KR19980047741A - 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법 - Google Patents

위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR19980047741A
KR19980047741A KR1019960066255A KR19960066255A KR19980047741A KR 19980047741 A KR19980047741 A KR 19980047741A KR 1019960066255 A KR1019960066255 A KR 1019960066255A KR 19960066255 A KR19960066255 A KR 19960066255A KR 19980047741 A KR19980047741 A KR 19980047741A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
satellite
data
propulsion system
file
fuel
Prior art date
Application number
KR1019960066255A
Other languages
English (en)
Inventor
은종원
석주일
Original Assignee
양승택
한국전자통신연구원
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 양승택, 한국전자통신연구원 filed Critical 양승택
Priority to KR1019960066255A priority Critical patent/KR19980047741A/ko
Priority to US08/984,646 priority patent/US6055485A/en
Publication of KR19980047741A publication Critical patent/KR19980047741A/ko

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02D—CONTROLLING COMBUSTION ENGINES
    • F02D41/00—Electrical control of supply of combustible mixture or its constituents
    • F02D41/0025—Controlling engines characterised by use of non-liquid fuels, pluralities of fuels, or non-fuel substances added to the combustible mixtures
    • F02D41/003—Adding fuel vapours, e.g. drawn from engine fuel reservoir
    • F02D41/0045—Estimating, calculating or determining the purging rate, amount, flow or concentration
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
    • 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
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01F—MEASURING VOLUME, VOLUME FLOW, MASS FLOW OR LIQUID LEVEL; METERING BY VOLUME
    • G01F23/00—Indicating or measuring liquid level or level of fluent solid material, e.g. indicating in terms of volume or indicating by means of an alarm
    • G01F23/20—Indicating or measuring liquid level or level of fluent solid material, e.g. indicating in terms of volume or indicating by means of an alarm by measurement of weight, e.g. to determine the level of stored liquefied gas
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01F—MEASURING VOLUME, VOLUME FLOW, MASS FLOW OR LIQUID LEVEL; METERING BY VOLUME
    • G01F23/00—Indicating or measuring liquid level or level of fluent solid material, e.g. indicating in terms of volume or indicating by means of an alarm
    • G01F23/80—Arrangements for signal processing
    • G01F23/802—Particular electronic circuits for digital processing equipment
    • G01F23/804—Particular electronic circuits for digital processing equipment containing circuits handling parameters other than liquid level
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01G—WEIGHING
    • G01G17/00—Apparatus for or methods of weighing material of special form or property
    • G01G17/04—Apparatus for or methods of weighing material of special form or property for weighing fluids, e.g. gases, pastes
    • 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
    • B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Signal Processing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Astronomy & Astrophysics (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

본 발명은 통신 위성 임무계획 및 분석에 직접 활용할 수 있는 PC환경의 소프트웨어 룰로서, 위성의 잔여 연료량을 예측하고 추정하기 위하여 필요한 각종 입력 데이터를 주 프로그램과 자동적으로 연결하여 복잡한 연료량 추정 계산값을 결과화일에 자동적으로 생성하게 한다. 또한 본 발명은 위성 관제소의 위성 운용자에게 위성 임무분석을 수행하는데 있어 위성 잔여연료량 계산을 보다 편리하게 하여줄 뿐 아니라 손쉽게 관련 데이터를 관리할 수 있도록 설계된 소프트웨어 개발에 대하여 기술한다.

Description

위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법
본 발명이 속하는 기술분야는 우주공간에서 운용되는 통신 위성을 감시 및 추적하고, 제어하는 위성관제기술 분야이다.
지금까지 위성의 궤도 및 자세조정 계획에 따라 잔여연료량을 계산하기 위하여 담당 위성 운용자는 위성임무분석 시스템과 추진 시스템의 각 기능블럭(예를 들면, 궤도 예측 및 조정, 자세조정 블럭)으로부터 추출된 원격측정 데이터를 활용하여 위성이 운용되기 시작한 시점으로부터 면밀한 분석을 통하여 사용되어진 사용량을 계산하였다. 이 과정에서 위성운용자는 지속적으로 변하는 위성의 데이터(예를 들면, 사용된 연료량, 위성속도변이, 적용되는 추력기들의 분사압의 변화 등)를 반복되는 계산과정을 통해 해당시점의 잔여량을 구하게 된다. 단 일회의 입력 데이터가 누락되게 되면 그 이후의 잔여연료량 계산에 커다란 영향을 미치게 되어 정확한 계산상의 오류원인을 추적하기가 매우 어렵게 되므로 위성운용자는 큰 부담을 안고 위성임무분석을 수행하지 않으면 안된다. 또한 계산특성상 원격측정데이터가 서로 맞물린 상태로 개발 소프트웨어 상에서 연속적으로 연산되기 때문에 누적된 수많은 데이터를 일목요연하게 정리하여 이를 임무분석 및 예측정보로 전환하는데 막대한 시간이 소요되는 번거로움을 극복하여야 한다.
본 발명은 우주공간에서 운용 중이거나, 운영 계획 중에 있는 통신위성의 잔여연료량을 계산함에 있어서 필요한 입력 데이터 화일, 추진기의 종류, 점화지속시간 그리고 추력기 분사압을 동시에 입력시켜 계산함으로써 정확한 비추력(specific impulse)을 추정하여 계산의 결과물 출력화일로부터 위성의 각각의 서브시스템 제어에 따라 소요되는 연료량의 변화추이와 잔여연료량을 위성운용자가 인식할 수 있도록 제공하는 모든 단계를 한번의 조작으로 실행시키는 자동화 설계 방법을 구현하는 것이 본 발명이 이룩하고저 하는 핵심 기술사항이다.
[도 1] 본 발명에 의한 위성 연료량 추정 시스템 구성도
[도 2] 본 발명에 의한 위성의 잔여연료량 추정부의 내부 입출력 화일 구성도.
[도 3] 본 발명에 의한 위성의 잔여연료량 계산 데이터 처리 흐름도
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명 *
10 : 통신위성 추진시스템 요구 규약 설정부
20 : 임무분석 블럭
30 : 원지점 모터 관련 데이터 저장부
40 : 구조체 블럭
50 : 추진기 관련 데이터 저장부
60 : 추진계 블럭
70 : 궤도 및 자세제어 블럭
80 : 잔여 연료량 추정부
110 : 매크로 프로그램에 의한 제어부
120 : 주프로그램에 의한 계산부
130 : 입력 데이터부
140 : 출력부
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명하기로 한다.
도 1은 본 발명에 의한 위성의 잔여 연료량 추정을 실행시키기 시스템 구성도이다.
통신위성의 추진 시스템에서 요구되는 규격 데이터를 설정하는 통신위성 추진시스템 요구규격 설정부(10)와, 그 통신위성 추진시스템의 요구규격과 연료사용량 및 잔여량에 의거하여 천체력을 고려한 남북방향 및 동서방향의 주기적 위치조정에 따른 위성속도 변화값을 제공하는 임무분석 블럭(20)과, 원지점 모터 관련 데이터 및 원지점 모터 무게를 제공하는 모터 관련 데이터 저장부(30)와, 상기 통신위성 추진시스템의 요구규격 및 상기 데이터 저장부(30)에서 제공되는 데이터에 의거하여 초기계산에 필요한 위성체의 중량 중 원지점 모터(Apogee Kick Motor)와 탑재체의 중량을 제공하는 구조체 블럭(40)과, 추력기 관련 데이터를 저장하는 추력기 관련 데이터 저장부(50)와, 상기 통신위성 추진시스템의 요구규격과 상기 추력기 관련 데이터 및 연료사용량 및 잔유량에 의거하여 위성체에 적재되는 초기 연료량과 연료를 산화하여 분출하는데 사용되는 압축개스의 무게를 결정하는 추진기 블럭(50)과, 상기 통신위성 추진시스템의 요구규격에 의거하여 다양한 분석과정을 거쳐 위성의 임무수행에 필요한 구동계획을 결정하여 제공하는 궤도 및 자세제어 블럭(70)과, 상기 임무분석 블럭(20)의 위성속도 변화값과, 상기 구조체 블럭(40)의 위성체 무게와, 상기 추진계 블럭(60)의 압력 데이터 및 압축개스 무게 및 상기 궤도 및 자세제어 블럭(70)의 구동계획 결정 데이터를 바탕으로 계산되는 연료사용량 및 연료탱크내의 잔여 연료량은 상기 임무분석 블럭(20)과 구조체 블럭(40)으로 보내고 이러한 과정을 매 구동시에 수행하여 잔여 연료량을 계산 추정하는 잔여연료량 추정부(80)로 구성된다.
이와 같이 구성된 본 발명에 의하면, 각각의 블럭은 위성 추진 시스템과 상호연결되어 필요한 데이터를 주고 받게 되는데, 먼저, 궤도 및 자세제어 블럭(70)은 다양한 분석과정을 거쳐 위성의 임무수행에 필요한 구동계획을 결정하여 잔여 연료량 추정부(80)에 제공하며, 임무분석 블럭(20)은 천체력을 고려한 남북방향 및 동서방향의 주기적 위치조정에 따른 위성속도 변화값을 제공한다.
또한, 구조체 블럭(40)은 초기계산에 필요한 위성체의 중량 중 원지점 모터(Apogee Kick Motor)와 탑재체의 중량을 제공한다. 이때 위성체에 적재되는 초기 연료량과 연료를 산화하여 분출하는데 사용되는 압축개스의 무게는 추진기 블럭(60)이 결정한다. 이렇게 입력된 데이터를 바탕으로 잔여 연료량 추정부(80)에서 계산되는 연료사용량 및 연료탱크내의 잔여 연료량은 다시 임무분석 블럭(20)과 구조체 블럭(40)으로 보내어지는데 이러한 과정을 매 구동시에 수행함으로써 원하는 값을 계산하게 된다.
도 2는 잔여 연료량 추정부의 내부 구성도로서, 입출력 화일 구성을 나타낸다. 잔여 연료량 추정부(80)의 소프트웨어는 PC에서 실행시키는 엑셀 환경에서 작성된다.
위성의 물리적인 특성에 따라 초기 입력 화일들의 파라미터는 변경되게 되어 있으나 본 발명에서는, 하나의 예로, 지구정지궤도 위성의 파라미터를 사용하였다.
전체 소프트웨어에서 화일열기와 계산의 자동화를 수행하는 두개의 매크로 프로그램에 의해 제어하는 제어부(110)가 사용되었고, 나머지 화일은 입력데이터부(130) 및 계산 결과를 주 프로그램의 구동 계획표의 연도별 파라미터별로 디스플레이 하는 출력부(140)와 계산 프로그램에 의해 잔여 연료량을 계산 추정하는 주 프로그램에 의해 실행되는 계산부(120)를 구성하도록 설계되어 있다.
제어부(110)의 제 1 매크로 프로그램(Open_bud.xlm)화일은 모든 입출력화일을 차례로 열어서 화일들을 서로 연결하여 데이터를 고유할 수 있도록 해 준다. 제 2 매크로 프로그램(Fuel-bud.xlm)화일은 위성구동시에 사용되는 추력기의 종류를 선택하고, 계산부(120)의 주 프로그램인 계산프로그램(Budget.xls) 화일에 비추력값을 제공한다.
계산에 사용되는 입력 데이터(130)는 각각의 구동에 적용되는 물리적 파라미터별로 구분되어 있어 위성임무의 변경이 필요한 경우에 결과에 따른 영향을 분석하기 용이하도록 각각의 파라미터별 화일로 구성되어 있다. 예컨대, 위성속도 변화값, 요약출력, 효율, 관성 모멘트, 회전수, 세차운동값, 모멘트, 듀얼 스핀턴 등 등의 입력데이터를 파라미터별로 구분하여 구성된다.
상기 계산부(120)의 주 프로그램인 계산 프로그램(Budget.xls) 화일은, 입력 데이터부(130)의 모든 입력화일 데이터를 읽은 후, 정해진 알고리즘에 따라 연산을 수행하며, 불러온 데이터와 계산된 데이터를 배치하는 기능을 수행한다. 이때 최종적으로 계산된 결과는 주어진 포맷에 따라 출력부(140)에서 요약(Summary.xls)화일과 함께 표시(Display) 된다. 계산된 데이터의 출력은 상기 주 프로그램 구동 계획표의 연도별 파라미터별로 디스플레이 한다.
도 3은, 연료량 계산 소프트웨어의 자동화 흐름도로 연료량을 계산하는 기능의 처리흐름을 나타낸다.
먼저, 운용자는 임무분석 블럭(20)과 구조체 블럭(40)으로부터 필요한 데이터를 받아(S10) 입력 데이터부(130)에 각각의 초기 입력 화일을 생성한다(S20). 생성된 입력 화일을 제어부(110)의 제 1 매크로 프로그램(Open_bud.xlm)화일의 내용에 기록된 화일명과 일치하도록 저장한 후 매크로를 실행한다(S30). 그리하면 모든 입력화일들이 열리고 제 2 매크로(Fuel_bud.xlm)화일에서는 관련 추력기 선택(S40)에 의해 적용할 추력기를 선택, 결정(S50) 하는 논리 루프를 거쳐 비추력 값이 계산된다(S60). 비추력 값은 추력기의 효율을 결정하는 대표적인 파라미터가 되므로 하나의 위성이 여러 종류의 추력기를 사용하는 경우 각각의 추력기별로 수행하는 구동과 점화지속시간의 구분은 필요하다. 주 프로그램의 계산(Budget.xls)화일(120)의 로켓방정식을 적용(S70)하여 소요 연료량은 계산되고, 스프레드시트 상에 관련 데이터를 생성(S80)한다.
본 발명은 임무분석 시 반드시 필요로 하는 위성체내의 잔여 연료량을 추정하는 기법으로 관련 정보를 용이하게 처리하는 장점을 지닌 상용 마이크로 소프트(Microsoft) 엑셀(Excel)을 활용하여 위성 연료량 산출 계산과정을 단순화하였을 뿐 아니라, 비숙련 위성 운용자에게 위성 연료량 산출시 필요로 하는 입출력 파라미터를 쉽게 처리할 수 있도록 설계하였으며, 특히 계산과정을 자동화한 것이 본 발명의 기술적인 효과이다.
본 발명은 우주공간에서 운용중이거나 혹은 운영 계획 중에 있는 위성의 잔여연료량을 PC환경에서 계산하는 소프트웨어 룰의 개발에 대한 것으로, 위성임무분석 과정 및 계획에 있어서 신뢰도가 높고 오류가능성을 최소화하는 소프트웨어 개발을 목적으로 한다.

Claims (7)

  1. 통신위성의 추진 시스템에서 요구되는 규격 데이터를 설정하는 통신위성 추진시스템 요구규격 설정부(10)와,
    그 통신위성 추진시스템의 요구규격과 연료사용량 및 잔여량에 의거하여 천체력을 고려한 남북방향 및 동서방향의 주기적 위치조정에 따른 위성속도변화값을 제공하는 임무분석 블럭(20)과,
    원지점 모터 관련 데이터 및 원지점 모터 무게를 제공하는 모터 관련 데이터 저장부(30)와,
    상기 통신위성 추진시스템의 요구규격 및 상기 데이터 저장부(30)에서 제공되는 데이터에 의거하여 초기계산에 필요한 위성체의 중량 중 원지점 모터(Apogee Kick Motor)와 탑재체의 중량을 제공하는 구조체 블럭(40)과,
    추력기 관련 데이터를 저장하는 추력기 관련 데이터 저장부(50)와,
    상기 통신위성 추진시스템의 요구규격과 상기 추력기 관련 데이터 및 연료 사용량 및 잔유량에 의거하여 위성체에 적재되는 초기 연료량과 연료를 산화하여 분출하는데 사용되는 압축개스의 무게를 결정하는 추진기 블럭(50)과,
    상기 통신위성 추진시스템의 요구규격에 의거하여 다양한 분석과정을 거쳐 위성의 임무수행에 필요한 구동계획을 결정하여 제공하는 궤도 및 자세제어 블럭(70)과,
    상기 임무분석 블럭(20)의 위성속도 변화값과, 상기 구조체 블럭(40)의 위성체 무게와, 상기 추진계 블럭(60)의 압력 데이터 및 압축개스 무게 및 상기궤도 및 자세제어 블럭(70)의 구동계획 결정 데이터를 바탕으로 계산되는 연료사용량 및 연료탱크내의 잔여 연료량은 상기 임무분석 블럭(20)과 구조체 블럭(40)으로 보내고 이러한 과정을 매 구동시에 수행하여 잔여 연료량을 계산 추정하는 잔여연료량 추정부(80)로 구성된 것을 특징으로 하는 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 잔여 연료량 추정부(80)는,
    전체 소프트웨어에서 화일열기와 계산의 자동화를 수행하는 두개의 매크로 프로그램에 의해 제어하는 제어부(110)와,
    각각의 구동에 적용되는 물리적 파라미터별로 구분되어 있어 위성임무의 변경이 필요한 경우에 결과에 따른 영향을 분석하기 용이하도록 모든 입력 데이터를 화일로 작성해두는 입력 데이터부(130)와,
    그 입력 데이터부(130)로부터 모든 입력화일의 데이터를 읽은 후, 상기 제어부의 제어 및 제공된 데이터에 의거하여 정해진 알고리즘에 따라 연산을 수행하며, 불러온 데이터와 계산된 데이터를 배치하는 기능을 수행하는 주 프로그램인 계산 프로그램(Budget.xls)에 의해 계산하는 계산부(120)와,
    그 계산부에서 최종적으로 계산된 결과를 주어진 포맷에 따라 요약(Summary.xls)화일과 함께 표시(Display)하는 출력부(140)로 구성된 것을 특징으로 하는 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치.
  3. 제 2 항에 있어서, 상기 제어부(110)는,
    모든 입출력 화일을 차례로 열어서 화일들을 서로 연결하여 데이터를 공유할 수 있도록 하는 제 1 매크로 프로그램(Open_bud.xlm)과, 위성구동시에 사용되는 추력기의 종류를 선택하고, 주 프로그램인 계산프로그램(Budget.xls)을 실행하는 계산부(120)에 비추력값을 제공하는 제 2 매크로 프로그램(Fuel_bud.xlm)을 가지고서 잔여 연료량 추정 계산을 제어하도록 구성된 것을 특징으로 하는 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치.
  4. 제 2 항에 있어서, 입력데이터부(130)는,
    위성속도 변화값, 요약출력, 효율, 관성 모멘트, 회전수, 세차운동값, 모멘트, 듀얼 스핀턴등 등의 입력데이터를 파라미터별로 구분하여 각기 입력 화일로 작성하는 것을 특징으로 하는 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치.
  5. 임무분석 블럭(20)과 구조체 블럭(40)으로부터 위성속도 변화값과 위성체 무게 데이터를 받고, 추진계블럭(60)과 궤도 및 자세제어블럭(70)으로부터 압력데이터 및 압축개스 무게와 구동계획 결정에 관한 데이터를 입력받고 통신 추진 시스템의 요구규격에 의한 입력데이터를 파라미터별로 구분하여 각각의 초기 입력 화일을 생성하는 단계와,
    생성된 입력 화일을 제 1 매크로 프로그램(Open_bud.xlm)화일의 내용에 기록된 화일명과 일치하도록 저장한 후 매크로를 실행하여 모든 입력화일을 여는 단계와,
    모든 입력화일들이 열린후 제 2 매크로(Fuel_bud.xlm)화일 실행에 의해 적용할 추력기를 선택, 결정하는 논리루프를 거쳐 비추력 값을 계산하는 단계와, 주 프로그램의 계산(Budget.xls) 화일에 로켓방정식을 적용하여 소요 연료량을 계산하고, 스프레드시트 상에 관련 데이터를 생성하며, 계산 결과를 연도별 파라미터 요약 화일과 함께 표시하는 단계를 수행하도록 이루어진 것을 특징으로 하는 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 방법.
  6. 제 5 항에 있어서, 상기 비추력 계산 단계는,
    하나의 위성이 여러 종류의 추력기를 사용하는 경우 각각의 추력기별로 비추력 계산을 수행함과 아울러 점화지속시간의 구분하여 수행하는 것을 특징으로 하는 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 방법.
  7. 제 5 항에 있어서, 상기 데이터 출력단계는 주 프로그램 구동 계획표의 연도별 파라미터에 의거한 표시를 포함하는 것을 특징으로 하는 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 방법.
KR1019960066255A 1996-12-16 1996-12-16 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법 KR19980047741A (ko)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1019960066255A KR19980047741A (ko) 1996-12-16 1996-12-16 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법
US08/984,646 US6055485A (en) 1996-12-16 1997-12-03 Apparatus and method for estimating remaining fuel quantity in GEO (Geostationary Earth Orbit) communication satellite propulsion system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1019960066255A KR19980047741A (ko) 1996-12-16 1996-12-16 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR19980047741A true KR19980047741A (ko) 1998-09-15

Family

ID=19488134

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019960066255A KR19980047741A (ko) 1996-12-16 1996-12-16 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법

Country Status (2)

Country Link
US (1) US6055485A (ko)
KR (1) KR19980047741A (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102396412B1 (ko) * 2020-11-10 2022-05-10 한국항공우주연구원 추진제 사용에 따른 추력세기 손실 및 위성체 moi 변화 보상 장치 및 방법

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7720604B1 (en) * 2005-06-01 2010-05-18 Lockheed Martin Corporation Stationkeeping optimization for inclined elliptical satellite orbit constellations
US8620603B1 (en) * 2011-03-11 2013-12-31 The Boeing Company Fluid level sensing
US8781652B2 (en) * 2012-07-27 2014-07-15 Linquest Corporation Estimation of propellant remaining in a satellite
US9880042B2 (en) * 2015-12-08 2018-01-30 The Boeing Company Propellant gauging tool for predicting propellant mass in a propellant storage volume

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3206465A1 (de) * 1982-02-23 1983-09-01 Deutsche Gesellschaft für Wiederaufarbeitung von Kernbrennstoffen mbH, 3000 Hannover Verfahren und vorrichtung zur messung des fuellstandes in behaeltern
US4591117A (en) * 1983-03-12 1986-05-27 British Aerospace Public Limited Company Spacecraft nutation damping
US4908776A (en) * 1987-11-23 1990-03-13 Ford Aerospace & Communications Corporation Spacecraft fuel measurement
US5158362A (en) * 1991-02-08 1992-10-27 General Electric Company Method for measuring the mass of liquid in a storage tank

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102396412B1 (ko) * 2020-11-10 2022-05-10 한국항공우주연구원 추진제 사용에 따른 추력세기 손실 및 위성체 moi 변화 보상 장치 및 방법

Also Published As

Publication number Publication date
US6055485A (en) 2000-04-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9798008B2 (en) Method of guidance for placing a satellite on station
CN111061247B (zh) 整星下飞轮角动量闭环控制的极性测试系统及测试方法
Hegrenæs et al. Spacecraft attitude control using explicit model predictive control
Pell et al. Robust periodic planning and execution for autonomous spacecraft
CN101214860A (zh) 轨控过程中自主选取定姿方式的方法
Larsson et al. Fuel efficient relative orbit control strategies for formation flying and rendezvous within PRISMA
CN113422641A (zh) 用于测运控平台的测试方法、装置、电子设备及可读介质
KR19980047741A (ko) 위성 추진 시스템의 잔여 연료량 추정 장치 및 그 방법
CN111473799B (zh) 一种卫星天体敏感器故障诊断与恢复功能的测试方法及装置
CN116305843A (zh) 一种基于多任务并行的航天动力学仿真方法和装置
US5934621A (en) Batched optimized method for transfer orbit construction
Chen et al. Stability analysis of spacecraft phase plane control systems: a brief overview and some problems
Wang Efficient Indirect Optimization of Low-Thrust Trajectories with Interior-Point Constraints
Di Domenico Development of a hardware-in-the-loop simulation framework for interplanetary transfers on smaller timescales
Ganet et al. ATV GNC during rendezvous with ISS
Chen et al. 6 DOF nonlinear AUV simulation toolbox
Lee et al. Anomaly detection using the emerald nanosatellite on board expert system
Han et al. Aerobracking the ExoMars TGO: the JPL Navigation Experience
Zosimovych et al. Smallsat Rational Design
Geiser et al. Copernicus-LinCov (COPCOV) Software Integration in Support of Robust Trajectory Optimization
Hegrenæs et al. Attitude control by means of explicit model predictive control, via multi-parametric quadratic programming
Reynolds et al. Development of a Generic Guidance Navigation & Control System for Small Satellites: Application to HuskySat-1
Turbe et al. SPARTAN: A High-Fidelity Simulation for Automated Rendezvous and Docking Applications
Allen et al. AMO-EXPRESS-2.5: Crew Autonomy Onboard the International Space Station
Team et al. Autonomous optical navigation (autonav) ds1 technology validation report

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application