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정지궤도위성 실시간 동역학 시뮬레이터 개발 및 연동시험을 통한 검증
박영웅(Youngwoong Park),구철회(Cheolhea Koo),박봉규(Bongkyu Park),구자춘(Jachun Koo),최재동(Jaedong Choi) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.1
본 논문에서 VDS(동역학 시뮬레이터)와 ACS(자세제어 시뮬레이터)를 개발하고 VDS를 ACS와 연동한 PILS를 통해 검증하였다. VDS는 정지궤도위성의 자세제어계 하드웨어 특성을 고려한 모델링 및 모듈화로 구성하였다. ACS는 센서 데이터로부터 자세결정을 수행한 후 구동기에 적절한 명령을 생성하는 역할을 한다. 또한, VDS와 PCDU(전력제어분배장치) 하드웨어와의 데이터 송수신을 위해 데이터획득보드를 장착하였다. VDS와 PCDU와의 HILS 연동시험을 통해서도 VDS의 성능검증을 수행하였다. In this paper, VDS(Vehicle Dynamics Simulator) and ACS(Attitude Control Simulator) are developed and are verified using PILS(Process In-the Loop Simulation) between VDS and ACS. VDS is including the AOCS(Attitude & Orbit Control Subsystem) hardware modeling of geosynchronous satellite and consists of modulation concept. ACS performs the attitude determination using sensor data and generates the attitude control commands. In order to transfer the data between VDS and PCDU(Power Control & Distribution Unit), data acquisition boards were mounted. VDS performance is verified using HILS(Hardware In-the Loop Simulation) between VDS and PCDU.
잔여추진제 추정을 위한 열질량법의 통계적 불확실성 분석
박응식(Eungsik Park),박봉규(BongKyu Park),허환일(Hwanil Huh) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.12
정지궤도위성의 수명은 추진제 잔여량에 좌우되고 정확한 잔여추진제량 측정은 조기수명종료로 야기되는 경제적 손실을 완화시킬 뿐만 아니라 후속위성의 대체나 위성망 운용계획 등에 매우 중요하다. 본 논문에서는 열질량법과 그 불확실성 추정방법에 대한 기본이론에 대해 소개한다. 열질량법 잔여추진제 분석은 무궁화위성 데이터를 기초로 분석하였고 이러한 열질량법 불확실성 분석은 몬테카를로 방법을 사용하여 수행하였다. 이러한 연구 결과를 통해 열질량법을 사용한 잔여추진제 추정의 중요 파라미터를 알 수 있다. The lifetime of a geostationary satellite depends on the residual propellant amount and therefore the precise residual propellant gauging is very important for the mitigation of economic loss arised from premature removal of satellite from its orbit, satellites replacement planning, slot management and so on. In this paper, the thermal mass method and its uncertainty are described. The residual propellant analysis of a geostationary satellite is simulated based on the KOREASAT data and the uncertainty of thermal mass method is calculated by using the Monte Carlo method. The results of this study show the importance parameter of estimation residual propellant using the thermal mass method.
여유 조종력 할당기법을 이용한 인공위성의 여유 추력기 제어
진재현(Jaehyun Jin),박영웅(Youngwoong Park),박봉규(Bongkyu Park),탁민제(Min-Jea Tahk) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.10
위성의 자세제어 시스템의 신뢰도를 높이기 위하여 여유 추력기를 장착하는데, 이를 활용하기 위해서 효율적인 관리 방안이 요구된다. 본 논문에서는 조종력 할당 기법을 위성의 여유 추력기 관리 방안으로 제안한다. 조종력 할당 기법은 최적화 기법을 이용해서 원하는 모멘트 입력을 구현하는 여유 조종력을 결정하는 방법이다. 여기에서는 여유 추력기에 대한 할당 문제는 선형 프로그래밍 문제로 표현할 수 있음을 보인다. 또한 수치예제를 통해서 제안한 방법이 기존의 방법에 비해 효율적임을 보인다. Redundant thrusters are generally adopted to satellite designs for a highly reliable attitude control system. So efficient redundancy management is required to take advantage of these redundant thrusters. In this paper, control allocation method is proposed as a method for controlling redundant thrusters. Control allocation is a method to calculate optimal distribution on redundant controls for realizing desired forces/torques. It is shown that a control allocation problem for redundant thrusters is formulated as a linear programming problem which minimizes fuel consumptions with thrusters' constraints. We also show that the proposed method is more efficient than an existing method by numerical examples.