다수의 우주파편을 고려한 최적 충돌회피기동 분석

김은혁,김해동,김은규,김학정 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

본 논문에서는 근시일 내에 접근하는 다수의 우주파편을 고려한 최적 충돌회피기동을 분석하였다. 충돌 회피기동에 대한 기존 연구와의 비교분석을 위해 본 연구에서는 두 가지 충돌회피기동 방식, 즉 In-track 한 방향으로의 속도 증분을 통한 충돌회피기동 방식과 Radial, In-track, Cross-track (RIC) 세 방향으로의 속도 증분을 통해 충돌을 회피하는 문제를 다루었다. 유전 알고리즘을 이용한 최적화된 충돌회피기동의 유효성을 검증하기 위해 시뮬레이션을 수행하였다. 결과적으로 In-track 방향의 충돌회피기동 방식의 경우 모든 접근물체들과의 허용충돌확률들을 만족하지 못하였고, RIC 세 방향을 모두 고려한 충돌회피기동 방식의 경우 모든 접근물체들과의 허용충돌확률들을 만족하였다. 또한, 충돌회피기동 시점에 따른 충돌확률 변화를 분석함으로써 임무수행 등을 고려한 위성운영 측면에서 최적화된 충돌회피기동을 수립할 수 있는 방안을 제시하였다. In this paper, the authors introduced a new approach to find the optimal collision avoidance maneuver considering multi threatening object within short period. Two distinct collision avoidance maneuver are dealt with : the first is In-track direction of collision avoidance maneuver. The second consider Radial, In-track, Cross-track (RIC) direction maneuver. A preliminary effort in applying a genetic algorithm to those problems has also been demonstrated through simulation study. The results show that the first violate collision probability threshold and the second don't violate the threshold and satisfy all condition by collision avoidance maneuver of target satellite. Actual factors for analysis optimal collision avoidance maneuver on operating satellite are investigated through epoch of maneuver.

지구 저궤도 위성 충돌회피기동

김영훈,김기준,조햇님회,석진영,홍창호,김낙완,최수진,정대원 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

본 논문에서는 지구저궤도위성과 우주파편의 충돌 확률을 분석하였으며, 충돌을 회피하기 위한 효율적인 동일평면 궤도기동 기법을 연구하였다. 북미우주방위사령부(NORAD)로부터 제공받은 TLE 데이터를 활용하여 지구저궤도 위성과 우주파편의 궤도를 추정하고, 다양한 종류의 우주파편에 대한 궤도 데이터를 바탕으로 충돌 확률을 분석하였다. 충돌회피를 위해 동일평면상의 궤도기동을 고려하였다. 가상의 지구저궤도 인공위성의 모델링과 동적 시뮬레이션을 구면좌표계에서 구현하였다. 수치해석 결과 우주파편과의 충돌확률을 최소화하기 위해서는 궤도기동의 시작점이 매우 중요한 파라미터임을 알 수 있었다. In this paper, probability for collision between a LEO satellite and space debris is investigated, and efficient along-track orbit maneuver is sought for collision avoidance. TLE data provide by NORAD is used to estimate the orbit of a LEO satellite and that of space debris, a variety of orbits of debris was investigated for collision probability. Along-track orbit maneuver was considered for collision avoidance. A virtual LEO satellite was modeled and simulated on the spherical coordinate. Several numerical analysis shows that the starting point for orbit maneuver is crucial to minimize the probability of collision with debris.

아리랑위성 2호, 5호의 우주파편 충돌회피기동 주기 분석

김은혁(Eun-Hyouek Kim),김해동(Hae-Dong Kim),김은규(Eun-Kyou Kim),김학정(Hak-Jung Kim) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.11

본 논문에서는 현재 운용 중인 아리랑위성 2호와 발사예정인 아리랑위성 5호의 우주파편 충돌 회피기동 주기를 분석하였다. 이때, 각 위성들의 임무궤도 특성, 충돌 회피 여유시간, 허용 충돌확률, 위치 불확실성 등의 인자들의 변화에 따라 분석을 수행하였다. 또한, 결과의 타당성을 검증하기 위해 실제 1년 동안 생성된 NORAD TLE 카탈로그(catalog) 상의 우주 물체들과 아리랑위성 2호와의 충돌 회피기동 주기를 계산하였다. 분석 결과, 두 위성 모두 연중 약 1회 충돌 회피기동이 요구됨을 확인할 수 있었으며, 계산 인자들의 변화에 따른 결과 분석을 통해 추후 발사 예정인 저궤도 위성들의 충돌 회피기동 주기 예측 정밀도를 향상시키기 위한 방안들을 제시하였다. In this paper, a collision avoidance maneuver frequency for the KOMPSAT-2 and the KOMPSAT-5 is analyzed. For the statistical prediction of the avoidance maneuver frequency, mission orbits, responsive time, accepted collision probabilities, and positional uncertainties of primary and secondary objects are considered. In addition, the collision avoidance maneuver frequency of the KOMPSAT-2 is compared to the case that NORAD catalog during one year is used to calculate that of the KOMPSAT-2. As a result, the collision avoidance maneuver frequency is one per year on average and effective factors on the statistical prediction of the avoidance maneuver frequency are investigated. Efforts to improve its prediction accuracy are also discussed.

충돌회피를 고려한 위성의 지구-달 L2 포인트 궤도 투입기동 계획

이상철,김해동,노태수,석진영 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

지구-달 L2 궤도 근처에 위성을 위치시키면 달의 반대쪽과 지구와의 연속적인 통신이 가능해지는 장점이 있다. 이러한 임무수행을 위해서, 위성은 지구 궤도에서 L2 근처로 이동하고, 다시 L2 근처의 지구-달 L2 포인트 반복궤도에 투입되어야 한다. 본 연구에서는 우주물체와의 충돌회피를 고려하여, 위성을 지구-달 L2 포인트에 투입하기 위해서 SA 기법을 사용하여 기동계획을 생성하였다. 수행결과, SA 기법에 의해 생성된 기동은 초기에 선정된 항로를 따라가며 물체와의 충돌을 회피함을 확인하였다. A spacecraft placed in an Earth-Moon L2 orbit can keep continuous line-of-sight communications between the Earth and the far side of the Moon. For this mission, A spacecraft should be transferred from Earth to the vicinity of that point. Also, the spacecraft needs to be inserted onto the Earth-Moon L2 point orbit associated with the periodic libration point orbit. In this paper, a insertion maneuver was considered for an spacecraft in Earth-Moon L2 periodic orbit using the simulated annealing with considering collision avoidance. As a result, an avoidance maneuver generated by simulated annealing method make a satellite keeps its own way points avoiding collision from threatening object.

위치 불확실성에 따른 천리안위성 충돌확률 분석

김해동,김은혁,김방엽,김해연,김학정 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.4

본 논문에서는 정지궤도위성으로는 우리나라에서 처음으로 개발하여 발사, 운용중인 천리안위성을 대상으로 위치불확실성이 근접물체와의 충돌확률을 계산함에 있어 미치는 영향을 분석하였다. 우주파편 혹은 근접하는 물체에 대한 충돌위험을 완화하기 위해서 수행하는 충돌회피기동의 판단기준은 허용 충돌확률에 의해 일반적으로 제시되는데, 충돌확률 계산에 있어 각 물체의 추정된 위치정밀도 및 표준편차 등과 같은 불확실성을 나타내는 요소들의 영향을 크게 받는다. 따라서, 위치불확실성등을 포함한 다양한 조건들에 따른 충돌확률 계산결과 변화를 분석하는 것은 불필요한 충돌회피기동을 지양하는데 중요하다. 본 논문에서는 예제로써, 최근 천리안위성 임무궤도에 근접하여 충돌위험을 내포하였던 러시아의 RADUGA 1-7 위성과의 근접 이벤트에 따른 충돌확률을 이용하는 궤도데이터 종류 및 위치불확실성등에 따라 분석한 결과를 기술하였다. In this paper, the effect of positional uncertainties of space objects on the collision probability is investigated. In general, the accepted collision probability is used to determine the collision avoidance maneuver for user satellites. However, the accepted collision probability is mainly affected by the positional uncertainties and orbit accuracy of both of user satellite and threatening objects. Therefore, unnecessary avoidance maneuvers can be reduced by analyzing and figuring out through case study considering various factors of collision probability. As an example, the closest approach events between COMS-1 satellite and RADUGA 1-7 satellite was investigated according to the positional uncertainties.

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.

초소형위성 자세제어를 통한 우주물체 충돌회피 효용성 분석

Jae-Dong Seong,Okchul Jung,Youeyun Jung,Saehan Song 한국우주과학회 2024 우주기술과 응용 Vol.4 No.1

본 연구에서는 추력기가 없는 저궤도 초소형위성의 자세변경을 통한 궤도변경 방식이 충돌회피기동에 얼마나 효과적인지 분석하였다. 연구 결과, 단면적의 변화는 위성의 진행방향에 영향을 주며, 단면적 변화비율과 임무고도에 따라 기동전 궤도의 변화량이 달라졌다. 특히, 임무고도가 낮은 위성에서 짧은 시간 동안의 자세변경으로 충돌위험을 현저히 감소시킬 수 있음을 확인하였다. 본 연구를 통해 추력기가 없는 초소형위성 운영에 있어 자세기동을 통한 단면적의 변화방식이 충분히 활용가능한 방안으로 판단되며, 뉴스페이스 시대의 위성 운영 안전성 향상에 기여할 것으로 기대된다. This study analyzed the effectiveness of orbital change through attitude change in nano-satellites operating in low Earth orbit (LEO) without thrusters, focusing on collision avoidance maneuvers. The results revealed that changes in the satellite's cross-sectional area significantly impact its in-track direction, influenced by the aspect ratio of cross-sectional area change and mission altitude. Notably, satellites at lower altitudes demonstrated significant reduction in collision risks with a small amount of attitude change. Through this study, it is judged that the changing the cross-sectional area through attitude maneuver is a sufficiently suitable method in the operation of nano-satellites without thrusters, and is expected to contribute to improving the safety of satellite operations in the New Space era.

우주파편 충돌위험 종합관리시스템 개념설계

김해동,김은혁,엄위섭,김은규,김학정 한국항공우주학회 2011 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2011 No.11

지난 2007년 이후 중국 Fengyun 1C 요격실험 이후 발생한 주요 우주충돌 사건들은 우주환경을 급속히 악화시키고 있다. 추적이 가능한 지름 10cm 이상의 우주물체들의 개수만 보더라도 2006년까지 13,000개였던 것이 2009년 미-러 위성 충돌 이후에는 22,000여개로 증가한 것으로 추정된다. 이처럼 우주파편과의 충돌위험성이 크게 증가함에 따라 기존의 미국, 유럽연합 (ESA) 뿐만 아니라, 프랑스, 독일, 일본, 중국 등에서도 자국 위성들의 우주파편 충돌위험을 경감시키기 위한 분석 소프트웨어를 개발하거나 사용 중에 있다. 본 논문에서는 운용하는 인공위성과 우주파편 상호간의 충돌위험을 분석하고, 위협을 주는 우주물체에 대한 정밀 궤도결정 및 예측을 통해 최적화된 충돌회피기동 계획을 생성할 수 있는 '우주파편 충돌위험 종합관리시스템'의 개념설계 내용을 소개하였다. 내용에는 개발하고자 하는 시스템의 특징, 주요 요구사항, 인터페이스, 운용개념들을 기술하였다. 추후 개발된 시스템은 우리나라가 운용하는 위성들의 우주파편 충돌위험을 경감시키기 위한 중요한 도구로 활용될 수 있을 것으로 기대한다. Space environment is dramatically deteriorating since Chinese anti-satellite test(ASAT) with Fengyun 1C in 2007 and major space collision events over last 3 years have happened. The number of space debris with a diameter of 10 cm that can be tracked is increasing up to 22,000 since space collision between US and Russia occurred, while that of space debris remained around 13,000 by the end of 2006. Due to the growth of space collision risk, analysis tools to mitigate the risk of space conjunction for their own satellites have been developed and operated by the France, Gemany, Japan, and China, as well as US and ESA. In this paper, the conceptual design of the space debris collision risk management software is presented. The characteristics, major requirements, interfaces, operational concept for the system are presented. In the near future, the developed system shall be expected as an important tool to mitigate the space debris collision risk for the Korean's satellites.

우주파편 충돌위험 종합관리시스템 개발

김해동,이상철,조동현,성재동 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.4

한국항공우주연구원에서는 2011년부터 국가현안문제해결형 과제(NAP, Natioanl Agenda Project)의 협동연구과제로써, ‘우주파편 충돌위험 종합관리시스템(KARISMA, KAri space debris collision RIsk MAnagement System)’을 개발하고 있다. KARISMA는 운영 중인 인공위성들과 우주파편 상호간의 충돌위험을 분석하고, 우주파편의 궤도를 결정하여 최종적으로 최적화된 충돌회피기동 계획을 수립할 수 있는 기능들을 제공한다. 2011년 개념설계 및 예비설계를 시작으로 2012년 상세설계를 진행하였으며, 상세설계 내용의 타당성을 검증하기 위해 시제품(Proto-Type)을 제작하여 주요 기능들에 대한 시험을 수행하였다. 본 논문에서는 현재까지 개발된 KARISMA의 상세설계 내용 및 시제품 구현에 대해 기술하고자 한다. Korea Aerospace Research Institute(KARI) has been developing KARISMA(KAri space debris collision RIsk MAnagement System) as a cooperative research project for the national agenda project(NAP) since 2011. The KARISMA consists of four main functions such as SMM(System Management Module), CAM(Conjunction Analysis Module), ODM(Orbit Determination & Analysis Module), and AMM(Avoidance Maneuver Module). The conceptual design and preliminary design ware already finished in 2011 and then the critical design was finished last year. The proto-type of KARISMA was implemented and tested in order to validate its major functions. In this paper, the features of critical design of KARISMA and the implementation of the proto-type are presented.

KPLO의 달 궤도 상 충돌위험회피를 위한 충돌회피기동(CAM) 전략 및 수행결과: CAM2와 CAM3 사례 연구

홍승범(SeungBum Hong),방준(Jun Bang),배종희(Jonghee Bae),송영주(Young-Joo Song) 한국항공우주학회 2024 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2024 No.4