Numerical analysis of the relative orbit control strategy of the CANYVAL-X mission

국문 초록 (Abstract)

CANYVAL-X 임무는 두 대의 큐브 위성을 활용하여 분리형 가상 우주 망원경의 핵심 기술을 검증하고자 개발 되었다. 가상 우주 망원경은 광학부 위성과 검출부 위성이 편대 비행을 하며 한 천체를 동시에 바라보는 관성 정렬을 통해 실현 될 수 있다. 관성 정렬은 자세 제어, 궤도 제어, 위성 항법 시스템 등으로 이루어진 관성 정렬 시스템 (inertial alignment system)을 통해 이루어진다. 위성 (Jerry) 을 기준으로 한 국부 좌표계에서 (Local Vertical Local Horizontal) 부 위성 (Tom)의 상대 거리가 30 m 이내, 상대 속력 1 cm/s 이하를 충족시켜야 관성 정렬 시스템이 성공적으로 작동하는데,
본 논문에선 이러한 요구 조건에 이르게 하게 위한 상대 궤도 제어 전략을 제시한다. 상대 궤도 제어 전략은 분리, 편대 유지, 재구성, 관성 정렬 실험의 4 단계로 구성되어 있다. 두 큐브 위성이 궤도 평면에 수직하게 분리가 되어야 상대 거리와 속력이 작은 초기 상대 궤도가 만들어지며 이는 효율적인 궤도 제어를 가능하게 한다. 편대 유지는 추력 시스템을 사용하지 않고 자세 제어를 통해 위성의 유효 단면적을 변경하여 제어 가속도를 생성하는 차등 대기 항력 제어 (DADC)에 의해 수행된다. 큐브 위성 임무는 기존의 우주임무보다 크기 및 질량의 측면에서 더욱 제한된 자원을 갖고 운용을 해야 하기 때문에 추력기를 사용하지 않는 DADC 는 효율적인 궤도 제어 방법이 된다. 다양한 시뮬레이션을 통해 DADC 의 타당성을 검증한다. 재구성은 관성 정렬 실험에 앞서 관성 정렬 시스템의 요구조건을 충족시키기 위해 수행된다. 이는 추력기를 사용하는 궤도 제어로서 두 가지 제어기를 복합하여 사용한다. 연료 최적화 분석 해와 외란과 모델 부정확성을 극복하기 위한 슬라이딩 모드 제어가 동시에 사용된다. 다양한 초기 조건에서 수행 한 시뮬레이션 결과는 재구성의 목표가 달성됨을 보여주었다. 하지만 추력의 제한 때문에 단일 재구성으로는 관성 정렬 시스템의 요구조건을 만족시킬 수 없기 때문에 다중 재구성 단계가 고안되었으며, 이를 통해 관성 정렬 시스템의 요구조건이 충족됨을 확인하였다. 최종적으로 요구 조건이 만족되는 상황에서 관성 정렬 실험의 시뮬레이션을 통해 관성 정렬이 얻어 질 수 있다는 사실이 확인하였다. 그러므로 제안 된 궤도 설계 및 제어 방법은 미션 요구 사항을 만족 시키며 CANYVAL-X 임무에 적용 할 수 있을 것으로 보인다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This thesis suggests a relative orbit control strategy for the CubeSat Astronomy by NASA and Yonsei using Virtual telescope Alignment eXperiment (CANYVAL-X) mission. The main objective of the CANYVAL-X mission, the technical validation of a virtual space telescope, can be realized by constructing an inertial alignment, which is an arrangement among two satellites and a specific celestial object. The inertial alignment can be accomplished by an inertial alignment system, and it has certain requirements to be operated successfully.
Through the relative orbit control strategy consisting of four stages, separation, formation keeping, reconfiguration, and inertial alignment experiment, the requirements are satisfied. The separation direction is decided to configure a smaller initial relative orbit that enables efficient orbit control. The formation keeping is conducted by Differential Atmospheric Drag Control (DADC), which generates control acceleration by changing the spacecraft’s effective cross-section via attitude control rather than consuming propellant. After the separation, the formation keeping is performed continuously to maintain a relative
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distance within a few kilometers. DADC’s feasibility is verified through simulations with various variables that affect its performance. The reconfiguration is performed to shrink the relative orbit. It uses the fuel-optimal analytic solution, and to overcome disturbances and model imprecision, sliding mode control is used. It is confirmed that the goal of reconfiguration is accomplished through the simulations with different initial conditions and thrust magnitudes.
Numerical simulations show that the requirements of the inertial alignment system can be met by the relative orbit control strategy comprised of separation, formation keeping, and reconfiguration. In addition, the fact that the inertial alignment can be obtained from the simulations of the inertial alignment experiment conducted under the conditions satisfying the requirements is demonstrated. Therefore, the proposed methods of orbit design and control satisfy the mission requirements and are applicable to the CANYVAL-X mission.