태양돛 시험용 큐브위성 CNUSAIL-1의 자세결정

김경훈,구소연,유연아,김승균,석진영,김종래 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4

CNUSAIL-1은 태양돛을 탑재한 3U 크기의 큐브위성이다. 태양돛을 전개하는 것이 주 임무이며, 태양돛 전개 및 운용에 따른 자세와 궤도에 대한 영향을 확인하는 임무를 수행한다. 본 논문에서는 자세결정 필터의 구현 가능성을 제시하였다. 위성의 자세센서는 태양센서, 3축 지자기센서를 이용하며, 관성센서는 MEMS 자이로센서를 사용한다. 큐브위성용 센서는 큰 노이즈를 가지는 단점이 있다. 따라서 자세 결정 알고리즘으로 노이즈 특성을 고려할 수 있는 확장칼만필터를 적용하였다. 또한 자세결정의 결정론적 방법인 QUEST 알고리즘과 비교하여 그 타당성을 검증하였다. This paper presents attitude determination algorithm of CNUSAIL-1 which is a 3U solar sail cube-satellite. The primary mission of the vehicle is solar sail deployment and operation of the solar sail. The secondary mission is to look into influence on a satellite attitude/orbit. This paper shows the mission step of the attitude determination and discusses an attitude estimation filter. This study considers the following attitude sensor: sun sensors, a three-axis magnetometer, and a three-axis MEMS gyroscope. Then, an EKF is applied to attitude determination. Moreover, its results are compared to QUEST method.

자기 제어를 이용한 큐브위성의 자세 결정 및 제어에 관한 연구

김영두,노희권,유선경,김오종,기창돈 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

본 연구에서는 자기 제어를 이용한 큐브위성의 자세 결정 및 제어 시스템(ADCS)를 설계하였다. 본 연구에서 고려하는 큐브위성의 임무수행을 위해서는 큐브위성의 밑면이 지구중심을 향하는 지구지향제어가 10° 이내의 정확도로 이루어져야 한다. 이를 위하여 자세 제어 알고리즘으로 LQR 제어를 사용하며 구동기로는 자기장토커만을 이용한다. 자세 추정을 위해서는 확장칼만필터(EKF)를 이용하며 센서로 자기장센서, 태양센서, 그리고 자이로스코프를 이용한다. 본 논문에서는 자세 제어를 위한 위성 자세의 동역학 모델과 자세 추정을 위한 확장칼만필터를 유도한다. 이를 바탕으로 시뮬레이션을 한 결과 큐브위성의 자세가 목표한 정확도 이내로 이루어지는 것을 확인하였다. The purpose of this paper is design of Attitude Determination and Control System (ADCS) of CubeSat. For mission of the CubeSat, the Earth pointing control that bottom side of CubeSat points the center of Earth within 10° accuracy must be achieved. For this purpose, the LQR control was used for attitude control algorithm, and the only actuator is magnetic torquer. For attitude estimation, Extended Kalman Filter (EKF) was used, and the sensors are magnetometer, sun sensor and gyroscope. In this paper, dynamic modeling of CubeSat attitude and EKF are derived for designing of ADCS. The simulation results show that the attitude of CubeSat is maintained within accuracy which goal.

평균 TRIAD를 이용한 자세 결정

김동훈(Dong-Hoon Kim),이현재(Henzeh Lee),오화석(Hwa-Suk Oh) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.1

임무를 수행하는데 있어 정확한 자세 정보는 필수적이다. 두 개 또는 그 이상의 관측 벡터를 이용하는 자세 결정 알고리듬에는 크게 두 가지가 널리 알려져 있다. 하나는 결정적인 방법인 TRIAD 알고리듬이며, 다른 하나는 최적의 해를 찾는 방법인 QUEST 알고리듬이다. 본 논문은 TRIAD 알고리듬의 성능 향상과 서로 다른 정확도를 가진 센서의 조합을 이용한 자세 결정 방법을 제안하였다. 첫째, 보다 정확한 자세 행렬을 구하기 위하여 직교화 방법을 이용하는 대신 방향 여현 행렬을 오일러 각으로 바꾸고, 분산 대신 공분산 행렬을 고려하여 편향되지 않은 최소 공분산 기법을 적용하였다. 또한, 세 개 이상의 측정값이 주어졌을 경우 TRIAD 알고리듬을 적용할 수 있는 방법을 제안하였다. 제안된 평균 TRIAD 알고리듬의 성능은 서로 다른 센서의 조합을 가정하여 표준편차와 확률적 측면에서의 수치 시뮬레이션을 통해 분석되었다. In general, accurate attitude information is essential to perform the mission. Two algorithms are well-known to determine the attitude through two or more vector observations. One is deterministic method such as TRIAD algorithm, the other is optimal method such as QUEST algorithm. This paper suggests the idea to improve performance of the TRIAD algorithm and to determine the attitude by combination of different sensors. First, we change the attitude matrix to Euler angle instead of using orthogonalization method and also use covariance in place of variance, then apply an unbiased minimum variance formula for more accurate solutions. We also suggest the methodology to determine the attitude when more than two measurements are given. The performance of the Averaging TRIAD algorithm upon the combination of different sensors is analyzed by numerical simulation in terms of standard deviation and probability.

CNUSAIL-1 큐브위성의 자세결정 알고리듬 설계 및 성능분석

김경훈(Gyeonghun Kim),김승균(Seungkeun Kim),석진영(Jinyong Suk),김종래(Jong-Rae Kim) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.7

CNUSAIL-1은 태양돛을 탑재한 3U 크기의 큐브위성이다. 저궤도에서 태양돛을 전개하고, 이에 따른 자세와 궤도에 대한 영향을 확인하는 임무를 수행한다. 본 논문에서는 CNUSAIL-1을 위한 자세결정 알고리즘의 구현 가능성을 제시하였다. 위성의 기준센서는 태양센서, 3축 지자기센서를 이용하며, 관성센서는 MEMS 자이로센서를 사용한다. 큐브위성용 센서는 상대적으로 저가이며, 성능 및 잡음특성이 좋지 않은 단점이 있다. 따라서 자세결정 알고리즘으로 노이즈 특성을 고려할 수 있는 확장칼만필터를 적용하였다. 또한 자세결정의 결정론적 방법인 QUEST 알고리즘과 비교하여 그 타당성을 검증하였다. This paper discusses the attitude determination of the CNUSAIL-1 cube-satellite. The primary mission of the CNUSAIL-1 is sail deployment and operation in low Earth orbit, and the secondary mission is to look into influence of the sail deployment on satellite attitude and orbit. The attitude determination strategy is proposed depending on three mission phases, and its performance and applicability are verified through numerical simulations. This study considers the following sensors: Sun sensors and a three-axis magnetometer as attitude reference sensors, and a three-axis MEMS gyroscope as an inertial attitude sensor. Because sensors used for cube satellites have relatively low performances and worse noise characteristics, an Extended Kalman filter (EKF) is applied to attitude determination. Additionally, it has the merits to deal with the Gaussian noises and to predict the attitude even with no measurements from reference attitude sensors, especially in the eclipse of the cube satellite. The performance of the EKF is compared to a deterministic attitude determination technique, QUEST(QUaternion ESTimation).

정지궤도 지구 관측위성 정밀자세결정을 위한 확장칼만필터 연구

박근주,박영웅,서현호,오시환,용기력,임조령,최홍택 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

천리안 위성 자세제어계 개발을 통해 개발된 정지궤도 위성의 자세결정 방법은 지구센서와 광학자이로인 FOG 의 출력을 융합하는 기법이다. 이미 알려진 센서들의 주파수 응답 특성을 이용하여 비행모드 별로 미리 추정 필터의 전달함수를 조율해 놓고 센서의 출력을 인가하여 자세를 결정하는 방식을 사용하였다. 향후 개발되는 정지궤도 복합위성은 자세결정 정확도를 향상시키기 위해 지구센서 대신에 별추적기를 채택할 예정이며, 이를 위해 자이로와 별추적기를 사용하는 확장칼만필터 자세결정 논리가 유도되었다. 이 방법은 다목적 실용위성 개발을 통해 검증되었으며, 본 논문에서는 새로운 관측행렬 접근법을 적용하고 성능을 비교하였다. 또한, 별 영상 획득, 별 인식 및 자세 쿼터니언 계산 등으로 인한 별추적기 측정 지연이 자세결정에 미치는 영향을 살펴보고, 보상하는 방법에 대해서 기술하였다. The first GEO multi-purpose Earth observation satellite, COMS, uses Earth sensors and FOG gyros measurement hybridization to determine three axis satellite attitude relative to Nadir pointing direction. To enhance the attitude determination performance, the GEO KOMPSAT-2 will use star trackers instead of Earth sensors. The attitude determination logic which uses star trackers and gyros measurements is already available thru KOMPSAT-5 AOCS FSW development. In this paper, new observation model using quaternion multiplicative approach is applied. Also, measurement time delay is analyzed and compensated.

인공위성의 동역학을 고려한 SNUSAT-1의 자세추정

최성혁,강철우,박찬국 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

인공위성의 자세추정은 결정론적인 방법과 재귀적인 방법으로 나눌 수 있는데, 이중 재귀적인 방법인 칼만필터를 사용한 방법이 널리 알려져 있다. 초소형 큐브 위성의 경우 많은 탑재체를 실을 수 없기에 최소한의 자세센서만을 이용한다. 하지만 식 구간에서는 태양센서의 이용이 불가능할 때에도 인공위성의 자세추정은 계속 되어야 인공위성은 임무를 무사히 완수할 수 있게 된다. 본 연구에서는 일반적인 인공위성의 자세추정 기법을 기반으로 SNUSAT-1 의 동역학을 고려하여 알고리즘을 발전시켰다. 제안된 알고리즘은 인공위성의 한 주기 동안을 기준으로 시뮬레이션을 통해 기존의 자세추정 방법과 비교함으로 그 성능을 검증하였다. Attitude determination of satellite is categorized by deterministic method and recursive one. The recursive method using Kalman filter is widely used. Cubesat has limitation for payload then installed only two attitude sensors which are sun sensor and magnetometer. Sun sensor measurements are useless during eclipse, however keep estimating attitude of satellite to complete the mission of satellite. In this paper, Attitude determination algorithm based on Kalman filter is developed by additional term which is consider the dynamics for SNUSAT-1. Proposed algorithm is simulated for the one period and conducted performance comparison between typical method and proposed algorithm.

저궤도 영상촬영위성 자세제어 센서의 절대 오정렬 보정

윤형주,박근주,임조령,서두천,김희섭,최홍택 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

본 연구에서는 지구 저궤도상의 고해상도 지상영상 촬영위성의 자제제어 센서와 영상촬영 탑재체 간의 절대 오정렬을 추정하여 보정하는 기법에 대해 다루고 있다. 원하는 지상 목표의 고해상도 영상을 촬영하고, 촬영한 영상의 정확한 위치정보를 추출하기 위해서는 별추적기 센서나 자이로 센서 등의 자세제어 센서의 정확한 정렬정보가 필요하다. 이때 영상을 촬영하는 영상 탑재체의 좌표축에 대한 자세제어 센서의 오정렬을 절대 오정렬이라고 한다. 본 논문에서는 별추적기 센서에서 사용되는 2 차원 평면 영상센서의 자세결정 기법을 응용하여, 1 차원 선형 배열 영상센서를 이용한 영상 탑재체와 자세제어 센서간의 절대 오정렬 정보를 추정하는 기법을 제시하였다. The present study proposes a new method for absolute misalignment calibration of attitude sensors of low-Earth-orbit imaging satellites. In order to accurately point the satellite imaging payload camera to a ground target and to acquire accurate location data from the images, it is indispensable to have accurate absolute alignment data of the attitude sensors, such as star tracker sensors, gyro sensors, etc., with respect to the payload. Applying the conventional attitude determination methods for star tracker sensor with 2-dimensional planar image sensors, the present paper provides a new technique which identifies the absolute misalignment of the attitude sensors relative to the imaging payload which uses a 1-dimensional linear array imaging sensor.

자이로리스 위성의 자세 및 각속도 결정 기법 연구

박성용,김종명,김영욱,이현재 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

위성의 각속도를 측정하는 Gyro 가 고장난 위성 또는 Gyro 를 탑재하지 않는 위성의 자세 및 각속도를 추정하는 알고리즘으로 GAD(Gyroless Attitude Determintation) 기법들이 연구되고 있다. 본 연구에서는 Gyroless 위성이 두 가지 외란이 존재하는 환경에서도 자세와 각속도를 최적 결정 할 수 있는 GAD 기법을 제안하였다. 이 알고리즘은 Extended Kalman Filter 를 기반으로 설계되었고, 위성에 탑재된 Star Tracker 와 Reaction Wheel 로부터 자세와 각속도 측정값을 이용하여 위성의 자세와 각속도를 추정한다. 제안된 GAD 기법은 시뮬레이션을 통해 검증하였으며, CMG 같은 다른 구동기 탑재 위성에도 적용이 가능 하다. ‘Gyroless Attitude Determination(GAD)’ method have been studied to estimate the attitude and angular rate of gyro that measure the angular rate of satellite malfunction or gyroless satellite. In this paper, the GAD method that can optimal determine the attitude and angular rate of gyroless satellite with two types of disturbance is suggested. This algorithm is based on the Extended Kalman Filter is designed to estimate the attitude and angular rate of satellite using two measurements of sensors that attitude from star tracker and angular rate from reaction wheel. The proposed algorithm is verified by numerical simulation and it can apply to satellite have some actuators like CMG.

GPS를 이용한 이차원 자세결정 시스템의 오차해석

임영재,박찬식 충북대학교 컴퓨터 정보통신 연구소 2000 컴퓨터정보통신연구 Vol.8 No.1

본 논문에서는 두 개의 GPS(Global Positioning System) 안테나를 항체에 장착하고 이로부터 구해진 두 안테나간의 기저선 벡터를 이용하여 구해진 항체의 자세 오차를 해석하고 그 결과를 보인다. GPS를 이용하여 측정된 기저선 벡터의 정확도는 위성의 배치나 수신기의 측정잡음, 다중경로, 기저선 길이, 기저선 배치, 기준방향에 의해 정확도가 결정됨을 보였으며, 또한 항체의 자세를 측정할 때 측정 오차를 최소화 할 수 있는 기준 방향을 제시하였다. 실제 데이터를 이용하여 항체의 자세를 측정한 결과를 분석하고 이 결과가 본 논문에서 제시하는 오차해석 결과와 일치함을 보였다. In this paper, the error characteristics of GPS (Global Positioning System) compass, a system which measures heading and elevation using carrier phase measurements from two antennas, is analyzed. The result shows that the precision of the measured attitude relies on factors such as satellite geometry, receiver measurement noise, multipath, baseline length, baseline configuration and nominal attitude. It is also shown that, if baseline is in level, accuracy of heading is better than that of elevation since the vertical measurement uncertainty caused by GPS constellation affects only the accuracy of elevation calculation. The basic directions for minimizing the errors of attitude determination are also given. The experimental results with real data shows that the actual error lies within the predicted error range obtained the proposed analysis.

큐브위성용 자세결정 및 제어시스템의 실시간 소프트웨어 검증 기법

심한준(Hanjoon Shim),배영환(Yonghwan Bae),기창돈(Changdon Kee) 한국항공우주학회 2023 韓國航空宇宙學會誌 Vol.51 No.3

본 논문에서는 큐브위성용 자세결정 및 제어시스템의 실시간 소프트웨어 검증 기법을 다룬다. 큐브위성에 탑재되는 OBC(On-Board Computer)는 하나의 단일 코어를 활용하여 다양한 서브시스템을 관리하고, 예비부품(Redundancy) 탑재가 제한되므로 효율적이고 신뢰 가능한 소프트웨어가 탑재되어야 한다. 또한 큐브위성 프로젝트의 비용적 측면, 개발 기간, 시설, 인력 투입 조건의 제약을 고려하여 일반적으로 쉽게 접근 가능할 수 있는 소프트웨어 검증이 수행되어야 한다. 이러한 관점에 기반하여 본 논문에서는 교육기관에서 보편적으로 자세결정 및 제어시스템 설계에 사용되는 MATLAB 소프트웨어를 활용하여 MILS (Model-In-the-Loop Simulation)를 수행하고, 설계된 모델을 바탕으로 동역학 모델 및 센서 측정치를 제공하는 우주환경 시뮬레이터, 그리고 자세결정 및 제어시스템을 분리하여 소프트웨어 검증을 수행한다. 이를 위해 분리된 모듈 간 데이터 입출력을 RS-232 통신을 활용하여 MATLAB 기반의 SILS(Software-In-the-Loop Simulation), OBC상의 RTOS(Real-Time Operation System) 기반의 PILS(Processor-In-the-Loop Simulation)를 각각 수행하고, 결과물을 비교함으로써 구현된 소프트웨어의 수치적 유효성을 검증한다. 제안된 기법은 SNUGLITE-II 큐브위성에 탑재되는 자세결정 및 제어시스템의 SILS, PILS 결과의 수치 오차를 제시함으로써 그 유용성을 확인하였다. This paper presents a real-time software verification technique for the attitude determination and control system (ADCS) of CubeSats. The on-board computer (OBC) of the CubeSat is equipped with a single core and limited redundancy, making it essential for reliable software to be installed. In consideration of cost, development time, resources, and manpower, an accessible software verification method is necessary. Based on this point of view, this paper first performs a model-in-the-loop simulation (MILS) using MATLAB, a commonly used software in educational institutions for ADCS design. Based on the designed model, software verification is performed by separating the space environment simulator, which provides dynamic models and sensor measurements, and the ADCS module. RS-232 communication is used for data input and output between these modules, and MATLAB-based software-in-the-loop simulation (SILS) and OBC-based processor-in-the-loop simulation (PILS), which is implemented in a real-time operating system (RTOS), are performed. The validity of the implemented software is verified by comparing the results. The proposed technique was validated by presenting the numerical errors of the SILS and PILS results of the SNUGLITE-II CubeSat ADCS.