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벡터 관측만을 이용한 칼만 필터 기반의 각속도 추정방법 성능 비교 및 분석
조수장,방효충 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4
본 연구에서는 별 추적기의 관측 벡터만을 이용하여 칼만 필터 기반으로 각속도를 추정하는 방법에 대해 다룬다. 최근 별 추적기의 성능 발전으로 인해, 자이로가 없이 관측 벡터만으로 각속도를 추정하여 인공위성에 적용하는 사례와 연구가 많아지고 있다. 이러한 각속도 추정을 위해 칼만 필터를 적용하는데 있어서 관측 벡터를 여러 방법으로 가공하여 이용하는 방법이 있으며, 이 논문에서는 이 중 3가지 방법을 보완하고 분석한다. 특히 시뮬레이션을 통하여 서로를 비교하여 추정 정밀도, 수렴시간, 업데이트 빈도, 계산량 등의 관점에서 각각의 장단점에 대해 알아본다. This paper covers Kalman filter-based angular rate estimation algorithms only using vector observation of star tracker. Following the advance of star tracker technology, the cases of gyroless satellite and researches about angular rate estimation from vector observation have increased for a decade. There are several methods to apply vector observation to Kalman filter and three algorithms among those methods are supplemented and analysed in this research. Specially, advantages and disadvantages of the algorithms are compared in aspects of estimation accuracy, convergence time, update frequency and calculation load by the computer simulations.
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각속도 변화를 고려한 쿼터니언 전파법 및 칼만필터 적용
조수장,방효충 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4
본 논문은 적분 구간동안의 각속도 변화가 있을 시에, 쿼터니언 전파에 미치는 영향을 분석하고 오차를 최소화 하는 방안을 제시한다. 일반적인 쿼터니언을 이용한 우주비행체의 정밀 자세 결정 및 제어 문제에는 각속의 크기와 변화가 매우 작기 때문에, 이에 따른 쿼터니언 운동 방정식의 비선형성을 크게 고려하지 않는다. 그러나, 센서와 구동기의 발달로 인해 높은 각속도에서도 알고리듬의 안정성이 필요시 되며, 특히 쿼터니언 전파에 있어 생기는 오차를 줄이는 것이 필요하다. 여기에서는 테일러 확장과 선형 근사를 통해 적분 구간동안의 각속도 변화를 고려하는 쿼터니언 전파법을 제시하고, 이를 자세 칼만필터에 적용하였다. This paper analyses the effect of quaternion propagation induced by the angular rate variation in the time step, and proposes a method to reduce the error. Generally, in case of precise attitude estimation and control problems of a spacecraft, the nonlinearity of quaternion kinematics which appears more significant for the high angular rate is ignored, because the angular velocity is not fast. However, the stability and the reliability of attitude algorithms is needed even for high angular rate because of the advance of sensors and actuators. Through this research, the propagation method considering the angular rate variation is proposed using Talyor series expansion and linear fitting, and the application on Kalman filter is presented.
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인공위성 자세 기동성 향상을 위한 반작용 휠과 CMG 조합의 배치 형상와 구동법칙
조수장,방효충 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11
본 논문에서는 인공위성의 특정 자세축의 기동성을 높이기 위해서 반작용 휠과 CMG(Control Moment Gyro)를 조합하는 구동기 배치 형상과 구동 법칙을 제안하였다. 이를 통해 반작용 휠만을 사용하였을 때보다 기동성은 높고 CMG만을 사용할 때보다 무게와 비용은 줄일 수 있다. 2개의 반작용 휠과 2개의 CMG를 조합하여 1축 또는 2축 방향의 기동성을 향상 시키면서 3축 제어를 수행 할 수 있도록 구동기를 배치하고 구동법칙을 수립하였다. 또한 일반적인 Pseudoinverse 구동법칙보다 제어 성능을 향상 시킬 수 있는 직관적인 구동법칙을 연구하였다. Several configurations and steering laws are proposed to increase the attitude maneuverability about specific directions of satellites with combinations of reaction wheels and CMGs(Control Moment Gyro). Through mixing reaction wheels and CMGs, the maneuver time can be shortened more than when only using only reaction wheels and the mass and the development cost of satellite can be reduced more than when using only CMGs. Two reaction wheels and two CMGs are combined to increase the maneuverability of 1 or 2 directions and to enable the 3-axis control at the same time. A intuitive steering law is proposed to improve the control performance rather than general pseudoinverse steering law.
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태양 돛을 장착한 2U 큐브위성의 버스 기반 능동 자세 제어
이영희,조수장,방효충 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4
추진제의 반작용 힘을 이용하는 기존의 추진 시스템과는 달리, 태양 돛을 이용하는 추진 시스템은 태양복사압력을 이용한다. 따라서 이는 별도의 추진제를 탑재하지 않아도 지속적으로 추진력을 낼 수 있는 비교적 작은 무게의 추진 시스템이다. 이와 같이 태양 돛을 장착한 위성의 자세 제어 방법은 크게 태양 돛 기반 제어와 버스 기반의 제어, 두 가지가 있다. 이 중 태양 돛에 자세 제어 시스템을 장착하여 사용하는 방법은 돛의 전개과정을 더 복잡하게 하고 돛의 크기를 변경할 때마다 제어 시스템을 모두 새로 설계해야 하는 반면, 버스에 자세 제어 시스템을 장착하면 돛의 전개 과정에 영향을 미치지 않고 설계한 제어 장치의 크기만을 조절하여 다양한 크기의 돛에 보다 쉽게 적용할 수 있다. 따라서 본 논문에서는 버스 기반의 자세 제어 시스템에 관하여 연구하였으며, 이를 2U 큐브위성에 적용한 시뮬레이션 결과를 첨부하였다. A solar sail propulsion system makes a thrust by using ‘Solar Radiation Pressure force’ (SRP force) instead of using reaction mass momentum like other propulsion systems. That is, it can make a thrust force continuously without propellant; it is a low-weight propulsion system. To control the attitude of solar sail implemented spacecraft, there are two types of devices; sail-based system and bus-based system. If we use sail-based system, the complexity of sail deployment may be increased and we shall to design all factors when we change the sail size. However if we use busbased system, it may not affect to the sail deployment systems. And if we make it scaled up/down, we can apply it to various sized sail systems. For this reason, this paper focus on bus-based system and present simulation results of the 2U cubesat.
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Heuristic-Based Mission Planning for an Agile Earth Observation Satellite
목성훈,조수장,방효충,이현재 한국항공우주학회 2019 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.20 No.3
In this paper, mission planning for an earth observation satellite is studied. Generally, the mission planning problem is known as a highly combinational problem. While exact methods can provide optimal scheduling solutions, they require large computation time so the exact methods may not be adequate for timely operations. In this paper, a simple yet effective heuristic method for mission planning is proposed. An additional degree of freedom in pitch axis is taken into account, which can significantly increase the number of images compared to the roll-only observations. Also, possibility of reverse order observation is considered with a simple objective function. The proposed method is applied to short-horizon mission planning in low earth orbit. The exact brute-force search is utilized as a counterpart to analyze optimality and time-effectiveness of the proposed method. Numerical results show that the proposed method offers a slightly degraded solution but runs very fast due to its simplicity.
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2 개의 GPS 데이터의 미분보정에 의한 TLE B<SUP>*</SUP>항 추정
김기덕,조수장,방효충 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.4
본 논문에서는 2개의 GPS 데이터와 미분보정 방법을 이용하여 NORAD TLE 데이터의 B<SUP>*</SUP>항을 추정한다. 초소형위성의 경우 낮은 소비전력으로 인하여 GPS의 사용이 자유롭지 못하므로 GPS를 사용하지 않는 동안 위성의 궤도의 결정이 필요하다. 궤도 결정에는 SGP4와 같이 NORAD TLE를 입력으로 하는 5개의 궤도 전파 모델들이 많이 이용되는데 대기 저항을 나타내는 B<SUP>*</SUP>항의 값은 궤도 결정에 크게 영향을 미치기 때문에 B<SUP>*</SUP>항을 정확히 추정하는 일이 중요하다. 미분보정을 위한 식은 장반경과 B<SUP>*</SUP>항 사이의 관계를 통해 유도되며 제한된 GPS 사용을 가정하고 2개의 GPS 데이터만을 이용하여 B<SUP>*</SUP>항을 추정해본다. This paper estimates NORAD TLE B<SUP>*</SUP> drag term from two GPS data using differential correction method. In Nano-satellite GPS can’t be used freely because of its low power consumption. So it is required to determine the satellite’s orbit during lack of GPS. For orbit determination five orbit propagation models using NORAD TLE as input value are mostly used. It is important to estimate accurate B<SUP>*</SUP> drag term because B<SUP>*</SUP> which represents atmospheric drag have large effect on its orbit Propagation. Equation of differential correction used for estimating B<SUP>*</SUP> is derived from relationship between semi-major axis and B<SUP>*</SUP> defined at SGP4 model. Also assume only two GPS data is used for estimating process.
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