상태 의존 Riccati 방정식 기법을 이용한 우주 발사체의 궤적 최적화

은영호,박상영 한국우주과학회 2011 한국우주과학회보 Vol.20 No.1

우주발사체를 이용하여 인공위성을 궤도에 올리는 문제에서 가장 중요시해야 할 부분은 임무의 성공, 즉 정밀한 궤도 진입이다. 이것이 만족되어졌을 때, 비용의 최소화 또한 설계 시 중요한 고려사항이 된다. 이 두 가지 문제를 동시에 해결하기 위해선 최적 제어 전략이 필요한데, 통상적으로 이 과정은 발사 전에 최적화 기법 등을 이용하여 계산되고 검증된다. 그러나 기존의 최적화 기법은 대부분 선형 시스템에 적합한 기법들 이고, 우주발사체와 같이 매우 복잡하고 강한 비선형을 가진 운동방정식을 최적화 하려면 많은 계산이 소요된다. 계산 소모 시간을 줄이기 위해서는 선형화 등의 기법이 사용되는데, 그러한 경우 최적 해에 대한 신뢰도가 낮아질 수밖에 없다. 이 논문에서는 그러한 문제를 해결하기 위해 최근 활발히 연구되고 있는 비선형 최적화 기법인 상태 의존 Riccati 방정식 기법 (SDRE)을 이용하여 인공위성을 주어진 궤도에 진입시키는 우주발사체의 최적궤도를 계산하였다. 또한 Hamiltonian 을 이용하여 산출된 궤도의 최적성을 보이고, 목표한 궤도와의 비교를 통해 제어기의 정밀성을 확인하였다.

인공위성 편대비행 기술 검증을 위한 지상용 하드웨어 시뮬레이터 설계

은영호,정승연,이은지,박찬덕,박상영 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

본 논문은 여러 대의 소형 위성으로 이루어진 편대비행 임무에 필요한 기초 기술들을 지상에서 검증하기 위한 하드웨어 시뮬레이터의 설계와 개발현황에 대하여 다루었다. 개발될 시뮬레이터는 인공위성의 궤도/자세 운동을 지상 환경에서 구현할 수 있어야 하며, 그 작동 원리가 실제 인공위성과 흡사하여야 한다. 시뮬레이터의 움직임에 대한 자유도를 부여하고 무마찰 환경을 제공하기 위하여 선형/구형 공기 베어링 (Linear/Spherical Air Bearing)이 사용되었으며, 지구 중력 방향에 대한 병진운동을 제외한 최대 5자유도의 병진/자세 기동이 가능하도록 설계되었다. 초음파 센서를 이용하여 시뮬레이터의 절대위치를 측정하며, 16개의 비례 제어 솔레노이드 밸브를 이용하여 병진운동을 위한 저추력기를 모사한다. 자세 방위 측정 표시 장치 (Attitude and Heading Reference System, AHRS)를 이용하여 자세를 측정 하고, 3개의 반작용휠을 이용하여 자세를 제어한다. This paper presents recent development status of the hardware simulator for verifying spacecraft formation flying technology. The development aims to emulate the orbital/attitude motion of spacecraft by ground-based motion simulator and facility. Linear/Spherical air bearings generate near-frictionless environment and provide the simulator with maximum 5 degrees of freedom. Ultrasonic sensor measures the absolute position of the simulator, and 16 proportional solenoid valves work as low thrusters. The attitude and heading reference system (AHRS) and reaction wheel assembly measures and actuates the angular motion of the simulator, respectively.

인공위성 정밀 자세제어를 위한 반작용 휠 데드존 모델링

은영호(Youngho Eun),김극남(Geuk-Nam Kim),박상영(Sang-Young Park) 한국항공우주학회 2016 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2016 No.11

자세추적 실험을 통한 인공위성 편대비행 테스트베드의 예비 성능분석

은영호(Youngho Eun),박찬덕(Chandeok Park),박상영(Sang-Young Park) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.5

본 논문에서는 연세대학교 천문우주학과 우주비행제어연구실에서 개발 중인 인공위성 편대비행 테스트베드에 대한 예비 성능분석 결과를 제시하였다. 동역학 모델에 포함되지 않은 동특성과 측정 잡음 등에 의한 불확실성의 영향을 받는 반작용 휠의 응답 성능을 향상시키기 위하여 간단한 1차 선형시스템을 기준 모델로 하는 적응제어기를 설계하였다. 또한 자세 측정값에 잡음이 포함된 환경에서도 원활한 제어를 수행하기 위해 최소제곱법기반의 실시간 파라미터 추정기법을 이용하여 관성모멘트를 추정하였다. 수치 시뮬레이션과 하드웨어 실험을 통해 설계된 모델 기준 적응제어기의 적합성과 향후 적용가능성을 검토하였고, 전 시간에 걸친 자세 추적오차가 0.25o 이내에 머무는 것을 확인하였다. 하지만 하드웨어 실험을 통해 드러난 제어 입력에 대한 데드존의 영향을 줄이기 위해서는 인공위성 시뮬레이터의 설계 변경이 필요하다고 판단된다. This paper presents preliminary performance analysis of a satellite formation flying testbed, which is under development by Astrodynamics and Control Laboratory, Department of Astronomy, Yonsei University. A model reference adaptive controller (MRAC) with a first-order reference model is chosen to enhance the response of reaction wheel system which is subject to uncertainties caused by unmodelled dynamics and measurement noise. In addition, an on-line parameter estimation (OPE) technique based on the least square is combined to eliminate the effect of angular measurement noise by estimating the moment of inertia. Both numerical simulations and hardware experiments with MRAC support the effectiveness and applicability of the adaptive control scheme, which maintains the tracking error below 0.25o for the entire time span. However, the high frequency control input generated in hardware experiment strongly suggests design modifications to reduce the effect of deadzone.

구면좌표계를 이용한 우주비행체 간의 상대 운동 방정식 및 자동 도킹을 위한 적응 제어기법

윤형주,은영호,박찬덕 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11

우주비행체 간의 상대 위치를 측정하는 레이저/레이더 기반의 측정장치는 시선 방향을 나타내는 두개의 각도와 상대 거리로 이뤄진 구면좌표계 시스템을 이용한다. 따라서, 위성 간의 상대운동을 구면좌표계를 이용하여 나타내게 되면 많은 이점을 가지게 되지만, 운동방정식이 매우 복잡하기 때문에 제어기를 설계하는 데에 많은 어려움이 따른다. 본 연구에서는 3 차원 타원 궤도상의 두 우주비행체 간의 상대 운동을 기술하는 운동방정식을 구면좌표계를 이용하여 나타내고, 이를 다시 일반적인 2 차 운동방정식의 형태로 나타내었다. 이런 과정을 통하면, 기존에 개발된 제어기법들을 활용하여 쉽게 제어기를 설계할 수 있다. 본 연구에서는 추력기 오정렬이 존재하는 경우에 자동 도킹을 수행하는 적응 제어 문제를 예로 들어 운동방정식과 제어기법을 검증하였다. The relative motion between two spacecraft is generally measured by the laser/radar-based equipment, which uses a spherical coordinate system. Therefore, the use of the spherical coordinates system is beneficial in the relative motion controls. However, the equation of motion is extremely complicated with the spherical coordinates, and thus it is highly challenging to develop control logics. In the present study, the equations of relative motion in three-dimensional elliptical orbit are expressed using the spherical coordinates, and then converted into the general form of 2nd-order dynamic equations. This general form enables easy and simple developments of control logics by utilizing pre-existing control algorithms. Finally, in order to validate the dynamic equations and the controller design scheme, an adaptive tracking control in the presence of thruster axes misalignment is presented with a numerical example.

Experimental Study of Spacecraft Pose Estimation Algorithm Using Vision-based Sensor

현정훈,은영호,박상영 한국우주과학회 2018 Journal of Astronomy and Space Sciences Vol.35 No.4

This paper presents a vision-based relative pose estimation algorithm and its validation through both numerical and hardware experiments. The algorithm and the hardware system were simultaneously designed considering actual experimental conditions. Two estimation techniques were utilized to estimate relative pose; one was a nonlinear least square method for initial estimation, and the other was an extended Kalman Filter for subsequent on-line estimation. A measurement model of the vision sensor and equations of motion including nonlinear perturbations were utilized in the estimation process. Numerical simulations were performed and analyzed for both the autonomous docking and formation flying scenarios. A configuration of LED-based beacons was designed to avoid measurement singularity, and its structural information was implemented in the estimation algorithm. The proposed algorithm was verified again in the experimental environment by using the Autonomous Spacecraft Test Environment for Rendezvous In proXimity (ASTERIX) facility. Additionally, a laser distance meter was added to the estimation algorithm to improve the relative position estimation accuracy. Throughout this study, the performance required for autonomous docking could be presented by confirming the change in estimation accuracy with respect to the level of measurement error. In addition, hardware experiments confirmed the effectiveness of the suggested algorithm and its applicability to actual tasks in the real world.

거리 기반 위치센서 고정점의 정밀위치결정 및 좌표계 구성

이은지,은영호,박찬덕 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

이 연구에서는 회전운동을 이용하여 거리 기반 위치센서의 고정점의 위치를 정밀하게 결정하고 이를 통해 좌표계를 구성하는 방법을 제시하였다. 실내에 설치된 인공위성 하드웨어 시뮬레이터의 위치는 위치센서 고정점들을 기준으로 구성된 좌표계를 이용하여 표현할 수 있기 때문에 정확한 위치결정을 위해서는 고정점들의 정확한 상대 좌표 결정이 선행되어야 한다. 이 연구에서 제시하는 방법은 최소 자승법을 이용하기 때문에 고정점들의 배열을 임의로 구성할 수 있고 이에 따라 센서의 특성에 맞는 활용이 가능하다. 또한 위치센서의 측정값을 이용하므로 물리적인 측정 방식에 비해 높은 정밀도로 좌표계를 구성할 수 있다. 소프트웨어 시뮬레이션 결과 고정점의 3차원 위치오차가 10cm에서 3cm로 감소하였으며 이에 따라 절대위치결정의 정밀도는 약 4배 향상되었다. This research presents precise location determination of the anchor of range-based position sensor and the associated coordinate construction using rotational motions. If the location of an indoor hardware simulator is to be represented in a coordinate system referencing the location of anchors, it is critical to precisely localize the anchors. The proposed approach employs a simple batch least square algorithm. The anchors can be arranged freely, the sensors can be used effectively based on their properties. Software simulation shows that 3 dimensional position errors of the anchors are decreased to 3cm from 10cm, and that the accuracy of absolute positioning becomes almost quadruple.

Integrated Adaptive Control for Spacecraft Attitude and Orbit Tracking Using Disturbance Observer

Kewei Xia,은영호,Taeyang Lee,박상영 한국항공우주학회 2021 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.22 No.4

This paper addresses the control issue of the integrated attitude and orbit tracking of spacecraft in the presence of inertia parameter uncertainty and spatial disturbance. By considering thruster as the control actuator, the 6-degree-of-freedom integrated model consisting of attitude and orbit dynamics is formulated. Based on the backstepping design, an adaptive control strategy is developed by exploiting a projected disturbance observer that compensates for the dynamics uncertainty and an adaptive algorithm that counteracts the observer error. Moreover, an optimal control allocation solution is employed to get the control command of each thruster. Stability analysis proves that the overall closed-loop system is ultimately bounded. To validate the proposed control, the hardware-in-the-loop experiment examples are conducted on the ground testbed facility. Simulation and experiment results show that the spacecraft/simulator can achieve the trajectory tracking and attitude synchronization simultaneously.

시각 센서를 이용한 위성 상대 거리/자세 추정 알고리즘

현정훈(Jeonghoon Hyun),은영호(Youngho Eun),박상영(Sang-Young Park) 한국항공우주학회 2017 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2017 No.11

Hardware Simulations of Spacecraft Attitude Synchronization Using Lyapunov-Based Controllers

Juno Jung,박상영,은영호,김성우,박찬덕 한국항공우주학회 2018 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.19 No.1

In the near future, space missions with multiple spacecraft are expected to replace traditional missions with a single large spacecraft. These spacecraft formation flying missions generally require precise knowledge of relative position and attitude between neighboring agents. In this study, among the several challenging issues, we focus on the technique to control spacecraft attitude synchronization in formation. We develop a number of nonlinear control schemes based on the Lyapunov stability theorem and considering special situations: full-state feedback control, full-state feedback control with unknown inertia parameters, and output feedback control without angular velocity measurements. All the proposed controllers offer absolute and relative control using reaction wheel assembly for both regulator and tracking problems. In addition to the numerical simulations, an air-bearing-based hardware-in-the-loop (HIL) system is used to verify the proposed control laws in real-time hardware environments. The pointing errors converge to 0.5◦ with numerical simulations and to 2◦ using the HIL system. Consequently, both numerical and hardware simulations confirm the performance of the spacecraft attitude synchronization algorithms developed in this study.