Attitude Error Detection with Sun sensor on a Rotating Solar Array

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(1)회전하는 태양전지판에 장착된 태양센서를 이용한 자세오류 감지. 회전하는 태양전지판에 장착된 태양센서를 이용한 자세오류 감지 오시환. *. Attitude Error Detection with Sun sensor on a Rotating Solar Array Shi-Hwan Oh*. Abstract Generally,. satellites. continuously. monitor. that. its. major. functions. are. working. properly and their hardware are in a good status using several SOH data. In case a fault that is not recognized as a temporal problem or a failure that can be considered to. propagate. its. damage to. the other parts are detected, fault. management. logic. is. performed automatically without any contact of ground station. In this paper, attitude error detection using sun sensors on a rotating solar array is proposed. Attitude error can be detected by comparing the offset angle between the actual data computed from the sun sensor and the data predicted from the orbit and ephemeris information for the two types of solar array operation method. During the eclipse, the output of attitude error. detection. method. becomes. zero. because. the. sun. sensor. output. cannot. be. provided. Finally, the proposed method is analyzed through the data processing using on-orbit data.. 초. 록. 인공위성은 예측 가능한 데이터를 이용하여 자신의 상태를 스스로 파악하며 자연적으 로 발생할 수 있는 일시적인 문제가 아니거나 오류가 전이되어 더 큰 문제를 발생시킬 수 있다고 판단될 경우를 대비하여 지상국과의 접속이 없는 상태에서도 스스로 고장 관리를 수행할 수 있도록 설계되어 있다 태양 센서를 이용한 정상상태에서의 자세 오류 감지도 이러한 고장관리 항목 중의 하나로 사용될 수 있다 본 연구에서는 회전하는 태양전지판에 장착되어 있는 태양 센서 데이터를 이용한 오류 감지 방법을 제안하였다 태양전지판의 운 용 방법에 따라 정상적인 상태에서 발생할 수 있는 태양 센서의 오차를 예측하고 이 예측 된 값으로부터 벗어나는 정도를 파악하여 오류를 감지하도록 하였다 또한 식구간 존재 시에는 태양센서가 그 출력을 내지 못하므로 오류 감지에 문제가 없도록 보정하였다 마지 막으로 궤도 상 데이터를 이용하여 제안된 방법의 타당성을 검증하였다 키워드 태양전지판 태양센서 자세오류감지 ,. .. .. .. .. ,. .. .. :. (sun sensor),. 접수일 년 월 일 수정일 차 월 일 다목적실용위성 호체계팀 (2014. *. (solar array),. 5. 6. 12. ),. (1. : 6. 18. ),. 게재 확정일. (attitude error detection). 년 월 일. (2014. 7. 1. ). /[email protected]. ․. Korea Aerospace Research Institute 27.

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(10) 항공우주기술 제13권 제1호. 는 하지 때의 태양전지판 수직벡터와 일치함을 의 출력 데이터를 이용하여 오프셋 각을 계산할 확인할 수 있다 수 있으며 인공위성 자세제어 시뮬레이터 를 이 용하여 계산된 결과를 그림 그림 에 나타내 었다 그림에서의 는 태양전지판의 3. 태양센서 데이터를 이용한 고정 운영을 의미하며 는 태양 오프셋 각 계산 전지판의 회전 운영을 의미한다 축은 시간을 의미하며 축은 태양 센서를 이용하여 계산된 오 프셋의 롤 요축에 대한 투영각을 의미한다 위성 의 공전 주기에 따라 오프셋 각 역시 삼각함수 형태로 한 주기를 가지는 것을 확인할 수 있다 동지와 하지 모두 고정 운영 때는 위성의 궤 도상 위치에 따라 오프셋 각이 롤축과 요축에 번 갈아 나타남을 확인할 수 있다 고정 운영 시의 동지 때 롤축과 요축 오프셋 각의 을 계산 하면 도로 위성의 궤도상 위치에 상관없이 일정하며 하지 때는 도로 일정하다 이는 위 성이 궤도를 회전함에 따라 오프셋 각이 원뿔 모 양으로 계속 변함을 의미한다 반면 태양전지판 의 회전 운영 때는 롤축의 오프셋 각이 거의 보 상되었음을 확인할 수 있다 이는 태양전지판이 롤축으로만 회전할 수 있기 때문이다 그러므로 그림 6. 동지 때 롤축과 요축에 투영되는 오프셋 각 회전 운영 시의 오프셋 각은 일정하지 않고 궤도 상의 위치변화에 따라 삼각함수 곡선을 그리게 되며 고정 운영 시 보다 오프셋 각의 을 줄 일 수 있어 최적의 전력 생성이 가능하다 그림 에서는 오프셋 각이 갑자기 으로 줄어드는 구 간이 반복적으로 발생함을 볼 수 있는데 이는 식 구간의 존재로 인해 태양센서 출력이 사라지기 때문이다 하지에서는 식구간이 존재하지 않으므 로 이런 현상이 발생하지 않는다 .. [7]. 6,. .. 7. ‘Angle mode’. ‘Ephemeris mode’ .. x. y ,. .. .. ,. .. norm. 31.1. 15.9. .. .. ,. .. .. norm .. 6. 0. .. .. 3. 자세 오류 감지 로직. 위성이 임무 대기모드에 있을 경우 태양전지 판의 회전 유무에 따라 태양벡터와 태양전지판 수직벡터의 오프셋 각이 어떠한 형태로 변화하는 지 태양 센서 데이터를 이용하여 관찰할 수 있 그림 7. 하지 때 롤축과 요축에 투영되는 오프셋 각 다 또한 이는 위성의 탑재 소프트웨어에서 예측 이 가능하다 위성 궤도면과 태양벡터의 관계는 태양전지판의 고정 및 회전 운영 시 태양센서 궤도 및 천체 정보를 이용하여 예측 가능하며 궤 ,. .. ,. .. ․. 30 한국항공우주연구원.

(11) 회전하는 태양전지판에 장착된 태양센서를 이용한 자세오류 감지. 도면에 대한 태양전지판의 관계도 태양전지판 구 동 정보를 이용하여 쉽게 얻어질 수 있으므로 이 들을 조합하면 태양벡터와 태양전지판 수직벡터 의 오프셋 각 정보의 예측이 가능하다 먼저 궤 도 및 천체 정보를 이용하여 궤도면 수직벡터와 태양 벡터가 이루는 각을 예측한 결과는 그림 그림 에 나타나 있다 .. 8,. 9. .. 궤도 섭동으로 인하여 약간의 각 변화가 존재 하기는 하나 그 크기는 정도로 작으며 시 뮬레이션 상의 시간이 동지와 하지의 정확한 시 각과 일치하지 않아 약 도 이내의 오차가 존 재하였다 태양벡터와 궤도면 수직벡터가 이루는 각 α 을 이용하여 태양전지판과 태양벡터의 오 프셋 각은 다음의 식으로 간단히 유도된다 1/100. 0.1. .. (. ). ..     · sin    . (1).     · cos    . (2). 그림 8. 태양벡터와 궤도면 수직벡터가 이루는 각 (동지). 여기서 ν ω는 위도인수 이다 이렇게 구해진 오프셋 각의 예측치 는 그림 과 그림 에 나타나 있다 이 때 태 양전지판의 피치축은 태양전지판의 수직벡터와 일치하므로 태양전지판을 피치축으로 회전시켜도 두 벡터 사이의 오프셋 각은 변화가 없다 그러 므로 피치축으로 투영된 오프셋 각은 항상 이라 고 간주하여도 무방하다 이렇게 예측된 값은 태 양전지판의 고정 운영 시 실제 발생하는 오프셋 각과 유사하나 태양 센서 데이터를 이용하여 계 산된 오프셋 각은 식구간에서는 계산될 수 없으 므로 약간의 차이를 가지게 된다. 그림 9. 태양벡터와 궤도면 수직벡터가 이루는 각 (하지). 그림 10. 동지 때 오프셋 각 예측 결과. +. latitude). (argument. of. .. 10. 11. .. ,. .. 0. .. .. ․. Korea Aerospace Research Institute 31.

(12) 항공우주기술 제13권 제1호. 그림 12. 자세 오류 감지 로직 흐름도 그림 11. 하지 때 오프셋 각 예측 결과. 태양전지판을 회전 운영할 경우에는 태양센서 를 이용한 롤축 오프셋 각이 항상 이 되므로 요 축 오프셋 예측치만 비교하면 된다 결과적으로 태양센서 데이터를 이용하여 계산 되는 태양벡터와 태양전지판 수직벡터의 오프셋 각과 궤도 및 천체 정보를 이용하여 예측되는 오 프셋 각의 차이를 계속 모니터링 함으로써 위성 의 자세 오류를 감지할 수 있다 이 때 주의해야 할 점은 식구간의 존재와 태양전지판의 구동 방 식이다 식구간의 유무에 따라 태양전지판의 고 정 또는 회전 여부에 따라 오프셋 각 계산치와 예측치의 차이를 적절히 수정해 주어야만 한다 이를 위해 다음과 같은 로직을 통하여 계산치와 예측치를 비교하도록 하였다 편의상 자세오류 감지변수  를 태양센서 데이터를 이용한 오프셋 각 계산치  와 궤도 및 천체 정보를 이용한 예 측치  의 차이로 정의할 때 그림 와 같이 설 계될 수 있다 먼저 위성이 임무대기모드가 아니 거나 낮구간이 아닌 경우에는 자세 오류 감지 변 수를 으로 처리하여 로직의 오동작이 없도록 처 리한다 위성이 임무대기모드이면서 낮구간인 경 우 태양전지판이 고정인 경우와 회전인 경우로 나누어 자세오류 감지변수를 달리 계산한다 0. .. .. .. ,. ,. .. .. ,. ,. ,. ,. .. 12. ,. 0. .. .. 태양전지판이 고정이든 회전이든 요축 감지변 수는 동일하게 계산되나 태양전지판이 회전하는 경우에는 위성의 자세제어 및 태양전지판 구동 에 오류가 없는 경우 롤축   값이 모두 이 므로 롤축 자세오류 감지변수값에 롤축  를 대 치하게 된다 마지막으로 롤축 및 요축의 자세오 류 감지변수 값이 일정 시간동안 지속적으로 주 어진 임계치보다 커지는 경우 위성의 전력 생성 에 문제가 있다고 판단하여 위성을 안전 모드로 진입시킨다 이러한 로직을 통하여 계산된 자세오류 감지 변수는 그림 그림 와 같다 궤도의 섭동 태양센서의 측정 정밀도 등에 의한 영향으로 자 세 오류 감지 변수가 완벽하게 이 되지는 않으 나 에 유사한 값을 가짐을 확인할 수 있으며 태 양전지판의 고정 운영 또는 회전 운영에 상관없 이 정상적인 자세에 대해 정상적인 출력을 발생 시킴을 확인할 수 있다 참고로 그림 에서 식 구간에 존재 시 오류 감지 변수값이 완전히 이 됨을 볼 수 있으며 그림 과 그림 의 초 부근에서 발생하는 롤축 오차는 태양전지판의 고 정운영 전환 시 발생하는 천이 오차이다 그러나 실제 위성은 임무 대기 모드 시 영상 품질 성능 저하를 막기 위해 요축으로 위성 자세 를 서서히 틀어주는 요스티어링 로직이 작동하고 있다 그러므로 이러한 요스티어링 로직이 동작 할 경우 자세 오류 감지 변수는 약간 커진다 ,. ,. ,. 0. .. ,. .. 13,. 14. .. ,. 0. 0. ,. .. 13. 0. 13. 14. 6000. .. .. .. ․. 32 한국항공우주연구원.

(13) 회전하는 태양전지판에 장착된 태양센서를 이용한 자세오류 감지. 그림 13. 자세 오류 감지 변수 (동지). 그림 15. 요스티어링 동작 시 자세 오류 감지 변수 (동지). 그림 14. 자세 오류 감지 변수 (하지). 그림 16. 요스티어링 동작 시 자세 오류 감지 변수 (하지). 이를 그림 와 그림 에 나타내었다 요스티어 링 로직은 요축의 자세만 변화시키며 그 크기가 최대 도를 넘지 않으므로 요스티어링 로직이 동 작하지 않을 때와 비교할 때 자세 오류 감지 변 수는 요축으로만 도 정도로 그 값이 증가했음을 확인할 수 있다 15. 16. 4. 5. .. .. 제안된 로직을 사용하면 꼭 동지나 하지가 아니 더라도 대략 요축으로 도 내외의 자세 오류 변 수값이 감지되며 롤축과 피치축은 거의 에 가까 운 값이 생성된다 만약 인공위성의 자세가 정상 적이지 않은 값을 가지게 되면 이 자세 오류 변 수값은 오차의 양만큼 증가하게 되어 원치 않는 자세 오차를 감지할 수 있게 되고 이를 고장 관 리 등에 사용할 수 있다 5. 0. .. .. ․. Korea Aerospace Research Institute 33.

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(17) 항공우주기술 제13권 제1호. 존재하는 구간에서는 식구간 진입 및 탈출 시 존 재하는 모델링 오차로 인하여 오류 감지에 불연 속이 발생함을 확인할 수 있었다 다행이 발생하 는 오차 범위가 안전한 전력 생성을 위한 한계보 다 작아 큰 문제를 일으키지는 않으나 이러한 오 차를 줄이기 위한 추가적인 로직 보완을 추후 수 행할 예정이다 .. .. 참 고 문 헌. 그림 23. 자세 오류 감지 변수 (위성 데이터, 2014. 3. 24). 이상의 궤도상 데이터 분석을 통하여 볼 때 태양 센서 데이터를 이용한 자세 오류 감지는 식 구간이 발생하지 않는 영역에서 정상적으로 수행 되고 있음을 확인할 수 있었다 식구간 존재 시 에는 자세 오류 인식 범위를 도 이상으로 일시 적으로 키워 오류로 인식하지 않도록 운용할 수 있다 일반적으로 도는 임무 수행 관점에서는 상당히 큰 값이나 태양전지판의 충전 관점에서는 큰 무리가 없는 범위이며 자세 오류 감지를 수행 하는 목적 역시 안전한 전력 생성이므로 문제가 되지 않는다 태양 센서를 이용한 위성의 자세 계산 시 지 구 알베도로 인하여 정확한 자세가 추정되지 않 는 경우도 존재하나 여명 궤도를 선회하는 본 위 성의 경우 실제 궤도상 데이터를 분석한 결과 지 구 엘베도로 인한 자세 추정 오차가 거의 존재하 지 않았다. 1. M. Tafazoli, "A Study of On-Orbit Spacecraft Failure",. .. ․. 36 한국항공우주연구원. 64,. Issues. and. and. J.. L.. Isolation. Speyer,. "Fault. Deep. Space. for. Dynamics, Vol. 32, No. 5. September 2009 3. N.. Tudoroiu. and. K.. Khorasani,. "Satellite. Fault Diagnosis Using a Bank of Interacting Kalman. Filters",. IEEE. Trans.. Aerosp.. Electron. Syst., Vol. 43, No. 4, October 2007 4. R.. Mehra,. S.. "Adaptive Detection. Seereeram. Kalman and. and. D.. Filtering,. Identification. for. Bayard, Failure. Spacecraft. Attitude Estimation", Proceedings of the 4th IEEE. Conference. Control. Applications,. September 1995 5.. 이준한 박찬국 이달호 단계 상호간섭 다중 모델을 이용한 인공위성 고장 검출 한국항공 우주학회지 제 권 제 호 이혜진 오시환 용기력 저궤도 인공위성에서 의 최적 태양전지판 회전각도 분석 한국우주 과학회보 제 권 제 호 서현호 강우용 오시환 최홍택 저궤도 인공 위성 자세제어계의 운용모드별 성능검증 한 국우주과학회보 제 권 제 호 ,. ,. “2. ”,. ,. .. .. Vol.. Satellites", Journal of Guidance, Control and. .. 6.. 론. 회전하는 태양전지판에 장착되어 있는 태양센 서 출력 데이터를 이용하여 인공위성의 자세 오 류를 감지할 수 있는 로직을 제안하였고 시뮬레 이터를 이용한 성능 검증을 수행하였으며 궤도상 위성의 실제 데이터를 이용하여 제안된 로직의 성능을 분석하였다 식이 존재하지 않는 구간에 서는 예상과 같이 정상적으로 동작하였으나 식이. Williams. Detection. 20. 4. 결. Astronautica,. 2-3, January 2009 2. W.R.. .. 20. Acta. 39. ,. ,. 2. ,. , 2011, pp.144-152. “. ”,. ,. 7.. ,. 17. ,. 2. ,. , 2008, pp.58. ,. “. ”,. ,. 22. ,. 2. , 2013, pp.31-32.

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