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1984년 ~ 2025년까지 1,249 건의 한국우주과학회지를 계간으로 확인하실 수 있습니다.
- The Korean Space Science Society (The Korean Astronomical Society)
- 계간 (Quarterly)
- ISSN : 1225-052x (ISSN : 1225-052x)
1225-052x
- DB구축현황 : 1,249건 (DB Construction : 1,249 Articles)
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페이지 53/125
521
- Song, Yong-Jun
- 韓國宇宙科學會誌 = Journal of astronomy & space sciences
- 27, n.1
- pp.31-42
- 2010
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We developed a computer program to predict solar interference period. To calculate Sun's position, we used DE406 ephemerides and Earth ellipsoid model. The Sun's position error is smaller than 10arcsec. For the verification of the calculation, we used TU media ground station on Seongsu-dong, and MBSAT geostationary communication satellite. We analysis errors, due to satellite perturbation and antenna align. The time error due to antenna align has -35 to +16 seconds at <TEX>$0.1^{\circ}$</TEX>, and -27 to +41 seconds at <TEX>$0.25^{\circ}$</TEX>. The time errors derived by satellite perturbation has 30 to 60 seconds.
522
- Lee, Jae-Yoon
- Journal of astronomy and space sciences
- 27, n.2
- pp.129-134
- 2010
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Rain attenuation can cause a serious problem that an availability of space communication link on Ka band becomes low. To reduce the effect of rain attenuation on the error performance of space communications in Ka band, an adaptive coding and modulation (ACM) scheme is required. In this paper, to achieve a reliable telemetry data transmission, we propose an adaptive coding and modulation level using turbo code recommended by the consultative committee for space data systems (CCSDS) and various modulation methods (QPSK, 8PSK, 4+12 APSK, and 4+12+16 APSK) adopted in the digital video broadcasting-satellite2 (DVB-S2).
523
- Koo, Cheol-Hea
- Journal of astronomy and space sciences
- 27, n.4
- pp.407-412
- 2010
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Software reusability is one of key factors which impacts cost and schedule on a software development project. It is very crucial also in satellite simulator development since there are many commercial simulator models related to satellite and dynamics. If these models can be used in another simulator platform, great deal of confidence and cost/schedule reduction would be achieved. Simulation model portability (SMP) is maintained by European Space Agency and many models compatible with SMP/simulation model interface (SMI) are available. Korea Aerospace Research Institute (KARI) is developing hardware abstraction layer (HAL) supported satellite simulator to verify on-board software of satellite. From above reasons, KARI wants to port these SMI compatible models to the HAL supported satellite simulator. To port these SMI compatible models to the HAL supported satellite simulator, simulation scheduler is preliminary designed according to the SMI standard.
524
- Lee, D.H.
- Journal of astronomy and space sciences
- 27, n.4
- pp.401-406
- 2010
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We have measured and analyzed the dark data of two PICNIC IR arrays (P574 and P560) obtained through the Cosmic Infrared Background ExpeRiment (CIBER). First, we identified three types of bad pixels: the cold, the hot, and the transient, which are figured in total as 0.06% for P574 and 0.19% for P560. Then, after the bad pixels were masked, we determined the dark noise to be 20.5 <TEX>${\pm}$</TEX> 0.05 <TEX>$e^-$</TEX> and 16.1 <TEX>${\pm}$</TEX> 0.05 <TEX>$e^-$</TEX>, and the dark current to be 0.6 <TEX>${\pm}$</TEX> 0.05 <TEX>$e^-$</TEX>/sec and 0.7 <TEX>${\pm}$</TEX> 0.05 <TEX>$e^-$</TEX>/sec for P574 and P560, respectively. Finally, we discussed glitches and readout modes for a future mission.
525
- 박재익
- 韓國宇宙科學會誌 = Journal of astronomy & space sciences
- 26, n.1
- pp.99-110
- 2009
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이 연구의 목적은 편대비행위성의 항법 및 궤도제어를 위한 실시간 Hardware-In-the-Loop(HIL) 시뮬레이션 테스트베드를 개발하는데 있다. HIL 시뮬레이션 테스트베드는 실제와 비슷한 하드웨어 환경을 구성하여 주어진 편대비행임무 요구조건에 따른 새로운 개념의 알고리즘을 테스트할 수 있는 시뮬레이터이다. HIL 시뮬레이션 테스트베드는 실제의 인공위성 시스템 인터페이스와 최대한 유사하게 설계되었으며 환경 컴퓨터, GPS 시뮬레이터, GPS 수신기, 비행제어 컴퓨터, 시각화 컴퓨터 등 총 5개의 독립적인 시스템으로 구성되어 있다. Spirent Communication사의 GSS6560 다중패널 RF 시뮬레이터와, (주)세트렉아이에서 제작한 우주용 GPS 수신기를 사용하여 실제와 유사한 GPS 관측데이터를 사용한다. GPS 수신기로부터 획득한 관측데이터는 비행제어 컴퓨터 시스템으로 전송되고 이를 통해 편대비행위성의 절대위치 및 상대위치결정을 수행하였다. 또한 이 결과를 바탕으로 비행제어 컴퓨터 시스템은 궤도조정에 필요한 제어값을 계산하여 환경 컴퓨터 시스템으로 전송한다. 이렇게 5개의 독립적인 시스템을 유기적으로 통합하여 폐순환반복(closed-loop) HIL 시뮬레이션 테스트베드를 설계하였다. 이 논문에서는 편대비행 위성의 항법 및 제어 알고리즘 테스트를 위한 실시간 HIL 시뮬레이션 테스트베드의 전반적인 구성방법과 세부적인 구성요소에 대해 설명하였다 저궤도 편대비행위성의 편대유지 임무에 대한 가상의 시나리오를 설정하여 위성 편대비행의 항법 및 궤도제어 알고리즘을 실험적으로 검증하였다.
526
- 민병희
- 韓國宇宙科學會誌 = Journal of astronomy & space sciences
- 26, n.3
- pp.329-344
- 2009
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일광절약시간제는 하절기에 낮 시간을 효율적으로 활용하기 위한 것이다. 한국은 해방이후부터 1988년까지 12번의 일광절약시간제를 시행하였다. 지난 20여년간 이 제도가 실시되지 않았으나, 최근에 일광절약시간제의 시행에 관한 문제가 다시 제기되고 있다. 이 논문에서는 세계 여러 국가의 일광절약시간제 시행경향, 한국의 일광절약시간제 실시의 역사를 살펴보고, 일출 몰시각 변화에 따른 낮의 길이 변화를 계산해 한국에 적합한 일광절약시간제 시행시기를 연구하였다. 한국은 동경 <TEX>$135^{\circ}$</TEX> 표준자오선을 사용하고 있는데, 일출시각과 표준자오선의 지역적 치우침을 고려해 계산한 결과, 5월 두번째 일요일이나 4월 두번째 일요일이 적절한 일광절약시간제의 시작시기임을 알아내었다. 또한 일광절약시간제를 시행할 경우 발생하는 한국표준시에 대한 시간마찰과 이에 파생되는 문제들을 논하였다.
527
- 김연규
- 韓國宇宙科學會誌 = Journal of astronomy & space sciences
- 26, n.4
- pp.677-692
- 2009
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최근 미국, 유럽, 일본 등 우주선진국을 중심으로 달, 화성 등 행성 탐사를 위한 로버(Rover) 시스템에 대해 많은 연구 개발이 진행되고 있다. 행성탐사용 로버 시스템 기술 중 특히 주행장치, 자율 주행 알고리즘, 탑재체 등을 중심으로 많은 연구가 수행되고 있다. 이 논문에서는 실제 행성탐사에 앞서 지상에서 로버 주행장치의 주행성 및 안정성을 평가하기 위해 지상시험모델용 로버의 주행장치에 대한 개념 설계 내용을 소개하였다. 또한, 로버 주행장치의 기술적인 관점에서 해외 연구개발 사례를 분석, 기술하였다. 이를 통해 로버 주행장치 개발을 위한 요구사항들을 주행성과 안정성 관점을 고려하여 도출하였다. 설계된 로버 주행장치는 높은 주행성과 안정성을 만족하기 위해 6족을 가지고 있으며, 각 다리의 관절을 제어하는 능동 서스펜션(Active Suspension)을 적용하였다. 이러한 종류의 주행장치 개념은 근미래 (Constellation 프로그램)에 수행될 유인달 탐사에서 이동 및 거주 장치로써 NASA의 ATHELE을 통해 처음 적용하여 개발하고 있다. 이 연구에서 제안된 장치 개념은 이와 달리 우리나라에서 앞으로 수행할 무인소형 달탐사에 적용하고자 설계되었다. 이 논문에서 소개된 내용은 향후 국내에서 행성탐사용 로버시스템을 본격적으로 개발하고자 할 때 유용한 참고자료 및 경험을 제공할 것 이다.
528
- Kim, Sung-Woo
- 韓國宇宙科學會誌 = Journal of astronomy & space sciences
- 26, n.1
- pp.31-46
- 2009
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An Unscented Kalman Filter (UKF) for estimation of the attitude and rate of a spacecraft using only magnetometer vector measurement is developed. The attitude dynamics used in the estimation is the nonlinear Euler's rotational equation which is augmented with the quaternion kinematics to construct a process model. The filter is designed for small satellite in low Earth orbit, so the disturbance torques include gravity-gradient torque, magnetic disturbance torque, and aerodynamic drag torque. The magnetometer measurements are simulated based on time-varying position of the spacecraft. The filter has been tested not only in the standby mode but also in the detumbling mode. Two types of actuators have been modeled and applied in the simulation. The PD controller is used for the two types of actuators (reaction wheels and thrusters) to detumble the spacecraft. The estimation error converged to within 5 deg for attitude and 0.1 deg/s for rate respectively when the two types of actuators were used. A joint state parameter estimation has been tested and the effect of the process noise covariance on the parameter estimation has been indicated. Also, Monte-Carlo simulations have been performed to test the capability of the filter to converge with the initial conditions sampled from a uniform distribution. Finally, the UKF performance has been compared to that of the EKF and it demonstrates that UKF slightly outperforms EKF. The developed algorithm can be applied to any type of small satellites that are actuated by magnetic torquers, reaction wheels or thrusters with a capability of magnetometer vector measurements for attitude and rate estimation.
529
- 황유라
- 韓國宇宙科學會誌 = Journal of astronomy & space sciences
- 26, n.2
- pp.229-236
- 2009
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다목적실용위성-5호는 2010년 발사를 목표로 고도 550km의 저궤도에 위치하게 될 것이다. 다목적실용위성-5호의 임무인 고정밀 SAR(Synthetic Aperture Radar) 영상을 처리하기 위해서는 정확한 위성의 위치(20cm) 와 속도(0.03cm/s)가 결정되어야 한다. 이러한 요구 조건은 한국 전자통신연구원에서 개발한 ETRI GNSS Precise Orbit Determination(EGPOD) 소프트웨어로 검증하였다. 0.1Hz 수신 주기의 SAC-C 위성 반송파위상 데이터로 정밀궤도결정을 수행하였다. 이중 주파수 GPS 데이터를 사용하여 수신 선호의 전리층 오차를 대부분 제거하고 이중 차분된 데이터를 생성함으로써 GPS 위성과 수신기의 공통된 시계 오차를 없앴다. 동역학 모델 접근 방법을 이용하였고, Batch Least Square Estimator(BLSE) 필터로 각 데이터 아크(arc) 에 해당하는 위성의 위치와 속도, 대기저항 계수, 태양풍 계수를 추정하였다. 또한 정밀한 동역학 모델을 위하여 모델 되지 않은 부정확한 가속도 항을 보충하는 경험 가속도를 추가하였다. 경험 가속도는 위성의 공전 주기(revolution) 당 한번씩 시선방향(radial), 진행방향(along-track), 수직방향(cross-track)으로 추정하고, 수직방향의 상수 항에 대해서는 해당 데이터 아크에 관하여 부가적으로 추정하였다. 정밀궤도결정 결과 검증을 위하여 EGPOD 소프트웨어에서 얻어진 결과와 JPL에서 제공하는 정밀궤도력(Precise Orbit Ephemeris)을 비교하였다.
530
- 박윤경
- 韓國宇宙科學會誌 = Journal of astronomy & space sciences
- 26, n.4
- pp.425-438
- 2009
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ACE 위성에서 제공되는 1998년에서 2006년까지 9년간 관측된 양질의 1시간 평균 태양풍 매개변수를 이용하여 Burton et al.(1975)의 Dst 예측식을 재검토했다. 이 기간 동안 60개의 단순 발달형 자기폭풍을 골랐다. Burton et al.(1975)의 Dst 예측식의 에너지 공급항(Q)과 소멸 시간 (<TEX>$\tau$</TEX>)을 추정하기 위해 상기 자기폭풍 기간 동안 <TEX>$Dst^*$</TEX>와 <TEX>$VS_s$</TEX>, <TEX>${\Delta}Dst^*$</TEX>와 <TEX>$VS_s$</TEX> 그리고 <TEX>${\Delta}Dst^*$</TEX>와 <TEX>$Dst^*$</TEX>의 상관관계를 구했다. 이 때 ACE 위성으로부터 지구까지 전파 시간(1시간)과 태양풍과 지구 자기권 사이의 지연 시간(0.5시간) 고려했다. 그 결과 <TEX>$VB_s$</TEX> > 0.5mV/m일 때 <TEX>$Q(nT/h)=-3.56VB_s$</TEX>이였고, <TEX>$VB_s\;{\leq}\;0.5mV/m$</TEX>일 때는 Q(nT/h)=0으로 두었다(Burton et al., 1975) 그리고 <TEX>$Dst^*$</TEX>가 -175nT보다 작은 음의 값을 가질 때 <TEX>$\tau(h)\;=\;0.060Dst^*\;+\;16.65$</TEX>이고, <TEX>$Dst^*$</TEX>가 -175nT보다 큰 음의 값을 가질 때 <TEX>$\tau(h)\;=\;6.15$</TEX>로 추정됐다. 이 연구에서 얻은 Q와 <TEX>$\tau$</TEX>를 Burton et al.(1975)의 Dst 예측식에 대입하고 이를 이용하여 상기 60개 자기폭풍을 예측한 결과, 관측된 <TEX>$Dst^*$</TEX>와 예측된 <TEX>$Dst^*$</TEX>의 상관계수는 0.88이였다. 이를 다른 연구 결과와 비교하기 위해 Burton et al.(1975)과 O'Brien & McPherron(2000a)의 <TEX>$Dst^*$</TEX> 예측 방법을 같은 자기폭풍에 적용한 결과, 관측된 <TEX>$Dst^*$</TEX>와 예측된 <TEX>$Dst^*$</TEX>의 상관계수는 각각 0.85였다. 이 연구는 기존 연구보다 다소 개선된 결과를 나타냈으며, 특히 <TEX>$Dst^*\;{</TEX><TEX><</TEX><TEX> \atop \sim}\;-200nT$</TEX>의 강한 자기폭풍의 예측에 효과적이었다.