• 한국항공우주학회지
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• 제37권1호
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• pp.28-35
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• 2009

본 논문에서는 목표비행체의 궤도운동 특성과 정지궤도에 있는 추적위성의 자세운동 특성을 결합하여 목표비행체를 추적하는 것과 동시에 지상국과 항상 교신할 수 있는 자세틀을 형성할 수 있는 관계식을 유도하였다. 형성되는 자세틀을 유지하기 위해서 추적위성이 고기동 자세변환을 수행할 수 있으므로 고기동에서도 특이점을 갖지 않는 MRP 변수를 사용하였다. 또한, 여러 목표비행체에 대해 연속 추적이 가능하도록 자동으로 자세틀을 변환할 수 있는 관계식을 제시하고 시뮬레이션을 통해 자세틀 유지비행과 연속 추적 성능을 확인하였다. 본 논문에서 제시한 자세틀 유지비행은 고정밀 센서를 이용하지 않아도 지상장비를 통해 목표비행체 궤도만 제공되면 추적위성이 항상 지상과 교신하면서 목표비행체를 추적할 수 있음을 보였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제26권1호
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• pp.31-46
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• 2009

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.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권5호
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• pp.419-426
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• 2018

심우주 탐사 임무를 수행하는 경우 발사체의 최상단에 궤도전이를 위한 고체 또는 액체 엔진이 장착된다. 궤도 전이 과정에서 추력 비정렬 오차가 존재할 경우, 시간이 지남에 따라 탑재체의 자세각 오차가 급속히 증가하여 임무의 성패에 직접적인 영향을 미칠 수 있다. 이러한 추력 비정렬 오차를 줄이는 방법으로는 스핀안정화 방식 또는 3축 자세제어 방식이 있으며, 이 중 시스템 단순화 및 구조 경량화 측면에서 강점을 가지는 스핀안정화 방식이 많이 사용된다. 스핀 안정화를 적용하는 방법 중 하나는 발사체의 스핀테이블 시스템을 사용하는 것이다. 본 연구에서는 스핀테이블이 탑재체 분리 후 거동에 미치는 영향을 분석하였다. 분석에 필요한 스핀테이블의 기능을 모사할 수 있도록 기초 설계를 수행하였으며, 이를 적용하여 스핀테이블의 거동을 모사하는 시뮬레이션 환경을 구축하였다. 스핀테이블의 유무에 따른 탑재체의 거동 및 스핀테이블의 효과를 분석하였고 스핀테이블 시스템의 구성요소 중 분리스프링의 공차에 의한 탑재체의 분리 후 거동 해석을 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권2호
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• pp.187-195
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• 2008

고해상도의 인공위성 데이터로부터 지상좌표를 해석하는 센서모델링 기술은 위성영상자료의 활용 확대 및 신뢰성 확보에 가장 중요한 연구부분으로서 이에 대한 연구과 증가되고 있다. 본 연구는 이러한 요구조건을 기본을 하여, 고해상도 인공위성에서 기본적으로 탑재되어 있는 GPS, Star-tracker, Gyro 등의 센서로부터 측정된 위성의 위치, 속도, 자세 및 시간 정보를 이용하여 위성자료로부터 지상좌표를 해석하는 direct sensor model (DSM)과 위성의 궤도 정보를 얻을 수 없는 경우나 궤도에 대한 정보가 불확실하여 물리적 센서모델로는 지형보정을 수행할 수 없는 경우에 사용될 수 있는 rational function model (RFM)의 적용하여 지상좌표를 해석하는 방법에 대해 살펴보고자 한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권1호
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• pp.251-260
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• 1998

통신위성의 임무 및 위성 체 동역 화 해석 시스템은 서브 시스템별로 몸체를 분류하고 이들 몸체각각의 운동뿐 아니라 위성 체 전체의 운동을 고려하여 정해진 임무에 대하여 위성 체의 자세제어와 궤도조정을 할 수 있도록 다 몸체 동역 학 모델 링 방법을 채택하였다. 따라서 본 시스템은 어느 특정한 통신위성에만 적용되는 것이 아니라 일반적인 통신위성에 적용할 수 있는 통신위성 임무 및 위성 체 동역 학 해석 시스템이다. 시뮬레이션 결과를 2차원 그래픽 및 3차원 동화상으로 파악할 수 있도록 하였으며 또한 사용자 친화방식을 채택하여 누구든지 본 시스템을 쉽게 사용할 수 있도록 하였다. 개발된 시스템의 성능을 검증하기 위하여 현재 운용 중에 있는 정지궤도 통신위성인 무궁화위성 1,2호의 시나리오에 대하여 시뮬레이션을 수행하였다.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제2권2호
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• pp.16-21
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• 2007

태양과 달 그리고 지구의 비대칭 중력장에 의해 발생하는 다양한 섭동항은 정지궤도 위성의 위치를 지속적으로 변화시킨다. 따라서, 정지궤도 위성의 위치를 일정한 범위 내로 유지시키기 위해서는 궤도경사각과 승교점 적경을 조정하는 남북방향 위치유지와 이심률과 경도를 조정하는 동서방향 위치유지가 필요하다. 본 논문에서는 통신해양기상위성 비행역학 소프트웨어를 이용하여 통신해양기상위성의 위치유지 시뮬레이션을 수행하고 그 결과를 분석하였다. 통신해양기상위성은 경도 $128.2^{\circ}E$ 에서 위성을 ${\pm}0.05^{\circ}$ 범위 내에 유지시키기 위해 일주일 주기로 동서/남북방향 위치유지를 수행하며, 위성의 남쪽 패널에만 부착된 태양 전지판으로 부터 발생하는 자세오차를 줄이기 위해 하루 두 번 휠 오프로딩을 수행한다. 본 논문에서는 휠오프로딩을 고려한 위치유지 시뮬레이션을 수행하였고, 그 결과 통신해양기상위성 비행역학 소프트웨어를 이용하여 통신해양기상위성을 ${\pm}0.05^{\circ}$ 범위 내에서 안정적으로 유지시킬 수 있음을 확인하였다.