모드(Del-V Mode)와 휠을 사용하여 자세를 기동하는 모드(Fine Del-V Mode)로 구분된다.
- 이는 기존 궤도정보 및 새로 결정된 궤도정보가 신뢰할 수준임을 의미하며, 발사 후 11번째 궤도까지 특별한 궤도변화가 없음을 보여준다. 발사 후 12번째 궤도상의 북극 스발바드 지상국 교신부터는 새로 결정된 궤도정보로 갱신하여 교신을 수행하였다.
- 궤도조정을 위해서는 원하는 추력분사 방향을 맞추기 위해 롤(Roll) 방향 또는 피치(Pitch) 방향의 자세기동이 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 결과 값을 확인하였다.
- 시험 궤도조정의 결과를 토대로, 본 궤도조정에서는 임무궤도를 획득하기 위한 경사각 조정 및 고도 조정을 수행하였다. 경사각 조정 계획단계에서는 경사각 조정 뿐만 아니라 승교점 지방시의 변화율도 같이 고려하였다.
- 본 논문에서는 다목적실용위성 3호 발사 이후 초기운영 기간 동안 한국항공우주연구원(이하 항우연) 지상 관제국에서 수행된 궤도 운영 결과를 기술하였다. 여기에는 초기궤도정보 획득결과, 궤도결정 및 궤도조정 결과, 궤도정밀도 확인 등의 내용을 모두 포함하였고, 발사 이후 현재까지의 궤도변화를 제시하였다.
- 위성의 주요 기능점검을 위한 시험을 성공적으로 완료한 이후, 발사체 투입 궤도로부터 임무궤도로 변경하기 위한 궤도조정을 수행하였다. 궤도조정 1 단계에서는 궤도조정 절차 및 기능을 점검하기 위해 6번의 시험 궤도조정을 순차적으로 수행하였고, 이후 2 단계에서는 임무궤도 진입을 위해 4번의 궤도조정을 실시하였다.
대상 데이터
- 05도 감소시키기 위해 궤도 강교점(Descending Node)을 기준으로 Roll 방향으로 90도 자세기동을 수행한 후 추력을 사용하였다. 경사각 조정을 위해 2012년 6월 1일 총 2 회에 걸쳐 180초(속도 증분량 2.7m/s) 및 300초(속도 증분량 4.4m/s) 동안 추력을 분사하였고, 경사각 조정에 총 2.58kg의 연료가 사용되었다.
- 다목적실용위성 3호에는 단일 주파수 GPS 수신기가 장착되어 있어, 위성에서 수집된 Pseudo-range 및 Carrier phase와 세계 각지에 분포된 IGS(International GNSS Service)데이터를 이용하여, 이중차분에 의한 정밀궤도결정을 수행할 수 있다[6]. 다목적실용위성 3호의 경우 정밀궤도결정 요구사항이 8미터(3-sigma)인 점을 감안하여, GPS 위성 궤도력(Ephemeris)은 1미터 수준의 오차를 갖는 Broadcasting Orbit을 이용하였고, IGS 지상국은 데이터 가용도 및 기하학적 배치 형상을 고려하여 Fig. 7과 같이 20개를 선정하였다.
- 4m/s)을 사용하였다. 두 차례의 고도 조정에서 사용한 총 연료는 3.8kg이다.
데이터처리
- 이 방식은 정밀궤도결정에 비해 정밀도는 저하되지만, 빠르고 간단하게 궤도를 결정할 수 있다는 장점이 있다. 운영궤도결정의 정밀도를 확인하기 위해 정밀궤도결정 결과와 비교를 수행하였다. Fig.
이론/모형
- 고도 조정 단계에서는 연료 사용량 및 이심률 변화를 최소화 할 수 있도록 전형적인 호만 궤도 천이(Hohmann Transfer) 방식을 적용하였다. 아래 식(3)-(5)는 호만 궤도 천이 방식에서 속도 증분량에 대한 해석적인 값을 나타낸다.
- 정밀궤도에 사용된 주요 모델링 파라미터 및 데이터 정보는 Table 3에 나타내었다. 정밀궤도결정 결과의 정밀도를 판단하기 위해 Fig. 8과 같이 일부 구간이 중첩되는 두 개의 독립된 그리고 연속된 시점의 데이터를 이용하여 궤도를 결정한 후 서로 비교 평가하는 중첩방식(Overlapping Method)을 적용하였다. Fig.
- 정밀궤도결정은 NASA GSFC(Goddard Space Flight Center)의 GEODYN 기반의 상용 소프트웨어인 MicroCosm을 이용하였다[7]. MicroCosm에서 정밀궤도결정은 총 3단계로 구성되는데, 1단계에서는 IGS 지상국 데이터와 GPS 궤도력을 이용하여 시간보정을 수행한 후 GPS 위성에 대한 정밀 궤도력을 생성한다.
성능/효과
- GPS 수신기는 발사 후 약 14시간 이후에 동작하기 시작하였고, 이 시점 이후부터는 GPS 수신기에서 계산된 항법해(Navigation Solution)를 이용하여 궤도결정을 수행하였다. 2시간 30분 분량의 GPS 항법해(위성 위치 및 속도)를 이용하여 궤도결정을 수행한 결과, 발사체에서 제공한 위성 분리벡터와는 고도 약 91미터, 경사각 0.0004도, 이심률은 10E-5 수준의 차이를 나타내었다. 이는 기존 궤도정보 및 새로 결정된 궤도정보가 신뢰할 수준임을 의미하며, 발사 후 11번째 궤도까지 특별한 궤도변화가 없음을 보여준다.
- 지상국에서는 당초 예상된 궤도정보를 이용하여 교신을 준비하고 있었고, 발사체 분리 벡터가 기존 예상 값과 유사한 수준이어서 지상 안테나 추적을 위한 궤도정보를 따로 변경하지 않았다. 결과적으로도 첫 번째 지상 교신을 안정적으로 수행하였고, 지상국에서 파악한 궤도와 위성의 실제 궤도가 유사함을 확인할 수 있었다.
- 또한, 궤도 경사각 및 고도를 성공적으로 조정하여 당초 계획한 임무궤도를 획득할 수 있었다. 궤도정밀도 측면에서는 정밀궤도결정 데이터의 경우 약 1-2미터 수준임을 확인할 수 있었고, GPS 항법해를 이용한 간단한 형태의 운영궤도결정은 5미터 수준의 정밀도를 갖는 것으로 확인되었다. 또한, GPS 수신기에서 계산된 항법해의 정밀도는 20미터 수준이었고, 임무운영을 위한 하루 궤도예측 정밀도는 최대 300-400미터 수준으로 확인되었다.
- 3은 경사각 조정 이전 1주일과 이후 1주일에 대한 경사각 및 승교점지방시의 변화를 각각 나타낸 것이다. 그림을 통해 경사각이 목표 값을 획득하였음을 알 수 있고, 승교점지방시도 경사각 조정 이전에는 하루 약 2-3초씩 늦어졌으나, 경사각 조정 이후에는 하루 약 1-2초씩 늦어지게 되어 궤도운영에도 유리하게 작용함을 확인할 수 있었다. 승교점지방시의 변화율은 식 (2)에 나타낸 J2 교란력에 의한 승교점적경 변화율이 경사각 감소에 따라 줄어들었기 때문이다[5].
- 궤도정밀도 측면에서는 정밀궤도결정 데이터의 경우 약 1-2미터 수준임을 확인할 수 있었고, GPS 항법해를 이용한 간단한 형태의 운영궤도결정은 5미터 수준의 정밀도를 갖는 것으로 확인되었다. 또한, GPS 수신기에서 계산된 항법해의 정밀도는 20미터 수준이었고, 임무운영을 위한 하루 궤도예측 정밀도는 최대 300-400미터 수준으로 확인되었다. 현재 다목적실용위성 3호는 발사 후 초기운영을 통해 임무궤도 상에서 정상적으로 운영되고 있으며, 초기운영 결과를 토대로 궤도 데이터 처리에 필요한 파라미터 최적화, 비행역학 소프트웨어 기능개선 등을 지속적으로 수행할 예정이다.
- 9는 2012년 7월 1일부터 12월 31일까지 6개월(약 180일) 동안 매일 수행한 정밀궤도결정결과를 이용하여 중첩구간(4시간)에 대한 궤도 오차를 반경(Range)방향으로 나타내었고, Table 4는 월 평균값으로 환산한 것이다. 중첩방식을 이용한 하루 궤도 차이는 평균 1-2미터 수준으로 확인되었다.
- 경사각 조정 및 고도 조정의 목표 값과 실제 변경 값은 Table 2에 정리하였다. 표에서 효율은 당초 목표 값 대비 실제 변화 값의 비율로서, 약 90% 수준의 정확도를 확인할 수 있는데, 이는 추력 사용 구간에서 위성 자세제어에 따른 분력이 발생하였고 추력기 위치 및 정렬 계산오차나 추진제 성능 특성에 기인한 것으로 판단된다. 향후 궤도조정 시에는 효율 값을 고려함으로써, 보다 정밀한 궤도조정이 가능할 것으로 예상된다.
후속연구
- 표에서 효율은 당초 목표 값 대비 실제 변화 값의 비율로서, 약 90% 수준의 정확도를 확인할 수 있는데, 이는 추력 사용 구간에서 위성 자세제어에 따른 분력이 발생하였고 추력기 위치 및 정렬 계산오차나 추진제 성능 특성에 기인한 것으로 판단된다. 향후 궤도조정 시에는 효율 값을 고려함으로써, 보다 정밀한 궤도조정이 가능할 것으로 예상된다.
- 또한, GPS 수신기에서 계산된 항법해의 정밀도는 20미터 수준이었고, 임무운영을 위한 하루 궤도예측 정밀도는 최대 300-400미터 수준으로 확인되었다. 현재 다목적실용위성 3호는 발사 후 초기운영을 통해 임무궤도 상에서 정상적으로 운영되고 있으며, 초기운영 결과를 토대로 궤도 데이터 처리에 필요한 파라미터 최적화, 비행역학 소프트웨어 기능개선 등을 지속적으로 수행할 예정이다.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.