초록 ▼

세계 각국은 GPS를 차량 항법 시스템 및 항공기의 이착륙 시스템에 응용하고 있으며 인공위성의 궤도결정 및 자세결정을 위하여 GPS 수신기를 장착한 인공위성을 계속하여 발사하고 있다. GPS를 이용한 항공우주분야의 응용분야로는 위성 및우주선의 궤도결정, 자세결정, 발사 및 지구 재진입을 위한 궤적결정, 시간동기 등이 있다.GPS를 이용하여 위성의 궤도를 결정하는 경우는 계속적인 관측이 가능하며, 실시간으로 위성의 위치를 알아낼 수 있으며, 후처리 과정을 이용하여 보다 정확한 위치를 측정할 수도있다.본 보고서에서는 GP

세계 각국은 GPS를 차량 항법 시스템 및 항공기의 이착륙 시스템에 응용하고 있으며 인공위성의 궤도결정 및 자세결정을 위하여 GPS 수신기를 장착한 인공위성을 계속하여 발사하고 있다. GPS를 이용한 항공우주분야의 응용분야로는 위성 및우주선의 궤도결정, 자세결정, 발사 및 지구 재진입을 위한 궤적결정, 시간동기 등이 있다.GPS를 이용하여 위성의 궤도를 결정하는 경우는 계속적인 관측이 가능하며, 실시간으로 위성의 위치를 알아낼 수 있으며, 후처리 과정을 이용하여 보다 정확한 위치를 측정할 수도있다.본 보고서에서는 GPS 위성을 이용하여 고도 1300km 이하의 저궤도 위성의 궤도를 결정하였다. GPS 위성을 이용하여 저궤도 위성의 궤도를 결정하는 방법은 GPS를 이용한 우주분야에서 그 활용이 점차 커지고 있으며, 많은 연구와 개발이 진행되고 있다.우리나라의 경우 GPS를 이용하여 위치와 속도 시각을 구하는 결과는 비교적 많은 연구가진행되어 왔으나, 우주개발분야에 GPS를 이용하는 경우는 아직 그 수가 많지 않다. GPS를 이용한 저궤도 위성의 궤도결정은 향후 우리나라 우주개발에 있어서 매우 중요한 연구분야가 될 것이다.연구과정에서 두 가지 프로그램이 제작되고 사용되었다. 첫번째 프로그램은 저궤도위성의 실제 궤도를 만들기 위하여 제작되었으며, 지구 중력장에 의한 영향으로 비대칭 항을 Zonal Harmonic과 Nonzonal Harmonic을 각각 3차까지 넣었으며 섭동으로 공기저항과태양의 3체문제를 추가하였다. 또한 이 프로그램은 모듈화되어 있으므로 계속적인 확장이가능하다. 두번째 프로그램은 GPS를 이용하여 저궤도 위성의 궤도를 결정하는 프로그램으로 저궤도 위성의 운동방정식에 J2, J3항을 넣어 만들었다. 기타 섭동으로는 태양의 3체문제와 공기저항을 추가하였다. 저궤도 위성의 궤도를 결정하는 프로그램의 알고리즘으로확장 칼만 필터를 이용하였다. 또한 이 프로그램에는 GPS 위성의 가성을 확인하는 프로그램이 포함되어 있다.본 보고서의 시물레이터를 통한 위치 결정 결과 그 정확도는 12개의 상태변수의 경우혹은 9개의 상태변수의 경우 모두 크게는 약26m에서 작게는 약2.6m인 것으로 결과가 나왔다. 향후 본 연구를 통하여 얻은 지식과 알고리즘을 더욱 확대할 경우 더욱더 향상된 결과를 얻을 수 있을 것으로 예상한다. GPS뿐만 아니라 많은 저궤도 통신 위성에서 위치정보제공 서비스를 제공할 것으로 예상되는 시점에서 향후 본 연구는 매우 의의가 있는 것으로 여겨진다.

Abstract ▼

GPS is to be applied to a car navigation system and anaircraft landing system, furthermore applied to the artificial satellite orbit and attitudedetermination. Recently, several artificial satellites have been launched with GPSreceivers for orbit and attitude determination purpose.

GPS is to be applied to a car navigation system and anaircraft landing system, furthermore applied to the artificial satellite orbit and attitudedetermination. Recently, several artificial satellites have been launched with GPSreceivers for orbit and attitude determination purpose. For the space application GPScan be used for orbit and attitude determination of space vehicle, trajectory monitoringfor launching and re-entry space vehicle, autonomous station keeping, and timesynchronization of communication system of the vehicle. These process are able to beperformed by real time processing and post-processing methods. However, in general,post-processing method tends to be more accurate Orbit accuracy requirements is torange from hundreds of meters or more for routine operations to a few centimeters forprecise remote sensing. It is possible to trace satellite continuously by using GPS, toknow where a satellite is in space in real-time, using post-processing orbitdetermination.This report is concerned with orbit determination of LEO (low earth orbit)satellites below 1,300km. Lots of researchers in the world spend great deal of time forthis area of applications. Although numerous research for GPS application have beenconducted, studies for application to space fields have been rare. Considering the sizeof Korean peninsula, application of GPS to the orbit determination of our first LEOsatellite, KOMPSAT, may be the very right choice, which also means that this field issupposed to be very important research topics in near future.In this research two kinds of programs have been made. The first program isfor generating LEO orbit. For generating orbit perturbation, third order ZonalHarmonic and Nonzonal Harmonic terms are considered for nonsymmetrical geopotentialmodel. Since the structure of the program is module based, it can be expendable withany difficulty. The second program is for orbit determination algorithm of LEOsatellites using GPS, where J2 and J3 terms are added at orbital dynamic equation. Athird body effect of the Sun and aerodynamic drag are also included. The extendedKalman filter is designed for orbit determination of an LEO satellite. At this programvisibility analysis algorithm is also coded.In this report, 12 and 9 state variable models have been simulated. The positionaccuracy is observed between 26m and 2.6m. If pseudorage rate information is added,and more detail model of ionosphere, troposphere, and geopotential field are considered,more accurate results are to be expected. The results of this research can be thoughtas a meaningful basic trial on GPS application to LEO satellite orbit determination.

목차 Contents

• 1. 서론...7
• 2. 연구방법 및 이론...8
• 3. 결과...38
• 4. 고찰...41
• 5. 결론...43
• 6. 인용문헌...44
• 논문발표목록...45
• 자체 평가서...46