지구 저궤도 위성은 발사체에서 분리된 이후 탑재 소프트웨어에 의해 자동으로 초기 동작을 수행한다. 이후 본체 초기 점검 기간 동안의 지상국 접속을 통해 정상 운용 모드로의 전환을 준비한다. 먼저 태양 전지판 전개 여부를 포함한 위성의 건강 상태를 확인한 이후 각 장치의 기능을 점검한다. 정상 운용 모드에 사용되는 모든 장치의 활성화가 완료된 이후 영상 촬영을 위한 기동 성능을 점검하며, 궤도 조정을 위한 기능을 점검한다. 초기 기능 점검은 한정된 지상국 교신 시간동안 수행되므로 사전에 모든 절차가 상세히 설계되어야 한다. 초기 점검 절차는 지상국 접속 시간에 따라 구분되어 수행된다. 또한 발생 가능한 모든 상황을 대비한 절차도 준비되어야 한다. 정상적인 점검 절차 수행 중에 발생할 수 있는 다양한 상황 및 예상치 못한 긴급 상황에 대한 조치 절차도 준비되어야 한다. 이러한 긴급 절차도 지상국 교신 시간을 고려해 설계된다. 저궤도 위성은 성공적으로 발사되었으며, 본체 초기 점검도 성공적으로 완료되었다. 이 논문에서는 저궤도 위성의 본체 초기 점검 설계 및 수행 결과에 대해 설명한다.
지구 저궤도 위성은 발사체에서 분리된 이후 탑재 소프트웨어에 의해 자동으로 초기 동작을 수행한다. 이후 본체 초기 점검 기간 동안의 지상국 접속을 통해 정상 운용 모드로의 전환을 준비한다. 먼저 태양 전지판 전개 여부를 포함한 위성의 건강 상태를 확인한 이후 각 장치의 기능을 점검한다. 정상 운용 모드에 사용되는 모든 장치의 활성화가 완료된 이후 영상 촬영을 위한 기동 성능을 점검하며, 궤도 조정을 위한 기능을 점검한다. 초기 기능 점검은 한정된 지상국 교신 시간동안 수행되므로 사전에 모든 절차가 상세히 설계되어야 한다. 초기 점검 절차는 지상국 접속 시간에 따라 구분되어 수행된다. 또한 발생 가능한 모든 상황을 대비한 절차도 준비되어야 한다. 정상적인 점검 절차 수행 중에 발생할 수 있는 다양한 상황 및 예상치 못한 긴급 상황에 대한 조치 절차도 준비되어야 한다. 이러한 긴급 절차도 지상국 교신 시간을 고려해 설계된다. 저궤도 위성은 성공적으로 발사되었으며, 본체 초기 점검도 성공적으로 완료되었다. 이 논문에서는 저궤도 위성의 본체 초기 점검 설계 및 수행 결과에 대해 설명한다.
A LEO Satellite performs automatic initial operations by FSW after separation from a launch vehicle. After initial operation by FSW is finished, preparation for normal operation is performed by ground during bus initial activation and checkout phase. First of all, we check state of health of the sat...
A LEO Satellite performs automatic initial operations by FSW after separation from a launch vehicle. After initial operation by FSW is finished, preparation for normal operation is performed by ground during bus initial activation and checkout phase. First of all, we check state of health of the satellite including solar array deployment status. After then, each unit of spacecraft bus is activated and checked. After activation and checkout of every units used for normal operation, we check maneuver performance for imaging mission and orbit maintenance performance. Because the Bus IAC is performed during limited ground contact time, every detailed procedure must be designed considering ground contact. Therefore, the Bus IAC procedure is separated into several parts based on ground contact duration. In addition, the procedures for every possible operation including expected situation as results of IAC procedures and unexpected contingency situation must be prepared. The contingency operation is also designed based on ground contact duration. The LEO satellite was successfully launched and the Bus IAC was successfully performed. In this paper, we explain design concepts and execution results of Bus IAC.
A LEO Satellite performs automatic initial operations by FSW after separation from a launch vehicle. After initial operation by FSW is finished, preparation for normal operation is performed by ground during bus initial activation and checkout phase. First of all, we check state of health of the satellite including solar array deployment status. After then, each unit of spacecraft bus is activated and checked. After activation and checkout of every units used for normal operation, we check maneuver performance for imaging mission and orbit maintenance performance. Because the Bus IAC is performed during limited ground contact time, every detailed procedure must be designed considering ground contact. Therefore, the Bus IAC procedure is separated into several parts based on ground contact duration. In addition, the procedures for every possible operation including expected situation as results of IAC procedures and unexpected contingency situation must be prepared. The contingency operation is also designed based on ground contact duration. The LEO satellite was successfully launched and the Bus IAC was successfully performed. In this paper, we explain design concepts and execution results of Bus IAC.
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문제 정의
태양 전지판이 성공적으로 전개되어야만 태양 지향 자세제어에 의해 위성 운용에 필요한 전력 생성이 가능하기 때문이다. 그러므로 발사 후 지상국 교신을 통해 최우선적으로 태양 전지판의 전개 여부를 판단한다. 태양 전지판의 전개 여부는 다양한 실패 상황에 가정해 총 5가지 조건을 통해 판단한다.
On으로 변경되었다면 배터리 이상 신호가 일정 시간 이상 발생한 상황이며, 해당 CAS를 수행해 추가 조치를 위한다. 또한 현재의 자세제어 모드가 WSH Submode로 변경되었는지 확인한다. WSH Submoe로 변경된 경우 별추적기 오동작 상황이 발생한 것이므로 해당 CAS를 수행해 추가 조치를 취한다.
이 논문에서는 저궤도 위성의 초기 운용 준비사항 및 초기 운용 수행 결과에 대해 설명했다. 발사 후 태양 전지판이 성공적으로 전개되고 안전 모드에서 안전하게 운용함을 확인했다.
가설 설정
만약 body rate이 크다면 1번 태양 전지판의 전개 실패 상황을 예상할 수 있다. 다섯째, 각 태양 전지판의 온도 차이가 특정 값보다 작아야 한다. 만약 온도 차이가 크다면 1번 태양 전지판 전개 실패 상황에서 2번과 3번 태양 전지판이 태양 지향을 하는 경우이다.
만약 하나라도 해당 값 미만이라면 한 개 이상의 태양 전지판이 전개되지 않고 1번 태양 전지판이 태양 지향을 하지 못하는 상황이다. 둘째, SAR1 입력 전류와 SAR2입력 전류의 값이 유사해야 한다. 만약 입력 전류 값이 크게 차이가 난다면 2번과 3번 태양 전지판 중 하나만 태양 지향을 하는 경우이다.
제안 방법
궤도 조정을 위한 절차, 자세 기동 성능및 추력기 사용에 따른 궤도 변화 특성을 확인했다. Del-V를 위한 자세 기동 시간을 최소화하고 연료 절감 효과를 얻기 위한 Hybrid Del-V 절차를 도입했으며 경사각 및 고도 조정을 성공적으로 완료했다.
히터의 설정 값을 바꾸고, GPS (Global Positioning System) 수신기, 별추적기 (Star Tracker Assembly: STA), 자기토커 (Magnetic Torquer Assembly: MTA), 반작용휠 (Reaction Wheel Assembly: RWA) 등의 장치[2]를 켜고 점검했다. SP submode 진입 후 기동 성능 및 궤도 조정 기능을 점검했다. Bus IAC (Initial Activation and Checkout)는 성공적으로 완료 되었으며, 이후 수행될 탑재체 기능 점검 (Payload IAC) 및 검보정 (Cal/Val)을 수행하기 위한 조건을 모두 만족하였다.
임무 운용 시 요구되는 자세제어 성능을 검증하였다. Strip Imaging을 위한 LVLH CMD를 이용한 자세제어 성능을 검증했으며, 고기동 Imaging을 위한 GPF를 이용한 자세제어 성능을 검증했다.
위성의 발사 및 궤도 정보, 교신을 위한 지상국 정보가 정해지면 교신 시간이 결정된다. 궤도 예측 프로그램을 이용해 각 Pass 별 교신 시간을 파악하고 다음 항목으로 구성되는 지상국 접속 계획서(GS Contact Plan)를 작성한다.
기동 성능 검증 완료 후 궤도 조정 성능을 검증했다. 궤도 조정을 위한 절차, 자세 기동 성능및 추력기 사용에 따른 궤도 변화 특성을 확인했다. Del-V를 위한 자세 기동 시간을 최소화하고 연료 절감 효과를 얻기 위한 Hybrid Del-V 절차를 도입했으며 경사각 및 고도 조정을 성공적으로 완료했다.
기동 성능 검증 완료 후 궤도 조정 성능을 검증했다. 궤도 조정을 위한 절차, 자세 기동 성능및 추력기 사용에 따른 궤도 변화 특성을 확인했다.
모든 히터를 정상 운용 모드로 변경한 후 정상 운용 모드에 사용하는 GPS, STA, MTA, RWA를 활성화하고 기능을 점검했다. 각 장치에서 제공하는 텔레메트리를 통해 모든 장치가 정상적으로 동작하고 있음을 확인했다.
지상국에서는 위성 접속 시 태양전지판의 전개 여부를 판단한 후 초기 점검 절차를 수행했다. 본체 초기 점검 (이하 Bus IAC)에서는 위성의 정상 운용 모드인 태양 지향 모드(이하 SP Submode)로의 전환을 위한 절차를 수행했다. 히터의 설정 값을 바꾸고, GPS (Global Positioning System) 수신기, 별추적기 (Star Tracker Assembly: STA), 자기토커 (Magnetic Torquer Assembly: MTA), 반작용휠 (Reaction Wheel Assembly: RWA) 등의 장치[2]를 켜고 점검했다.
부하 차단 상태라고 판단되는 경우 해당 CAS를 수행해 부하 차단 상황에서 복구한다. 부하 차단이 아닌 Fail-Over 발생에 의해 TSH Submode에 진입한 경우라면 분석을 통해 Fail-Over의 원인을 파악하고 Fault Isolation을 위해 관련 CAS 중에 하나를 선택해 수행한다. Blind Contact이 아닌 경우 배터리 셀 고장 관련 릴레이가 On으로 변경되었는지 확인한다.
수집한 모든 절차를 기능 및 순서를 고려해 단계 별로 구분한 순서도(Bus IAC Flow)를 작성한 후 IAC Flow의 각 단계에 대한 CMD/TLM 절차를 작성한다. 각 절차는 각 부분체(Subsystem)의 점검 시험 절차 등을 활용해 작성한다.
임무 운용 시 요구되는 자세제어 성능을 검증하였다. Strip Imaging을 위한 LVLH CMD를 이용한 자세제어 성능을 검증했으며, 고기동 Imaging을 위한 GPF를 이용한 자세제어 성능을 검증했다.
작성된 지상국 접속 계획서를 바탕으로 CMD/TLM 절차를 Pass 별로 구분한다. CMD 전송 시간, TLM 확인 시간, IAC 각 단계 사이의 관계를 고려해 해당 Pass에 수행할 절차를 정한다.
저궤도 위성이 발사체에서 분리된 후 탑재 컴퓨터인 IBMU (Integrated Bus Management Unit)가 깨어났으며 부팅 및 초기화 과정을 거친 후 자동으로 Deployment RTCS (Relative Timed Command Sequence)를 실행시켜 태양 전지판 전개 과정을 시작했다.[1] Deployment RTCS를 통해 추력기 기반의 안전모드(이하 TSH Submode) 운용에 필요한 장치를 켜고, 태양 전지판이 전개되었다.
발사 후 태양 전지판이 성공적으로 전개되고 안전 모드에서 안전하게 운용함을 확인했다. 정상 운용에 필요한 각 장치를 점검하고 임무 운용을 위한 기동 성능, 궤도 조정 성능을 확인했다. 본체 초기 점검 결과를 통해 탑재체 초기 점검 및 검보정 단계를 수행하기위한 조건이 만족되었다.
본체 초기 점검 (이하 Bus IAC)에서는 위성의 정상 운용 모드인 태양 지향 모드(이하 SP Submode)로의 전환을 위한 절차를 수행했다. 히터의 설정 값을 바꾸고, GPS (Global Positioning System) 수신기, 별추적기 (Star Tracker Assembly: STA), 자기토커 (Magnetic Torquer Assembly: MTA), 반작용휠 (Reaction Wheel Assembly: RWA) 등의 장치[2]를 켜고 점검했다. SP submode 진입 후 기동 성능 및 궤도 조정 기능을 점검했다.
성능/효과
모든 히터를 정상 운용 모드로 변경한 후 정상 운용 모드에 사용하는 GPS, STA, MTA, RWA를 활성화하고 기능을 점검했다. 각 장치에서 제공하는 텔레메트리를 통해 모든 장치가 정상적으로 동작하고 있음을 확인했다. 정상 운용모드에서 사용되는 자세제어 로직의 성능 검증 후 SP Submode로 전환했다.
만약 해당 값보다 작다면 2번과 3번 태양 전지판의 전개가 실패하고 1번 태양 전지판이 태양 지향을 하는 경우 또는 1번 태양 전지판이 전개 실패하고 태양 지향을 하는 경우이다. 넷째, S/C Roll, Pitch, Yaw rate이 모두 특정 값보다 작아야 한다. 만약 body rate이 크다면 1번 태양 전지판의 전개 실패 상황을 예상할 수 있다.
이 논문에서는 저궤도 위성의 초기 운용 준비사항 및 초기 운용 수행 결과에 대해 설명했다. 발사 후 태양 전지판이 성공적으로 전개되고 안전 모드에서 안전하게 운용함을 확인했다. 정상 운용에 필요한 각 장치를 점검하고 임무 운용을 위한 기동 성능, 궤도 조정 성능을 확인했다.
정상 운용에 필요한 각 장치를 점검하고 임무 운용을 위한 기동 성능, 궤도 조정 성능을 확인했다. 본체 초기 점검 결과를 통해 탑재체 초기 점검 및 검보정 단계를 수행하기위한 조건이 만족되었다. 이 논문에서 언급한 초기 운용 절차서 및 수행결과는 향후 다른 위성 운용에 유용한 참고 자료가 될 것이다.
만약 입력 전류 값이 크게 차이가 난다면 2번과 3번 태양 전지판 중 하나만 태양 지향을 하는 경우이다. 셋째, 태양 센서 5번 (Coarse Sun Sensor Assembly, CSSA#5) 출력 전류가 특정 값보다 커야 한다. 만약 해당 값보다 작다면 2번과 3번 태양 전지판의 전개가 실패하고 1번 태양 전지판이 태양 지향을 하는 경우 또는 1번 태양 전지판이 전개 실패하고 태양 지향을 하는 경우이다.
첫째, 두 태양 전력 조절기 (Solar Array Regulator, SAR1 & SAR2)의 입력 전류가 모두 특정 값보다 커야 한다.
태양전지판 전개 판단을 위해 텔레메트리 분석 결과 태양 전지판 전개가 성공한 것으로 판단했다.
후속연구
본체 초기 점검 결과를 통해 탑재체 초기 점검 및 검보정 단계를 수행하기위한 조건이 만족되었다. 이 논문에서 언급한 초기 운용 절차서 및 수행결과는 향후 다른 위성 운용에 유용한 참고 자료가 될 것이다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
지구 저궤도 위성은 무엇을 수행하는가?
지구 저궤도 위성은 발사체에서 분리된 이후 탑재 소프트웨어에 의해 자동으로 초기 동작을 수행한다. 이후 본체 초기 점검 기간 동안의 지상국 접속을 통해 정상 운용 모드로의 전환을 준비한다.
본체 초기 점검의 목적은?
먼저 초기 운용에 필요한 모든 절차를 수집한다. 본체 초기 점검의 목적은 위성을 정상 임무운용이 가능한 상태로 만드는 것이다. 정상 운용시 사용되는 모든 장치의 점검 절차가 포함되며, 각 서브시스템 성능 점검 절차가 포함된다.
참고문헌 (4)
전문진, 권동영, 이나영, 김대영, "지구 저궤도 위성의 초기 운용 설계 및 시험 결과", 2010 한국항공우주학회 추계학술발표회 논문집, pp. 1001-1004
Larson, W. J. and Wertz, J. R.: Space Mission Analysis and Design 3rd Edition, Space Technology Library
전문진, 권동영, 이나영, 김대영, "지구 저궤도 위성의 전력 고장 관리", 2010 한국항공우주학회 춘계학술발표회 논문집, pp. 525-528
전문진, 김희섭, 김대영, "태양 동기 지구 저 궤도 위성의 태양 전지판 전개 판단에 대한 연구", 한국항공우주학회 2009 추계학술발표회, pp. 1114-1116
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