달 착륙선의 항법 시스템은 자율 정밀 항법 성능을 확보하기 위해 관성측정기와 별추적기, 고도계, 속도계, 지형상대항법 카메라 등 다양한 항법용 전장부품으로 구성되는데 착륙선의 착륙 시나리오와 임무 요구 성능에 따라 적합한 성능의 항법용 전장부품 선정이 필요하다. 본 논문에서는 달 착륙선에 요구되는 항법용 전장부품의 사양을 공분산해석을 통해 분석하였다. 77차 상태변수로 구성되는 기준 시스템 오차모델과 센서의 측정모델을 정의하고 착륙선의 임무 요구 성능은 90m($3{\sigma}$) 착륙 위치 정확도를 요구하는 정밀탐사 임무와 6km($3{\sigma}$)의 착륙 오차가 허용되는 영역탐사 임무로 구분하였다. 자율항법 시작 시점에 따라 PDI(Powered descent initiation)와 DOI(Deorbit initiation) 시나리오로 나누고 항법용 전장부품의 조합과 착륙 시나리오에 따른 성능 분석을 통해 가상의 임무 요구 성능을 만족하기 위한 항법 시스템의 요구사양을 도출하였다.
달 착륙선의 항법 시스템은 자율 정밀 항법 성능을 확보하기 위해 관성측정기와 별추적기, 고도계, 속도계, 지형상대항법 카메라 등 다양한 항법용 전장부품으로 구성되는데 착륙선의 착륙 시나리오와 임무 요구 성능에 따라 적합한 성능의 항법용 전장부품 선정이 필요하다. 본 논문에서는 달 착륙선에 요구되는 항법용 전장부품의 사양을 공분산해석을 통해 분석하였다. 77차 상태변수로 구성되는 기준 시스템 오차모델과 센서의 측정모델을 정의하고 착륙선의 임무 요구 성능은 90m($3{\sigma}$) 착륙 위치 정확도를 요구하는 정밀탐사 임무와 6km($3{\sigma}$)의 착륙 오차가 허용되는 영역탐사 임무로 구분하였다. 자율항법 시작 시점에 따라 PDI(Powered descent initiation)와 DOI(Deorbit initiation) 시나리오로 나누고 항법용 전장부품의 조합과 착륙 시나리오에 따른 성능 분석을 통해 가상의 임무 요구 성능을 만족하기 위한 항법 시스템의 요구사양을 도출하였다.
The navigation system of lunar lander are composed of various navigation sensors which have a complementary characteristics such as inertial measurement unit, star tracker, altimeter, velocimeter, and camera for terrain relative navigation to achieve the precision and autonomous navigation capabilit...
The navigation system of lunar lander are composed of various navigation sensors which have a complementary characteristics such as inertial measurement unit, star tracker, altimeter, velocimeter, and camera for terrain relative navigation to achieve the precision and autonomous navigation capability. The required performance of sensors has to be determined according to the landing scenario and mission requirement. In this paper, the specifications of navigation sensors are investigated through covariance analysis. The reference error model with 77 state vector and measurement model are derived for covariance analysis. The mission requirement is categorized as precision exploration with 90m($3{\sigma}$ ) landing accuracy and area exploration with 6km($3{\sigma}$ ), and the landing scenario is divided into PDI(Powered descent initiation) and DOI(Deorbit initiation) scenario according to the beginning of autonomous navigation. The required specifications of the navigation sensors are derived by analyzing the performance according to the sensor combination and landing scenario.
The navigation system of lunar lander are composed of various navigation sensors which have a complementary characteristics such as inertial measurement unit, star tracker, altimeter, velocimeter, and camera for terrain relative navigation to achieve the precision and autonomous navigation capability. The required performance of sensors has to be determined according to the landing scenario and mission requirement. In this paper, the specifications of navigation sensors are investigated through covariance analysis. The reference error model with 77 state vector and measurement model are derived for covariance analysis. The mission requirement is categorized as precision exploration with 90m($3{\sigma}$ ) landing accuracy and area exploration with 6km($3{\sigma}$ ), and the landing scenario is divided into PDI(Powered descent initiation) and DOI(Deorbit initiation) scenario according to the beginning of autonomous navigation. The required specifications of the navigation sensors are derived by analyzing the performance according to the sensor combination and landing scenario.
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문제 정의
본 논문에서는 한국형 달 착륙선에 요구되는 항법용 전장부품의 요구 사양을 공분산해석을 통해 분석하였다. 공분산해석을 위해 관성측정기와 별추적기, 고도계, 속도계, TRN 카메라에 대한 오차 모델링을 통해 선형화된 기준 시스템 오차 모델 및 측정모델을 설계하였다.
본 연구에서는 달 착륙선의 가상 임무목표를 Table 1과 같이 달에 대한 일반적인 과학 탐사를 위해 특정 영역 내에 비교적 큰 항법오차로 착륙하는 것이 허용되는 경우와 달의 특정 지점에 대한 정밀한 과학 탐사를 위해 정밀한 착륙이 요구되는 경우로 나누었다. 영역 탐사 임무의 착륙 위치 정확도는 창어 3호의 사례를 참고하여 6km(3σ)로 설정하였고 특정지점 정밀탐사 임무의 경우 NASA의 사례를 참고하여 90m(3σ)로 설정하였다.
가설 설정
δxvel∊R9x1는 속도계의 바이어스 오차, 환산계수 오차, 비정렬 오차로 구성되고 δxcmr∊R26x1는 5개의 특징점을 매칭 하였다고 가정하고 카메라의 비정렬 오차, 픽셀 바이어스 오차, 맵 비정렬 오차 및 맵 해상도 오차를 포함한다.
MIMU(Miniature IMU)와 LIMU(LN-200s IMU)는 우주 탐사선에 많이 적용되는 관성측정기이고[17,18] KIMU (KARI IMU)는 한국항공우주연구원에서 한국형 발사체에 적용하기 위해 개발 중인 광섬유자이로 기반 관성측정기이다[19]. 3가지 관성측정기의 비직교성 오차는 모두 20arcsec로 가정하였다.
달 착륙선의 전장품 요구성능 분석을 위해 착륙 시나리오를 자율항법 시작 시점에 따라 DOI 시나리오와 PDI 시나리오로 분류하였다. DOI 시나리오는 DOI 직전에 DSN으로 추정된 궤도정보로 항법 시스템을 초기화한 후 착륙까지 4320초 동안 자율항법을 수행하며 PDI 시나리오는 착륙선이 고도 약 17km의 타원궤도로 천이한 후에 타원 궤도를 선회하면서 착륙을 준비하고 PDI 직전에 DSN을 통해 항법 시스템을 초기화한 후 720초 동안 자율항법을 수행하는 것으로 가정하였다.
5km 이하에서 동작하는 것으로 가정하였다. TRN 카메라는 10초 간격으로 특징점 정보를 제공하며 기본 동작 고도는 15km로 가정하였다.
항법 시스템은 DSN을 통해 추정된 궤도정보와 별추적기의 자세를 이용하여 초기화 되며, 초기 위치오차와 속도오차는 Table 3과 같고[4] 초기 자세오차는 Table 4의 별추적기(ST) 오차 규격을 기준으로 50arcsec로 설정하였다[4]. 고도계(ALT)와 속도계(VLO), TRN 카메라(CMR) 및 데이터베이스 맵 오차의 크기는 Table 5 ~ 7에 정리 하였으며[4,6,20], 별추적기는 1초 간격으로 전구간에서 자세를 측정하고 고도계와 속도계는 1 초 간격으로 고도 3.5km 이하에서 동작하는 것으로 가정하였다. TRN 카메라는 10초 간격으로 특징점 정보를 제공하며 기본 동작 고도는 15km로 가정하였다.
제안 방법
본 논문에서는 한국형 달 착륙선에 요구되는 항법용 전장부품의 요구 사양을 공분산해석을 통해 분석하였다. 공분산해석을 위해 관성측정기와 별추적기, 고도계, 속도계, TRN 카메라에 대한 오차 모델링을 통해 선형화된 기준 시스템 오차 모델 및 측정모델을 설계하였다. 달 착륙선의 착륙 시나리오는 자율항법 시작 시점에 따라 PDI 시나리오와 DOI 시나리오의 2가지로 구분하였고 착륙선의 시스템 수준 임무 요구 성능은 특정 지점 탐사를 위한 정밀 탐사(착륙 위치정확도 90m)와 상대적으로 큰 착륙 위치오차가 허용되는 영역 탐사(착륙 위치정확도 6km)로 구분하였다.
관성측정기와 별추적기, 고도계 및 속도계의 조합으로 PDI 시나리오에서 영역 탐사 임무의 요구조건을 만족시킬 수 있는데, 항법 정확도는 고도계와 속도계 오차 요소의 크기에 따라 좌우되기 때문에 센서 오차 요소의 크기에 따른 성능을 분석하였다. 먼저 고도계의 경우 환산계수 오차와 잡음은 고도에 비례하는 크기로 오차를 유발하기 때문에 종말 구간의 낮은 고도에서 이들에 의한 영향은 미미하며 데이터베이스 맵 고도 오차가 주요 오차 요인이 된다.
여기서 τ는 시정수이다. 그리고 TRN 카메라의맵 비정렬 오차와 맵 해상도 오차, 픽셀 바이어스 오차는 랜덤상수로 모델링하였다.
달 착륙선의 항법은 기본적으로 관성측정기에서 측정하는 가속도 및 각속도를 이용하여 50Hz 이상의 빠른 주기로 위치와 속도, 자세를 계산한다. 그리고 시간에 따라 누적되는 항법오차를 감소시키기 위해 별추적기, 고도계, 속도계 및 TRN 카메라 등 다양한 센서의 정보를 이용하여 칼만필터를 통해 오차를 추정하고 보정한다.
달 착륙선의 전장품 요구성능 분석을 위해 착륙 시나리오를 자율항법 시작 시점에 따라 DOI 시나리오와 PDI 시나리오로 분류하였다. DOI 시나리오는 DOI 직전에 DSN으로 추정된 궤도정보로 항법 시스템을 초기화한 후 착륙까지 4320초 동안 자율항법을 수행하며 PDI 시나리오는 착륙선이 고도 약 17km의 타원궤도로 천이한 후에 타원 궤도를 선회하면서 착륙을 준비하고 PDI 직전에 DSN을 통해 항법 시스템을 초기화한 후 720초 동안 자율항법을 수행하는 것으로 가정하였다.
공분산해석을 위해 관성측정기와 별추적기, 고도계, 속도계, TRN 카메라에 대한 오차 모델링을 통해 선형화된 기준 시스템 오차 모델 및 측정모델을 설계하였다. 달 착륙선의 착륙 시나리오는 자율항법 시작 시점에 따라 PDI 시나리오와 DOI 시나리오의 2가지로 구분하였고 착륙선의 시스템 수준 임무 요구 성능은 특정 지점 탐사를 위한 정밀 탐사(착륙 위치정확도 90m)와 상대적으로 큰 착륙 위치오차가 허용되는 영역 탐사(착륙 위치정확도 6km)로 구분하였다. 항법용 전장부품의 기본 사양은 기존 연구사례를 참고하여 정의하고 착륙 시나리오와 탑재전장부품의 조합에 따라 임무 요구 성능의 달성 여부를 공분산해석을 통해 분석하였다.
항법용 전장부품의 기본 사양은 기존 연구사례를 참고하여 정의하고 착륙 시나리오와 탑재전장부품의 조합에 따라 임무 요구 성능의 달성 여부를 공분산해석을 통해 분석하였다. 또한 탑재 전장부품의 오차 요소 중 항법 성능에 크게 영향을 미치는 오차 요소의 크기와 동작조건에 따른 공분산해석을 수행하여 다양한 조건에서 항법 정확도 비교를 통해 항법용 전장부품의 요구 사양을 분석하였다.
마지막으로 중력오차와 맵 고도 오차는 거리에 상관된 1차 마코프 프로세스로 모델링하였다[10].
본 논문에서는 달 착륙선의 자율항법 시나리오(PDI 및 DOI 시나리오)와 가상 임무 요구조건(영역 탐사 및 특정지점 정밀탐사)에 따라 요구되는 항법용 전장부품의 성능을 공분산해석을 통해 분석하였다. 다양한 조건에서 분석 결과, 자율항법 시나리오와 임무 요구조건에 따라 달착륙선에 적용되어야 할 항법용 전장부품의 조합과 각 부품의 성능이 결정되는 것으로 나타났다.
공분산해석 결과의 신뢰성을 높이기 위해서는 대상 시스템의 공분산해석 오차 모델이 실제와 유사하도록 설계되어야 한다. 본절에서는 달 착륙선에 탑재되는 항법용 전장부품의 오차 요소를 식별하고 이를 바탕으로 정의되는 항법 오차 모델과 별추적기, 고도계, 속도계 및 TRN 카메라에 대한 측정 모델을 정리하였다.
센서의 오차 상태변수 중 가속도계 오차와 자이로 오차, 별추적기 오차, 고도계 오차, 속도계 오차 및 TRN 카메라의 비정렬 오차는 1차 마코프 프로세스로 다음과 같이 모델링하였다[16].
달 착륙선의 착륙 시나리오는 자율항법 시작 시점에 따라 PDI 시나리오와 DOI 시나리오의 2가지로 구분하였고 착륙선의 시스템 수준 임무 요구 성능은 특정 지점 탐사를 위한 정밀 탐사(착륙 위치정확도 90m)와 상대적으로 큰 착륙 위치오차가 허용되는 영역 탐사(착륙 위치정확도 6km)로 구분하였다. 항법용 전장부품의 기본 사양은 기존 연구사례를 참고하여 정의하고 착륙 시나리오와 탑재전장부품의 조합에 따라 임무 요구 성능의 달성 여부를 공분산해석을 통해 분석하였다. 또한 탑재 전장부품의 오차 요소 중 항법 성능에 크게 영향을 미치는 오차 요소의 크기와 동작조건에 따른 공분산해석을 수행하여 다양한 조건에서 항법 정확도 비교를 통해 항법용 전장부품의 요구 사양을 분석하였다.
대상 데이터
관성측정기는 Table 2와 같이 3가지 등급의 관성측정기를 대상으로 하였다. MIMU(Miniature IMU)와 LIMU(LN-200s IMU)는 우주 탐사선에 많이 적용되는 관성측정기이고[17,18] KIMU (KARI IMU)는 한국항공우주연구원에서 한국형 발사체에 적용하기 위해 개발 중인 광섬유자이로 기반 관성측정기이다[19].
달 착륙선의 항법용 전장품에 대한 요구성능 분석을 위한 기준 궤적은 아폴로 17호의 착륙 궤적 데이터를 활용하여 생성하였다. Fig.
영역 탐사 임무의 착륙 위치 정확도는 창어 3호의 사례를 참고하여 6km(3σ)로 설정하였고 특정지점 정밀탐사 임무의 경우 NASA의 사례를 참고하여 90m(3σ)로 설정하였다.
이론/모형
달 착륙선 항법 시스템으로 탑재되는 전장부품의 조합, 운용조건, 각각의 오차 요소 크기 등 다양한 조건에 대한 항법 성능분석 기법으로 공분산해석 기법이 이용된다[4,6,9]. 공분산해석은 선형화된 항법 오차 모델에 대해 칼만필터 공분 산의 시간 전파와 측정치 갱신만으로 항법성능을 분석하는 기법이다[10].
성능/효과
고도 15km에서 카메라 측정치를 이용함으로써 위치오차가 크게 감소하는 것을 볼 수 있으며, Table 10에 나타낸 바와 같이 착륙시점의 항법오차는 관성측정기의 등급에 따라 약간의 차이는 있지만 모두 특정지점 정밀탐사 임무 요구조건인 90m(3σ)를 만족하는 것으로 나타났다.
본 논문에서는 달 착륙선의 자율항법 시나리오(PDI 및 DOI 시나리오)와 가상 임무 요구조건(영역 탐사 및 특정지점 정밀탐사)에 따라 요구되는 항법용 전장부품의 성능을 공분산해석을 통해 분석하였다. 다양한 조건에서 분석 결과, 자율항법 시나리오와 임무 요구조건에 따라 달착륙선에 적용되어야 할 항법용 전장부품의 조합과 각 부품의 성능이 결정되는 것으로 나타났다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
세계 각국이 달에 우주선을 착륙시키기 위한 달 탐사 계획을 수립하고 연구를 진행하는 이유는 무엇인가?
달에 대한 과학적 연구와 우주 자원탐사, 우주 개발 전초기지로서의 중요성으로 인해 세계 각국은 달에 우주선을 착륙시키기 위한 달 탐사 계획을 수립하여 연구를 진행하고 있다. 최근 각국에서 추진 중인 달 탐사는 과학적 중요도가 높은 특정 지점이나 달의 극지방과 같이 험준한 지형을 포함하는 지역을 탐사 목표로 하기 때문에 달착륙선의 항법시스템은 90m(3σ) 수준의 정밀한 착륙 위치정확도를 확보하도록 요구되고 있다[1].
본 논문에서 수행한, 달 착륙선의 자율항법 시나리오와 가상 임무 요구조건에 따라 요구되는 항법용 전장부품의 성능을 공분산해석을 통해 분석한 결과는 어떠한가?
본 논문에서는 달 착륙선의 자율항법 시나리오(PDI 및 DOI 시나리오)와 가상 임무 요구조건(영역 탐사 및 특정지점 정밀탐사)에 따라 요구되는 항법용 전장부품의 성능을 공분산해석을 통해 분석하였다. 다양한 조건에서 분석 결과, 자율항법 시나리오와 임무 요구조건에 따라 달착륙선에 적용되어야 할 항법용 전장부품의 조합과 각 부품의 성능이 결정되는 것으로 나타났다.
달 착륙선의 항법 시스템이 자율 정밀 항법 성능을 확보하기 위해 어떻게 구성되는가?
달 착륙선의 항법 시스템은 자율 정밀 항법 성능을 확보하기 위해 관성측정기와 별추적기, 고도계, 속도계, 지형상대항법 카메라 등 다양한 항법용 전장부품으로 구성되는데 착륙선의 착륙 시나리오와 임무 요구 성능에 따라 적합한 성능의 항법용 전장부품 선정이 필요하다. 본 논문에서는 달 착륙선에 요구되는 항법용 전장부품의 사양을 공분산해석을 통해 분석하였다.
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