본 논문에서는 태양동기성 유지 및 지상궤적 반복이 요구되는 위성의 궤도 설계 방법에 대한 연구를 수행하였다. 특히, 위성 궤도 해석 및 공학 문제에서 빈번하게 사용되는 상용소프트웨어 (STK, MATLAB)를 활용한 "비선형 시뮬레이션 기반 수치 최적화" 기법을 제안하고자 한다. 설계 과정에서 위성에 미치는 다양한 교란력을 고려함으로써, 태양 동기성과 지상궤적 반복과 같은 임무 요구 사항을 더 정확하게 만족할 뿐만 아니라, 위성 지방시 변화 최소화, 특정 지상국과 접촉 시간 최대화와 같이 실제 위성 운용시 현실적으로 요구되는 사항을 설계에 반영할 수 있다. 저궤도태양동기궤도 위성을 대상으로 설계 예제를 제시하였고, 본 연구의 타당성을 검증하였다.
본 논문에서는 태양동기성 유지 및 지상궤적 반복이 요구되는 위성의 궤도 설계 방법에 대한 연구를 수행하였다. 특히, 위성 궤도 해석 및 공학 문제에서 빈번하게 사용되는 상용소프트웨어 (STK, MATLAB)를 활용한 "비선형 시뮬레이션 기반 수치 최적화" 기법을 제안하고자 한다. 설계 과정에서 위성에 미치는 다양한 교란력을 고려함으로써, 태양 동기성과 지상궤적 반복과 같은 임무 요구 사항을 더 정확하게 만족할 뿐만 아니라, 위성 지방시 변화 최소화, 특정 지상국과 접촉 시간 최대화와 같이 실제 위성 운용시 현실적으로 요구되는 사항을 설계에 반영할 수 있다. 저궤도 태양동기궤도 위성을 대상으로 설계 예제를 제시하였고, 본 연구의 타당성을 검증하였다.
This paper presents a mission orbit design method for spacecraft which use the sun-synchronous and ground repeat orbits. In this work, we have proposed a new design procedure, "Nonlinear simulation-based numerical optimization technique" using the commercial S/W's such as STK (Satellite Tool kit) an...
This paper presents a mission orbit design method for spacecraft which use the sun-synchronous and ground repeat orbits. In this work, we have proposed a new design procedure, "Nonlinear simulation-based numerical optimization technique" using the commercial S/W's such as STK (Satellite Tool kit) and Matlab, which are widely adopted S/W's in the area of orbital mechanics and engineering analysis. Inclusion of all the perturbation effects on the spacecraft not only can more precisely satisfy the mission requirements for sun-synchronicity and repeated ground track, and also operational requirements such as minimum change in the S/C local time, maximization of the contact time with a specified ground station, etc. can be appropriately considered. Design examples for LEO sun-synchronous mission are presented to demonstrate the usefulness of the proposed method in this paper.
This paper presents a mission orbit design method for spacecraft which use the sun-synchronous and ground repeat orbits. In this work, we have proposed a new design procedure, "Nonlinear simulation-based numerical optimization technique" using the commercial S/W's such as STK (Satellite Tool kit) and Matlab, which are widely adopted S/W's in the area of orbital mechanics and engineering analysis. Inclusion of all the perturbation effects on the spacecraft not only can more precisely satisfy the mission requirements for sun-synchronicity and repeated ground track, and also operational requirements such as minimum change in the S/C local time, maximization of the contact time with a specified ground station, etc. can be appropriately considered. Design examples for LEO sun-synchronous mission are presented to demonstrate the usefulness of the proposed method in this paper.
* AI 자동 식별 결과로 적합하지 않은 문장이 있을 수 있으니, 이용에 유의하시기 바랍니다.
문제 정의
따라서 본 논문에서는, 궤도 설계 초기 단계에서부터 비선형 시뮬레이션과 수치 최적화 기법을 이용하여 앞에서 설명한 단점을 해결하고자 한다. Fig.
본 논문은 기존의 해석적 방법으로 설계된 궤도에 미세 조정을 수행하여 임무궤도를 재설계하였다. 기존의 방법으로 고려가 불가능한 사항, 즉 지상국과의 교신시간 최대화 및 지방시의 정밀시간 조정 및 변화 최소화 등을 고려하여 기존의 성능에는 큰 영향을 주지 않으면서도 실제 운영 시에 필요한 요구사항을 반영하도록 임무궤도를 재설계하였다.
본 설계 예제는 매 승교점에서 최초 지방시를 정밀하게 조정함과 동시에 그 변화가 최소화되는 것을 목적으로 한다. 따라서 식 (18)과 같이 성능 지수로 표현이 가능하다.
본 설계 예제에서는 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법을 적용하여 위성과 지상국의 교신시간이 최대화되도록 초기 궤도를 재설계하였다. 이때 지구 모든 교란력 및 태양, 달의 인력을 고려하여 위성의 최초 성능을 유지함과 동시에 기존의 방법보다 더 정밀한 태양동기궤도 설계를 목적으로 한다.
제안 방법
기존의 방법으로 고려가 불가능한 사항, 즉 지상국과의 교신시간 최대화 및 지방시의 정밀시간 조정 및 변화 최소화 등을 고려하여 기존의 성능에는 큰 영향을 주지 않으면서도 실제 운영 시에 필요한 요구사항을 반영하도록 임무궤도를 재설계하였다. 그 과정에서 상용 S/W인 STK와 Matlab의 최적화 툴을 기반으로 비선형 시뮬레이션 기반 수치 최적화 기법을 적용하였으며, 수치적 최적화와 비선형 시뮬레이션을 통합하여 정밀한 임무궤도 요소를 설계하였다.
본 논문은 기존의 해석적 방법으로 설계된 궤도에 미세 조정을 수행하여 임무궤도를 재설계하였다. 기존의 방법으로 고려가 불가능한 사항, 즉 지상국과의 교신시간 최대화 및 지방시의 정밀시간 조정 및 변화 최소화 등을 고려하여 기존의 성능에는 큰 영향을 주지 않으면서도 실제 운영 시에 필요한 요구사항을 반영하도록 임무궤도를 재설계하였다. 그 과정에서 상용 S/W인 STK와 Matlab의 최적화 툴을 기반으로 비선형 시뮬레이션 기반 수치 최적화 기법을 적용하였으며, 수치적 최적화와 비선형 시뮬레이션을 통합하여 정밀한 임무궤도 요소를 설계하였다.
그 결과는 Table 2를 통해 확인할 수 있다. 기존의 해석적 방법에서 얻은 결과를 초기값으로 설정하고 경사각과 승교점을 설계 변수로 정하여 미세조정을 수행하였다. Fig.
28일간 시뮬레이션 및 최적화 과정을 통해 얻은 결과는 Table 3을 통해 확인할 수 있다 . 기존의 해석적 방법을 초기 조건으로 설정하였고, 장반경과 경사각을 설계 변수로 설정하여 미세조정을 수행했다. 그 결과 장반경은 주어진 경계 조건 내의 값으로 수렵되었으며, 경사각 역시 태양동기성을 만족하는 값을 갖도록 수렴되었음을 확인하였다.
본 연구는 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법의 적용시 기존의 고전적 설계 방법에 비하여 더 정밀한 초기궤도 설계가 가능함을 보였다. 본 논문에서 제안하고 있는 방법은 태양동 기궤도 및 지상궤적 반복궤도 설계에 적용이 가능할 뿐만 아니라 지구 중력장의 고차항들을 고려함과 동시에 태양 및 달의 인력 등을 모두 고려한 임무궤도의 설계가 가능하다. 본 논문의 설계 예제는 해석적인 방법의 적용이 불가능한 사항을 고려할 수 있음을 보여주고 있다.
본 설계 예제에서는 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법을 적용하여 위성과 지상국의 교신시간이 최대화되도록 초기 궤도를 재설계하였다. 이때 지구 모든 교란력 및 태양, 달의 인력을 고려하여 위성의 최초 성능을 유지함과 동시에 기존의 방법보다 더 정밀한 태양동기궤도 설계를 목적으로 한다.
본 연구에서 제안하고 있는 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법은 수식으로 적용이 불가능한 부분을 시뮬레이션으로 대치하여 최적화를 수행한다. STK의 궤도 전파기를 이용하여 정밀한 태양동기궤도 설계가 가능하며, 특히 위성 운영시 고려가 필요하지만 수식 표현이 불가능했던 지상국과의 교신시간 최대화, 지방시의 정밀 조정에 최적화 등에 적용이 가능하다.
Table 1은 기존의 해석적 방법과 이를 비교하기위하여 지구의 모든 중력장 및 태양, 달의 인력을 동시에 고려하여 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법을 이용하여 얻은 결과를 비교하고 있다. 본 예제에서는 장반경 및 경사각을 설계 변수로 설정하여 미세조정을 수행하였다. 그 결과 지상궤적 반복에 있어서 최초 경도와 재반복 주기 이후 첫 번째 경도 차이 (|L1 - L410|)도 확연하게 줄어든 것을 확인할 수 있었다.
뿐만 아니라 정밀한 태양동기궤도를 설계하기 위해 승교점 이동 각속도를 식 (20)과 같이 구속조건으로 적용하고, 장반경은 (7000~7200km)내의 값을 갖도록 경계조건으로 설정했다. 따라서 식 (21)를 최대화하고 식 (20)을 만족하는 궤도를 계산함으로써 태양동기궤도를 만족함과 동시에 지상국과 교신시간은 최대화되는 궤도를 설계할 수 있다.
위의 성능지수 및 구속조건을 활용하여 다목적위성시리즈와 비슷한 저궤도위성의 태양동기궤도 및 지상궤적 반복 궤도 설계에 적용해 보았다. 우선 다목적위성 2호와 3호는 모두 28일의 재방문주기를 가지며, 그 동안 409회 지구를 회전하기 때문에 L1은 L410과 동일해야 하며, 시간 차이는 곧 재방문 주기 (T)와 동일해야 한다.
이론/모형
고전적인 태양동기궤도 설계시 식 (3)을 이용하여 해석적인 방법을 적용하였다. 비선형 시뮬 레이션 기반의 수치 최적화 기법을 고려하려면 우선 승교점 적경의 각운동 속도 (#)와 태양의 각운동 속도 (#)가 일치하도록 궤도의 경사각을 구할 수 있어야한다.
성능/효과
(7일 시뮬레이션) 경사각 차이가 발생하며 이는 비선형 시뮬레이션 기반 수치 최적화 방법을 적용하면 고계도 부분 (Higher order and degree)이 모두 포함되어 있지만 해석적 방법에서 J2 효과 적용시 간략화된 수식을 적용하는 과정에서 고계도 부분의 수식이 생략되면서 발생되는 것으로 파악되며, 시뮬레이션 기간이 길어질수록 오차는 더 커지는 것을 확인하였다. 결과적으로 태양동기성과 관련된 지방시의 변화를 살펴보면, 고전적 방법에 비하여 정밀한 태양동기궤도가 설계된 것을 확인할 수 있었다[14]. 이것은 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법을 적용할 때 기존의 방법에 비하여 정밀한 궤도 설계가 수행되었음을 보여주는 것이다.
그 결과 장반경은 주어진 경계 조건 내의 값으로 수렵되었으며, 경사각 역시 태양동기성을 만족하는 값을 갖도록 수렴되었음을 확인하였다.
본 예제에서는 장반경 및 경사각을 설계 변수로 설정하여 미세조정을 수행하였다. 그 결과 지상궤적 반복에 있어서 최초 경도와 재반복 주기 이후 첫 번째 경도 차이 (|L1 - L410|)도 확연하게 줄어든 것을 확인할 수 있었다. 또한 Fig.
/day)에 더 근접한값을 가진다. 따라서 기설계된 태양동기궤도에 비하여 더 정밀한 태양동기궤도 및 지상궤적 반복궤도가 설계되었음을 확인할 수 있다.
본 논문에서 제안하고 있는 방법은 태양동 기궤도 및 지상궤적 반복궤도 설계에 적용이 가능할 뿐만 아니라 지구 중력장의 고차항들을 고려함과 동시에 태양 및 달의 인력 등을 모두 고려한 임무궤도의 설계가 가능하다. 본 논문의 설계 예제는 해석적인 방법의 적용이 불가능한 사항을 고려할 수 있음을 보여주고 있다. 예를 들어 지방시 정밀 시간 조정 및 변화 최소화, 지상국과의 교신시간 최대화와 같이 실제 위성 운영시 필요하지만 기존의 방식으로는 고려가 불가능했던 사항에 대하여 적용 가능함을 보였으며 임무궤도 설계 결과를 도출하였다.
본 연구는 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법의 적용시 기존의 고전적 설계 방법에 비하여 더 정밀한 초기궤도 설계가 가능함을 보였다. 본 논문에서 제안하고 있는 방법은 태양동 기궤도 및 지상궤적 반복궤도 설계에 적용이 가능할 뿐만 아니라 지구 중력장의 고차항들을 고려함과 동시에 태양 및 달의 인력 등을 모두 고려한 임무궤도의 설계가 가능하다.
STK의 궤도 전파기를 이용하여 정밀한 태양동기궤도 설계가 가능하며, 특히 위성 운영시 고려가 필요하지만 수식 표현이 불가능했던 지상국과의 교신시간 최대화, 지방시의 정밀 조정에 최적화 등에 적용이 가능하다. 뿐만 아니라 지구의 모든 중력장 (본 연구에서 WGS84_EGM96 모델의 22 degree, 22 order를 적용) 및 태양, 달 인력등의 고려가 가능하다.
7은 28일 동안 각 노드 (1~410번)에서 지방시 변화를 나타내는 것으로써 고전적 설계 방법과 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법을 적용하여 구한 지방시 변화를 서로 비교하였다. 후자의 방법으로 얻은 설계 결과는 승교점 이동 속도 (0.9853 deg./day) 값을 나타내며, 명목상 지방시 10시 30분 (10.5 hour)에서 거의 벗어나지 않는 것을 확인할 수 있다. 이에 반하여 최적화 전 고전적 방법으로 설계된 궤도는 시간이 지남에 따라 명목상 지방시와 차이가 점차 증가하는 것을 확인할 수 있다[15,16].
후속연구
따라서 비선형 시뮬레이션 기반의 수치 최적화 기법은 고전적 임무궤도 설계 방법을 대체할 수 있는 방법으로 정밀한 초기궤도 설계뿐만 아니라 임무의 범위를 확장 적용할 수 있는 현실적인 대안이 될 수 있을 것으로 판단된다. 한편 현재 이슈가 되고 있는 다중위성 개념에 적용 가능하다.
한편 현재 이슈가 되고 있는 다중위성 개념에 적용 가능하다. 성능지수 및 구속조건의 개발이 선행된다면 이 문제를 본 논문에서 제안하고 있는 방법을 적용하여 구체적인 해결책을 제시할 수 있을 것으로 기대된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
다목적실용위성 시리즈의 현황은?
특히 다목적실용위성 시리즈 (KOMPSAT)는 우리나라의 기술 수준을 잘 보여준다. 2006년 발사에 성공한 다목적실용위성 2호는 현재까지 정상 운영중이며, 2012년 5월 발사에 성공한 다목적실용위성 3호와 우리나라 최초로 SAR (Synthetic Aperture Radar)를 탑재하게 될 다목적실용위성 5호에서 볼 수 있듯이 현재 우리나라는 새로운 도약을 준비하고 있다.
대부분의 지구 관측 위성은 어떤 궤도로 설계되어 있는가?
다목적위성시리즈는 우리나라의 대표적인 저궤도 위성으로 지구 관측 위성이다. 전세계 대부 분의 지구 관측 위성은 태양동기궤도 (Sun Synchronous Orbit)로 설계되었다. 태양동기궤도는 관측하고자 하는 지점에 대하여 태양의 상대 위치가 동일하여 일정한 조도를 얻을 수 있기 때문에 영상처리에 큰 장점을 가지고 있다.
태양동기궤도가 영상처리에서 장점을 가지는 이유는?
전세계 대부 분의 지구 관측 위성은 태양동기궤도 (Sun Synchronous Orbit)로 설계되었다. 태양동기궤도는 관측하고자 하는 지점에 대하여 태양의 상대 위치가 동일하여 일정한 조도를 얻을 수 있기 때문에 영상처리에 큰 장점을 가지고 있다. 뿐만 아니라 다목적위성 시리즈는 지상궤적 반복 주기 (Ground Repeat Cycle)를 가지도록 설계되었다.
노태수, 다중위성관제를 위한 궤도 임무분석 및 운영에 관한 연구, 한국항공우주연구원, 2012
이병선, 황유라 윤재철, 정옥철, "반복 지상궤적 태양동기 위성의 기준 교점경도," 한국항공우주학회 추계학술대회 논문집 pp. 1050 - 1053, 2009.
Byoung-Sun Lee, "Variations of The Local Time of Asecending Node for the Initial Inclinations of the KOMPSAT" J. Astron. Space Sci. Vol. 16(2), pp. 167-176, 1999.
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.