Skip Navigation
Skip to contents

GEO DATA : GEO DATA

OPEN ACCESS
SEARCH
Search

Articles

Page Path
HOME > GEO DATA > Volume 5(3); 2023 > Article
Original Paper
수자원위성 임무 궤도 선정을 위한 에너지 균형 분석
배진곤1orcid, 문신혜2orcid, 김경수3,*orcid
Energy Balance Analysis for Water Resources Satellite Operation Orbit Selection
Jingon Bae1orcid, Shinhye Moon2orcid, Kyungsoo Kim3,*orcid
GEO DATA 2023;5(3):161-169.
DOI: https://doi.org/10.22761/GD.2023.0027
Published online: September 27, 2023

1선임연구원, 한국항공우주산업, 경상남도 사천시 사남면 공단1로 78, 52529, 대한민국

2연구원, 한국항공우주산업, 경상남도 사천시 사남면 공단1로 78, 52529, 대한민국

3수석연구원, 한국항공우주산업, 경상남도 사천시 사남면 공단1로 78, 52529, 대한민국

1Research Engineer, Korea Aerospace Industry, 78 Gongdan 1-ro, Sanam-myeon, Sacheon, 52529 Gyeonsangnam-do, South Korea

2Engineer, Korea Aerospace Industry, 78 Gongdan 1-ro, Sanam-myeon, Sacheon, 52529 Gyeonsangnam-do, South Korea

3Principal Research Engineer, Korea Aerospace Industry, 78 Gongdan 1-ro, Sanam-myeon, Sacheon, 52529 Gyeonsangnam-do, South Korea

Corresponding Author Kyungsoo Kim Tel: +82-55-851-1430 E-mail: kskimrok@koreaaero.com
• Received: September 4, 2023   • Revised: September 19, 2023   • Accepted: September 20, 2023

Copyright © 2023 GeoAI Data Society

This is an Open Access article distributed under the terms of the Creative Commons Attribution Non-Commercial License (http://creativecommons.org/licenses/by-nc/3.0/) which permits unrestricted non-commercial use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

  • 372 Views
  • 21 Download
  • In order to supply enough power for the satellite mission and at the same time to suppress cost increase through over-design, it is necessary to select an appropriate solar array and battery capacity. In the initial stage of satellite design, the required capacity must be analyzed to determine the solar array and battery model, which will be reflected throughout the overall satellite design. This study verifies that the CAS500 satellite platform can provide the power required for the mission in the initial stage of water resources satellite, and furthermore, it found the solar panel and battery capacity required for the water resources satellite. To this end, it was confirmed that the energy balance was satisfied by selecting the worst case one-day mission scenario of the water resources satellite under various conditions.
수자원위성은 우리나라의 홍수 및 가뭄 등 수자원, 수재해 감시를 위하여 기개발된 차세대중형위성 플랫폼에 C-밴드 영상레이다 탑재체를 장착하는 위성이다(Lee, 2018). 기존 플랫폼을 활용하여 위성을 설계할 때 신규 위성에서 필요한 요구사항이 플랫폼에서 제공 가능한지 분석하고 추가 구현이 필요한 부분을 식별해야 한다. 탑재체 필요 전력 제공 가능 여부 역시 주요 분석 대상 항목이다.
차세대중형위성은 임무 수행을 위하여 태양전지판에서 전력을 생성하고, 잉여 전력은 배터리에 저장한다. 차세대중형 위성의 전력 관련 주요 제원은 Table 1과 같다.
위성에 장착하는 태양전지판 및 배터리의 용량은 소모전력 대비 충분한 전력을 생성하고 이를 저장할 수 있어야 한다. 필요 이상으로 큰 용량을 선정하는 것은 위성 질량, 개발 비용을 증가시키게 된다. 이를 고려하여 예상 임무 수행을 위한 적절한 태양전지판 및 배터리 용량을 선정해야 한다. 적절한 태양전지판 및 배터리 용량을 찾고 이를 검증하기 위하여 에너지 균형 분석을 수행한다. 에너지 균형 분석은 생성되는 에너지 대비 소비 에너지 간 균형이 이루어지는지 분석하는 것이다(Lee and Ra, 2007). 예상된 임무를 수행하는 동안 에너지가 생성, 소비되는 기간을 산정하고 위성 설계에 따른 전력 생성량, 소비량을 시뮬레이션하여 에너지 균형을 유지하는지 확인한다.
본 논문은 수자원위성 임무 궤도에서 에너지 균형 분석을 수행하여 전력 측면에서 임무 운영이 가능한지 확인하고, 필요 태양전지판, 배터리 용량을 선정하였다. 2장 본론에서 에너지 균형 분석에 적용하기 위한 수자원위성 임무 시나리오를 구성하여 운용 모드에 따라 소모, 생성되는 전력을 산정하고 이를 분석하는 과정을 설명하였다. 3장 결론에서 분석 결과를 제시하였으며, 4장 결론 및 토의에서 이에 대한 결론을 설명하였다. 수자원위성 에너지 균형 분석은 1일 수행 임무를 1초 단위로 시뮬레이션을 수행하였다.
2.1 임무 시나리오 구성
수자원위성은 하루 2번 이상 한반도를 관측 가능해야 하며 한반도 전체 지역 관측이 가능해야 한다는 요구사항을 종합하여 임무 궤도를 선정하였다. 선정된 궤도는 반복주기 1일(15궤도), 고도 561 km의 태양동기궤도이다. 태양동기궤도로 공전하는 위성은 지구 위의 특정 지점을 통과할 때 관측 지역의 태양시가 항상 일정하다. 561 km 고도 내 승교점 지방시(local time of ascending node, LTAN)에 따른 영향성을 분석하고자 6시, 8시, 10시, 12시로 설정하여 각각의 경우에 대해 에너지 균형을 분석하였다. Fig. 1은 승교점 지방시 6시 궤도의 지상 궤적(ground track)과 관측 임무 수행 지역을 나타낸다. 분석에 사용한 궤도 요소는 Table 2와 같다.
위성 전력 수용성 확인을 위한 시나리오를 선정하는 만큼 전력 측면에서 최악의 상황을 선정하였다. 에너지 충전량이 가장 작고, 사용량은 가장 많은 것이 최악의 경우이다. 이를 기준으로 분석하였다. 에너지 충전량의 경우 위성의 식 구간이 길수록 작다. 태양동기궤도 위성의 궤도당 일/식 구간은 지구 자전축이 기울어져 있기 때문에 1년을 주기로 변화한다. 따라서 승교점 지방시별로 1년간의 일/식 구간 길이를 분석하여 식 구간이 가장 길 때를 에너지 균형 관점에서 최악의 경우로 선정하였다.
승교점 지방시 6시, 8시, 10시, 12시의 경우에 대해 각각 1년간의 궤도당 식 길이를 분석한 결과는 Fig. 1과 같다. X축은 궤도 번호를 의미하여 1년 동안 총 5,475회(15회×365일) 공전한다. Y축은 한 궤도당 식 구간을 초 단위로 나타낸다. 승교점 지방시가 6시인 경우(a)는 위성이 일 구간과 식 구간의 경계를 따라 공전하는 dawn/dusk 궤도이므로 식 구간이 동지 부근에서만 존재한다. 승교점 지방시가 12시(d)인 경우는 정오에 적도 상공을 통과하므로 1년간의 식 구간 변화율이 가장 작다. 모든 승교점 지방시 조건에 대하여 식 구간이 가장 긴 기간은 동지 부근(12월 말-1월 중순)이며 Fig. 2에서 점선으로 표시한 시점을 의미한다. 승교점 지방시별로 식 구간이 가장 긴 1일 동안의 위성 시나리오를 구성하여 에너지 균형을 분석하였다. 각 시나리오의 시작 및 종료 시각은 Sunlight 진입 시각이 기준이며 통신과 촬영 순서가 동일하도록 설정하였다. 상세 시간은 Table 3와 같다.
시나리오 구성 시 수자원 위성은 제주와 Svalbard 2개 지역의 지상국과 통신한다. 하루 동안 제주 지상국과는 4번, Svalbard 지상국과는 14번 통신하며 전체 통신 스케줄은 Table 4와 같다.
수자원 위성은 하루 최대 20분 관측, 1궤도 최대 150초 동안 관측 가능하다는 요구사항을 만족해야 한다. 촬영 지역은 한반도와 해외 관심 지역이며 본 논문에서 사용한 시나리오의 관측 지역과 관측 시간/자세 조건은 Table 5와 같다. 한반도는 남북방향으로 통과 시 100초간 관측, 북남 방향으로 통과 시 150초간 관측한다. 한반도 관측 시에는 Local-Vertical-Local-Horizontal frame (LVLH 좌표계)를 기준으로 롤축으로 30도 회전하며 해외 지역 관측 시에는 45도 회전하여 관측한다.
이를 종합하여 Table 6와 같이 분석 시나리오를 구성하였다. 2번째 열은 하루 15회 궤도별 관측 수행 횟수와 시간을 나타낸다. 3번째 열은 제주 지상국과의 통신 시간을, 4번째 열은 Svalbard 지상국과의 통신 시간을 나타낸다. 통신 시에는 위성의 +Z축이 지구를 지향하는 지구 지향 자세를 수행한다. 분석 시나리오와 위성 자세 정의를 종합하여 시간에 따른 위성의 자세와 태양광 패널 벡터와 태양 벡터가 이루는 태양각을 분석하였다. LTAN에 따라 관측, 교신 수행 시점의 Sunlight, Eclipse 구간 여부는 차이가 있으나 수행 순서 및 시간을 동일하게 나타난다.
2.2 소모 전력 및 생성 전력 분석
임무 수행 중 소모 전력을 산정하기 위하여 운용 모드 4가지를 정의하였다. 각 모드에서 사용하는 유닛과 그 소모 전력을 식별하여 전체 소모 전력을 계산하였다. 수자원위성 운영 모드와 모드별 예상 소모 전력은 Table 7과 같다.
Eq. 1은 전체 위성 소모 전력 계산 과정을 나타내었다. 각 유닛 소모 전력은 태양전지판 생성 전력이 유닛에 공급되기까지 전달되기까지 전원 컨버터 효율, 하니스 저항에 의한 효율 감안하여 추가로 소모되는 것을 반영하였다.
[Eq. 1]
Pc=PunitEffdistEffhar
Pc[W], setellite power consumption; Punit[W], unit power consumption; Effdist, power converter loss rate; Effhar, harness loss rate.
관측 지점/지상국 지향을 위한 기동 시 소모되는 전력은 165.63 W를 추가 소모하는 것으로 가정하고 기동 수행 시점에 별도 적용하였다.태양전지판 생성 전력은 Eq. 2과 같이 초기 태양전지판 출력에 열화, 온도에 의한 특성을 적용하여 계산할 수 있다(Jeon et al., 2010). 본 분석에서는 차세대중형위성 플랫폼의 4년 수명 말 기준값을 적용하였다. 온도는 기존 유사 고도 위성의 최대온도를 적용하여 시나리오에 따른 태양각에 따른 출력 변화를 모사하였다.
[Eq. 2]
Pg=PSADSACtempcosAsun
Pg[W], solar array generation power; PSA[W], solar array power at BoL; DSA, degradation factor; Ctemp, temperature coefficient; Asun[°], solar array angle.
분석에 적용되는 태양전지판, 배터리 용량은 Table 1의 차세대중형위성 플랫폼 제원에서 수자원위성 임무 말기 기준으로 도출된 값을 적용하였다(Table 8).
2.3 에너지 균형 분석
에너지 균형은 분석은 각 시점의 생성 전력과 소모 전력을 계산하여 이로 인한 배터리 충전 에너지를 분석한다.
2.1절에서 구성한 임무 수행 시나리오로부터 초단위로 분석된 태양각 및 운용 모드 정보를 획득하고 이를 기반으로 태양전지판 생성 전력과 위성 소모전력을 산정한다. 배터리 open circuit voltage (Fig. 3)로부터 Eq. 3, Eq. 4, Eq. 5, Eq. 6를 통해 생성 전력, 소모 전력으로부터 배터리 방전율(depth of discharge, DoD)을 산정하였다.
[Eq. 3]
Pbat=Pg-Pc
[Eq. 4]
Vbat=Vcell+RbatIbat
[Eq. 5]
EstoredWh=Estoredt-1+VcellIbat3600
[Eq. 6]
DoD%=EstoredEmax×100
Pbat[W], battery power; Vbat[V], battery voltage; Vcell[V], battery cell voltage; Rbat[Ω], battery internel resistance; Ibat[A], battery current; Estored[Wh], energy stored in battery; Emax[Wh], maximum energy stored in battery.
DoD 시뮬레이션 결과를 바탕으로 아래 2가지 만족 여부를 확인하여 예상 임무를 수행할 수 있음을 판단하였다. 첫째, 임무 시작 시점의 DoD를 종료 시점에서 유지하여 임무를 계속해서 반복할 수 있는 에너지 균형 상태임을 확인하였다. 둘째, 임무 기간 동안 DoD가 35% 이하로 유지되는지 확인하여 배터리 손상 없이 임무를 수행할 수 있는지 확인하였다.
561 km 고도 LTAN 6시, 8시, 10시, 12시 임무 시나리오를 시뮬레이션한 결과는 Fig. 4, Table 9과 같다.
4개 지방시 worst case 시나리오 모두 시뮬레이션 전후 배터리 용량을 유지하여 에너지 균형을 만족하고, 전체 구간에서 배터리 DoD는 35% 미만으로 유지되었다. 제주 지상국 교신 일정이 존재하는 1번, 2번, 8번, 9번 궤도에서 DoD가 높은 현상이 나타나며, 그중 1번 궤도 Eclipse와 9번 궤도 Eclipse에서 수행하는 관측 수행 시 더 높은 DoD가 나타난다. 1번 궤도와 2번 궤도 사이는 Sunlight 구간 관측 및 지상국 교신 후 Eclipse에서 관측 후 다음 Sunlight 구간에서 지상국 교신을 수행하는 임무에도 제한사항을 만족하였다.
위 분석을 통해 차세대중형위성 플랫폼 기준 분석 결과 4개 지방시 궤도에서 수자원위성 임무 수행이 가능함을 확인하였다.
하지만 최대 DoD와 배터리 완충(DoD 0%) 구간이 여러 궤도에 걸쳐 나타나므로 전력 생성에 마진이 존재하는 것으로 판단된다. 수자원위성 임무를 수행할 수 있는 최소 태양전지판 용량을 선정하기 위하여 추가 분석을 수행하였다.
태양전지판 생성 전력을 조절하면서 시뮬레이션을 수행하여 각 지방시 시나리오에서 에너지 균형 및 배터리 DoD 35% 미만 운용을 만족하는 최소 용량을 다음과 같이 분석하였다(Fig. 5, Table 10). LTAN 08:00, 10:00, 12:00은 최대 DoD 35%를 만족할 수 있는 최소 용량을 도출하였다.
LTAN 06:00 기준 분석은 마지막 15번 궤도 외 배터리가 완충되는 구간 없이 운용되어 태양전지판 용량을 더 감소시키면 에너지 균형을 만족할 수 없게 된다.
에너지 균형 분석을 통해 차세대중형위성 플랫폼이 선정된 고도 내 다양한 지방시 궤도에서도 수자원위성 임무 수행에 필요한 전력을 생성/저장할 수 있음을 확인하였다.
더 나아가 수자원위성 임무에 필요한 최소 태양전지판 용량을 산정하여 태양전지판 측면의 설계 최적화 가능성을 제시하였다.
본 논문에서 수행한 에너지 균형 분석은 설계 초기 임무에 필요한 사양을 선정하기 위하여 수행했으며, 수자원위성 설계를 완료하기까지 해당 시점 설계에 따라 입력 파라미터를 업데이트하며 전력 측면에서 정상 운용 가능 여부를 검증할 수 있도록 지속적으로 수행할 예정이다.

Conflict of Interest

On behalf of all authors, the corresponding author states that there is no conflict of interest.

Funding Information

This work was supported by the National Research Foundation of Korea (NRF) grant funded by the Korea government NRF2019M1A3A4A0609609011.

Data Availability Statement

The data that support the findings of this study are available on request from the corresponding author. The data are not publicly available due to privacy or ethical restrictions.

Fig. 1.
Sun synchronous orbit, local time of ascending node 06:00 ground track.
GD-2023-0027f1.jpg
Fig. 2.
Eclipse time per orbit: (A) 561 km LTAN 06:00, (B) 561 km LTAN 08:00, (C) 561 km LTAN 10:00 AM, (D) 561 km LTAN 12:00 AM. LTAN, local time of ascending node.
GD-2023-0027f2.jpg
Fig. 3.
Battery open circuit voltage. DoD, depth of discharge.
GD-2023-0027f3.jpg
Fig. 4.
Water resources specialized satellite applied CAS500 platform battery DoD simulation results: (A) LTAN 06:00, (B) LTAN 08:00, (C) LTAN 10:00, (D) LTAN 12:00. DoD, depth of discharge; sec, seconds; LTAN, local time of ascending node.
GD-2023-0027f4.jpg
Fig. 5.
Minimum solar array capacity simulation results: (A) LTAN 06:00, (B) LTAN 08:00, (C) LTAN 10:00, (D) LTAN 12:00. DoD, depth of discharge; sec, seconds; LTAN, local time of ascending node.
GD-2023-0027f5.jpg
Table 1.
CAS500 platform power design
Parameter Value
Solar array output (W) 1,100
Battery capacity (Ah) 54
Power voltage (V) 37.5-48.6
Mission life (year) 4
Table 2.
Orbital parameter
Parameter Value
Orbital altitude 561 km
Orbital inclination 97.64 deg
Orbital period 96 minutes
Revisit 1 day
Orbits/day 15
LTAN 6:00, 8;00, 10:00, 12:00

LTAN, local time of ascending node.

Table 3.
Scenario start & end time
LTAN Start time End time
06:00 21 Dec 2027 19:41:25.531 22 Dec 2027 19:41:21.820
08:00 6 Dec 2027 21:57:20.691 7 Dec 2027 21:57:17.206
10:00 25 Nov 2027 00:04:47.823 26 Nov 2027 00:04:44.243
12:00 14 Jan 2027 02:06:27.730 15 Jan 2027 02:06:24.150

LTAN, local time of ascending node; Dec, December; Nov, November; Jan, January.

Table 4.
Contact schedule
Orbit No. Ground station Contact time (seconds)
1 Jeju 580
1 Svalbard 598
1 Jeju 344
2 Svalbard 590
3 Svalbard 594
4 Svalbard 605
5 Svalbard 601
6 Svalbard 561
7 Svalbard 469
8 Svalbard 316
8 Jeju 299
9 Svalbard 84
9 Jeju 586
11 Svalbard 251
12 Svalbard 425
13 Svalbard 536
14 Svalbard 592
15 Svalbard 606
Table 5.
Observation time and roll tilt angle
Orbit No. Observation point Observation time (seconds) Roll tilt (deg)
1 Worldwide 50 45
1 Korea 100 30
2 Worldwide 150 45
3 Worldwide 150 -45
4 Worldwide 150 -45
5 Worldwide 150 45
6 Worldwide 150 45
7 Worldwide 150 -45
9 Korea 150 30
Table 6.
Mission scenario for energy balance analysis
Orbit No. Observation Contact
Jeju Svalbard
#1 #1: 50 sec
#2: 100 sec #1: 580 sec
#1: 598 sec
#2 #3: 150 sec
#2: 344 sec
#2: 590 sec
#3 #4: 150 sec #3: 594 sec
#4 #5: 150 sec #4: 605 sec
#5 #6: 150 sec #5: 601 sec
#6 #7: 150 sec #6: 561 sec
#7 #8: 150 sec #7: 469 sec
#8 #8: 316 sec
#3: 299 sec
#9 #9: 84 sec
#9: 150 sec #4: 586 sec
#10
#11 #10: 251 sec
#12 #11: 425 sec
#13 #12: 536 sec
#14 #13: 592 sec
#15 #14: 606 sec
Table 7.
Power consumption by operation mode
Operation mode Power consumption (W)
Sun pointing 328.97
SAR observation 1,389.66
SAR observation + GS contact 1,637.16
GS contact 667.90

SAR, synthetic aperture radar; GS, ground station.

Table 8.
Solar array & battery capacity in energy balance analysis
Item Value
Solar array maximum power (PSADSACtemp) [W] 1,069
Battery capacity [Wh] 1,789
Table 9.
Maximum, initial/end, average battery DoD in Fig. 1
Scenario Allowable max. DoD (%) Max. DoD (%) Initial/end DoD (%)
561 km, LTAN 06:00 35 11.80 10.48
561 km, LTAN 08:00 16.07 12.76
561 km, LTAN 10:00 23.18 14.21
561 km, LTAN 12:00 31.88 16.05

LTAN, local time of ascending node; DoD, depth of discharge.

Table 10.
Solar array, battery configuration & results
Scenario Solar array power (W) Allowable max. DoD (%) Max DoD (%) Initial/end DoD (%)
561 km, LTAN 06:00 515 35 30.92 10.59
561 km, LTAN 08:00 603 34.87 12.82
561 km, LTAN 10:00 769 34.83 14.54
561 km, LTAN 12:00 963 34.88 16.05

LTAN, local time of ascending node; DoD, depth of discharge.

  • Jeon MJ, Lee NY, Kim DY, Kim GS (2010) Implementation of a power simulator for energy balance analysis of a LEO satellite. Aerosp Eng Technol 9(2):176–184
  • Lee SG (2018) Introduction to CAS satellite for water resources/disaster monitoring. In: KSCE 2018 CONVENTION International Program, Gyeongju, 17-19 Oct 2018
  • Lee SK, Ra SW (2007) Development of energy balance analysis program for LEO satellite design. J Korean Soc Aeronaut Space Sci 35(9):850–857Article
Metadata for Dataset
Sort Field Subcategory#1 Subcategory#2
Essential *Title 561km SSO satellite mission scenario
*DOI name https://doi.org/10.22761/GD.2023.0027
*Category UtilitiesCommunications
Abstract
*Temporal Coverage 1 day Simulation, 2027
*Spatial Coverage Address Worldwide
WGS84 Coordinates
*Personnel Name Jin Gon Bae
Affiliation Korea Aerospace Industry
E-mail Jingon.bae@koreaaero.com
*CC License CC-BY-ND
Optional *Project None
*Instrument None

Figure & Data

References

    Citations

    Citations to this article as recorded by  

      Figure

      GEO DATA : GEO DATA