우주파편 충돌위험 완화를 위한 편대 위성의 회피기동 최적화

성재동,김해동 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

최근 급증하고 있는 우주파편이 편대 위성에 근접할 경우 효과적으로 회피기동을 수행하기 위해 본 논문에서는 휴리스틱 알고리즘을 이용한 다목적 최적화를 수행하였다. 일반적인 위성의 회피기동에 필요한 목표 뿐 아니라 편대를 유지하기 위한 고려가 필요하기 때문에 총 3가지의 목적함수를 설정하여 시뮬레이션을 수행하였다. 편대 구성은 가장 기본적인 리더-추종 편대로써 동일한 지상궤적을 가진다고 가정하였으며, 시뮬레이션 수행결과 7개의 비종속해를 얻어내었다. 모든 해가 회피기동의 성공 기준을 만족하였으며, 3가지 목적함수에 부합하는 다양한 결과를 보여주었다. This paper suggests the multi-objective optimization using heuristic algorithm for avoidance maneuvers of formation flying satellites when space debris approach closely. The avoidance maneuver of formation flying satellites need to consider the maintenance of formation including normal satellite"s objectives, which is fuel consumption or ground-track maintenance. Thus simulation was performed using three optimization objectives. As a result of simulation, total 7 non-dominated solutions were obtained when two satellites have leader-follower formation, which have the same ground track. All of results satisfied the criteria of success avoidance maneuver and showed the various performance about three objectives.

몬테칼로 방법을 이용한 저궤도위성 폐기기동 시 우주파편과의 충돌위험 분석

성재동,민찬오,이대우,김해동 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

현재 지구주위의 궤도에는 폐기된 위성을 비롯한 많은 우주파편이 존재하고 있으며, 임무 수행중인 인공위성 혹은 유인 우주활동을 위협하고 있다. 2013년 7월까지 임무를 수행할 예정인 아리랑 2호 위성 또한 이에 대한 고려가 필요하다. 앞으로의 원활한 우주활동을 위해 저궤도의 경우 임무종료 후 25년 이내에 지구대기로 하강하여 소각되어야 하는 규정을 준수하기 위해 연료소모를 최소화하는 폐기경로를 설계하고, 안전성을 분석할 필요성이 높아지고 있다. 따라서 본 논문에서는 호만 전이 궤도를 이용한 폐기경로를 계산하고, 적절한 확률변수를 이용하여 1,000회의 몬테칼로 시뮬레이션을 통해 폐기기동중 충돌확률을 분석한 내용을 기술하고 있다. 그 결과 가장 위험성이 높은 경로의 충돌확률이 5.9957E-07로 보다 정밀한 분석이 필요함을 알 수 있었다. Now there are a lot of expired satellite or space debris around earth orbit and it threaten the operating satellite and manned space mission. KOMPSAT-2 that scheduled to operate the mission until July, 2013 is no exception. There is a growing need to design the satellite removal trajectory that minimize fuel consumption and satisfy the '25 years rules' for safety space environment. Therefore, this paper describe that calculating removal trajectory using Hohmann transfer orbit and performing 1,000 times Monte-Carlo simulation to analysis collision probability. The result show that the worst case collision probability present 5.9957E-07 and it need to analysis more precise satellite safety during removal maneuver relatively.

한국형 능동 우주파편 제거 시스템을 위한 타겟 우주물체 선정 연구

성재동,김해동,최하연 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

본 논문에서는 한국형 능동 우주파편 제거시스템 개발의 선행연구로써 제거시스템의 타겟 선정을 위한 연구를 수행하였다 아리랑 호 . 2 , 3호, 5호 위성에 대해 과거 접근경향과 향후 접근경향을 분석하였으며, 과거 접근경향과 향후 접근경향의 결과 중 공통적으로 나타난 물체를 제거시스템의 타겟으로 고려하였다. 이후 각 물체의 발사시기, RCS, 접근빈도와 같은 정보를 토대로 위험도에 따른 우선 제거 후보 목록을 작성하였다. 분석결과 제거시스템을 소형위성급 규모로 가정했을 때 타 위성에 비해 아리랑 2호 위성에 자주 접근하는 물체를 제거하는 것이 미래 충돌 위험 및 또 다른 충돌로 인한 우주파편 생성 가능성을 낮추는데 가장 효과적인 것으로 나타났다. 특히 폐 위성인 TZINGHUA 1이나 NADEZHDA 6 위성들이 한국형 능동 우주파편 제거시스템의 타겟으로 적합하다고 판단되었다. In this paper, a space debris target identification is presented as a previous research for the development of Korea active debris removal system. Approach analysis in the past and approach analysis in the future were performed for KOMPSAT-2, KOMPSAT-3 and KOMPSAT-5 and we identified the potential risky objects, which is contained both approach results in the past and approach results in the future. And then, we presented the list of target debris according to their launch date, RCS and approach frequency. As a result, we concluded that removal of space debris, which is approaching the KOMPSAT-2 frequently, would present the most effective result for future space debris environment if the removal system is small satellite size. Especially, TZINGHUA 1 and NADEZHDA 6, which are now inactive state, were considered the suitable target for removal system among the other approaching objects.

Optimization of Space Debris Collision Avoidance Maneuver for Formation Flying Satellites

성재동,김해동 한국우주과학회 2013 Journal of Astronomy and Space Sciences Vol.30 No.4

The concept of the satellite formation flight is area where it is actively study with expandability and safety compare to existing satellite. For execution of duty with more safety issue, it needs to consider hot topic of space debris for operation of formation flight. In this paper, it suggests heuristic algorithm to have avoidance maneuver for space debris towards operating flight formation. Indeed it covers, using common software, operating simulation to nearest space environment and not only to have goal of avoidance but also minimizing the usage of fuel and finding optimization for maximizing cycle of formation flight. For improvement on convergence speed of existing heuristic algorithm, it substitute to hybrid heuristic algorithm, PSOGSA, and the result of simulation, it represents the satisfaction of minimum range for successful avoidance maneuver and compare to not using avoidance maneuver, it keeps more than three times of formation maintenance performance. From these, it is meaningful results of showing several success goals like simple avoidance collision and fuel usage and decreasing number of times of maintaining formation maneuver.

기획특집-자동화ㆍ정보화를 위한 정부정책 방향

성재동,Seong, Jae-Dong 한국전자정보통신산업진흥회 1991 電子振興 Vol.11 No.6

노후 위성의 폐기기동 사례 분석

성재동,김해동 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4

지구 주위의 궤도에 존재하는 모든 위성은 각각의 임무와 수명이 정해져있다. 위성의 임무가 종료되었을 때 별도의 폐기를 위한 기동이나 방법이 고안되지 않을 경우 점차 궤도의 밀도가 증가하고, 충돌로 인한 다수의 우주파편을 발생시킬 우려가 있다. 본 논문에서는 지난 10년간 수행된 폐기기동 사례에 대해 분석하여 폐기기동을 위한 제한조건과 진행순서를 분석하였다. 분석 결과 폐기 시나리오 설계 시 하드웨어 상태, 폐기기동 시작점, 지상국의 관제시스템이 가장 주요한 변수임을 알 수 있었다. 폐기전략으로써 저궤도 위성은 대기권 재진입 또는 고도 2,000km 이상의 영역으로 이동시키며, 정지궤도 위성의 경우 현재 위치에서 일정고도(200km~300km) 이상 높은 고도로 이동시키는 방법이 가장 일반적이고 효과적인 방법으로 나타났다. All satellites that exist around the earth have its own mission and life time. Tremendous space debris will be generated that cause increasing orbit density unless the disposal method or maneuver are designed for end-of-life satellites. This paper investigates the satellite disposal event during past 10 years and discuss about disposal constraint and sequence. Hardware state, disposal initial point and ground station system ware main criteria for successful disposal mission. And the result also represented that reentry to the earth or rising the altitude above 2,000km in LEO and get out the mission orbit by rising or descending its altitude in GEO are most common and effective disposal strategy.

인공 우주 물체 궤도 수명 예측

성재동,김해동 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4

본 논문에서는 TLE 데이터를 이용하여 지구 저궤도 상에 존재하는 인공적인 우주물체의 궤도수명을 분석하였다. 이를 위해 1957년부터 현재까지 우주물체 개체수의 변화를 관찰하여 우주물체 생성의 요인과 현재 남아있는 물체들의 현황을 파악하였으며, 현재 지구 저궤도 상에 존재하는 총 11,792개의 물체에 대해 2050년까지 궤도전파를 수행하여 궤도수명을 분석하였다. 효율적인 계산을 위해 STK/Lifetime Tool을 사용하였으며, 재진입 시 지상에 낙하할 가능성이 있는 페이로드나 로켓동체와 같이 질량 대비 단면적이 큰 물체에 대해 연간 재진입 빈도를 분석하였다. 분석 결과 2050년까지 매해 페이로드와 로켓 동체는 약 9개가 재진입하며, 지상에 피해를 줄 수 있는 규모는 약 2-3개로 나타났고, 전체 분석 대상의 약 40%이상은 200년 이상의 궤도수명을 가지는 것으로 나타났다. In this paper, the lifetime of the artificial space objects in the LEO is analyzed by using TLE data. We observed the change of the number of space objects from 1957 and determined the reason why the number of space debris increases steeply. The lifetime analysis includes a total of 11,792 artificial space objects and performed until the year 2050 by orbit propagation. STK/Lifetime Tool is used for the effective calculation, annual reentry frequency is determined for the high RCS objects such as payloads and rocket bodies, which have the possibility of earth ground impact. The results shows that 9 payloads or rocket bodies will be decayed annually and 2 or 3 objects of a total of 9 objects have the possibility of ground impact. In addition, it is also shown that the 40% of a total analysed objects have the lifetime over 200 years.

3차원 비선형 충돌확률의 특성 및 적용범위 분석

성재동,김해동,임성민 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

위성의 운영에 있어서 우주파편과의 위험성을 판단하는데 가장 보편적으로 사용되는 것이 충돌확률이며, 그 중 현재 널리 사용되고 있는 방법은 최근접거리를 이용한 2차원 선형 충돌확률 계산방법이다. 그러나 2차원 선형 충돌확률은 여러 가정을 토대로 하기 때문에 가정에서 벗어나는 상황이 발생했을 때 정확하지 않을 수 있다. 따라서 본 논문에서는 2차원 선형 충돌확률의 가정에서 벗어났을 때에도 적용할 수 있는 3차원 비선형 충돌확률의 최근접거리, 상대속도, 공분산의 변화에 따른 특성을 분석하였다. 분석결과 3차원 비선형 충돌확률은 250㎧ 이하의 상대속도 영역에서 2차원 선형 충돌확률에 비해 높은 값을 나타내었으며, 이 차이는 공분산이 작아질수록 더 크게 나타났다. 반면 최근접거리가 변함에 따른 두 충돌확률 간 상대오차에 대한 특징은 나타나지 않았다. Collision probability is the most prevalent method to judge about collision risk of space debris, it is widely used that two dimensional linear collision probability using the closest approach distance. But two dimensional linear collision probability isn"t accurate when the situation is not suitable any more the assumption. This paper represents the analysis that characteristics of three dimensional nonlinear collision probability are depending on the miss distance, relative velocity, uncertainty covariance. The result shows that the three dimensional nonlinear collision probability has higher value rather than two dimensional linear collision probability when the relative velocity was lower than 250㎧. And the lower uncertainty covariance, difference of both collision probability was growing but it was unaffected by the miss distance.

다수 우주파편을 고려한 클러스터 위성의 회피기동 계획 최적화

성재동,김해동 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

본 논문에서는 4 기의 클러스터 위성들에 다수의 폭발파편이 접근하는 충돌위험 상황을 모사하고 충돌위험을 완화시키는 최적의 회피기동 계획을 수립하였다. Hill’s Equation 을 이용하여 가상의 Chief 위성을 중심으로 4 기의 Deputy 위성의 궤도를 설정하였고, 유사 고도의 발사체에 대해 NASA 의 Break-up 모델을 적용하여 폭발 이후 총 230 개의 폭발파편의 분포를 모사하였다. 폭발파편의 접근에 대한 회피기동 수립을 위해 본 연구에서는 하이브리드 휴리스틱 알고리즘인 PSOGSA 를 활용하였다. 시뮬레이션 결과 클러스터 위성들에 접근하는 폭발파편을 모두 회피하면서 주어진 지상궤적 유지나 클러스터 위성간 거리와 같은 제한조건들을 성공적으로 만족하는 회피기동 계획을 획득할 수 있었다. In this paper, we simulated the break-up situation of space debris and established the optimized collision avoidance maneuver planning, which mitigates the collision risk. Four deputy satellites that revolve round the imaginary chief satellite were generated by using Hill’s equation and distribution of 230 explosion fragments was simulated by using NASA break-up model. PSOGSA, hybrid heuristic algorithm, was used to establish the avoidance maneuver planning at the approaching of explosion fragments. As a result, the established avoidance maneuver plan successfully mitigated the collision risk and satisfied the constraints of problem, such as maintenance of ground track and range among cluster satellites.

다수 물체 근접 시 회피기동을 위한 저궤도 위성의 다목적 함수 최적화

성재동,김해동,임성민 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

국내 저궤도 위성에 접근하는 우주파편의 수가 많아짐에 따라 회피기동에 대한 필요성이 증가하고 있다. 위성의 자원은 한정적이기 때문에 단순히 회피만을 목적으로 하는 것보다 위성의 연료소모나 기동주기를 동시에 최적화하는 것이 효율적이다. 본 논문에서는 일정시간 간격을 두고 접근하는 4개의 접근 물체를 회피함과 동시에 소모되는 Delta-V를 최소화하고 기동주기를 최대화하는 다목적 최적화를 수행하였다. 최적화는 메타 휴리스틱 중 하나인 PSO를 사용하였으며, 정밀한 궤도전파를 위해 STK와 연동하여 분석을 수행하였다. Singe burn과 Two-burn으로 나누어 분석한 결과 설정한 근접거리 이상의 거리를 확보하는 여러 개의 Pareto Front를 획득하였다. The need to avoid the approaching space debris is growing because of rapid increasing the number of space debris in LEO. Optimized maneuver that contain minimize delta-V and maximize maneuver cycle can save the satellite resources than simple avoidance maneuver. In this paper, collision avoidance maneuver optimization problem was investigated that consider delta-V and maneuver cycle when 4 approaching risk objects. For this problem, PSO that one of the meta-heuristic algorithms was used and STK was used to propagate the orbit precisely. The results of single burn and two-burn showed that all of solution is satisfied desired minimum range and several solution at Pareto Front are obtained.