• 한국항공우주학회지
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• 제36권12호
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• pp.1216-1221
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• 2008

본 논문에서 고려된 저궤도 위성은 고정형 태양 전지판을 가지기 때문에 낮구간(daylight) 동안에 태양전지판이 태양지향(sun-pointing) 자세를 유지하고, 관측 임무 수행을 위해 태양 전지판 방향과 반대방향에 위치한 탑재체가 지구지향(nadir-pointing)이 되도록 자세를 변경한다. 이 때 낮기간의 대부분을 차지하는 태양지향 자세에서는 위성 패널(panel)로 입사하는 외부 열환경 요인이 지구 복사열과 알비도(Albedo)이기 때문에, 비교적 안정적인 열환경 조건을 가지고 있다. 이에 반하여, 관측 임무를 수행하는 궤도 10% 정도의 지구지향 자세에서는 위성의 열환경 조건에 가장 지배적인 영향을 주는 태양광이 위성 패널에 영향을 준다. 비록 위성이 비교적 짧은 시간 동안에 지구 지향의 자세를 유지하지만, 이러한 열한경 조건의 변화 때문에 위성의 열설계에서 지구지향의 임무 자세에 따른 열적 영향에 대한 검토가 필요하다. 본 연구에서는 열해석 모델에 관측 임무 구간 동안의 지구지향 자세를 반영한 열해석 결과를 통하여 그 영향을 알아보았다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.100-100
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• 2003

다목적실용위성 1호의 자세제어는 추력기를 이용한 방법과 반작용 휠을 이용한 방법으로 나눌 수 있다. 추력기를 이용한 방법은 위성이 안전모드에 진입하거나 궤도조정시 이용되며, 정상 운영모드에서 촬영임무를 수행할 때는 반작용 휠을 이용하여 위성의 자세를 제어하고 있다. 자세제어는 제로 모멘텀 바이어스(Zero Momentum Bias)를 이용하여 3축 제어방식을 사용하고 있다. 지구센서(CES, Conical Earth Sensor)와 자이로(Gyro)를 통하여 얻은 자세정보를 이용하여 위성의 탑재컴퓨터에서 제어로직을 수행하면 MDE(Motor Drive Electronic)를 통해 모멘텀을 입력받아 반작용 휠의 회전속도를 변화 시켜 자세제어를 수행한다. 본 논문은 위성의 임무기간 동안 반작용 휠을 이용하여 자세제어를 수행한 결과를 바탕으로 위성의 제로 모멘텀 바이어스를 통한 자세제어계의 변화를 분석하여 향후 연장 임무기간 동안 발생할 수 있는 운영상의 문제점을 확인하고, 이에 대한 조치 방법과 자세제어계의 운영 방안을 제시하고 한다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.176.2-176.2
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• 2012

다목적실용위성 3호의 태양전지판은 위성의 -Z축 방향에 고정되어 있는 방식으로 사용되고 있다. 이로 인해 위성이 임무수행을 위한 자세기동을 하게 되면 태양전지판의 태양입사각 변화에 따라 전력생산량이 변하게 되고 이를 예측하여 최대 방전률(DOD : Depth of Discharge)을 넘지 않는 제한조건 내에서 임무 계획을 수행해야 한다. 전력생산량 및 전력소비량을 예측하기 위해서는 전력 모의실험을 수행해야 하며 이를 위해 위성의 자세 및 위치정보, 임무를 고려한 Mission Profile, 태양입사각, 초기 방전률 값을 생성해야 한다. 본 논문은 태양입사각 계산을 위해 위성의 임무(영상 촬영, 지상국 교신)를 반영한 자세 및 위치 정보를 생성하고, 이 결과를 태양입사각 계산 로직에 적용하여 태양입사각을 생성한 결과를 정리하였다. 생성된 결과의 타당성을 검토하기 위해 상용 툴인 STK를 이용하여 비교를 수행하였다. 또한, 전력 모의실험에 사용된 Mission Profile은 위성 운용에 안정성을 높이며 복잡한 임무 시나리오에 적용이 용이하도록 운용 Margin을 고려하여 생성하였다. 본 논문에서 제시한 방안을 실제 수행된 임무 시나리오에 적용하여 전력 모의실험을 수행하였으며, 그 결과를 임무 수행 후 획득된 위성 Telemetry를 이용한 실측값과 비교하여 전력 모의 실험 결과에 대한 타당성을 검증하였다. 실제 초기 운영결과 제한된 전력 허용 범위 내에서 적용이 가능함을 확인할 수 있었다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.166.2-166.2
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• 2012

국내에서 개발한 고기동 저궤도 위성이 일본 다네가시마 우주센터에서 2012년 5월 18일 발사되었다. 자세제어계는 위성의 임무수행을 완수할 수 있도록 발사 후부터 위성 수명 기간 동안 자세명령을 생성하고 제어 및 결정을 하며, 궤도 조정과 모멘텀 덤핑등의 임무를 수행한다. 이러한 임무 수행을 가능하게 하기 위해 자세제어계는 적절한 센서와 구동기 조합을 사용하여 추력기 기반 안전모드, 궤도 조정을 위한 Del-V Burn 기동 모드, 태양지향 서브모드 및 목표지향 서브모드 등을 설계했다. 고기동 위성의 초기 운용 중 자세제어계는 자세제어계 하드웨어의 초기 구동 및 점검을 수행하고 설계한 각 모드의 기능과 성능 확인을 수행하게 된다. 본 연구는 성공적으로 완료한 자세제어계 하드웨어의 초기 점검 결과를 소개하는 것이 목적이다. 초기 운용은 위성이 발사된 직후 탑재컴퓨터가 깨어나면서부터 시작되는데, 발사 후 최초 접속시 추력기 기반 안전모드에서 태양 획득 성능 및 제어 성능을 확인한 후 정상 상태 모드인 태양지향 자세로 전환하기 위해 자세제어계 하드웨어인 별 추적기, 자기토커, 반작용휠의 초기 구동 및 점검을 수행하였다. 본 연구에서는 각 하드웨어의 초기 구동 점검과 성능 및 기능 요구조건 만족에 대한 성능 분석 결과를 정리하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2009년도 한국우주과학회보 제18권2호
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• pp.45.4-45.4
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• 2009

저궤도 위성에 사용된 반작용휠을 이용한 자세제어 로직의 임무기간 동안의 성능 변화 양상을 분석하였다. 분석에 사용한 저궤도 위성은 임무기간 3년에 고도 685km의 태양 동기 궤도이며 자세제어 센서로 별 추적기 2개를 사용하였고, 구동기로 반작용 휠 4개를 사용하였다. 시간에 따른 성능 감소 경향성을 분석하기 위해 2006년 8월부터 2009년 9월까지 원격측정 데이터를 분석하여 반작용휠을 이용한 자세제어기의 기동시의 기동각에 따른 수렴시간 분석을 수행하였다. 임무 초기에 수행한 기동 수렴시각과 임무 종료 시점 근처에서 수행한 기동 수렴 시각을 비교한 결과 여전히 초기와 유사한 성능을 보이고 있음을 확인하였다.

• 천문학회보
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• 제37권2호
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• pp.163.2-163.2
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• 2012

다목적실용위성 3호는 2012년 5월 발사되어, 위성 기능점검을 위한 시험을 성공적으로 완료하였다. 위성이 발사체로부터 분리된 이후 임무궤도(고도 685km, 승교점 지방시 13시 30분을 갖는 태양동기궤도)를 획득하기 위해서는 궤도조정이 필요하다. 본 논문에서는 다목적실용위성 3호의 초기운영 기간 동안 수행한 총 10번의 궤도조정 계획 및 결과에 대해 기술하였다. 궤도조정 1 단계에서는 궤도조정 절차 및 기능을 점검하기 위해 6번의 시험 궤도조정을 순차적으로 수행하였고 이후 2 단계에서는 임무궤도 진입을 위해 4번의 궤도조정을 실시하였다. 궤도조정을 위해서는 원하는 추력분사 방향을 맞추기 위해 롤 방향 또는 피치 방향의 자세제어가 필요한데, 추력기를 사용하여 자세를 기동하는 모드(Del-V Mode)와 휠을 사용하여 자세를 기동하는 모드(Fine Del-V Mode)로 구분된다. 시험 궤도조정에서는 우선적으로 두 가지 모드에 대한 모드전환 시험을 실시하여 위성체 및 지상국 운영절차에 대한 이상 유무를 점검하였고, 이후 추력기 분사량을 10초로 설정하여 예측 대비 실제 궤도변경 결과값을 확인하였다. 시험 궤도조정의 결과를 토대로 본 궤도조정에서는 임무궤도를 획득하기 위한 경사각 조정 및 고도 조정을 수행하였다. 경사각 조정 시에는 승교점 지방시의 변화량을 줄이고, 이후 자연 교란력에 의한 궤도변화를 고려하여 목표궤도를 계획하였다. 또한, 고도 조정 단계에서는 연료 사용량 및 이심률 변화를 최소화 할 수 있도록 전형적인 호만 궤도천이 방식을 적용하였다. 궤도조정 결과 당초 목표한 값을 정확하게 달성하였고, 궤도조정 이후 궤도변화도 장기간 동안 임무궤도 범위를 유지함을 확인할 수 있었다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권5호
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• pp.49-56
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• 2022

S-STEP 은 관심 지역의 시한성 긴급 표적 및 군사적 이상 징후를 감시하기 위한 초소형 SAR 위성 임무로, 고도 510 km의 저궤도에 32 대의 위성군을 배치하여 관심 지역에 대해 평균 재방문 주기를 30 분 이하로 달성한다. S-STEP의 임무 운용 모드는 표준 모드, 관측 모드, 통신 모드, 궤도유지 모드 등으로 구분되며, 이에 따라 자세 기동 모드 역시 초기 각속도 안정화, 태양 지향, 목표지점 및 지상국 지향, 추력 방향 유지 등으로 세분화된다. 이 연구에서는 S-STEP 임무 운용 시나리오의 예비 설계 결과와 위성체의 특성을 바탕으로 초기 각속도 안정화 및 태양 지향 모드와 관측 궤도 운용 모드에서의 자세 성능을 분석하였다. 분석 결과, 할당된 시간 이내에 필요한 자세 제어를 완료하여 각 모드에서 요구되는 자세 제어 정확도를 달성함을 확인하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2002년도 제18회 학술발표대회 논문초록집
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• pp.82-83
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• 2002

궤도상에 올려진 위성들은 인형의 궤도 운행을 하게 된다. 그러나 지구가 완전한 구형이 아니고 태양과 달의 인력이 작용하여 위성에 섭동이 발생하게 된다. 그리고 무중력 상태의 우주이므로 태양풍이나 미세 운석 그리고 위성체 내부의 가스 누출이나 내부의 토크 변화에 의해 위성 자세에 조금의 변동을 야기한다. 통신 위성의 경우 지상의 한 지점을 계속 향하고 있어야 하므로 정기적인 자세제어가 필요하다. 위성의 섭동에 의해 EWSK(East-West station keeping)나 NSSK(North-South station keeping)를 하기 위해 추력 모델은 단일 $\Delta$$\upsilon$기동이나 회전 세차 운동(spin precession maneuver)을 지원해야 한다. 위성은 주어진 임무를 수행하는데 필요한 $\Delta$$\upsilon$기동을 위해 적절한 성능의 추력기와 임무기간 동안 사용할 적절한 양의 추진제를 탑재하고 있다. 지상에서 필요한 임무를 수행하기 위해 위성에 지령을 하였을 때, 추력기가 정상작동을 하였는지 그리고 잔류 추진제가 어느 정도 인지를 정확히 알 수 있어야 한다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2010년도 한국우주과학회보 제19권1호
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• pp.31.2-31.2
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• 2010

편대비행 위성이 공동의 임무를 수행하기 위해서는 편대를 이루는 위성의 각기 다른 초기 오차와 다양한 외란 환경에서도 자세 동기화를 이룰 수 있는 기법이 필요하다. 이 연구에서는 편대비행위성의 자세 동기화를 위하여 비선형 시스템에 대한 준최적 제어기법인 SDRE(State-Dependent Riccati Equation)에 기반한 추적 제어기가 사용되었다. 반작용 휠이 포함된 위성의 자세 동역학이 SDRE 추적 제어기를 구성하는데 이용된다. 이를 Leader/Follower 편대비행 시스템에 적용하며, 기준 자세를 추적하는 Leader 위성의 자세를 Follower 위성이 추적하여 자세 동기화를 이룰 수 있다. MATLAB과 SIMULINK를 이용한 수치해석적 시뮬레이션으로 추적 제어기의 성능을 검증하였으며, 이에 대한 실시간 HIL(Hardware-In-the-Loop) 시뮬레이션이 수행되었다. 무중력 환경을 모사하는 에어베어링시스템과 세 개의 반작용 휠을 장착한 자세제어 HILS(Hardware-In-the-Loop Simulator)는 PC104 타입의 임베디드 컴퓨터에서 SIMULINK의 xPC Target을 이용한 실시간 시뮬레이션 환경을 제공하며, 이에 적용되는 SDRE 추적 제어기는 이산화되어 설계되었다. 또한 SDRE 추적 제어기에 대한 안정성을 보장하는 영역이 추정되어 위 추적 제어기가 위성 편대비행에 적합한 자세 동기화 기법임을 보였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.129-138
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• 2021

최근 다양한 지상 및 우주 임무 수행을 위한 위성 개발이 활발히 진행되고 있음에 따라 위성의 고정밀·고기동성을 고려한 위성 자세제어 또한 요구되는 추세이다. 임무 수행 최적화를 위하여 고기동성의 제어 모멘트 자이로(Control Moment Gyros, CMG)를 위성에 장착하여 반작용 휠(Reaction Wheel, RW)과 같은 기존의 구동기에서 비롯되는 기동 제약을 완화시킬 수 있다. 또한, 구동기 자체의 제약 특성으로 인하여 위성의 각속도 제한이 발생하게 된다. 본 논문에서는 이를 고려한 CSCMG(Constant Speed CMG)장착 위성의 자세제어를 위하여 슬라이딩 모드 기반 제어기를 설계하였고, 리아푸노프 안정성을 확인하였으며 마지막으로 수치 시뮬레이션을 통하여 제어기 성능 분석을 진행하였다.