• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2010.04a
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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.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2010.04a
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• pp.27.3-27.3
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• 2010

편대비행위성을 이용하여 우주간섭계 영상시스템을 구현하였을때 위성의 배치에 따른 점분포함수(Point Spread Function, PSF)를 계산하고 관측될 영상을 예측하여 편대비행위성 간섭계 관측시스템의 예상되는 성능을 분석하였다. 적외선과 가시광 영역에서 관측하는 경우에 대하여 단일구경과 합성구경 관측시스템의 점분포함수를 계산하고 이에 해당되는 예측 영상의 해상도를 비교하였을 때, 합성구경으로 관측 시 더 높은 해상도를 보이는 것을 확인하였다. 또한 편대비행 위성을 이용하여 합성구경 관측을 하는 경우에 대하여 단순한 원형 배열뿐만 아니라 간섭계 관측에 유리한 골레이(Golay) 배열 등 다양한 위성 배치에 따른 점분포함수를 구하고 비교하여 위성 배치에 따른 간섭계관측 시스템의 성능 차이를 분석하였다. 이 결과를 통하여 실제 편대비행위성을 이용하여 간섭계 관측시스템을 구현할 때, 관측시스템을 구성하는 편대 위성의 개수와 배치를 효율적으로 결정할 수 있는 토대를 마련하였다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.59-59
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• 2004

최근에 발사되어 임무를 수행중인 GRACE(Gravity Recovery And Climate Experiment) 위성사업은 편대비행하는 두 개의 저궤도 위성 간 거리를 측정하여 지구중력장을 관측하는 연구인데, 여기에 사용되는 위성간 거리측정기 성능분석을 위한 기본연구단계로, 해석식을 이용하여 외력과 위성간 거리변화와의 관계를 연구하였다. 원궤도에 근접한 궤도를 비행하는 위성의 운동은 Hill's 방정식을 사용하여 나타낼 수 있는데, 이로부터 위성에 가해지는 외력에 의한 위성의 운동 관계식을 얻을 수 있다. (중략)

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.26.1-26.1
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• 2011

위성 편대비행 시스템에서 궤도 및 자세의 결정과 제어를 동시에 시뮬레이션 할 수 있는 통합 시스템을 설계하고 개발하였다. 실제 위성에서는 궤도 제어가 수행되는 동안 자세는 계속 변한다. 그러므로 임무수행을 위해 편대위성들의 자세를 동기화하기 위해서는 편대위성들의 자세 결정과 제어가 필요하다. 이와 같이 실제와 같은 시뮬레이션을 위해서, 궤도 및 자세의 결정과 제어를 동시에 수행할 수 있는 통합된 시뮬레이터 시스템이 필요하다. 통합 시뮬레이터 시스템의 개발은 기존에 연세대학교에서 개발한 GPS 시뮬레이터를 이용한 편대비행 테스트베드와 하드웨어 자세 시뮬레이터를 각각 보완한 후 통합하는 방법으로 수행하였다. 이 두 시스템은 서로 독립적으로 개발되었기 때문에 통합을 위하여 하드웨어 인터페이스와 소프트웨어 인터페이스 부분으로 나누어 설계와 개발을 수행하고, 최종적으로 결합하는 절차로 통합을 완료하였다. 마지막으로 개발된 통합 시뮬레이터 시스템과 통합 시나리오를 사용하여 궤도와 자세를 동시에 시뮬레이션 하고, 이를 통해 개발된 통합 시스템을 검증하였다. 이 연구를 통해 개발된 궤도와 자세가 통합된 하드웨어 시뮬레이터 시스템은 실제 위성에 가까운 시뮬레이션을 수행할 수 있을 뿐만 아니라 하드웨어와 소프트웨어 인터페이스에 대한 검증이 가능하고 실제의 하드웨어 특성으로부터 생기는 에러를 고려하여 알고리즘의 실제 성능을 평가할 수 있다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.33 no.10
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• pp.51-59
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• 2005

In this paper, results of a multiple spacecraft formation-keeping control using the orbital relative motion and optimization technique are presented. To analyze and predict the relative motion between the formation-flying satellites, a closed-form orbit propagator obtained using the method of ephemeris compression is used. This closed-form orbit propagator is combined with optimization technique to plan a series of impulsive maneuvers, which maintain the formation configuration within the specified limit. As an example, this method is applied to the problem of maintaining the projected circular formation geometry and results from nonlinear simulation are presented.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2011.04a
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• pp.25.3-25.3
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• 2011

지구 또는 우주 원격탐사 및 관측에서 진일보한 임무 수행을 위해 위성 편대 비행의 필요성이 점차 부상하고 있다. 편대 비행은 단일 위성으로는 실현하기가 어렵거나 불가능한 과학적인 임무를 수행할 수 있다. 다양한 위성 편대 비행 기술에서 중요한 기술 중에 하나는 편대 위성간의 정밀기선결정 기술이며, 정밀도 검증 기술도 함께 동반되어야 한다. 이 논문에서는 Gravity Recovery and Climate Experiment(GRACE) 위성의 실제 Global Positioning System(GPS) 데이터를 사용하여 GRACE A와 B 두 위성의정밀기선결정을 수행하였다. 그리고 K/Ka-Band Ranging system(KBR) 바이어스 거리측정값으로 일괄처리 및 순차처리 방법을 통해 정밀도를 검증하였다. 제안된 순차처리 방법은 KBR 바이어스를 추정하는 대신에 기산점 차분으로 이를 제거하여 정밀도를 검증하기 때문에 검증자(KBR baised range)가 피검증자(GPS-baseline)와 독립적이고 실시간 정밀도 검증에 적용이 가능하다. 그 결과 일괄처리 검증방법과 유사한 1.5 ~ 3.0 mm의 순차처리 정밀도 검증 결과를 얻었다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.58-58
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• 2004

인공위성 편대비행에서는 위성간 거리가 수 미터에서 수 킬로미터에 달하기 때문에 궤도 배치 및 재배치시 위성간 충돌의 문제는 매우 중요하다. 따라서 궤도 배치 및 재배치 단계에서 위성간 충돌을 피하고, 연료소모를 최소화시키면서 목적한 최종 배치를 만족시키는 최적경로를 산출하는 방법이 최근들어 연구되고 있다. 최적 경로를 산출하는 궤적 최적화 (Trajectory optimization) 문제를 풀기 위한 방법으로 크게 직접적인 (Direct) 방법과 간접적인 (Indirect) 방법이 있다. (중략)

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.60-60
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• 2004

인공위성 편대 비행은 하나의 대형 위성을 쏘아 올리는 것보다 비용면에서 절약효과를 볼 수 있을 뿐만 아니라 우주 공간상에서 간섭계의 구현이 가능하다는 장점이 있다. 우주 간섭계의 구현은 위성 편대의 재배치 기동(Reconfiguration maneuver)을 통하여, 원하는 관측대상으로의 지향을 자유로이 할 수 있으며, 기저선의 크기에 제약을 받지 않으므로 간섭계의 효과를 극대화시키는 것이 가능하다. (중략)

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.26 no.1
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• pp.99-110
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• 2009

The main purpose of the current research is to developments a real-time Hardware In-the-Loop (HIL) simulation testbed for the satellite formation flying navigation and orbit control. The HIL simulation testbed is integrated for demonstrations and evaluations of navigation and orbit control algorithms. The HIL simulation testbed is composed of Environment computer, GPS simulator, Flight computer and Visualization computer system. GPS measurements are generated by a SPIRENT GSS6560 multi-channel RF simulator to produce pseudorange, carrier phase measurements. The measurement date are transferred to Satrec Intiative space borne GPS receiver and exchanged by the flight computer system and subsequently processed in a navigation filter to generate relative or absolute state estimates. These results are fed into control algorithm to generate orbit controls required to maintain the formation. These maneuvers are informed to environment computer system to build a close simulation loop. In this paper, the overall design of the HIL simulation testbed for the satellite formation flying navigation and control is presented. Each component of the testbed is then described. Finally, a LEO formation navigation and control simulation is demonstrated by using virtual scenario.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.22 no.1
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• pp.21-34
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• 2005

The initial conditions that generate bounded motion in eccentric reference orbit are determined for satellite formation flying. Because Hill's equations cannot describe the relative motion between two satellites in eccentric orbit, a new relative dynamics utilizing the nonlinearity and eccentricity correction for Hill's initial conditions is implemented. The constraint that matches angular rates of chief and deputy satellites is used to obtain the bounded motion between them. The constraint can be applied to satellite formation motions in eccentric orbit, since it implicates J2 perturbation due to the central body's aspherical gravitational forces. The periodic bounded motions are analyzed for the orbit with the eccentricity of less than 0.05 and about 0.5 km relative distance between chief and deputy satellites. It is mainly illustrated that the satellite formations in small eccentric orbits can have hounded motions; consequently, the formation can be kept by matching angular rates of the satellites. These results demonstrate an useful method that reduces the cost for operating satellites by providing effective initial conditions for satellite formation flying in eccentric orbit.