This paper is mainly concerned with the impulsive control of satellite formation flying using orbital energy. Energy matching algorithm guarantees relative orbit boundedness and orbital energy is selected as a control parameter for this thesis. By considering remained fuel amount of chief and deputy satellite, fuel consumption allocating method is proposed to balance remained fuel among satellites. In following, angular momentum vector, argument of perigee and mean anomaly are added as control parameter set for satellite formation reconfiguration. Finally, orbital energy difference is used to decrease correction velocity magnitude in reconfiguration.
위성 정렬 비행은 최근 많은 관심을 받으며 연구가 진행되고 있는 분야이다. 위성 정렬비행은 기존의 단일 위성으로 미션을 수행하는 것에 비해 비용을 줄일 수 있고 미션유지에 대한 강인성, 정렬비행 개념을 이용한 다양한 미션 수행 등의 장점을 가지고 있다. 국외에서는 이미 NASA의 EO-1 프로젝트, 국제우주정거장(ISS) 도킹 문제 등의 분야에 직접 실험하고 검증하였다.
본 논문은 궤도 에너지를 이용한 위성 정렬 비행 임펄스 제어에 대해 연구한 내용을 정리하였다. 궤도 에너지는 위성 궤도 주기와 마찬가지로 위성 궤도의 장반경 크기에 의해 독립적으로 결정된다. 따라서 위성 간 동일한 궤도 에너지는 궤도 주기가 같다는 것을 의미하고, 이는 위성 정렬비행의 상대운동 구속 조건을 만족시킨다. 본 논문에서는 초기에 주위성과 부위성의 궤도 에너지가 다른 상황을 가정하고 라그랑지 승수법을 이용해 정적인 상태에서의 최적 임펄스 해를 구하였다. 또한, 부위성 뿐만 아니라 주위성도 추력기를 사용하는 상황을 고려하여 위성 간 사용하는 연료를 다르게 분배하였다.
다음으로, 다양한 위성 정렬비행 미션 수행을 위해 궤도 에너지에 각운동량과 궤도 6요소를 포함한 임펄스 기동에 대해 연구하였다. 기존의 궤도 6요소 되먹임 제어에 각운동량과 에너지 개념을 추가하여 위성 정렬 비행 제어의 기하학적인 면을 살펴보았다. 가상의 정렬비행 미션을 생성 후, 시뮬레이션을 수행하여 기존 제어 알고리듬과 같이 위성 정렬비행 제어에 적용될 수 있음을 검증하였다. 또한, 특정 상황에서 논문의 제안된 알고리듬이 기존 알고리듬에 비해 총 연료소모량이 적다는 점을 주목하여 위성 간 궤도 주기 차이를 이용한 소모 연료 감소화 기법을 제안하고 가상의 시뮬레이션을 통해 이를 검증하였다.
