KR101371399B1 - 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법 - Google Patents

인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR101371399B1
KR101371399B1 KR1020120148008A KR20120148008A KR101371399B1 KR 101371399 B1 KR101371399 B1 KR 101371399B1 KR 1020120148008 A KR1020120148008 A KR 1020120148008A KR 20120148008 A KR20120148008 A KR 20120148008A KR 101371399 B1 KR101371399 B1 KR 101371399B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
objective function
collision
satellite
collision risk
genetic algorithm
Prior art date
Application number
KR1020120148008A
Other languages
English (en)
Inventor
김해동
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020120148008A priority Critical patent/KR101371399B1/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101371399B1 publication Critical patent/KR101371399B1/ko

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/08—Control of attitude, i.e. control of roll, pitch, or yaw
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/242—Orbits and trajectories
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
    • G05D1/0055—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots with safety arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

본 발명은 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법에 관한 것으로, 본 발명에 따른 시스템은 인공위성의 궤도를 기초로 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하는 충돌위험 계산부, 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정하는 충돌회피기동 설정부, 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성하는 목적함수 생성부, 설정된 충돌위험 회피조건 및 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 설정하는 유전 알고리즘 설정부, 그리고 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력하는 충돌회피기동 구동부를 포함한다. 본 발명에 의하면, 유전 알고리즘을 기반으로 연료 소모를 최소화하고 궤도조정주기의 최대화를 동시에 실현할 수 있는 목적 함수를 구현함으로써 인공위성의 최적화된 우주파편 충돌회피기동 계획을 수립할 수 있다.

Description

인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법{Planning System and Method of Space Debris Collision Avoidance Maneuvering for Low Earth Orbit Satellite}
본 발명은 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법에 관한 것으로, 보다 자세하게는 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도에 근거하여 인공위성의 궤도를 조정하기 위한 충돌회피기동 계획을 수립할 수 있는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법에 관한 것이다.
일반적으로 지구 주변의 우주에는 특정한 임무를 수행하기 위해 운용 중인 인공위성 이외에 고장 나 버려진 인공위성, 각종 발사체 및 인공위성으로부터 떨어져 나온 부스러기, 인공위성과 다른 우주물체 간의 충돌로 인해 발생한 부스러기 등과 같이 다양한 종류의 우주파편이나 우주쓰레기가 존재한다.
현재 지구에서 추적 및 궤도 예측이 가능한 우주파편은 대략 22,000개로 파악되고 있으며, 이러한 우주파편과의 충돌은 저궤도 인공위성을 운용하는데 있어서 위험 요인으로 상존하고 있다. 우주파편과의 충돌위험으로부터 인공위성을 보호하기 위한 방법으로 인공위성의 궤도를 변경시키는 방법이 있는데, 인공위성의 궤도를 변경시키기 위해서는 인공위성이 어떤 방향으로 어느 정도 이동할 것인지에 대한 궤도조정을 계획해야 한다.
종래에는 운용 중인 인공위성이 미리 정해진 궤도요소의 경계치 예컨대, 특정 고도 범위, 특정 경사각이나 특정 이심률을 벗어나는 경우, 궤도조정을 수행한 후, 인공위성과 충돌위험이 있는 우주파편과의 충돌위험 정도를 평가하였다. 그리고, 우주파편과의 충돌위험이 여전히 존재할 경우, 인공위성의 목표궤도를 변경하고 궤도조정을 다시 수행하는 과정을 충돌위험이 해소될 때까지 반복하였다.
그러나, 종래의 방식은 조건 변경을 통한 반복적인 작업을 수행함에 있어서 최적의 해를 찾기가 어려운 문제점이 있었고, 저궤도 인공위성의 임무에 요구되는 궤도조정주기를 최대화하면서 동시에 소모되는 연료를 최소화하기 위한 전략이 부재한 문제점이 있었다.
KR 2012-0089517 A
본 발명이 해결하고자 하는 과제는 유전 알고리즘을 기반으로 연료 소모를 최소화하고 궤도조정주기의 최대화를 동시에 실현할 수 있는 목적 함수를 구현함으로써 최적화된 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획을 수립할 수 있는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법을 제공함에 있다.
이러한 과제를 해결하기 위한 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템은 인공위성의 궤도를 기초로 상기 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하는 충돌위험 계산부, 상기 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정하는 충돌회피기동 설정부, 상기 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성하는 목적함수 생성부, 상기 설정된 충돌위험 회피조건 및 상기 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 설정하는 유전 알고리즘 설정부, 그리고 상기 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력하는 충돌회피기동 구동부를 포함한다.
상기 목적함수 생성부는 궤도조정주기를 미리 설정된 기준주기보다 늘리기 위한 제1 목적함수와 소모되는 연료량을 미리 설정된 기준연료량보다 줄이기 위한 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성할 수 있다.
상기 목적함수 생성부는 하기의 (수학식 1,2)를 이용하여 제1 및 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성할 수 있다.
(수학식 1)
제1 목적함수(F(1)) = 1/궤도조정주기 x 환산 계수(scale factor)
(수학식 2)
제2 목적함수(F(2)) = Del-V x W
여기서, Del-V 는 궤도조정을 위한 추력기를 통해 분사되는 속도증분량이고, W는 설정된 제한조건을 초과하는 경우에 대한 벌점이다.
상기 인공위성의 궤도 변화를 감지하여 궤도조정을 계획하는 정상궤도기동 시뮬레이션부를 더 포함할 수 있다.
상기 충돌위험 계산부는 상기 인공위성과 상기 우주파편의 충돌확률 또는 최소근접거리를 계산하여 상기 충돌위험 정도를 계산할 수 있다.
상기 충돌회피기동 설정부는 상기 충돌위험 정도를 이용하여 임무궤도의 허용오차, 회피기동 시 허용되는 소모 연료 최대값, 속도증분 최대값 및 지상궤적표류 오차 중 적어도 하나를 설정할 수 있다.
한편, 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법은 인공위성의 궤도를 기초로 상기 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하는 단계, 상기 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정하는 단계, 상기 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성하는 단계, 상기 설정된 충돌위험 회피조건 및 상기 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 설정하는 단계, 그리고 상기 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력하는 단계를 포함할 수 있다.
상기 목적함수를 생성하는 단계는 궤도조정주기를 미리 설정된 기준주기보다 늘리기 위한 제1 목적함수와 소모되는 연료량을 미리 설정된 기준연료량보다 줄이기 위한 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성하는 단계일 수 있다.
상기 목적함수를 생성하는 단계는 하기의 (수학식 1,2)를 이용하여 제1 및 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성하는 단계일 수 있다.
(수학식 1)
제1 목적함수(F(1)) = 1/궤도조정주기 x 환산 계수(scale factor)
(수학식 2)
제2 목적함수(F(2)) = Del-V x W
여기서, Del-V 는 궤도조정을 위한 추력기를 통해 분사되는 속도증분량이고, W는 설정된 제한조건을 초과하는 경우에 대한 벌점이다.
상기 인공위성의 궤도 변화를 감지하여 궤도조정을 계획하는 단계를 더 포함할 수 있다.
상기 충돌위험 정도를 계산하는 단계는 상기 인공위성과 상기 우주파편의 충돌확률 또는 최소근접거리를 계산하여 충돌위험 정도를 계산하는 단계일 수 있다.
상기 충돌위험 회피조건을 설정하는 단계는 상기 충돌위험 정도를 이용하여 임무궤도의 허용오차, 회피기동 시 허용되는 소모 연료 최대값, 속도증분 최대값 및 지상궤적표류 오차 중 적어도 하나를 설정하는 단계일 수 있다.
이와 같이 본 발명의 실시예에 따른 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법에 따르면, 유전 알고리즘을 기반으로 연료 소모를 최소화하고 궤도조정주기의 최대화를 동시에 실현할 수 있는 목적 함수를 구현함으로써 최적화된 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획을 수립할 수 있는 장점이 있다.
즉, 종래 방식의 인공위성 궤도조정 기법에서 벗어나 우주파편과의 충돌위험을 고려함과 동시에 지상궤적표류 오차조건을 만족하고, 허용된 소모 연료량 범위 내에서 연료를 최소로 사용하면서 궤도조정주기를 극대화시킬 수 있는 최적화된 충돌회피기동 계획을 생성할 수 있는 효과가 있다.
또한, 인공위성에 접근하는 다수의 우주파편을 고려하여 충돌회피기동 계획을 수립할 수 있기 때문에 인공위성 운용 지원 시스템을 보다 유용하게 구축하여 차후에 점차 증가하고, 지구 주위의 우주궤도 상에서 빈번하게 발생하는 충돌위험 상황을 방지할 수 있는 장점이 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템의 구성도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예를 따른 인공위성의 우주파편 충돌회피기동을 계획하는 과정을 보여주는 동작 흐름도이다.
도 3은 인공위성이 하나의 충돌위험을 회피하면서 궤도조정주기를 최대화하는 결과를 나타낸 도면이다.
도 4a 및 도 4b는 본 발명의 일 실시예에 따른 저궤도 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법을 적용한 시뮬레이션 결과표이다.
그러면 첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템의 구성도를 나타낸다.
도 1에 도시한 바와 같이, 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템(100)은 정상궤도기동 시뮬레이션부(110), 충돌위험 계산부(120), 충돌회피기동 설정부(130), 목적함수 생성부(140), 유전알고리즘 설정부(150) 및 충돌회피기동 구동부(160)를 포함하여 구성된다.
정상궤도기동 시뮬레이션부(110)는 인공위성의 궤도 변화를 분석하여 궤도조정을 계획하는데, 보다 구체적으로는 정상적인 궤도역학에 의해 인공위성이 시간이 경과함에 따라 자연적으로 변화하는 궤도 변화를 감지하여 궤도조정 시기와 방향을 결정할 수 있다. 정상궤도기동 시뮬레이션부(110)는 감지된 인공위성의 궤도 변화가 사전에 설정한 임무궤도의 허용 오차를 벗어나는지 확인하여 인공위성의 궤도 변화가 임무궤도의 허용 오차를 벗어날 경우, 인공위성이 허용 오차 내로 다시 궤도를 복귀하도록 궤도조정을 계획할 수 있다. 여기서, 궤도조정은 조정하고자 하는 궤도요소 예컨대, 고도 방향, 경사각 방향 또는 승교점 경도 방향 등과 같이 궤도요소의 종류에 따라 궤도조정의 해를 대입하여 추력기 조절 방향이나 추진제 소모량을 계산함으로써 이루어질 수 있다.
충돌위험 계산부(120)는 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산할 수 있다. 즉, 충돌위험 계산부(120)는 운용 중인 인공위성과 우주파편(우주쓰레기 혹은 타 위성) 상호 간의 최소근접거리 또는 충돌확률을 계산하여 충돌위험 정도를 계산할 수 있다. 여기서, 최소근접거리는 인공위성과 우주파편이 근접할 수 있는 최소한의 기준 거리로, 예컨대, “최소근접거리 1KM”로 설정하면 인공위성과 우주파편과의 거리가 1KM 이상 떨어지도록 인공위성의 궤도를 조정한다는 의미이고, “충돌확률 1E-04”로 설정하면, 그 이하로 충돌확률(충돌가능성 또는 위험)을 낮추겠다는 의미를 나타낸다.
충돌위험 계산부(120)는 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하기 위하여 우주파편의 궤도정보를 가진 단일 정보로서 가장 많이 사용되는 노라드(Norad) TLE(Two-line element)를 이용할 수 있으며, 그 외에 우주감시 카메라 및 우주감시 레이더를 통해 입수되는 추적데이터를 처리하여 얻어지는 우주파편의 궤도정보를 이용하여 충돌위험 정도를 계산할 수 있다. 충돌위험 계산부(120)는 운용자로 하여금 충돌위험의 기준 값(Threshold)을 설정하게 할 수 있으며, 충돌위험의 기준 값을 초과할 경우, 운영자에게 알람 등의 방법을 통해 경고할 수 있는 기능을 가질 수 있다.
충돌회피기동 설정부(130)는 충돌위험 계산부(120)에서 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정할 수 있다.
보다 자세하게 설명하면, 충돌회피기동 설정부(130)는 충돌위험 계산부(120)에서 계산된 충돌위험 정도를 감안하여 충돌위험을 완화하기 위한 최소 충돌위험 회피조건인 임무궤도의 허용오차, 회피기동 시 허용되는 소모 연료 최대값, 속도증분 최대값 또는 지상궤적표류 허용오차 등을 설정할 수 있다.
목적함수 생성부(140)는 충돌회피기동 설정부(130)에서 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성할 수 있다.
보다 구체적으로 설명하면, 충돌위험계산부(120)에서 계산된 충돌위험 정도를 바탕으로 어느 방향으로 어느 만큼 궤도를 조정해야 할지 또는 동시에 연료를 최소화하거나 충돌위험이 없는 경우에도 필요한 일상적인 궤도조정주기를 최대화할 수 있도록 최적화를 위한 목적함수를 구성할 수 있다. 만약, 저궤도 위성의 경우 단일 방향 즉, 고도를 증감시키거나 경사각을 증감시키는 경우에는 단일 방향에 따라 충돌위험을 감소시킬 만큼 궤도를 움직이는데 필요한 추력기 작동 시간 및 소모 연료를 계산하면 되므로 최적화의 개념이 없이도 가능하다.
하지만, 앞서 상술한 바와 같이 충돌위험을 감소시킴과 동시에 저궤도 위성의 임무궤도 유지 조건 중 지상궤적표류 허용오차를 만족시키면서 궤도조정주기의 최대화와 소모 연료의 최소화를 동시에 만족하기 위해서는 반드시 최적화의 개념이 적용되어야 한다.
이에 따라, 상술한 최적화를 통해 생성하고자 하는 궤도조정 목적인 궤도조정주기의 최대화 및 소모 연료의 최소화를 설정할 수 있다. 그리고, 구속조건으로는 최소근접거리 최소값, 충돌확률 최대값, 허용 연료량 또는 허용 속도증분량이 있으며, 전역해를 찾기 위한 제어변수로는 진행방향, 반경방향, 가로방향에 대한 속도증분량 또는 추력기를 가동하는 추력시작시각이 있을 수 있다.
목적함수 생성부(140)는 하기의 (수학식 1,2)를 이용하여 궤도조정주기의 최대화와 소모 연료의 최소화를 반영한 제1 및 제2 목적함수를 각각 생성할 수 있다.
(수학식 1)
제1 목적함수(F(1)) = 1/궤도조정주기 x 환산 계수(scale factor)
(수학식 2)
제2 목적함수(F(2)) = Del-V x W
여기서, 제1 목적함수는 궤도조정주기의 최대화를 위한 목적함수(즉, 궤도조정주기를 미리 정해진 기준주기보다 늘리기 위한 목적함수)이고, 제2 목적함수는 소모 연료의 최소화를 위한 목적함수(소모되는 연료량을 미리 정해진 기준연료량보다 줄이기 위한 목적함수)로, 제1 목적함수에서 환산 계수는 다중 목적함수로서 최적화를 추구할 경우 최소화되는 F(1)의 결과값이 제2 목적함수에 비해 너무 작은 값을 가짐으로써 전역해가 아닌 지역해에 빠질 수 있는 가능성을 배제하기 위해 주어질 수 있다. 예를 들어, 궤도조정주기는 계산 시 ‘24.2 hour’등과 같은 두 자리 숫자가 계산되나, 소모 연료의 경우, ‘Del-v’ 값은 ‘0.1 m/s’ 같은 숫자로 계산되며, 궤도조정주기를 1에 대한 역수로 치환하면 0.04 와 같은 값이 나오므로 소모 연료 목적값과 궤도조정주기 목적값의 오더(order)가 맞지 않게 된다. 이러한 경우 목적값이 한쪽으로 치우쳐 해를 찾을 수 없기 때문에 이를 방지하기 위해 환산 계수를 조정하여 상호 간의 오더가 0.01 또는 0.1로 되도록 한다.
그리고, 제2 목적함수에서 Del-V 는 궤도조정을 위한 추력기를 통해 분사되는 속도증분량을 의미하고, W는 설정된 제한조건을 초과하는 경우에 대한 벌점을 의미한다. 여기서, 제한조건은 충돌위험 감소를 확인할 수 있는 최소한의 근거 즉, 최소근접거리 혹은 충돌확률을 의미하며, 미리 설정한 값을 초과할 경우 W=10, 초과하지 않는 경우에는 W=1로 주어질 수 있다.
이와 같이, 목적함수는 저궤도 위성의 중요한 궤도유지 목적인 지상궤적표류 허용오차를 유지함과 동시에 충돌위험으로부터 벗어나고, 또한 동시에 다음 궤도조정 시점까지 대기시간을 최대화함으로써 연료 소모를 최소화하도록 구성된다.
그리고, 상술한 두 목적함수인 다중 목적함수를 동시에 만족시킬 수 있도록 다중 유전 알고리즘(Multi-genetic algorithm)을 적용할 수 있다. 여기서, 다중 목적함수는 목적(objective)이 여러 개가 있으며, 다수의 목적을 동시에 만족하는 해를 찾아가는 문제를 의미를 나타낸다. 다중 유전 알고리즘은 이러한 문제를 풀 수 있도록 알고리즘을 변형한 것을 나타낸다.
유전알고리즘 설정부(150)는 목적함수를 토대로 충돌위험 회피조건을 만족함과 동시에 비연속적인 문제를 대상으로 전역해를 찾을 수 있는 유전 알고리즘을 설정한다.
보다 상세하게 설명하면, 최적화의 문제는 불연속적이고 다수의 제한조건을 만족시켜야 하기 때문에 고전적인 도함수 기반의 최적화 알고리즘 적용은 비효율적이며, 전역해를 찾지 못할 가능성이 대단히 많다. 본 발명의 일 실시예에서는 이러한 문제점을 해결하고자 불연속적인 문제이면서 다수의 제한조건을 가진 복잡한 문제의 전역해를 찾는데 유용한 랜덤 서치 기반의 유전 알고리즘을 적용하도록 한다.
그리고, 유전알고리즘 설정부(150)는 유전 알고리즘을 구동하기 위해 필요한 집합해 크기(Population number), 집합해 초기범위(inital range of population)들과 선택, 결합, 변이 등과 관련된 방법 선택, 세대수(Generation number) 등을 설정할 수 있다. 특히, 목적함수의 목적 개수가 다수일 경우 다중 유전 알고리즘(Multi-genetic algorithm)을 적용할 수 있다.
이때, 집합해(population size)는 초기해(initial guess)를 구성하는 집단 크기를 의미하며, 집합해 초기범위는 global solution이 100이라고 할 때, 10 ~ 20 이라는 initial guess 범위에서 해를 찾기 시작할 것인지 80~ 90에서 해를 찾아가기 시작할 것인지의 차이를 나타낸다. 또한, 선택, 결합, 변이는 인류가 짝을 찾아 결혼해서 자손 낳은 것을 모사한 용어이며, 변이는 세대가 진화하면서 간혹 변종이 발생하는 확률을 의미하고, 세대수는 몇 대에 걸쳐 진화를 시킬 것인지를 의미한다.
충돌회피기동 구동부(160)는 충돌위험 회피조건 및 유전 알고리즘에 따라 생성된 목적함수를 구동하여 구동결과를 출력할 수 있다. 즉, 충돌회피기동 구동부(160)는 상기에서 분석되고 설정된 값 및 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 구동하여 해를 찾기 위한 계산을 수행할 수 있다. 그리고, 충돌회피기동 구동부(160)는 수행된 결과를 바탕으로 최적화된 충돌회피기동을 출력할 수 있다.
이하에서는 본 발명의 일 실시예에 의한 인공위성의 우주파편 충돌회피기동을 계획하는 과정에 대하여 설명하도록 한다.
도 2는 본 발명의 일 실시예를 따른 인공위성의 우주파편 충돌회피기동을 계획하는 과정을 보여주는 동작 흐름도를 나타낸다.
도 2에 도시한 바와 같이, 운용 중인 인공위성의 궤도 변화를 분석하여 궤도조정을 계획할 수 있다(S210). 즉, 정상적인 궤도역학에 의해 인공위성이 시간이 경과함에 따라 자연적으로 변화하는 궤도 변화를 감지하여 궤도조정 시기와 방향을 결정할 수 있다. 또한, 감지된 인공위성의 궤도 변화가 사전에 설정한 임무궤도의 허용 오차를 벗어나는지 확인하여 인공위성의 궤도 변화가 임무궤도의 허용 오차를 벗어날 경우, 인공위성이 허용 오차 내로 다시 궤도를 복귀하도록 궤도조정을 계획할 수 있다.
다음으로, 인공위성에 접근하는 우주파편 상호 간의 최소근접거리 및 충돌확률을 산출하여 충돌위험 정도를 계산할 수 있다(S220). 만약, 계산된 충돌위험 정도가 미리 설정한 충돌위험 경계치를 초과할 경우, 최소한의 최소근접거리로 벗어나거나 충돌확률값이 기준값 이상으로 낮아지도록 차이값을 계산할 수 있다.
그리고, 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정할 수 있다(S230).
보다 자세하게 설명하면, 충돌위험 정도를 감안하여 충돌위험을 완화하기 위한 최소 충돌위험 회피조건인 임무궤도의 허용오차, 회피기동 시 허용되는 소모 연료 최대값, 속도증분 최대값 또는 지상궤적표류 허용오차 등을 설정할 수 있다.
그 다음, 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성할 수 있다(S240).
보다 구체적으로 설명하면, 충돌위험 정도를 바탕으로 어느 방향으로 어느 만큼 궤도를 조정해야 할지 또는 동시에 연료를 최소화하거나 충돌위험이 없는 경우에도 필요한 일상적인 궤도조정주기를 최대화할 수 있도록 최적화를 위한 목적함수를 구성할 수 있다. 만약, 저궤도 위성의 경우 단일 방향 즉, 고도를 증감시키거나 경사각을 증감시키는 경우에는 단일 방향에 따라 충돌위험을 감소시킬 만큼 궤도를 움직이는데 필요한 추력기 작동 시간 및 소모 연료를 계산하면 되므로 최적화의 개념이 없이도 가능하다.
하지만, 앞서 상술한 바와 같이 충돌위험을 감소시킴과 동시에 저궤도 위성의 임무궤도 유지 조건 중 지상궤적표류 허용오차를 만족시키면서 궤도조정주기의 최대화와 소모 연료의 최소화를 동시에 만족하기 위해서는 반드시 최적화의 개념이 적용되어야 한다.
이에 따라, 상술한 최적화를 통해 생성하고자 하는 궤도조정 목적인 궤도조정주기의 최대화 및 소모 연료의 최소화를 설정할 수 있다. 그리고, 구속조건으로는 최소근접거리 최소값, 충돌확률 최대값, 허용 연료량, 허용 속도증분량이 있으며, 전역해를 찾기 위한 제어변수로는 진행방향, 반경방향, 가로방향에 대한 속도증분량 또는 추력기를 가동하는 추력시작시각이 있다.
그리고, 하기의 (수학식 1,2)를 이용하여 궤도조정주기의 최대화와 소모 연료의 최소화를 반영한 제1 및 제2 목적함수를 각각 생성할 수 있다.
(수학식 1)
제1 목적함수(F(1)) = 1/궤도조정주기 x 환산 계수(scale factor)
(수학식 2)
제2 목적함수(F(2)) = Del-V x W
여기서, 제1 목적함수는 궤도조정주기의 최대화를 위한 목적함수이고, 제2 목적함수는 소모 연료의 최소화를 위한 목적함수로, 제1 목적함수에서 환산 계수는 다중 목적함수로서 최적화를 추구할 경우 최소화되는 F(1)의 결과값이 제2 목적함수에 비해 너무 작은 값을 가짐으로써 전역해가 아닌 지역해에 빠질 수 있는 가능성을 배제하기 위해 주어질 수 있다. 그리고, 제2 목적함수에서 Del-V 는 궤도조정을 위한 추력기를 통해 분사되는 속도증분량을 의미하고, W는 설정된 제한조건을 초과하는 경우에 대한 벌점을 의미한다. 여기서, 제한조건은 충돌위험 감소를 확인할 수 있는 최소한의 근거 즉, 최소근접거리 혹은 충돌확률을 의미하며, 미리 설정한 값을 초과할 경우 W=10, 초과하지 않는 경우에는 W=1로 주어질 수 있다.
이와 같이, 목적함수는 저궤도 위성의 중요한 궤도유지 목적인 지상궤적표류 허용오차를 유지함과 동시에 충돌위험으로부터 벗어나고, 또한 동시에 다음 궤도조정 시점까지 대기시간을 최대화함으로써 연료 소모를 최소화하도록 구성된다.
그리고, 상술한 두 목적함수인 다중 목적함수를 동시에 만족시킬 수 있도록 다중 유전 알고리즘(Multi-genetic algorithm)을 적용할 수 있다.
이후, 목적함수를 토대로 충돌위험 회피조건을 만족함과 동시에 비연속적인 문제를 대상으로 전역해를 찾을 수 있는 유전 알고리즘을 설정한다(S250).
다음으로, 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력할 수 있다(S260). 즉, 입력된 제한 조건 또는 유전 알고리즘 설정값 등을 반영하여 유전 알고리즘을 구동시키고, 설정된 수렴조건을 만족하는 경우, 전역해를 제공하는 목적함수 달성 평가 및 종료 확인 단계를 가질 수 있다.
도 3은 인공위성이 하나의 충돌위험을 회피하면서 궤도조정주기를 최대화하는 결과를 나타낸 도면을 나타낸다.
도 3을 참조하면, ‘warning’은 해당 시점에서 충돌위험을 감지했다는 의미이며, ‘normal burn with COLA’를 통해 회피기동을 수행하여 ‘OBJECT#1’과의 충돌위험은 벗어났으나 ‘OBJECT#2 TCA’ 시점에 또 다른 충돌위험이 예상된다는 의미이다. 즉, 본 발명의 일 실시예에 따른 충돌회피기동 계획 방법을 통해 1번 물체와 2번 물체와의 충돌로부터 모두 벗어나는 문제를 해결할 수 있다는 의미를 나타낸다.
도 4a 및 도 4b는 본 발명의 일 실시예에 따른 저궤도 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법을 적용한 시뮬레이션 결과표를 나타낸다.
도 4a에서 NO. 1은 속도증분량(Del-V)을 NO. 2에 비해 0.001M/S 더 사용하나, 궤도조정주기(F1, hours)가 2번보다 더 증가하므로 이것을 최적의 해로 선택할 수 있다는 의미이고, 도 4b는 도 4a와 유사하게 NO. 3을 최적의 해로 선택 가능함을 의미한다.
본 발명의 일 실시예는 다양한 컴퓨터로 구현되는 동작을 수행하기 위한 프로그램 명령을 포함하는 컴퓨터로 읽을 수 있는 매체를 포함한다. 이 매체는 앞서 설명한 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법을 실행시키기 위한 프로그램을 기록한다. 이 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 이러한 매체의 예에는 하드디스크, 플로피디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체, CD 및 DVD와 같은 광기록 매체, 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 자기-광 매체, 롬, 램, 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 구성된 하드웨어 장치 등이 있다. 또는 이러한 매체는 프로그램 명령, 데이터 구조 등을 지정하는 신호를 전송하는 반송파를 포함하는 광 또는 금속선, 도파관 등의 전송 매체일 수 있다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.
100: 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템
110: 정상궤도기동 시뮬레이션부
120: 충돌위험 계산부
130: 충돌회피기동 설정부
140: 목적함수 생성부
150: 유전알고리즘 설정부
160: 충돌회피기동 구동부

Claims (12)

  1. 인공위성의 궤도를 기초로 상기 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하는 충돌위험 계산부,
    상기 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정하는 충돌회피기동 설정부,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성하는 목적함수 생성부,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건 및 상기 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 설정하는 유전 알고리즘 설정부, 그리고
    상기 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력하는 충돌회피기동 구동부를 포함하고,
    상기 목적함수 생성부는,
    궤도조정주기를 미리 설정된 기준주기보다 늘리기 위한 제1 목적함수와 소모되는 연료량을 미리 설정된 기준연료량보다 줄이기 위한 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성하는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템.
  2. 삭제
  3. 제 1 항에서,
    상기 목적함수 생성부는,
    하기의 (수학식 1,2)를 이용하여 제1 및 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성하는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템.
    (수학식 1)
    제1 목적함수(F(1)) = 1/궤도조정주기 x 환산 계수(scale factor)
    (수학식 2)
    제2 목적함수(F(2)) = Del-V x W
    여기서, Del-V 는 궤도조정을 위한 추력기를 통해 분사되는 속도증분량이고, W는 설정된 제한조건을 초과하는 경우에 대한 벌점이다.
  4. 제 1 항에서,
    상기 인공위성의 궤도 변화를 감지하여 궤도조정을 계획하는 정상궤도기동 시뮬레이션부를 더 포함하는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템.
  5. 제 1 항에서,
    상기 충돌위험 계산부는,
    상기 인공위성과 상기 우주파편의 충돌확률 또는 최소근접거리를 계산하여 상기 충돌위험 정도를 계산하는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템.
  6. 인공위성의 궤도를 기초로 상기 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하는 충돌위험 계산부,
    상기 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정하는 충돌회피기동 설정부,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성하는 목적함수 생성부,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건 및 상기 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 설정하는 유전 알고리즘 설정부, 그리고
    상기 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력하는 충돌회피기동 구동부를 포함하고,
    상기 충돌회피기동 설정부는,
    상기 충돌위험 정도를 이용하여 임무궤도의 허용오차, 회피기동 시 허용되는 소모 연료 최대값, 속도증분 최대값 및 지상궤적표류 오차 중 적어도 하나를 설정하는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템.
  7. 인공위성의 궤도를 기초로 상기 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하는 단계,
    상기 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정하는 단계,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성하는 단계,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건 및 상기 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 설정하는 단계, 그리고
    상기 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력하는 단계를 포함하고,
    상기 목적함수를 생성하는 단계는,
    궤도조정주기를 미리 설정된 기준주기보다 늘리기 위한 제1 목적함수와 소모되는 연료량을 미리 설정된 기준연료량보다 줄이기 위한 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성하는 단계인 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법.
  8. 삭제
  9. 제 7 항에서,
    상기 목적함수를 생성하는 단계는,
    하기의 (수학식 1,2)를 이용하여 제1 및 제2 목적함수를 가진 다중 목적함수를 생성하는 단계인 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법.
    (수학식 1)
    제1 목적함수(F(1)) = 1/궤도조정주기 x 환산 계수(scale factor)
    (수학식 2)
    제2 목적함수(F(2)) = Del-V x W
    여기서, Del-V 는 궤도조정을 위한 추력기를 통해 분사되는 속도증분량이고, W는 설정된 제한조건을 초과하는 경우에 대한 벌점이다.
  10. 제 7 항에서,
    상기 인공위성의 궤도 변화를 감지하여 궤도조정을 계획하는 단계를 더 포함하는 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법.
  11. 제 7 항에서,
    상기 충돌위험 정도를 계산하는 단계는,
    상기 인공위성과 상기 우주파편의 충돌확률 또는 최소근접거리를 계산하여 충돌위험 정도를 계산하는 단계인 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법.
  12. 인공위성의 궤도를 기초로 상기 인공위성과 우주파편의 충돌위험 정도를 계산하는 단계,
    상기 계산된 충돌위험 정도를 이용하여 충돌위험 회피조건을 설정하는 단계,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건을 이용하여 궤도조정의 목적에 대응하는 목적함수를 생성하는 단계,
    상기 설정된 충돌위험 회피조건 및 상기 목적함수를 토대로 유전 알고리즘을 설정하는 단계, 그리고
    상기 유전 알고리즘을 구동하여 구동결과를 출력하는 단계를 포함하고,
    상기 충돌위험 회피조건을 설정하는 단계는,
    상기 충돌위험 정도를 이용하여 임무궤도의 허용오차, 회피기동 시 허용되는 소모 연료 최대값, 속도증분 최대값 및 지상궤적표류 오차 중 적어도 하나를 설정하는 단계인 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 방법.
KR1020120148008A 2012-12-18 2012-12-18 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법 KR101371399B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020120148008A KR101371399B1 (ko) 2012-12-18 2012-12-18 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020120148008A KR101371399B1 (ko) 2012-12-18 2012-12-18 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR101371399B1 true KR101371399B1 (ko) 2014-03-10

Family

ID=50647860

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020120148008A KR101371399B1 (ko) 2012-12-18 2012-12-18 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101371399B1 (ko)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109635332A (zh) * 2018-11-08 2019-04-16 北京航空航天大学 一种基于遗传算法的变步长星座轨道优化方法及装置
CN113247310A (zh) * 2021-05-20 2021-08-13 上海卫星工程研究所 一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及***
WO2021242302A1 (en) * 2019-05-30 2021-12-02 Launch On Demand Corporation Launch on demand
CN114030652A (zh) * 2021-09-22 2022-02-11 北京电子工程总体研究所 一种避障路径规划方法和***
CN114800496A (zh) * 2022-04-18 2022-07-29 中国科学院空间应用工程与技术中心 空间机器人接触操作的风险判定方法、***、介质及设备
WO2024045778A1 (zh) * 2022-09-01 2024-03-07 北京航天驭星科技有限公司 兼顾轨道高度调整任务的空间碎片碰撞规避方法以及装置
JP7460824B2 (ja) 2019-09-27 2024-04-02 三菱電機株式会社 ロケット打上支援装置、ロケット打上支援方法、およびロケット打上支援プログラム

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7437246B2 (en) 2006-08-01 2008-10-14 Raytheon Company Method of determining a collision avoidance maneuver
KR20120019786A (ko) * 2010-08-27 2012-03-07 한국항공우주연구원 정찰 및 감시임무를 위한 임시위성군집궤도 설계 시스템 및 그 방법
KR20120089517A (ko) * 2010-12-15 2012-08-13 한국항공우주연구원 인공위성과 우주파편 사이의 충돌위험관리 시스템 및 방법

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7437246B2 (en) 2006-08-01 2008-10-14 Raytheon Company Method of determining a collision avoidance maneuver
KR20120019786A (ko) * 2010-08-27 2012-03-07 한국항공우주연구원 정찰 및 감시임무를 위한 임시위성군집궤도 설계 시스템 및 그 방법
KR20120089517A (ko) * 2010-12-15 2012-08-13 한국항공우주연구원 인공위성과 우주파편 사이의 충돌위험관리 시스템 및 방법

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109635332A (zh) * 2018-11-08 2019-04-16 北京航空航天大学 一种基于遗传算法的变步长星座轨道优化方法及装置
CN109635332B (zh) * 2018-11-08 2020-08-14 北京航空航天大学 一种基于遗传算法的变步长星座轨道优化方法及装置
WO2021242302A1 (en) * 2019-05-30 2021-12-02 Launch On Demand Corporation Launch on demand
US12006067B2 (en) 2019-05-30 2024-06-11 Launch On Demand Corporation Launch on demand
JP7460824B2 (ja) 2019-09-27 2024-04-02 三菱電機株式会社 ロケット打上支援装置、ロケット打上支援方法、およびロケット打上支援プログラム
CN113247310A (zh) * 2021-05-20 2021-08-13 上海卫星工程研究所 一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及***
CN113247310B (zh) * 2021-05-20 2022-07-29 上海卫星工程研究所 一种适用于卫星可连续姿态机动次数的估算方法及***
CN114030652A (zh) * 2021-09-22 2022-02-11 北京电子工程总体研究所 一种避障路径规划方法和***
CN114030652B (zh) * 2021-09-22 2023-09-12 北京电子工程总体研究所 一种避障路径规划方法和***
CN114800496A (zh) * 2022-04-18 2022-07-29 中国科学院空间应用工程与技术中心 空间机器人接触操作的风险判定方法、***、介质及设备
CN114800496B (zh) * 2022-04-18 2023-11-03 中国科学院空间应用工程与技术中心 空间机器人接触操作的风险判定方法、***、介质及设备
WO2024045778A1 (zh) * 2022-09-01 2024-03-07 北京航天驭星科技有限公司 兼顾轨道高度调整任务的空间碎片碰撞规避方法以及装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101371399B1 (ko) 인공위성의 우주파편 충돌회피기동 계획 시스템 및 방법
US10678248B2 (en) Fast trajectory planning via maneuver pattern selection
EP3730384B1 (en) System and method for trajectory estimation
US10073458B2 (en) Path determining apparatus for autonomous driving vehicle and path determining method
EP2848487B1 (en) Manoeuvre generation for automated drive
US12007769B2 (en) Lane change detection system and method for an autonomous vehicle
Bellingham et al. Receding horizon control of autonomous aerial vehicles
Lefevre et al. A learning-based framework for velocity control in autonomous driving
KR102072356B1 (ko) 차선 유지 제어 장치 및 방법
US5424942A (en) Extended horizon adaptive block predictive controller with an efficient prediction system
US20180059670A1 (en) Method of road vehicle trajectory planning
JP5237278B2 (ja) 衝突防止操縦を決定する方法
US20170233001A1 (en) Preview lateral control for automated driving
WO2020079074A2 (en) Autonomous vehicle planning
EP3885226A1 (en) Method and system for planning the motion of a vehicle
EP2963446A1 (en) Obstacle data model construction system with range sensor shadows and use in motion planning
Kelly A feedforward control approach to the local navigation problem for autonomous vehicles
Chen et al. Path Planning for Autonomous Vehicle Based on a Two‐Layered Planning Model in Complex Environment
Poty et al. Dynamic path planning for mobile robots using fractional potential field
Jeon et al. Overtaking decision and trajectory planning in highway via hierarchical architecture of conditional state machine and chance constrained model predictive control
CN115366914A (zh) 基于模型预测控制的自动驾驶车辆控制方法、设备及介质
Leeman et al. Autonomous parafoil precision landing using convex real-time optimized guidance and control
Lakhal et al. Safe and adaptive autonomous navigation under uncertainty based on sequential waypoints and reachability analysis
EP4056441A1 (en) Back propagation planning for adas/ad motion planning and control
Jarry et al. SRM plume: A candidate as space debris braking system for Just-In-Time Collision avoidance maneuver

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170224

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20171219

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190104

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20200102

Year of fee payment: 7