• 한국항공우주학회지
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• 제43권2호
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• pp.141-148
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• 2015

본 논문에서는 각각 독립적으로 설계된 태양동기궤도 위성에 위성군 개념을 적용하여 다중 위성의 효율적인 운영에 대한 방법론을 제시한다. 이를 위해 태양동기궤도 설계 관점을 단순히 지방시나 태양동기성을 유지하는 것에 국한하지 않고, 지상국과 영상목표물의 교신 및 관측시간등을 고려하여 위성운영의 효율성을 높이고자 한다. 위성의 효율적인 운영을 위해 위성과 단일 목표물을 고려한 새로운 운영요소(Operation Parameter)를 정의하고, 이를 이용하여 위성의 운영효율성을 판단할 수 있는 운영효율성 지표(Figure of Merit)를 정의한다. 상용 소프트웨어인 MATLAB과 STK의 연동을 통해 비선형 시뮬레이션 기반의 수치최적화 기법을 적용하여 사용자의 요구사항을 만족하는 임무궤도를 재설계함으로써 본 연구의 적용가능성을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권1호
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• pp.113-119
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• 2003

위성의 추진제량은 위성의 임무운용기간을 결정하는 주요 변수들 중의 하나이며, 현재 운용중인 위성의 추진제 잔량을 정확하게 예측하는 일은 향후 위성의 운용계획을 수립함에 있어 매우 중요하다. 일반적으로 인공위성의 추진제 소모량을 계측하기 위해서는 PVT 방식이나 회계식 방법이 이용되어지며, 본 논문에서는 다목적실용위성 1호의 실제 원격 측정 자료에 근거하여 상기의 두 가지 계측법을 비교, 분석하고 각각의 특징들에 대해 고찰하고 있다. 또한 위성의 주된 추력기 작동 모드인 안전모드에서 추력기를 사용하지 않는 과학임무모드로 복귀하는 과정에서 여러 단계의 자세제어모드에 따른 추진제 소모율에 대해 상세히 검토하였다. 계산결과 지구찾기모드에서 추진제 소모율이 최고치를 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제50권4호
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• pp.241-250
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• 2022

본 논문은 제어 모멘트 자이로를 장착한 위성의 효율적인 기동성능 분석을 위한 지표로 활용되고 있는 유효 각운동량 차트(FAM Chart)를 설계 및 분석한다. 최근 인공위성의 고기동성에 대한 요구가 증가함에 따라 위성에게 주어진 임무를 보다 효과적으로 수행하기 위하여 고 토크 발생기인 제어 모멘트 자이로(CMGs)에 대한 관심이 상승하고 있는 추세이다. 다만 CMG는 특정 방향으로 제어 토크가 발생하지 않는 특이점 문제가 존재하므로 이를 개선하기 위하여 본 논문은 지붕형 배치를 따르는 두 쌍의 제어 모멘트 자이로(TPCMGs)를 장착한 위성 시스템에 대하여 고려하였으며, 특이점 발생 가능 공간 및 구동기 제한으로 인한 토크 오류 발생 공간을 제외한 김벌 공간을 새롭게 정의하여 이에 따른 유효 각운동량 공간을 FAM 차트라 칭함으로써, 해당 공간 내의 위성 3축 파라미터들을 수학적으로 도출해낼 수 있으므로 효과적인 위성 기동성능 분석이 가능함에 의의가 있다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2003년도 ICCAS
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• pp.2331-2334
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• 2003

The basic difference between the EKF(Extended Kalman Filter) and UKF(Unscented Kalman Filter) stems from the manner in which Gaussian random variables(GRV) are represented for propagating through system dynamics. In the EKF, the state distribution is approximated by a GRV, which is then propagated analytically through the first-order linearization of the nonlinear system. This can possibly introduce large errors in the true posterior mean and covariance of the transformed GRV, which may lead to sub-optimal performance and sometimes divergence of the filter. However, the UKF addresses this problem by using a deterministic sampling approach. The state distribution is also approximated by a GRV, but is now represented using a minimal set of carefully chosen sample points. These sample points completely capture the true mean and covariance of the GRV, and UKF captures the posterior mean and covariance accurately up to the 2nd order(Taylor series expansion) for any nonlinearity. This paper utilizes the UKF to determine spacecraft orbit when only magnetometer is available. Several catastrophic failures of spacecraft in orbit have been attributed to failures of the spacecraft mission. Recently studies on contingency-major sensor failure cases- have been performed. For mission success, contingency design or plan should be implemented in case of a major sensor failure. Therefore the algorithm presented in this paper can be used for a spacecraft without GPS or contingency design in case of GPS failure.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제5권2호
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• pp.259-275
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• 2018

In mechanical analysis of spacecraft structures situations appear where static and dynamic loads must be considered simultaneously. This could be necessary either by load definition or preloaded structures. The superposition of these environments has an impact on the load and stress distribution of the analysed structures. However, this superposition cannot be done by adding both load contributions directly. As an example, to compute equivalent Von Mises stresses, the phase information must be taken into account in the stress tensor superposition. Finite Element based frequency response solvers do not allow the calculation of superposed static and dynamic responses. A manual combination of loads in a post-processing task is required. In this paper, procedures for static and harmonic loads superposition are presented and supported by analytical and finite element-based examples. The aim of the paper is to provide evidence of the risks of using different superposition techniques. Real application examples such as preloaded mechanism structures and propulsion system tubing assemblies are provided. This study has been performed by the Structural Engineering department of Airbus Defence and Space GmbH Friedrichshafen.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제32권4호
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• pp.387-393
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• 2015

This study presents a precise relative navigation algorithm using both laser and Global Positioning System (GPS) measurements in real time. The measurement model of the navigation algorithm between two spacecraft is comprised of relative distances measured by laser instruments and single differences of GPS pseudo-range measurements in spherical coordinates. Based on the measurement model, the Extended Kalman Filter (EKF) is applied to smooth the pseudo-range measurements and to obtain the relative navigation solution. While the navigation algorithm using only laser measurements might become inaccurate because of the limited accuracy of spacecraft attitude estimation when the distance between spacecraft is rather large, the proposed approach is able to provide an accurate solution even in such cases by employing the smoothed GPS pseudo-range measurements. Numerical simulations demonstrate that the errors of the proposed algorithm are reduced by more than about 12% compared to those of an algorithm using only laser measurements, as the accuracy of angular measurements is greater than $0.001^{\circ}$ at relative distances greater than 30 km.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제6권1호
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• pp.1-5
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• 2011

60년대, 70년대 미국과 구소련의 우주경쟁으로 달 탐사 개발이후 진척이 미비하였으나, 최근 들어 미국의 달 탐사 프로젝트를 비롯하여, 우주 개발에 후발 주자라 할 수 있는 일본, 중국, 인도 등의 각국에서도 달 탐사 연구가 확대되고 있다. 국내에서도 그간 축적해 온 위성 기술을 바탕으로 달 탐사 개발에 대한 관심을 가지고, 이를 대비한 요소 기술의 확보가 필요하다. 따라서 본 논문에서는 달 탐사 위성에 대한 요소기술 중 하나인 통신시스템을 STK(Satellite Tool Kit)를 이용한 시나리오로 설계한다. 설계한 시나리오를 통해 달 탐사 위성의 통신 링크를 분석하고, 달 궤도에서 지상국으로의 데이터 전송량을 도출함으로, 달 탐사 위성 궤도 임무에 따른 탐사 위성과 지상국간의 통신 링크 분석을 수행한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권6호
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• pp.526-532
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• 2007

본 논문에서는 반작용 휠을 사용하는 위성체의 내고장 제어 문제를 다루고 있다. 고장은 구동기(반작용 휠)에만 발생한다고 가정하였으며, 고장에 대해서도 자세제어 성능을 유지할 수 있는 제어알고리듬을 제안한다. 자세제어 루프는 각속도 제어 루프를 포함하고 있으며, 각속도 제어 루프에 시간지연제어 기법을 적용하여 고장에 대응할 수 있도록 한다. 제안한 제어기의 안정성 조건을 제시하며, 시뮬레이션을 통해 다양한 형태의 고장에 대해 안정된 자세 추종 성능을 검증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권5호
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• pp.56-64
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• 2006

정지궤도 위성의 상대위치보정은 제한된 위지보정 박스내에 다수의 위성을 운용함으로서 발생하는 위성간 충돌, 전파간섭, 가림현상 등을 해결하기 위해 반드시 필요한 기술이다. 본 논문에서는 정지궤도 위성의 상대 궤도 운동 분석과 최적화 기법에 근거한 문제의 정립으로 상대위치보정을 수행하였다. 이상적인 정지궤도에 대한 상대운동을 다수의 멱함수와 주기함수로 표현하고, 상대위치보정에 필요한 조건들을 이들 함수로 표현한다. 이러한 구속 조건식과 더불어 연료 최소화 같은 가격 함수를 최소화하는 과정에서 궤도 수정에 필요한 절차를 수립하게 된다. 비선형 시뮬레이션을 통하여 본 논문에서 제시하고 있는 절차의 타당성을 검증하였고 또한 기존의 고전적인 방법과 비교하였다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제12권1호
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• pp.24-36
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• 2011

A new approach for spacecraft absolute attitude estimation based on the unscented Kalman filter (UKF) is extended to relative attitude estimation and navigation. This approach for nonlinear systems has faster convergence than the approach based on the standard extended Kalman filter (EKF) even with inaccurate initial conditions in attitude estimation and navigation problems. The filter formulation employs measurements obtained from a vision sensor to provide multiple line(-) of(-) sight vectors from the spacecraft to another spacecraft. The line-of-sight measurements are coupled with gyro measurements and dynamic models in an UKF to determine relative attitude, position and gyro biases. A vector of generalized Rodrigues parameters is used to represent the local error-quaternion between two spacecraft. A multiplicative quaternion-error approach is derived from the local error-quaternion, which guarantees the maintenance of quaternion unit constraint in the filter. The scenario for bounded relative motion is selected to verify this extended application of the UKF. Simulation results show that the UKF is more robust than the EKF under realistic initial attitude and navigation error conditions.