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문제 정의
- 본 논문에서는 자세제어기 설계와 안정성 분석, 비행시험에서 이루어진 자세제어 결과에 대해 기술하였다.
- 본 논문은 국내 최초로 개발된 액체추진 과학로켓인 KSR-Ⅲ 로켓의 자세제어기 설계 및 비행시험 결과를 다루었다.
제안 방법
- KSR-Ⅲ 과학로켓은 2002년 11월 28일 14시 52 분 26초에 이륙하여 231.8 sec 동안 비행함으로써 성공적으로 비행시험을 수행하였다. 로켓의측정된 데이터는 텔리메트리 장치에 의해 이륙전부터 비행종료까지 모두 지상에 전송되었는데, 임무 시이퀀싱, 항법 및 자세제어를 수행한 관성항법시스템의 데이터는 25.
- KSR-Ⅲ 로켓은 이러한 위성발사체의 공력 작용구간에서의 유도 제어 방식을 구현하도록 설계하였다. [그림 1]은 KSR-Ⅲ 로켓에서 설계된 자세제어기 구조를 나타낸다.
- KSR-Ⅲ 로켓은 추력비행구간에서는 3축 자세제어를 수행하고, 무추력 비행구간에서는 공력 안정성을 갖고 비행하도록 설계되었다. 자세제어는 대부분의 위성발사체에서와 같이 피치 및요 축은 엔진을 2자유도의 김발장치와 유압 구동장치를 사용하여 제어하고, 롤 축은 핀 팁에 설치된 냉질소 개스 추력기를 사용하여 제어하였다.
- KSR-Ⅲ 로켓의 자세제어는 국산화 개발된 관성항법 장치 와 비 행소프트웨 어, 추력 벡 터구동장치및 롤 추력기 장치에 의해 수행되었으며, 향후 위성발사체 개발에 필요한 핵심기술을 확보하였다. KSR-Ⅲ 로켓의 자세제어기 설계 및 비행시험 분석 기술은 향후 개발될 위성발사체의 개발에 적용될 예정이다.
- 6 kbps 의 디지털 PCM 데 이터로 전송되었다. 관성 항법장치의 궤적 및 자세 데이터는 비행안전을 위해 실시간으로 모니터하였으며, 전송중 bit error로 발생한오류 프레임을 검출하기 위해 16 bit CRC 코드를 사용함으로써 비정상 데이터가 나타나지 않도록 하였다.
- 또한, 로켓의 비행시험에서 자주 나타나는 벤딩 모드에 의해 불안정성이 발생하지 않도록 최적으로 설계된 강건한 3차 필터가사용되었다. 롤 자세를 제어하는 추력기의 경우슈미트 트리거를 사용하여, 빠른 채터 링에 의해핀의 구조모드가 가진되지 않도록 하였다. KSR-Ⅲ 로켓의 비행시험 결과 안정하게 비행시험이 수행되었으며, 비행분석 결과 설계에서 사용된시뮬레이션과 일치하였다.
- 롤 추력기(RSJ)의 초기 사이징단계에서는 핀비정렬 오차와 추력 벡터 오차만 고려되었는데, 추력기 및 탱크의 크기를 고려하여 핀 비정렬 오차는 0.01 deg 이내의 정확도가 유지되도록 설정하였다. 그런데 발사체의 제작 및 조립 단계에서핀 뿐만 아니라 배관 및 덕트에 의해 롤 모멘트가 크게 나타나는 것으로 분석되었다.
- 비행데이터에서 추력 정렬 오차, 롤 모멘트 데이터를 추정하였다.
- 관성항법시스템에 탑재되었다. 비행전에 실시간 모의시험을 통하여 안정성 및 구동장치/추력기 인터페이스 검증을 수행하고, 비행시험이 실시되었다.
- 벤딩 모드 안정화를 위해 1차 벤딩 모드는 비행중 주파수가 변하더라도 안정성이 유지되도록위상 안정화를 하고, 2차 이상의 벤딩 모드는 이득 안정화를 하였다. 요구되는 안정성 여유를 만족시키면서 최적의 벤딩 안정화 필터 파라미터를결정하기 위해 비선형 최적화 문제로 정식화하여설계하였다[11]. [그림 6]은 KSR-Ⅲ 비행에서 사용된 3차 안정화 필터의 주파수 특성을 나타낸다.
- 자세제어 시스템의 성능을 분석하기 위해 비행 데이터와 비행 1시간에 측정한 바람 데이터를 적용하여 시뮬레이션한 결과를 비교하였다. 비행데이터에서 추력 정렬 오차, 롤 모멘트 데이터를 추정하였다.
- 자세제어기는 롤링이 있는 조건에서도 피치 및요 제어가 정상적으로 이루어지도록 설계하였으며, 파라미터 변화가 큰 조건에서도 요구되는 안정성 여유를 갖도록 하기 위해 이득 스케쥴링 기법을 사용하였다. 또한, 로켓의 비행시험에서 자주 나타나는 벤딩 모드에 의해 불안정성이 발생하지 않도록 최적으로 설계된 강건한 3차 필터가사용되었다.
- KSR-Ⅲ 로켓은 추력비행구간에서는 3축 자세제어를 수행하고, 무추력 비행구간에서는 공력 안정성을 갖고 비행하도록 설계되었다. 자세제어는 대부분의 위성발사체에서와 같이 피치 및요 축은 엔진을 2자유도의 김발장치와 유압 구동장치를 사용하여 제어하고, 롤 축은 핀 팁에 설치된 냉질소 개스 추력기를 사용하여 제어하였다.
- 위해 추진되었다. 특히, 자세제어는 국내 개발된 관성항법장치와 비행소프트웨어, 추력 벡터 구동장치 및 롤 추력기 장치에 의해 이루어졌다.
- 계산한다. 피치 및 요 루프의 경우롤 자세각을 사용하여 롤링하지 않는 관성좌표계로 변환하여, 이 좌표계에서 자세오차 및 자세각속도와 설계된 이득 스케쥴링에 의해 TVC (Thrust Vector Control) 변위각을 계산하고, 기체 좌표계로 변환한다. [표 1] 및 [그림 2]는 비행 안전을 고려하여 낙하점이 약 85km 가 되며, 1 0~17 sec 구간에서는 킥턴, 17 sec 이후에는 중력 턴을 수행하는 자세프로그램이다.
대상 데이터
- [그림 1]은 KSR-Ⅲ 로켓에서 설계된 자세제어기 구조를 나타낸다. KSR-Ⅲ 자세제어기는비행시험으로 검증된 KSR-II 중형과학로켓의 자세제어기[4]에 롤 제어 기를 추가하여 사용하였다. KSR-II 로켓의 경우 발사시의 자세를 그대로 유지하도록 zero 명령이 사용되는 반면, KSR-Ⅲ 에서는 구조하중을 최소화하도록 하는 자세각속도명령이 사용되었으몌2], 디지털 벤딩모드 안정화필터가 추가되었다.
- 8 sec 동안 비행함으로써 성공적으로 비행시험을 수행하였다. 로켓의측정된 데이터는 텔리메트리 장치에 의해 이륙전부터 비행종료까지 모두 지상에 전송되었는데, 임무 시이퀀싱, 항법 및 자세제어를 수행한 관성항법시스템의 데이터는 25.6 kbps 의 디지털 PCM 데 이터로 전송되었다. 관성 항법장치의 궤적 및 자세 데이터는 비행안전을 위해 실시간으로 모니터하였으며, 전송중 bit error로 발생한오류 프레임을 검출하기 위해 16 bit CRC 코드를 사용함으로써 비정상 데이터가 나타나지 않도록 하였다.
이론/모형
- KSR-II 로켓의 경우 발사시의 자세를 그대로 유지하도록 zero 명령이 사용되는 반면, KSR-Ⅲ 에서는 구조하중을 최소화하도록 하는 자세각속도명령이 사용되었으몌2], 디지털 벤딩모드 안정화필터가 추가되었다. 설계된 자세제어기는 국산화개발된 관성항법장치의 비행소프트웨어로 구현되어 탑재되었다[5].
성능/효과
- 롤 자세를 제어하는 추력기의 경우슈미트 트리거를 사용하여, 빠른 채터 링에 의해핀의 구조모드가 가진되지 않도록 하였다. KSR-Ⅲ 로켓의 비행시험 결과 안정하게 비행시험이 수행되었으며, 비행분석 결과 설계에서 사용된시뮬레이션과 일치하였다.
- 0 deg/sec 로 나타났다. 따라서 TVC 자세제어를 시작할 때 자세오차 및각속도 오차에 의해 초기 과도응답 현상이 나타나 피치 변위각이 -3.9 deg, 요 변위각이 -2.3 deg 까지 나타났다. 시뮬레이션에 의해 추력 비정렬 오차는 피치 0.
- 따라서 [그림 5]와 같은 이득 스케쥴링을 적용하여, AG가 증가하더라도 안정성 여유및 대역폭이 거의 일정하게 유지하도록 하였다. 벤딩 모드 안정화를 위해 1차 벤딩 모드는 비행중 주파수가 변하더라도 안정성이 유지되도록위상 안정화를 하고, 2차 이상의 벤딩 모드는 이득 안정화를 하였다. 요구되는 안정성 여유를 만족시키면서 최적의 벤딩 안정화 필터 파라미터를결정하기 위해 비선형 최적화 문제로 정식화하여설계하였다[11].
후속연구
- 확보하였다. KSR-Ⅲ 로켓의 자세제어기 설계 및 비행시험 분석 기술은 향후 개발될 위성발사체의 개발에 적용될 예정이다.
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