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문제 정의
- 본 논문에서는 이러한 비정상이 발생한 나로호 1차 비행시험에서의 궤적 및 비행 성능, 자세 분석 결과와 비행 중 항법, 유도, 자세제어 기능을 수행한 관성항법유도시스템의 비행결과를 제시하였다.
제안 방법
- 나로호의 관성항법유도시스템(INGU)은 관성계측부와 탑재 컴퓨터가 하나의 유닛에 탑재되어 있는 시스템으로써, 국산 2축 동조자이로와 1축 서보 진자형 가속도계를 탑재하였다. 관성항법유도시스템은 비행시험에서 나로호 상단의 비행임무를 위한 초기정렬, 관성항법, 유도, 자세제어, 비행 시퀀싱 기능을 수행하였다.
- 관성항법유도시스템의 항법성능 분석을 위해 오차특성이 항법시간에 무관한 GPS 항법 데이터를 기준으로 속도 및 위치를 비교하였다. 그림 20은 GPS와의 고도, 거리, 속도 차이를 보여주고 있다.
- 텀블링에 의한 큰 각속도로 항법오차가 증가하였으나, 자세계산을 위해 쿼터니온을 사용하여 자세 적분이 특이점에 의한 문제없이 정상적으로 수행되었다. 또한 속도 및 위치적분의 경우 관성좌표계에서 수행되어 무추력 구간에서 텀블링에 의해 영향을 받지 않고, 정상적으로 항법계산이 수행되었다. 그림 16～19는 비행 중 항법 계산 결과를 나타낸다.
- 관성항법유도시스템은 발사 운용 시나리오에 따라 발사 3시간 전 부터 외부전원 공급이 되어 관성센서 및 전자보드의 온도 안정화가 진행되었다. 발사 50분 전에 발사체로부터 발사체 기립설비가 분리되었으며, 발사체 기립설비 분리에 의한 방위각 변화 발생 가능성을 고려하여 최종 정렬은 발사체 기립설비 분리 이후인 발사 45분 전부터 발사 10초 전 항법모드 전환 전까지 총 45 분간 수행되었다.
- 발사 전에는 광학정렬시스템의 원격제어 운용을 통해 초기 방위각 결정을 수행하였고, 발사관제소에서 콘솔을 통해 상태 모니터링 및 임무상수 전달, 정렬모드 전환을 수행하였다. 정렬이 완료되고 이륙 전 10초에 항법명령에 의해 관성항법이 시작되었으며, 이륙순간에 1단 제어시스템과 동기되어 비행 시퀀스를 시작하였다.
- 관성항법유도시스템은 텀블링 발생 전까지 관성센서 계측 및 항법계산을 정상적으로 수행하였다. 약 445초부터 나타난 텀블링 운동에 의해 자이로 측정 범위를 초과하는 각속도가 발생하였으며, 위성 및 Near 페어링 분리 이후 약 560초부터 텀블링이 종료되어 정상적인 각속도 측정이 이루어졌고, 가속도는 비행 전 구간에서 정상적으로 측정이 이루어졌다. 비행 후 분석 결과 텀블링 구간에서 각속도를 추정한 결과 X축으로는 ±80 deg/sec, Z축으로는 ±150 deg/sec, Y축으로 –120～-200 deg/sec 의 큰 각속도가 발생하였다.
- 중량 및 추정된 추력 데이터를 바탕으로 2단 구간의 가속도를 분석하였다. 그림 4는 기체축 방향의 가속도를 나타낸다.
- 킥모터의 성능을 종합적으로 평가하기 위해 표 5에 비행 전 예측된 킥모터의 성능과 추정된 성능을 요약하였다. 1차 비행시험의 킥모터 실제 연소 시간은 비행 전 추정 값에 비해 1초 증가하였으며, 킥모터의 성능을 나타내는 지표인 비추력은 비행 전 예상 값인 287.
- 그림 20은 GPS와의 고도, 거리, 속도 차이를 보여주고 있다. 텀블링 구간에서는 자이로의 측정 범위를 초과하는 각속도가 발생하여 큰 항법 오차를 갖게 되므로, 텀블링이 시작되기 직전인 400초까지의 항법성능을 평가하였다.
대상 데이터
- 나로호 발사체의 1차 비행시험은 2009년 8월 25일 오후 5시에 과학기술위성 2호의 준비행모델을 탑재하고 나로우주센터에서 수행되었다. 이륙후 발사체의 비행은 정상이었으나, 216초경 페어링 분리 수행과정에서 한쪽은 정상 분리되었으나, 다른 한쪽이 분리되지 않는 현상이 발생하였다.
성능/효과
- 킥모터의 성능을 종합적으로 평가하기 위해 표 5에 비행 전 예측된 킥모터의 성능과 추정된 성능을 요약하였다. 1차 비행시험의 킥모터 실제 연소 시간은 비행 전 추정 값에 비해 1초 증가하였으며, 킥모터의 성능을 나타내는 지표인 비추력은 비행 전 예상 값인 287.7 sec에 비해 연소실 압력으로 추정한 경우는 289.8 sec로 0.6% 증가, 가속도로 추정한 경우는 286.3 sec로 0.6% 감소한 것으로 나타나 허용 오차를 만족하였다.
- 비행 후 분석의 결과가 실제 비행 데이터와 잘 일치하는 것을 볼 수 있다. 2단 구간에서의 페어링 미 분리로 인해 설계기준(Nominal) 가속도에 비해 전반적으로 적은 가속도를 갖는 것을 볼 수 있으며, 설계기준 가속도는 최대 7.6 g인데, 비행 시의 가속도는 최대 5.4 g로 감소하였다.
- 003 deg 의 정밀도로 이루어졌음을 나타낸다. 광학정렬시스템을 통한 INGU 초기 방위각 정렬 요구조건은 0.025 deg 로서, 요구조건을 충분히 만족하는 결과를 얻었다.
- 나로호는 1차 비행시험에서 한쪽 페어링이 정상적으로 분리되지 못하여, 정상적인 비행이 불가능하였으며, 이에 따라 위성을 목표궤도에 진입시키지 못하였다. 그러나 비행 데이터의 분석 결과 발사체는 비행 시이퀀싱, 항법, 자세제어, 추진 등 발사체의 성능에 영향을 미치는 요소들은 모두 정상적이었음을 확인하였다. 또한 비행 제어에 핵심적인 기능을 수행하는 관성항법유도시스템의 경우 요구되는 성능을 만족하였으며, 비정상적인 비행에서도 모든 기능을 정상적으로 수행하였다.
- 상단부 킥모터 연소구간에서 한쪽 페어링이 미분리된 상태를 고려하여 Nominal과 제어모멘트 계수를 비교하면 그림 8과 같이 나타난다. 동일한 킥모터 추력에 대하여 미분리된 페어링의 영향으로 관성모멘트가 증가하여 제어모멘트 계수는 설계치 대비 약 1/3 수준으로 제어성이 감소하였다.
- 그러나 비행 데이터의 분석 결과 발사체는 비행 시이퀀싱, 항법, 자세제어, 추진 등 발사체의 성능에 영향을 미치는 요소들은 모두 정상적이었음을 확인하였다. 또한 비행 제어에 핵심적인 기능을 수행하는 관성항법유도시스템의 경우 요구되는 성능을 만족하였으며, 비정상적인 비행에서도 모든 기능을 정상적으로 수행하였다. 따라서 1차 비행시험에서 문제가 발생했던 페어링 분리 시스템이 보완되면 2010년 ㅜ예정된 2차 비행시험에서는 성공적으로 임무를 수행할 것으로 예상된다.
- 1단이 분리된 후 약 162초 동안 상단 발사체는 무추력 비행을 수행하였고, 점화가 예정된 395초에는 정상 고도인 303 km에 도달하였다. 무추력 구간에서의 추력기 자세제어는 정상적으로 작동하여 2단 점화를 위한 자세 변경을 하였고, 395초에 정상적으로 킥모터가 점화 되었다.
- 페어링을 고려하여 운동 모델링 및 비행 후 시뮬레이션을 수행하여, 비행 결과와 일치하는 결과를 얻었다. 무추력 및 추력 구간에서의 RCS 및 TVC 제어기가 파라미터 변화에 대해 매우 큰 강건성을 가졌으며, 페어링 미분리에 의한 비정상적인 비행에서도 자세제어 기능을 정상적으로 수행하였다.
- 0deg)에 도달하였고, 이후 TVC 제어 불능에 의해 피치 자세는 텀블링 운동을 시작하게 되었다. 분석결과 무게중심 이동에 의한 교란모멘트를 상쇄하기 위해서는 연소초기에서는 약 2.5 deg, 연소종료시에는 약 3.9 deg의 구동각이 요구되었다.
- 축방향 가속도의 적분을 통해 페어링 무게 증가에 의한 손실과 텀블링 운동에 의한 속도 손실을 추정할 수 있다. 분석결과 페어링 중량증가로 인한 속도증분 손실은 702 m/s 이었으며, 텀블링운동에 의한 손실은 880 m/s이었다. 킥모터 연소후반부에 텀블링 운동을 하면서 추력의 방향이 계속 바뀌게 되어 추력이 발사체의 속도증가에 도움을 주지 못하였기 때문에 속도손실이 추가로 발생하였다.
- 비행 후 분석 결과 텀블링 구간에서 각속도를 추정한 결과 X축으로는 ±80 deg/sec, Z축으로는 ±150 deg/sec, Y축으로 –120～-200 deg/sec 의 큰 각속도가 발생하였다.
- 그림 4는 기체축 방향의 가속도를 나타낸다. 비행 후 분석의 결과가 실제 비행 데이터와 잘 일치하는 것을 볼 수 있다. 2단 구간에서의 페어링 미 분리로 인해 설계기준(Nominal) 가속도에 비해 전반적으로 적은 가속도를 갖는 것을 볼 수 있으며, 설계기준 가속도는 최대 7.
- 이러한 결과는 600 초에서의 속도 오차 3 m/sec, 위치 오차 1 km 요구 조건과 비교할 때, 항법성능 요구조건을 충분히 만족하고 있음을 알 수 있다. 이를 통해 국산화 개발된 관성항법유도시스템의 관성센서 성능이 우수하며, 관성항법 알고리즘이 정확했고, 정렬을 통한 자세 및 센서 바이어스 추정이 정상적으로 이루어졌음을 알 수 있다.
- 그림 12와 13은 최종 정렬에서의 정렬 오차 및 바이어스 추정, 자세 변화를 보여준다. 정렬수행 결과 정렬오차가 4 arcsec, 수직축 속도오차가 6 mm/sec 이내로 모두 수렴되었으며, 3축 자이로 및 수직축 가속도계 바이어스가 일정한 값으로 안정적으로 수렴되었다.
- 페어링을 고려하여 운동 모델링 및 비행 후 시뮬레이션을 수행하여, 비행 결과와 일치하는 결과를 얻었다. 무추력 및 추력 구간에서의 RCS 및 TVC 제어기가 파라미터 변화에 대해 매우 큰 강건성을 가졌으며, 페어링 미분리에 의한 비정상적인 비행에서도 자세제어 기능을 정상적으로 수행하였다.
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