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문제 정의
- 본 논문에서는 먼저 수치기반의 태양동기궤도설계를 위해 고전적인 태양동기궤도 설계방법과 비선형 시뮬레이션기반의 수치최적화 방법을 적용한 태양동기궤도 설계방법에 대해 기술한다. 다수의 태양동기궤도 위성의 효율적인 운영을 위해 이미 독립적으로 설계된 여러 대의 태양동기 궤도 위성에 위성군의 개념을 적용하고, 태양동기궤도의 설계 관점을 실질적인 위성운영의 측면에서 위성-지상국-영상목표물의 관계로 재해석하여 위성 운영의 효율성을 높이고자 한다. 이를 위하여 태양동기궤도위성 운영의 효율성을 고려하기 위한 운영요소(Operation Parameter)를 정의하였으며 위성 운영효율성을 판단할 수 있는 지표인 위성 운영효율성 지표(Figure of Merit)를 정의하고 분석하므로 다중 태양동기궤도 위성의 효율적인 운영 방안에 대한 방법론을 제시하고자 한다.
- 본 논문에서는 독립적으로 설계된 개별 태양동기궤도 위성에 위성군의 개념을 적용하여 실제 위성운영의 측면에서 운영효율성을 증대시킬 수 있는 방안을 제시하였다. 또한 위성 운영 시 현실적으로 요구되는 사항을 임무 궤도 설계 단계에서 반영할 수 있는 방안을 제시하였다. 이를 위하여 태양동기궤도 설계 관점을 단순히 지방시나 태양동기성만을 유지하는 것이 아니라 위성-지상국-영상목표물의 관계로 재해석하여 다중 위성과 단일목표물에 대하여 새로운 운영요소(Operation Parameter)를 정의하였다.
- 본 논문에서는 독립적으로 설계된 개별 태양동기궤도 위성에 위성군의 개념을 적용하여 실제 위성운영의 측면에서 운영효율성을 증대시킬 수 있는 방안을 제시하였다. 또한 위성 운영 시 현실적으로 요구되는 사항을 임무 궤도 설계 단계에서 반영할 수 있는 방안을 제시하였다.
- 본 논문에서는 먼저 수치기반의 태양동기궤도설계를 위해 고전적인 태양동기궤도 설계방법과 비선형 시뮬레이션기반의 수치최적화 방법을 적용한 태양동기궤도 설계방법에 대해 기술한다. 다수의 태양동기궤도 위성의 효율적인 운영을 위해 이미 독립적으로 설계된 여러 대의 태양동기 궤도 위성에 위성군의 개념을 적용하고, 태양동기궤도의 설계 관점을 실질적인 위성운영의 측면에서 위성-지상국-영상목표물의 관계로 재해석하여 위성 운영의 효율성을 높이고자 한다.
- 태양동기궤도 위성의 운영에 있어 단순히 태양동기성이나 지방시의 유지만이 중요한 것이 아니라 실제 위성 운영의 측면에서 위성과 특정목표물에 대한 관측 시간 및 지상국과 위성의 교신 시간도 중요한 요소이다. 본 논문에서는 지방시와 태양동기성 유지와 같은 기존의 태양동기궤도의 특성을 유지하면서 위성 운영효율성을 증가할 수 있도록 위성-지상국-영상목표물간의 관계를 고려하여 Fig. 5와 같이 4가지의 새로운 운영요소를 정의하였다.
- 본 논문에서는 태양동기궤도 위성의 운영효율성을 판단하기 위하여 위성 운영 효율성 지표(Figure of Merit)의 개념을 도입하였다. 이는 수요자의 요구사항을 반영하여 위성의 수, 운영요소, 임무궤도 재설계 방법 등에 따라 다양한 시나리오를 생성할 수 있고, 다양한 ‘위성 운영효율성 지표’의 도출이 가능하다.
- 본 논문의 저자는 비선형 시뮬레이션 기반의 수치최적화 기법을 적용하여 태양동기궤도 위성에 미치는 다양한 교란력을 고려함으로써 태양동기성, 지상반복궤적과 같은 임무 요구사항을 더 정확하게 만족시켰다. 위성 지방시의 변화 최소화, 특정 지상국과 교신시간 최대화와 같이 실제 위성 운영 시 현실적으로 운영되는 사항을 설계에 반영하였다[8-10].
- 본 절에서는 각각 독립적으로 설계된 2~3대의 태양동기궤도 위성에 비선형 시뮬레이션 기반의 수치최적화 기법과 운영요소의 개념을 적용하여 운영 효율성을 높일 수 있는 명목상 임무궤도를 재설계하고자 한다.
- 설계 변수는 기동이 가능한 1대의 태양동기궤도 위성(Sat-C)의 장반경, 경사각, 승교점, 평균각으로 정의하였다. 성능지수는 식 (15)와 같이 30일 동안 3대의 위성이 동시에 특정 영상목표물을 관측할 수 없는 시간을 최소화함으로서 한 대라도 더 자주 영상목표물을 관측하고자 하였다.
가설 설정
- 본 예제에서는 승교점 변화의 주된 요인인 J2 효과를 고려하여 30일 동안 궤도 전파를 수행하였으며 특정 영상목표물은 대한민국 서울로 설정한다. 3대의 태양동기궤도 위성 중 2대(Sat-A, Sat-B)는 기동이 불가능하며, 1대(Sat-C)는 기동이 가능하다고 가정한다. 또한 Sat-A와 B는 앞서 정의한 것과 동일한 지방시를 가지며, Sat-C는 6시의 지방시를 가진다고 가정하였다.
- 3대의 태양동기궤도 위성 중 2대(Sat-A, Sat-B)는 기동이 불가능하며, 1대(Sat-C)는 기동이 가능하다고 가정한다. 또한 Sat-A와 B는 앞서 정의한 것과 동일한 지방시를 가지며, Sat-C는 6시의 지방시를 가진다고 가정하였다. 뿐만 아니라 Sat-C의 태양동기성과 시스템 요구조건을 만족하기 위하여 식 (11)-(13)의 구속조건을 사용하였다.
- 특정 지상국 및 영상목표물은 대한민국 대전으로 설정하고 2대의 태양동기궤도 위성 중 1대(Sat-A)는 기동이 불가능하며 다른 한 대(Sat-B)는 기동이 가능하다고 가정한다. 여기서 Sat-A는 10시 30분의 지방시를 가지며, Sat-B는 13시 30분의 지방시를 가진다고 가정한다. Sat-B의 태양동기성과 설계요구조건을 만족하기 위해서 아래 식(11)~(13)과 같이 3가지의 구속조건을 사용한다.
- 본 예제에서는 실제로 위성이 처한 모든 궤도환경을 고려하기 위하여 STK의 HPOP 궤도전파기를 이용하여 7일 동안 궤도 전파를 수행한다. 특정 지상국 및 영상목표물은 대한민국 대전으로 설정하고 2대의 태양동기궤도 위성 중 1대(Sat-A)는 기동이 불가능하며 다른 한 대(Sat-B)는 기동이 가능하다고 가정한다. 여기서 Sat-A는 10시 30분의 지방시를 가지며, Sat-B는 13시 30분의 지방시를 가진다고 가정한다.
- 한편 지상반복궤도 설계를 위한 요구조건을 도출하기 위해 최초 승교점 통과시각(t1)에서의 지상경도를 L1으로 정의하고 반복 주기 T시간 동안 N회 궤도 운동을 한다고 가정한다. 이러한 요구조건들을 구속조건으로 정의하면 N번째 승교점 경도는 식 (9)와 같이 첫 번째 경도와 동일해야하며, N번째 승교점 통과 시각(tN)은 식(10)을 만족해야한다.
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