본 연구는 소행성 주변에서의 비대칭 중력퍼텐셜(gravitational potential)을 중심으로 동역학 모델링 방법을 다루고, 산출된 동역학 모델을 이용하여 근접 운용 시의 실시간 자율 항법을 구현한다. 소행성에 근접한 궤도선은 소행성의 비대칭 형태가 반영된 중력퍼텐셜의 영향을 받는데, 이러한 중력퍼텐셜은 절대적인 크기가 작기 때문에 제 3체 중력이나 태양 복사압 등의 섭동 효과가 상대적으로 크게 나타난다. 이러한 소행성 주변에서의 근접 탐사 궤도선이 겪는 동역학적 힘의 모사를 위해 비대칭성이 반영된 중력 및 태양 섭동력을 동역학 모델에 포함시키고, 해당 동역학 모델을 이용하여 궤도 전파 및 중력퍼텐셜의 ...
본 연구는 소행성 주변에서의 비대칭 중력퍼텐셜(gravitational potential)을 중심으로 동역학 모델링 방법을 다루고, 산출된 동역학 모델을 이용하여 근접 운용 시의 실시간 자율 항법을 구현한다. 소행성에 근접한 궤도선은 소행성의 비대칭 형태가 반영된 중력퍼텐셜의 영향을 받는데, 이러한 중력퍼텐셜은 절대적인 크기가 작기 때문에 제 3체 중력이나 태양 복사압 등의 섭동 효과가 상대적으로 크게 나타난다. 이러한 소행성 주변에서의 근접 탐사 궤도선이 겪는 동역학적 힘의 모사를 위해 비대칭성이 반영된 중력 및 태양 섭동력을 동역학 모델에 포함시키고, 해당 동역학 모델을 이용하여 궤도 전파 및 중력퍼텐셜의 평형점 분석을 수행하였다. 또한 중력퍼텐셜 모델을 근접 상황에서의 항법 구성에 적용하였다. 행성간 탐사에 주로 활용되는 전파 항법의 경우 통신 시간 지연이 길게 발생하므로, 실시간 궤도 결정을 위해서는 궤도선 탑재 기기로 관측한 정보만을 사용하여 자율적으로 위치를 파악할 수 있어야 한다. 이러한 요구조건을 만족시킬 수 있도록 궤도선의 탑재 장비를 이용한 관측만으로 자율적으로 항법을 수행하는 알고리즘을 설계하였다. 해당 항법 알고리즘은 궤도선에서 관측한 소행성 표면에 존재하는 랜드마크(landmark)들의 CCD 상 좌표 및 각 랜드마크들까지의 거리(range), 궤도선의 자세(attitude)를 관측 정보로 활용하여 궤도선의 위치, 속도 및 관측된 랜드마크들의 정확한 위치를 추정한다. 실시간으로 관측 정보의 반영이 가능한 확장칼만필터(extended Kalman filter)를 추정 방법으로 이용하였으며, 추정 시에 사용되는 각 파라미터들이나 초기 조건들을 변화시키면서 위치 및 속도의 추정 성능을 분석하였다. 제시된 방법을 이용하면 소행성의 질량이나 태양 섭동, 랜드마크들의 좌표 등 기존에 지니고 있는 동역학 및 관측 모델 관련 정보에 오차가 존재하는 경우에도 궤도선의 위치와 속도의 실시간 추정이 가능하다. 특히 초기 위치와 초기 오차 등에 관계 없이 수 센티미터 정도의 오차로 위치 추정이 가능한 것을 확인하였다. 필터의 추정 값이 발산하는 것을 막기 위해 초기 위치 및 초기 위치 오차에서 필터가 올바르게 작동할 수 있는 범위를 특정하였으며, 다양한 조건 하에서 구현된 항법 알고리즘이 보이는 성능을 분석하여 이러한 중력 모델이 향후 다른 자율항법기술에 적용될 수 있도록 하였다.
본 연구는 소행성 주변에서의 비대칭 중력퍼텐셜(gravitational potential)을 중심으로 동역학 모델링 방법을 다루고, 산출된 동역학 모델을 이용하여 근접 운용 시의 실시간 자율 항법을 구현한다. 소행성에 근접한 궤도선은 소행성의 비대칭 형태가 반영된 중력퍼텐셜의 영향을 받는데, 이러한 중력퍼텐셜은 절대적인 크기가 작기 때문에 제 3체 중력이나 태양 복사압 등의 섭동 효과가 상대적으로 크게 나타난다. 이러한 소행성 주변에서의 근접 탐사 궤도선이 겪는 동역학적 힘의 모사를 위해 비대칭성이 반영된 중력 및 태양 섭동력을 동역학 모델에 포함시키고, 해당 동역학 모델을 이용하여 궤도 전파 및 중력퍼텐셜의 평형점 분석을 수행하였다. 또한 중력퍼텐셜 모델을 근접 상황에서의 항법 구성에 적용하였다. 행성간 탐사에 주로 활용되는 전파 항법의 경우 통신 시간 지연이 길게 발생하므로, 실시간 궤도 결정을 위해서는 궤도선 탑재 기기로 관측한 정보만을 사용하여 자율적으로 위치를 파악할 수 있어야 한다. 이러한 요구조건을 만족시킬 수 있도록 궤도선의 탑재 장비를 이용한 관측만으로 자율적으로 항법을 수행하는 알고리즘을 설계하였다. 해당 항법 알고리즘은 궤도선에서 관측한 소행성 표면에 존재하는 랜드마크(landmark)들의 CCD 상 좌표 및 각 랜드마크들까지의 거리(range), 궤도선의 자세(attitude)를 관측 정보로 활용하여 궤도선의 위치, 속도 및 관측된 랜드마크들의 정확한 위치를 추정한다. 실시간으로 관측 정보의 반영이 가능한 확장칼만필터(extended Kalman filter)를 추정 방법으로 이용하였으며, 추정 시에 사용되는 각 파라미터들이나 초기 조건들을 변화시키면서 위치 및 속도의 추정 성능을 분석하였다. 제시된 방법을 이용하면 소행성의 질량이나 태양 섭동, 랜드마크들의 좌표 등 기존에 지니고 있는 동역학 및 관측 모델 관련 정보에 오차가 존재하는 경우에도 궤도선의 위치와 속도의 실시간 추정이 가능하다. 특히 초기 위치와 초기 오차 등에 관계 없이 수 센티미터 정도의 오차로 위치 추정이 가능한 것을 확인하였다. 필터의 추정 값이 발산하는 것을 막기 위해 초기 위치 및 초기 위치 오차에서 필터가 올바르게 작동할 수 있는 범위를 특정하였으며, 다양한 조건 하에서 구현된 항법 알고리즘이 보이는 성능을 분석하여 이러한 중력 모델이 향후 다른 자율항법기술에 적용될 수 있도록 하였다.
This study presents dynamic modeling and navigation for asteroid exploration missions. The spacecraft in the vicinity of an asteroid is mainly subject to the gravitational attraction of the asteroid, which is directly related to its asymmetric shape of the asteroid. Since the magnitude of this gravi...
This study presents dynamic modeling and navigation for asteroid exploration missions. The spacecraft in the vicinity of an asteroid is mainly subject to the gravitational attraction of the asteroid, which is directly related to its asymmetric shape of the asteroid. Since the magnitude of this gravity is small, 3rd-body perturbations such as solar radiation pressure or solar gravity can be the major force effect that the spacecraft may experience in asteroid proximity. Such gravity and perturbations are treated as main components of dynamic model, and once included, the resultant dynamic model is used for orbit propagation and equilibrium point analysis in stability perspective. Then, real-time navigation algorithm is designed based on modeled dynamic environment. This navigation method adopts onboard measurement and autonomous estimation process instead of ground-based navigation, which tends to have a delay in communication. Measurement model of this algorithm utilizes ranges and 2-d coordinates of the landmarks projected on CCD, as well as independently determined attitude information. Extended Kalman filter that accommodates measurement data in real-time is used as an estimator. Performance of the estimator is assessed under various parametric uncertainties. The proposed method estimates the position and velocity of the spacecraft in centimeters while possessing uncertainties in physical parameters, initial orbit information or pre-mapped landmark location. Simulation results suggest that some sort of parameters for errors should be bounded to avoid filter divergence and improve the performance. Validated gravity model and preliminary navigation results are applicable to implementation of navigation in future asteroid exploration missions.
This study presents dynamic modeling and navigation for asteroid exploration missions. The spacecraft in the vicinity of an asteroid is mainly subject to the gravitational attraction of the asteroid, which is directly related to its asymmetric shape of the asteroid. Since the magnitude of this gravity is small, 3rd-body perturbations such as solar radiation pressure or solar gravity can be the major force effect that the spacecraft may experience in asteroid proximity. Such gravity and perturbations are treated as main components of dynamic model, and once included, the resultant dynamic model is used for orbit propagation and equilibrium point analysis in stability perspective. Then, real-time navigation algorithm is designed based on modeled dynamic environment. This navigation method adopts onboard measurement and autonomous estimation process instead of ground-based navigation, which tends to have a delay in communication. Measurement model of this algorithm utilizes ranges and 2-d coordinates of the landmarks projected on CCD, as well as independently determined attitude information. Extended Kalman filter that accommodates measurement data in real-time is used as an estimator. Performance of the estimator is assessed under various parametric uncertainties. The proposed method estimates the position and velocity of the spacecraft in centimeters while possessing uncertainties in physical parameters, initial orbit information or pre-mapped landmark location. Simulation results suggest that some sort of parameters for errors should be bounded to avoid filter divergence and improve the performance. Validated gravity model and preliminary navigation results are applicable to implementation of navigation in future asteroid exploration missions.
AI-Helper
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.