저추력 전기 추진 시스템은 최근 차세대 우주추진 시스템으로 주목을 받고 있다. 저추력 전기 추진 시스템은 현재 까지 사용되는 우주 추진 시스템에 비해 순간 추력은 낮지만, 비추력이 매우 높다. 따라서, 위성의 수명을 연장 시키는데 큰 역할이 가능하다. NASA에서는 차세대 저추력 전기 추진 시스템인 NSTAR 이온 추력기를 개발하여 Deep Space, Dawn 등 여러가지 외우주 탐사를 진행 시켰다. 국내에서도 인공위성센터에서 차세대 소형 위성 1호에 Resisto-Jet ...
저추력 전기 추진 시스템은 최근 차세대 우주추진 시스템으로 주목을 받고 있다. 저추력 전기 추진 시스템은 현재 까지 사용되는 우주 추진 시스템에 비해 순간 추력은 낮지만, 비추력이 매우 높다. 따라서, 위성의 수명을 연장 시키는데 큰 역할이 가능하다. NASA에서는 차세대 저추력 전기 추진 시스템인 NSTAR 이온 추력기를 개발하여 Deep Space, Dawn 등 여러가지 외우주 탐사를 진행 시켰다. 국내에서도 인공위성센터에서 차세대 소형 위성 1호에 Resisto-Jet 전기 추력기를 탑재하였다. 저추력 전기 추진 시스템은 다양한 분야에서 활용이 가능하다. 본 논문에서는 저추력 전기 추진 시스템을 활용한 궤도 전이 미션에 관해 서술하였다. 궤도 전이 문제를 Direct Transcription and Collocation 기법을 통하여 비선형 최적화 문제로 재구성하여 풀이하였다. 여기에 더하여 궤도상 위성의 추력기 성능 확인 기법을 설계하였다. 본 기법은 센서에 의해 측정된 값과 수학적인 모델링을 통하여 계산된 값의 차이를 최소로하는 추력의 크기, 추력의 방향, 연료 소비량을 추정하는 방법이다. 이러한 변수 추정 문제를 Direct Transcription and Collocation 방법을 통하여 비선형 최적화 문제로 변환하여 풀이하였다. 또한 많은 수치 예제를 통하여 본 기법의 효용성을 입증하였다.
저추력 전기 추진 시스템은 최근 차세대 우주추진 시스템으로 주목을 받고 있다. 저추력 전기 추진 시스템은 현재 까지 사용되는 우주 추진 시스템에 비해 순간 추력은 낮지만, 비추력이 매우 높다. 따라서, 위성의 수명을 연장 시키는데 큰 역할이 가능하다. NASA에서는 차세대 저추력 전기 추진 시스템인 NSTAR 이온 추력기를 개발하여 Deep Space, Dawn 등 여러가지 외우주 탐사를 진행 시켰다. 국내에서도 인공위성센터에서 차세대 소형 위성 1호에 Resisto-Jet 전기 추력기를 탑재하였다. 저추력 전기 추진 시스템은 다양한 분야에서 활용이 가능하다. 본 논문에서는 저추력 전기 추진 시스템을 활용한 궤도 전이 미션에 관해 서술하였다. 궤도 전이 문제를 Direct Transcription and Collocation 기법을 통하여 비선형 최적화 문제로 재구성하여 풀이하였다. 여기에 더하여 궤도상 위성의 추력기 성능 확인 기법을 설계하였다. 본 기법은 센서에 의해 측정된 값과 수학적인 모델링을 통하여 계산된 값의 차이를 최소로하는 추력의 크기, 추력의 방향, 연료 소비량을 추정하는 방법이다. 이러한 변수 추정 문제를 Direct Transcription and Collocation 방법을 통하여 비선형 최적화 문제로 변환하여 풀이하였다. 또한 많은 수치 예제를 통하여 본 기법의 효용성을 입증하였다.
The Low-Thrust Electronic Propulsion System is attracting attention as Next-generation space propulsion system. Unlike cold gas Propulsion system, The Low-Thrust Electronic Propulsion system greatly increase the lifetime of the satellite because of its large specific impulse. NASA developed the NSTA...
The Low-Thrust Electronic Propulsion System is attracting attention as Next-generation space propulsion system. Unlike cold gas Propulsion system, The Low-Thrust Electronic Propulsion system greatly increase the lifetime of the satellite because of its large specific impulse. NASA developed the NSTAR Ion Thruster, which is used for space exploration like as Deep Space Series, Dawn etc. Various attempts have been made in Korea. In Satrec, The NEXTsat-1 are equipped with low-thrust electronic propulsion systems. Various missions using low-thrust are possible. In this paper, we have performed satellite orbital transfer mission. The problem of designing the Initial Orbit to final Orbit transfer trajectory is restate as a nonlinear optimization problem. It is reformulated in the form of discrete optimization problem using the method of direct transcription and collocation Method. Through the various missions, solve a low-thrust orbit transfer problem. In addition, we present the method of identifying the characteristics of thrusters onboard a spacecraft. The difference between the measured and the estimiated position and speed during orbit transfer is minmized to find the thurst magnitude, and its direction, and the rate of fuel consumption. Also, Direct Transcription and collocation is used to reformulate this problem as a nonliear optimization problem. we use the various numerical example to show the effectiveness of the method presented in this paper.
The Low-Thrust Electronic Propulsion System is attracting attention as Next-generation space propulsion system. Unlike cold gas Propulsion system, The Low-Thrust Electronic Propulsion system greatly increase the lifetime of the satellite because of its large specific impulse. NASA developed the NSTAR Ion Thruster, which is used for space exploration like as Deep Space Series, Dawn etc. Various attempts have been made in Korea. In Satrec, The NEXTsat-1 are equipped with low-thrust electronic propulsion systems. Various missions using low-thrust are possible. In this paper, we have performed satellite orbital transfer mission. The problem of designing the Initial Orbit to final Orbit transfer trajectory is restate as a nonlinear optimization problem. It is reformulated in the form of discrete optimization problem using the method of direct transcription and collocation Method. Through the various missions, solve a low-thrust orbit transfer problem. In addition, we present the method of identifying the characteristics of thrusters onboard a spacecraft. The difference between the measured and the estimiated position and speed during orbit transfer is minmized to find the thurst magnitude, and its direction, and the rate of fuel consumption. Also, Direct Transcription and collocation is used to reformulate this problem as a nonliear optimization problem. we use the various numerical example to show the effectiveness of the method presented in this paper.
주제어
#Low-Thrust Optimization Direct Transcription and Collocation Performance Identification
학위논문 정보
저자
박영재
학위수여기관
전북대학교 일반대학원
학위구분
국내석사
학과
항공우주공학과
지도교수
노태수
발행연도
2017
총페이지
vi, 110 p.
키워드
Low-Thrust Optimization Direct Transcription and Collocation Performance Identification
AI-Helper
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.