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Convex 최적화를 이용한 화성착륙 유도제어 알고리즘 연구
강상욱,변수영,김호영,방효충 한국항공우주학회 2013 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2013 No.11
화성탐사의 성공적인 임무수행을 위해서는 화성 착륙선을 정해진 목표지점에 정확히 착륙시키는 것이 매우 중요하다. 본 연구에서는 Convex optimization을 이용하여 목표지점까지 착륙선을 유도제어할 수 있는 추력하강단계의 착륙알고리즘에 관해 연구를 수행하였다. 미리 정해진 목표지점과 최소의 착륙 오차를 갖는 궤적을 생성한 후 연료소모를 최소화하는 궤적을 설계하였다. 착륙오차를 최소화하는 궤적은 추력벡터의 크기가 0이 아닌 하한값을 갖기 때문에 nonconvex 문제이다. 따라서 이 문제를 convex 최적화 문제로 변형하여 전역영역에서의 최적화 궤적을 찾는 알고리즘을 소개하였다. 이 연구는 실제 화성탐사시 실시간으로 적용할 수 있는 추력단계에서의 착륙알고리즘 개발에 많은 도움이 될 것이다. To perform the Mars mission successfully, it is important to land the lander precisely on the target of Mars surface which is determined in advance. In this study, powered descent guidance algorithm to guide lander on target was investigated using convex optimization. Minimum landing error trajectory is generated before designing trajectory of minimum fuel consumption for this study. the problem of minimum landing error trajectory is noconvex optimal control problem because of nonzero lower bound on the magnitude of thrust vector. So it is introduced to solve the optimal trajectory in global domain after converting this problem to convex optimal control problem. This study will be helped on development of powered descent guidance algorithm to apply on real time implementation for Mars mission.
재사용 발사체를 위한 최적 연착륙 유도 및 자세 제어 연구
전호영(Ho-Young Jeon),조준현(Jun-Hyon Cho),김종한(Jong-Han Kim) 한국항공우주학회 2022 韓國航空宇宙學會誌 Vol.50 No.4
본 논문에서는 재사용 발사체의 종말 연착륙 구간 비행 제어를 위한 컨벡스 최적화 기반 최소 연료 정밀 착륙 문제를 수립하고 이분탐색을 통해 최단 시간 연착륙 비행궤적을 도출하였다. 계산된 유도 명령 추종을 위해 자세 제어 루프와 구동력 분배 문제를 수립하고 해결함으로 재사용 발사체의 착륙 영역 비행제어계 구조를 완성하였다. 완성된 비행제어계의 착륙 유도성능은 6-자유도 시뮬레이션을 통해 구현되고 분석되었다. We formulated the convex optimization based minimum energy soft landing problem for reusable launch vehicles, and obtained the minimum time trajectory via the bisection search. In order to implement the the optimal guidance command and complete the flight control architectures on the soft landing stage, we designed the classical attitude control loops, and formulated and solved the optimal actuator allocation problem. The obtained soft landing guidance performance was analyzed via nonlinear 6-DOF simulation.