• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제36권11호
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• pp.1072-1078
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• 2008

본 논문에서는 일반적인 타원 궤도상에서의 두 위성체간의 랑데부와 도킹을 수행하기 위한 적응 제어기법을 개발하였다. 직교좌표계를 이용해서 나타낸 두 비행체간의 상대운동방정식을 일반적인 해밀토니안 운동방정식의 형태로 변환한 후, 불확실한 시스템 파라미터를 가진 동적시스템을 위해 개발된 적응제어기법을 적용하여 제어 알고리즘을 유도하였다. 시스템 파라미터를 추정하는데 투사기법을 적용하여 파라미터 추정값의 변화에 의한 특이점을 회피할 수 있도록 하였으며, 수치해석을 통하여 추적비행체의 질량이 불확실한 경우에 대하여 제어 알고리즘의 성능을 검증하였다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제10권1호
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• pp.95-102
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• 2016

There are many possible disturbance sources on such a spacecraft, but reaction wheel assembly (RWA) which is generally used for spacecraft attitude control is anticipated to be the largest. These effects on degradation of performance of spacecraft such as attitude stability. In reaction wheel, disturbance caused by imbalance and speed error. It is hard to emulate speed error disturbance because it is not coincide with wheel frequency. This paper concentrates on emulating and analyzing the speed error disturbance. Firstly, classify the causes that lead to speed error disturbance which generate RPM fluctuation. Secondly, simulated with disturbance driver module and reaction wheel assembly which are developed by Spacecraft Control Lab. Experimental investigations have been carried out to test the disturbance emulator module as a disturbance generator for RWA. Measurements and test have been conducted on various fault. Frequency analysis of test data show that speed error disturbance effects on wheel settling wheel speed or fluctuation type.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권12호
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• pp.1209-1216
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• 2010

본 연구는, 위성에 장착되는 각종 전자장비 하우징을 종래의 알루미늄 합금에서 복합재료로 대체함으로써 위성 경량화를 극대화할 수 있는 대안을 다루었다. 이를 위해, 기존 전자장비 하우징 재료로 널리 사용되는 알루미늄 합금에 비해 가벼우면서, 충분한 내구성과 다양한 기능성을 제공하는 복합재료 전자장비 하우징 설계를 위한 요구사항을 정의하였다. 또한, 열전도도, 전기전도도, EMI 보호, 방사차폐 특성과 더불어 강도가 우수한 구조적 특성을 갖춘 경량 복합재료 전자장비 하우징을 모듈화 방식으로 제작하기 위한 개념설계를 수행하고, 위성설계에 있어 무게절감을 크게 향상할 수 있는 가능성을 제시하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제35권3호
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• pp.163-173
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• 2018

This paper presents relative navigation using intermittent laser-based measurement data for spacecraft flying formation that consist of two spacecrafts; namely, chief and deputy spacecrafts. The measurement data consists of the relative distance measured by a femtosecond laser, and the relative angles between the two spacecrafts. The filtering algorithms used for the relative navigation are the extended Kalman filter (EKF), unscented Kalman filter (UKF), and least squares recursive filter (LSRF). Numerical simulations reveal that the relative navigation performances of the EKF- and UKF-based relative navigation algorithms decrease in accuracy as the measurement outage period increases. However, the relative navigation performance of the UKF-based algorithm is 95 % more accurate than that of the EKF-based algorithm when the measurement outage period is 80 sec. Although the relative navigation performance of the LSRF-based relative navigation algorithm is 94 % and 370 % less accurate than those of the EKF- and UKF-based navigation algorithms, respectively, when the measurement outage period is 5 sec; the navigation error varies within a range of 4 %, even though the measurement outage period is increased. The results of this study can be applied to the design of a relative navigation strategy using the developed algorithms with laser-based measurements for spacecraft formation flying.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 2003년도 추계학술대회논문집
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• pp.1000-1005
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• 2003

The shock separation test simulates the environmental effects of the spacecraft separation from launch vehicle. The shock separation test for a structural model of KOMPSAT-Ⅱ(Korea Multi-Purpose SATellite Ⅱ) was performed in SITC(Satellite Integration ＆ Test Center) launch environmental test hall at KARI(Korea Aerospace Research Institute) to verify the shock test requirement of the spacecraft, to predict the induced acceleration responses on the primary structures and payloads by the explosion of pyre-lock and to perform mechanical fit check. The spacecraft with S/A was mated vertically to LV(Launch Vehicle) adapter simulator via a clamp band, then hoisted and suspended above a foam test bed by four isolation springs secured to the spacecraft hoist fittings to isolate the payload platform shock wave from the sling elements. For separation process, real pyre-devices were used and the time response signals from 60 accelerometers installed on the interested points was acquired and recorded. The SRS responses for each response channels were calculated and the achieved SRS's on the separation plane was reviewed and evaluated in comparison to the ICD(Interface Control Document) value.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권1호
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• pp.132-138
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• 2002

오늘날 여러 가지 측면에서 전략적으로 고성능의 위성 본체를 개발하는 것은 매우 중요하다. 본 연구에서는 부분구조합성법의 하나인 구속모드법을 이용한 연성하중해석 기법 및 모달 과도해석법을 사용하여 위성체 구조부재에 대한 최적화를 수행하였다. 제안된 방법은 초기 설계시, 일반적으로 사용되고 있는 준정적 하중을 이용하지 않고, 동종의 발사체에 대해 유사한 위성과의 연성하중해석 자료를 이용함으로써, 각 구조부재에 대해 보다 정확한 결과를 얻을 수 있는 장점이 있다. 예제를 통해 제안된 기법이 초기단계의 위성체 구조 부재의 효율적인 최적설계 및 중량 감소를 위해 적용될 수 있음을 확인하였다.

• 항공우주기술
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• 제10권1호
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• pp.193-200
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• 2011

본 연구는 저궤도의 태양동기궤도 위성에 미치는 외란 토크의 크기와 영향을 해석하였다. 위성체 좌표계에서 보았을 때, 지구 지향 자세에서 최대 토크는 약 $8.3{\times}10^{-4}$ Nm로 한 궤도당 약 1.4 Nms 의 모멘텀이 축적되고, 태양지향 자세에서의 최대 토크는 약 $1.6{\times}10^{-3}$ Nm로 한 궤도당 약 3.0 Nms 의 모멘텀이 축적된다. 한 궤도당 축적되는 모멘텀의 양은 토커의 크기를 결정하는 설계 기준 자료로 사용되는데, 현재 사용 가능한 자기 토커의 한 궤도당 모멘텀 덤핑 용량을 고려했을 때, 위성의 임무 수행을 위해 적절한 선택임을 확인하였다.

• 천문학회보
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• 제41권1호
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• pp.45.2-45.2
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• 2016

In this study we investigate 195 spacecraft anomalies from 1998 to 2010 from Satellite News Digest (SND). We classify these data according to types of anomaly : Control, Power, Telemetry etc. We examine the association between these anomaly data and daily peak particle (electron and proton) flux data from GOES as well as their occurrence rates. To determine the association, we use two criteria that electron criterion is >10,000 pfu and proton criterion is >100 pfu. Main results from this study are as flows. First, the number of days satisfying the criteria for electron flux has a peak near a week before the anomaly day and decreases from the peak day to the anomaly day, while that for proton flux has a peak near the anomaly day. Second, we found a similar pattern for the mean daily peak particle (electron and proton) flux as a function of day before the anomaly day. Third, an examination of multiple spacecraft anomaly events, which are likely to occur by severe space weather effects, shows that anomalies mostly occur either when electron fluxes are in the declining stage, or when daily proton peak fluxes are strongly enhanced. This result is very consistent with the above statistical studies. Our results will be discussed in view of the origins of spacecraft anomaly.

• Composites Research
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• 제23권6호
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• pp.47-54
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• 2010

위성체에 장착된 얇은 벽 복합재보에 대한 열 진동 특성에 대한 연구를 수행하였다. 복합재 보는 얇은 벽과 원주 방향으로 강성이 일정하다고 가정을 하였으며, 기존에 우주사용 적합성이 증명된 T300/Epoxy, YS90A/Epoxy와 같은 소재를 채택하여 모델링을 하였다. 자세제어 오차각 및 복합재 보의 끝단 변위에 대한 정적상태 및 정점-정점 오차를 열 진동 특성의 성능지수로 하여 평가하였으며, 평가결과 YS90A 복합재가 자세제어 오차각의 정점-정점 각도에서 2배 정도의 우수한 성능을 보여 주었다.