Jae-Cheol Yoon

Geostationary orbit determination for time synchronization using analytical dynamic models

A real time analytical orbit determination method has been developed for precision national time synchronization. The one-way time transfer technique via a geostationary TV satellite standard time and frequency signal (STFS) dissemination system was considered. The differential method was also applied for mitigating errors in geostationary satellite STFS dissemination system. Analytical dynamic orbit determination with extended Kalman filter (EKF) was implemented to improve differential mode STFS (DSTFS) service accuracy by acquiring better accuracy of a geostationary satellite position. The perturbation force models applied for satellite dynamics include the geopotential perturbation up to fifth degree and order harmonics, luni-solar perturbations, and solar radiation pressure. All of the perturbation effects were analyzed by secular, short, and long period variations for equinoctial orbit elements such as semimajor axis, eccentricity vector, inclination vector, and mean right ascension of the geostationary satellite. The reference stations for orbit determination were composed of four calibrated stations. Simulations were performed to evaluate the performance of real time analytical orbit determination in Korea. The simulation results demonstrated that it is possible to determine real time position of geostationary satellite with the accuracy of 300 m rms. This performance implies that the time accuracy is better than 25 ns all over the Korean peninsula. The real time analytical orbit determination method developed in this research can provide a reliable, extremely high accurate time synchronization service through setting up domestic-only benchmarks.

Orbit Determination of Spacecraft Using Global Positioning System Single-Frequency Measurement

The dynamic orbit determination of a low Earth orbiter using global positioning system single-frequency measurements has been implemented. Currently two methods are being applied to eliminate or reduce ionospheric path delay in single-frequency measurement. One is a group and phase ionosphere calibration technique using code pseudorange and L1 carrier phase, and the other is application of total electron content values from an ionospheric model using only L1 carrier phase to determine the orbit. A new method based on the latter has been developed, which estimates the scale factors of total electron content values in the location of a low Earth orbiter once per each measurement time. Orbit determination using actual global positioning system measurements of the TOPEX/POSEIDON and the Challenging minisatellite payload was conducted to verify the accuracy of the new method. It is verified that, if the total electron contents scale factor estimation technique were applied, 1-m level position accuracy (1σ) for low Earth orbit below 500-km altitudes could be achieved using precision orbit determination based on the global positioning system double-differencing method.

Reconstruction of KOMPSAT-l GPS navigation solutions using GPS data generation and preprocessing program

Abstract GPS navigation solutions and GPS-related telemetry points are analyzed using one-day playback data from the KOMPSAT-1 Spacecraft. Then, the GPS navigation solutions are reconstructed using simulated GPS raw measurements such as pseudo-ranges between the KOMPSAT-1 and GPS satellites constellation. GPS data generation and preprocessing computer programs are developed and used for the generation of the GPS raw measurement and reconstruction of the GPS navigation solutions. The playback GPS data and the reconstructed data are compared with each other.

Precise Orbit Determination of LEO Satellite Using Dual-Frequency GPS Data

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. 【KOorea Multi-purpose SATellite(KOMPSAT)-5 will be launched at 550km altitude in 2010. Accurate satellite position(20 cm) and velocity(0.03 cm/s) are required to treat highly precise Synthetic Aperture Radar(SAR) image processing. Ionosphere delay was eliminated using dual frequency GPS data and double differenced GPS measurement removed common clock errors of both GPS satellites and receiver. SAC-C carrier phase data with 0.1 Hz sampling rate was used to achieve precise orbit determination(POD) with ETRI GNSS Precise Orbit Determination(EGPOD) software, which was developed by ETRI. Dynamic model approach was used and satellites position, velocity, and the coefficients of solar radiation pressure and drag were adjusted once per arc using Batch Least Square Estimator(BLSE) filter. Empirical accelerations for sinusoidal radial, along-track, and cross track terms were also estimated once per revolution for unmodeled dynamics. Additionally piece-wise constant acceleration for cross-track direction was estimated once per arc. The performance of POD was validated by comparing with JPLs Precise Orbit Ephemeris(POE).】

OPTIMAL TRAJECTORY CORRECTION MANEUVER DESIGN USING THE B-PLANE TARGETING METHOD FOR FUTURE KOREAN MARS MISSIONS

향후 우리나라의 화성 탐사선 개발을 대비하여 B-평면 조준법(B-plane targeting method)을 이용한 최적 궤적 보정 기동(Optimal Trajectory Correction Maneuver, TCM)의 설계에 대한 연구를 수행하였다. 궤적 보정 기동을 설계하기 위하여 요구되는 화성 탐사 임무의 각 단계별 비행 궤적 및 궤도 정보 역시 이 연구를 통해 개발된 알고리즘을 이용하여 산출 할 수 있으며, 관련 정보는 임무 설계시 필요로 하는 최소의 섭동력들을 고려한 상황에서 산출되었다. 항행 단계에서의 탐사선은 다양한 섭동력에 의한 영향 또는 순간 기동의 오차로 기인된 비행 궤적의 오차로 인하여 목표한 위치에 도달하지 못할 수 있다. 따라서 탐사선의 적절한 비행 궤적을 유지하고 목표하고자 한 지점에 정확하게 도달시키기 위하여 도착 행성의 위치에 대하여 설정된 B-평면 좌표계를 이용하여 탐사선의 방향을 조준하여 줄 필요가 있다. NPSOL 소프트웨어를 사용하여 관련 최적해를 도출하였으며 임무동안 수행되는 기동의 총 크기를 최소화 시키도록 목적함수를 설정하였다. 수행되는 기동의 횟수는 설계자가 임의로 설정(

RETRIEVAL OF ELECTRON DENSITY PROFILE FOR KOMPSAT-5 GPS RADIO OCCULTATION DATA PROCESSING SYSTEM

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KOREAN MARS MISSION DESIGN USING KSLV-III

회)할 수 있도록 하였으며 그 시기 역시 조정 변수로 설정 할 수 있다. 마지막으로 화성 도착시 설정된 B-평면 좌표의 위치가 최종 구속조건으로 적용되어 최적화 문제를 완성하게 된다. 이 연구를 통하여 지구 출발에서부터 화성 도착, 그리고 임무 수행을 위한 포획궤도에 이르기까지 전반적인 임무 설계 및 해석이 가능하게 되었으며, 항행 단계에서 이루어지는 궤적 보정 기동의 최적 시기 및 크기 또한 분석이 가능하게 되었다. 이 연구를 통하여 개발된 알고리즘을 이용하여 향후 우리나라의 화성 탐사 임무의 설계, 분석이 가능하다.으로 이식은 주어진 영상의 통계 치에 근거하여 워터 마크 강도를 적응적으로 변화시킬 수 있는 알고리듬을 개발하는 데 유용하게 사용될 수 있을 것이다. 환자는 교정 치료 시작 전에 측두하악관절의 이상 유무를 MRI로 확인(screening)할 것이 권장된다. 측두하악관절 장애가 있는 경우 교정 치료 후에도 재발의 경향이 크고 측두하악관절에 대한 계속적인 관찰이 필요하므로 감별진단이 필수적이다.이지 않았는데 이는 다른 연구 결과와 유사한 결과이다.고 사료된다. 6. 치료전에는 차이가 없던 남,여군 사이에 치료후에 차이가 나타나는 것은 치료 효과에 관계없이 남여에 따른 성장양상의 차이가 그대로 표현된 것으로 사료된다. 연구는 거대 편도를 가진 기능성 III급 부정 교합자의 구개 편도 절제술 전후의 인두강, 설골, 두부 위치의 변화 양상에 대해 알아보기 위해 단국 대학교 부속 치과 병원 교정과에 내원한 남녀 환자 42명을 대상으로 연구하여 다음과 같은 결론을 얻었다.

Real time numerical dynamic orbit determination of geostationary satellite for time synchronization service

55.19\%

KOMPSAT-5 spotlight SAR processor using FSA with calculation of effective velocity

로 첨가량이 증가하면서 두 항목 모두 크게 감소하는 결과를 보였다. 색도를 분석한 결과 L값, a값, b값 모두 표고버섯 분말 함량이 증가하면서 감소하였고, 모든 처리구에서 기존 무첨가구와 극히 현저한 차이를 보이는 것으로 나타났다. 시료별 관능검사 결과에서 색 (color), 먹을때의 느낌 (chewiness)과 단맛(sweetness)의 경우 무첨가구와 모든 처리구가 유의적인 차이를 보였으며, 향미 (flavor)와 전반적인 기호도(overall acceptability)에서 당화액과 추출액의 혼합비가 7:3인 시료구만이 무첨가구와 유의적인 차이를 보이지 않았다. 이러한 결과로 보아 표고버섯 추출액을 당화액에 첨가하여 조청을 제조할 경우 적정 첨가 수준으로 당화액과 추출액의 비 【Optimal Trajectory Correction Maneuver (TCM) design algorithm has been developed using the B-plane targeting method for future Korean Mars missions. For every-mission phase, trajectory informations can also be obtained using this developed algorithms which are essential to design optimal TCM strategy. The information were computed under minimum requiring perturbations to design Mars missions. Spacecraft can not be reached at designed aim point because of unexpected trajectory errors, caused by many perturbations and errors due to operating impulsive maneuvers during the cruising phase of missions. To maintain spacecrafts appropriate trajectory and deliver it to the designed aim point, B-plane targeting techniques are needed. A software NPSOL is used to solve this optimization problem, with the performance index of minimizing total amount of TCMs magnitude. And also executing time of maneuvers on be controlled for the user defined maneuver number

DEEP SPACE NETWORK MEASUREMENT MODEL DEVELOPMENT FOR INTERPLANETARY MISSION

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