SNIPE 나노위성의 편대 비행 제어를 위한 자세 결정 및 제어와 추력 조절 알고리즘 개발

이상원 연세대학교 대학원 2019 국내석사

이 논문에서는 근지구 우주 환경을 관측하는 SNIPE 임무의 4기 나노위성이 계획한 편대 비행 시나리오를 적절히 수행하기 위한 자세 결정 및 제어와 추력 조절 알고리즘을 설계하고 분석한다. SNIPE 임무는 지구 자기권과 전리권 영역에서 불규칙적이고 일시적으로 일어나는 물리 현상을 관측하여 그 특성을 연구하고 발생 원인 및 원리를 밝히기 위한 임무이다. 이러한 물리 현상들은 매우 불규칙적이고 일시적으로 발생하기 때문에, 현상이 지속되는 시간과 현상이 발생하는 공간의 범위를 관측하는 것이 중요하다. 이런 시간적, 공간적 관측을 위해서 4기의 SNIPE 나노위성은 임무 기간 동안 상대 거리를 10 km에서 100 km 이상까지 변화시켜야 하며 계획한 편대 재배치를 위해서는 원하는 ΔV (속도 증분)방향으로 추력을 발생시켜야 한다. SNIPE 나노위성은 추력선이 하나이므로 위성 동체 좌표계의 x-축과 정렬되어 있는 추력 방향을 원하는 ΔV 방향으로 정렬시키기 위해서는 자세 결정 및 제어와 추력 조절 알고리즘이 반드시 필요하다. 위와 같은 임무 목표를 성취하기 위해 추력 모드에서의 자세 오차 요구조건을 수립한 후 그 값을 기준으로 자세 결정 오차 요구조건 및 자세 제어 요구조건을 결정한다. 그리고 이 요구조건들을 만족하는 자세 결정 방법을 고안하고 자세 제어 알고리즘을 설계한다. 한편 추력기가 작동하는 동안에는 반작용 휠을 사용할 수 없기 때문에 추력기를 이용하여 자세 오차 요구조건 이내로 추력 방향을 유지시켜 줄 수 있는 추력 조절 알고리즘을 개발한다. SNIPE 위성의 편대 비행을 위한 자세 결정은 온보드 컴퓨터의 계산량이 적고 자이로 정보가 없어도 가능한 벡터 관측 기법을 적용한다. 하지만 대표적인 벡터 관측 기법인 Triad, q-Method, QUEST 방법 모두 두개의 관측 벡터를 이용하는 경우 관측 벡터의 기하학적 특징에 의해 자세 결정 오차가 크게 발생하는 경우가 발생하였다. 이러한 오차를 제거하기 위해 임의의 수직 벡터를 생성하여 활용한 Vector addition QUEST 방법을 고안하였고, 이 방법을 적용하여 자세 결정 오차가 요구 조건을 충족하도록 하였다. 반작용 휠을 이용한 인공위성 자세 제어는 비교적 간단하고 신뢰도가 높은 PD 제어를 적용하였다. 각종 외란과 자세 결정 오차, 구동기 오차 등을 반영한 시뮬레이션을 통해 안정적인 자세 제어가 이루어졌다. SNIPE 나노위성에 장착되는 추력기는 4개의 노즐로 구성되어 있는데 노즐별 추력 불균형과 위성 무게 중심 오차로 인해 추력기를 작동하는 동안 위성의 자세 오차가 발생하게 된다. 하지만 위성의 전력 제한으로 추력기를 사용하는 동안에는 반작용 휠을 이용한 자세 제어를 할 수 없다. 따라서 추력기가 작동되는 동안 추력 방향을 유지시키기 위한 추력 조절 알고리즘이 필요하다. SNIPE 나노위성의 추력기에 적용할 추력 조절 알고리즘은 자세 오차 및 각속도를 감소시키는 방향으로 토크가 발생하도록 추력기 노즐의 조합을 결정하고 조합에 맞게 각 노즐의 ON/OFF를 제어하는 방법을 사용한다. 무게 중심 (CG) 오차, 추력 오차, 자세 결정 오차, 각속도 오차를 반영하고 고정 추력과 변동 추력 조건에 대한 시뮬레이션을 수행하여 추력 방향 오차 요구 조건 이내로 제어가 됨을 검증하였다. 이 연구를 통해 SNIPE 나노위성의 임무 목적 달성을 위한 편대 비행 시나리오를 완수하기 위한 벡터 관측 기법을 이용한 자세 결정 및 자세 제어 방법과 추력기의 성능을 고려한 추력 조절 알고리즘을 개발하고 검증하였으며, 향후 SNIPE 나노위성의 임무에 반영될 예정이다. 또한 본 논문에서 제시하는 Vector addition QUEST 방법은 향상된 벡터 관측 기법으로 자이로가 없거나 고장 난 경우에 자세 결정 방법으로 활용할 수 있다. This thesis presents the development of attitude determination and control and thrust modulation algorithms for formation flying of the four SNIPE nanosats. The purpose of SNIPE mission is to observe the irregular and transient physical phenomena in the ionosphere, to study its characteristics, and to reveal the cause and principle of occurrence. Since these physical phenomena occur very irregularly and temporally on the Earth’s surface, the four SNIPE nanosats should observe spatial and temporal differences in the physical phenomena using formation flying of the four SNIPE nanosats. For formation flying of the four nanosats, its orbit must be controlled for formation maintenance and reconfiguration. And for orbit control, the thrust must be generated in the desired ΔV (change of velocity) direction. However, in the case of SNIPE nanosats with one thruster, it is necessary to attitude determination and control and thrust modulation for precise alignment in thrust direction. In this study, the SNIPE nanosats are applied to attitude determination algorithm using the vector observation. However, when the attitude is determined using only two observation vectors, sometimes there are large error due to the geometrical characteristics of the observation vectors. To eliminate this error, the Vector addition QUEST method was designed. As a result, the attitude determination error satisfied the requirements. And a simple and reliable PD control was applied to the SNIPE nanosats attitude control using the reaction wheel. The thruster mounted on SNIPE nanosats consist of four nozzles. Because of the difference in thrust from each nozzle, the attitude of nanosats changes and the thrust direction error increases. Therefore, the thrust modulation algorithm should be applied to reduce the thrust direction error during thruster operation. The SNIPE nanosats thrust control algorithm uses ON/OFF control of each nozzle to generate torque in the direction of reducing the attitude error and angular velocity. Using the algorithms developed in this study, SNIPE nanosats can generate thrust within 1˚ (1σ) in a desired direction.

저추력을 사용하는 저궤도 위성의 제한된 이심률 내에서 고도를 유지하기 위한 해석적 방법

박종수 연세대학교 대학원 2011 국내석사

위성이 궤도를 운용함에 있어서 저궤도(Low-Earth Orbit)위성은 대기저항(Air Drag)의 영향으로 고도가 감소된다. 감소되는 고도를 유지하기 위해서 저추력기를 이용하여 이를 보정하고자 한다. 이때 위성 궤도의 접선방향(in-Track)으로 지속적으로 추력을 주게 되면 궤도의 이심률이 증가하게 되는데 위성의 궤도를 유지하기 위해서는 이를 보정해주어야 한다. 본 논문에서는 일정한 지역(남극지역)에서 매 궤도 당 짧은 시간 동안 추력을 주는 경우에 고도와 이심률을 유지하는 방법에 대해 연구하였다. 저궤도 위성에서는 대기저항 외에 J2섭동이 승교점(Ascending Node)과 근지점(Argument of Perigee)변화에 영향을 미친다. 위성 궤도에서 추력지점의 위치에 따라 이심률 증가량이 항상 양수가 아닌 사실과 J2섭동에 의해 근지점이 이동하는 점을 이용하여 고도와 이심률을 유지하고자 한다. J2섭동에 의해 근지점이 변화하기 때문에 위성 궤도에 대하여서는 추력을 주는 추력지점이 이동하게 된다. 위성 궤도에서 각각의 위치마다 이심률 변화량이 다르기 때문에 이동하는 추력지점을 이용하여 총 이심률의 변화가 상쇄되도록 하는 초기 추력지점의 시점을 찾는다. 고도를 유지하며 총 이심률 변화가 상쇄되는 기간은 J2섭동에 의해 근지점이 1회전하는 기간으로 한다. 접선방향의 추력과 위성에 작용하는 섭동으로 인해 변화한 위성의 궤도 요소는 가우스 식(Gaussian Variation of Parameters)을 이용하여 계산하였다. 600km 위성이 운용되는 동안 고도의 변화량은 -1km~+1km이고, 최대로 요구되는 제한 조건의 이심률인 0.002보다 작은 최대 0.000018이내로 변화하는 것을 확인하였다. 이를 통해 일정 범위의 제한 조건 내에서 고도와 이심률이 유지되는 것을 확인 할 수 있었다. 이러한 해석적 방법을 이용하여 위성의 임무 궤도 설계와 운용에 적용할 수 있을 것이다.

Analysis of scaling parameters of the batch unscented transformation in satellite orbit determination using satellite laser ranging data

김재혁 Graduate School, Yonsei University 2011 국내석사

The object of the present study is placed on elevating the degree of precision for the orbit determination by settling on the appropriate parameters. The orbit determination algorithm uses the batch unscented transformation method as the estimation method for determining the precise orbits for satellite using the Satellite Laser Ranging (SLR). Hence, the main content of the study is composed of the kinematic model, observation model and estimation algorithm of the batch unscented transformation method. The estimation algorithm had series of processes repeated to determine the appropriate scaling parameter. In the kinematic model, the effects of the Earth's asymmetrical gravitational field, the atmospheric drag, solar radiation and the gravitational perturbations of the Moon and the Sun, were considered and in the observation model, the tropospheric path delay was applied. The observation data used actual TOPEX/POSEIDON Satellite Laser Ranging data and utilizes the Normal Point (NP) data observed from the ground station to gain the azimuth and elevation angle along with the distance of the satellite measured from the ground station observatory. As the research approach to increase the precision for the orbit determination, the dispersion point surrounding the average value was extracted based on the average value and the covariance value when extracting the point of dispersion in the unscented transformations. Moreover, to determine the appropriate scaling parameters, the generally estimated ranges of scaling factor were set-up to compare the orbit residuals of the results with the substitutes of each parameters. To verify the performance, the results of the batch unscented transformation method were compared with those from no error observation data by adopting the various observation data for enabling to generally accept the determined scaling parameter. It was able to settle the range for the system's scaling parameters following the degree of discontinuity of observational data and the appropriate scaling parameters were determined for each observation data to analyze the precision and the tuning properties of the scaling parameters for each observatory. As a result, it was confirmed that the orbit determination of the satellite by using the batch unscented transformation method achieves few tens of cm-levels had been accomplished. Through the results of the present study, it was able to give insights on the roles of scaling parameters for the batch unscented transformation method as well as possible usage of the method with small amounts of observation data.

Unscented 칼만필터를 이용한 정지궤도 위성의 궤도 결정

김기태 연세대학교 대학원 2006 국내석사

본 연구는 지금까지 널리 사용되고 있는 확장칼만필터와 최근 개발되어 주목받기 시작한 Unscented 칼만필터의 알고리즘을 정지궤도 위성의 실시간 궤도 결정에 적용하여 그 성능을 비교 분석 하는데 목적이 있다. 이러한 결과는 정지궤도 위성의 궤도결정을 실시간으로 수행하는데 있어서 지상관제시스템의 중요한 기능인 비행역학시스템을 구성하는데 이용될 수 있다. 상태 벡터는 직교 좌표계(J2000)에서의 위치와 속도로 구성되었다. 정지궤도 위성의 동역학 모델 중 섭동력은 태양과 달의 중력(JPL-DE405), 비대칭 지구 중력장(GEM10), 태양의 복사압, 그리고 대류층 지연오차를 고려하였다. 관측 모델은 지상에 3개의 지상국을 두고 방위각, 고도각, 거리, 거리 변화율 중 하나를 사용하였다. 본 연구의 결과를 통해 궤도 결정에서 Unscented 칼만필터의 성능과 특징을 분석할 수 있었다. 확장칼만필터에서는 초기 궤도 추정치의 오차가 클 때 실제 궤도로의 수렴이 늦게 이루어졌으나, Unscented 칼만필터에서는 초기 오차에 민감하게 반응하지 않고 매우 빠르고 안정적으로 수렴하였다. The main purpose of this research is to determine a suitable filtering method in orbit determination of geostationary satellite. Extended Kalman Filter(EKF) is used widely so far and Unscented Kalman Filter(UKF) is begun to observe being developed recently and comparing results, The result of research can be used to compose important technicians ground control system of flight dynamics system while achieving orbit determination of geostationary satellite by real time. State vector is composed position and velocity at rectangular coordinates(J2000). The perturbation of dynamic models of satellite considered ephemeris(JPL-DE2000), geopotential model(GEM10), solar radiation pressure, and troposphere delay. Observation model puts 3 stations on ground and used one of azimuth angle, elevation angle, range and range rate. We could analyze UKF''s performance and general feature in orbit determination through result of this research. When estimated initial errors of orbit are big, EKF''s result values converged lately. But UKF does not react sensitively in error of early estimated value, and the error was converged well.

통신해양기상위성 1호기의 영상오차보상(IMC) 알고리즘 설계

정택서 연세대학교 대학원 2006 국내석사

The Communication, Ocean, and Meteorological Satellite(COMS)-1 which will be launched in 2008, is a multi-purpose geostationary satellite to relay communications, and observe the maritime regions and the meteorological phenomena. Specifically, to observe the precise image of Earth, it will be installed with a 5-channel imager for meteorological observation and an 8-channel color imager for maritime observation. It is planned to install the Image Navigation and Registration(INR) system for compensation and pre-processing of the observed image data. In this study, we designed the image registration model in INR system, and compared the capability of this algorithm with that of existing algorithm applied to GOES''s INR system. The priority of this study is to design the Image Motion Compensation(IMC) algorithm. To design IMC algorithm, an accurate analysis of observed image which was influenced by the INR system error and the related orbit and attitude in satellite, was accomplished. On the basis of this analysis, the modified IMC(MIMC) algorithm which compensates effectively image distortions due to the INR system errors was designed. The MIMC algorithm maintained more precise pointing accuracy and reduced pointing errors less than 14 percent in the direction of latitude and 40 percent in the direction of longitude in comparison with GOES''s IMC algorithm. In addition, we performed an analysis of error budgets of image registration. In the case of using orbit data with general observation errors, MIMC algorithm showed the different pointing accuracy at the range of -0.514~0.227m in direction of latitude and -2.53~5.38m in direction of longitude, which could be neglected. As a result, MIMC algorithm was able to compensate image errors effectively in the case of real missions. The results of this research can be used as valuable preliminary data for the design and the installation of INR system in COMS-1, and make a great contribution to the localization of the core satellite technology like the INR system. 2008년 말에 발사예정인 통신해양기상위성 1호기는 통신 및 해양관측, 기상관측 임무를 가진 우리나라 최초의 다목적 정지궤도 위성이다. 또한 해양 및 기상관측을 위한 고품질의 지구영상을 획득하기 위한 영상 전처리 시스템으로 INR (Image Navigation and Registration) 시스템을 탑재할 예정이다.이 논문에서는 INR 시스템의 영상위치유지를 위한 프로그램을 새로이 개발하고 기존의 영상위치유지 알고리즘과의 성능을 비교 평가하였다. 영상위치유지를 위한 프로그램 개발에 가장 핵심 요소인 영상오차보상 (Image Motion Compensation, IMC) 알고리즘 설계를 위해서, 위성의 궤도 및 자세와 관련한 시스템 오차가 영상에 미치는 영향에 대해 정밀한 분석을 하였다. 이를 토대로 각각의 시스템 오차에 의한 영상오차를 효과적으로 보정할 수 있는 개량된 영상오차보상 알고리즘 (Modified IMC, MIMC)을 설계하였다. 설계한 영상오차보상 알고리즘(MIMC)과 현재 미국에서 운용 중인 GOES I-M 위성의 IMC 알고리즘의 성능을 비교평가 하였다. 그 결과 개량된 영상오차보상 알고리즘은 GOES I-M 위성의 IMC 알고리즘에 비하여 위도방향으로 14%이상, 경도방향으로 40%이상의 높은 지향 정밀도 향상을 얻을 수 있었다.또한 궤도관측오차에 대한 영상위치유지 오차 범위를 분석하였다. 일반적인 관측오차 (Range: 10m, Azimuth & Elevaton: 0.075°(3σ))를 포함한 궤도자료를 이용하였을 때, 지향정밀도 오차는 위도방향으로 m, 경도방향으로 m 정도로 작음을 알 수 있었다. 이를 통해 개량된 영상오차보상 알고리즘이 관측오차가 포함된 실제 임무에서도 효과적인 영상오차보상을 수행할 수 있음을 확인하였다.이 연구 결과들은 향후 INR 시스템을 개발하여 통신해양기상위성 1호기에 적용하는데 중요한 기초기술이 될 것이며, INR 시스템과 같은 핵심 위성기술의 국산화에 크게 이바지 할 수 있을 것이다.

레이저 에너지를 이용한 지구충돌천체의 궤도변경 최적화

민병희 연세대학교 대학원 2005 국내석사

The Earth life is exposed to the hazardous space collision like the Shoemaker-Levy 9 comet with Jupiter in July 1994 or the Chicxulub Crater brought about the Earth mass extinction. In this study, a impulsive and a continuous optimization problem are formulated to calculate the optimal impulses and the optimal lasing energies for deflecting Earth-Crossing Objects(ECOs). The direct shooting method for impulsive optimization and Hermite-Simpson''s scheme for continuous optimization are used to adopt a nonlinear programing. Those optimal impulses and lasing energies are provided to change the ECO''s velocity for avoiding impact to the Earth. The nonlinear constraints of the optimization problem are based on the three-dimensional patched conic approximation including the Earth''s gravitational effects. The optimal deflection of ECOs is estimated for various deflecting scenarios. The analysis performed in present paper can be practically applied to deflection missions by using spacecraft with limited power. 슈메이커-레비 혜성의 목성 충돌이나 칙슐럽 운석구에서 보이듯이 지구충돌천체의 지구충돌은 지구생명체에 심각한 재난을 준다. 본 논문은 최소한의 순간적인 속도변화 및 연속적인 속도변화를 주어 지구충돌천체 궤도변경을 수행하였다. 지구 작용권구에서는 지구중력장의 효과를 적용하여 지구충돌천체의 최적 궤도변경을 설계하였다. 순간적인 속도변화 및 연속적인 속도변화에 의한 지구충돌천체 궤도변경은 각각 직접법과 병치법에 의한 비선형 계획법을 구성하여 최적화하였다. 순간적인 속도변화에 의한 궤도변경으로부터 순간추력시간에 대한 최적 속도변화 및 최적 에너지차이를 계산하였다. 연속적인 레이저 에너지에 의한 궤도변경을 통해 최적의 레이저조사기간을 산출하였다. 더불어 순간적인 속도변화에 의한 궤도변경의 일반적인 특성과 레이저 에너지에 의한 궤도변경의 연관관계를 분석하였다. 이로부터 지구충돌천체 궤도변경에 있어서 지구충돌천체의 크기별 충돌경고거리에 따른 다양한 대응전략을 논의하였다. 본 연구는 지구충돌천체의 위협에 대응하는 우주임무 설계에 유용한 정보를 줄 것이다.

대전 지상국의 가시성을 고려한 달천이(TLI) 및 달포획(LOI) 기동의 달탐사 최적 궤적 설계

우진 연세대학교 대학원 2010 국내석사

우주 발사체의 순간 낙하점 예측

강상욱 연세대학교 대학원 2005 국내석사

저궤도 광학 위성의 별 관측을 통한 영상 품질 측정 자세 시나리오 연구

유지웅 연세대학교 대학원 2011 국내석사

본 논문은 저궤도 광학 위성의 별 관측을 통한 영상 품질 평가 방법에 대하여 연구하였다. 위성 발사 후, 궤도상에서 탑재체의 영상 품질 검정이 필요하다. 별은 이상적인 점광원이므로 이를 이용하여 검정을 수행한다. 별을 이용해 얻을 수 있는 영상 품질 지표를 결정하고 지상관측 위성으로 관측하기에 적합한 별을 선택한다. 지상을 관측할 때 사용되는 시간 지연 적분 기법을 별을 관측하면서 구현한다. 영상 품질 지표는 변조 전달 함수로 결정하였다. 표본을 늘려 푸리에 변환의 정밀도를 높이기 위해 점광원 분포 함수 모델에 곡선 접합 및 스플라인 함수를 이용하여 보간법을 적용하는 영상 후처리기법을 개발했다. 곡선 접합의 정밀도를 높이는 방법들을 시도하였고, 변조 전달 함수의 정확도를 분석하였다. 별은 CCD가 포화되지 않지만 그 중 밝은 별을 선택해야 한다. Gunn & Stryker 별 목록에 수록된 분광정보를 이용하여 구경에 입사되는 빛의 복사조도와 등급과의 관계를 도출하였다. 별 선정 기준에 부합하는 별을 위성에 제원을 고려하여 선택하였고, 관측 영역을 선정하였다. 시간 지연 적분을 구현하면서 별을 관측하기 위한 자세 시나리오를 생성하였다. 별을 피치 축으로 일정한 속도로 지나가기 위한 카메라 방향의 회전 각도를 계산하고 STK를 이용하여 시나리오가 정확함을 검증하였다. 지터와 표류현상이 있을 때의 오차를 CCD 좌표계에서 확인하였다. 본 연구를 통해서 지상 관측 위성이 시간 지연 적분을 구현하면서 별을 관측하고 변조 전달 함수를 구하는 과정을 개발하였다.

유성체와 궤도파편에 의한 충돌 확률 및 손상 예측

이재은 연세대학교 대학원 2007 국내석사

현재 지구 저궤도에서는 운용되는 인공위성의 숫자가 증가함에 따라 관련된 파편의 개수가 기하급수적으로 증대되면서 운용 중인 인공위성이 받을 수 있는 손상에 대한 위험도가 증대되고 있다. 본 논문은 우리나라의 독자적인 인공위성 발사 및 운용을 위한 지구 저궤도의 우주폐기물 충돌확률 및 손상예측 모델을 개발하는데 목적이 있다. 모델을 개발하기 위하여 우주폐기물의 충돌이 위성의 임무수행에 미치는 영향을 조사하고 미국 항공우주국 및 유럽우주기관 등에서 개발한 모델에 사용된 다양한 방법을 비교 분석하였으며 이를 통해 우리나라 위성에 맞는 최적의 모델을 개발하였다. 본 논문에서는 개발된 모델을 사용하여 위성의 고도에 따른 유성체 플럭스 및 위성의 고도, 경사각, 발사시각 등에 따른 궤도파편 플럭스, 우주폐기물이 위성에 충돌했을 때의 손상정도를 계산해 보았다. 또한 실제로 운용중인 위성정보를 입력하여 우주폐기물과의 충돌확률과 위성의 주요부위에 우주폐기물이 충돌했을 때의 손상정도에 대한 분석을 수행하였다. 이 모델은 계속해서 최신 현황을 반영함으로써 정확성을 높일 수 있게 개발되었으며 모델의 신뢰성을 확인하기 위하여 미국항공우주국의 ORDEM(Orbital Debris Engineering Models) 결과와 비교하였다. Space environment is more complexive with increasing number of space objects, and is more hazardous for satellite. As Korea has the development of KOMPSAT 3, it is necessary to model space environment and space debris collision hazard. If loading easily get damaged device of great ingenuity such as optical instrument, a solar battery panel and the surface of heat control equipment are injured by space debris in orbit, the satellite, KOMPSAT 3, would have deathblow of the mission. Because it important to estimate the level of risk by determining the probability that a given target object will collide with currently orbiting objects.The purpose of this study is estimate the space environment and develope the model to analysis of collision hazards at the LEO. For mission planning and safety or mitigation, it is necessary to estimate the level of risk by determining the probability that a given target object will collide with currently orbiting objects.The contents of this study is estimate the space environment and then develope the model to analysis of collision hazards between satellites in LEO. First of all, we study the fundamental concepts and understand the characteristic of space debris. And also we find the source and sink mechanism of space debris, and study models of foreign research institution, such as NASA(National Aeromautics and Spacd Administration) and ESA(European Space Agency). The developed model can provide the space debris flux according to size. Also the model brings out the analysis based on the Poisson probability distribution and kinetic theory of gases for the assessment of collision probability. Finally, the algorithm estimates space environment in LEO, collision probability and the level of risk due to space debris and meteoroid. This model can be calculated for a given satellite at KOMPSAT 3.Using the developed model at this study, we can have a technical foundation improving the confidence at the accomplishment of space mission. We can derive space debris environment and its collision hazard for satellites in LEO. These results can be a efficient trial to construct a long-term domestic technical space infra-structure.