Satellite technology has influenced our ordinary life in the various aspects such as weather forecast, GPS navigation, satellite TV, overseas telephone and so forth. Increasing requirement on national defense has spurred the advancement of satellite technology as well. In a modern war, it is beyond imagination to exclude the help of satellites. According to diverse missions, satellites can be broadly classified into three parts: communication, remote sensing and space science exploration.
No matter what missions given, the attitude control of satellite is primarily required in order to achieve the given objective successfully. Frequently the requirement of attitude control concerning payload mission drives whole system requirements. The common idea of conservative design for a satellite is changing with a success of high performance small satellites. The technical advance of VLSI and high performance CPU motivates the study of effective and compact satellites. Short term, low cost, small satellite projects have made it more versatile to design a control system of a spacecraft nowadays. From this standpoint, we have investigated control algorithms that can be used for small satellites mainly.
The purpose of this dissertation is to study practical design methods about the attitude control system under the constraints attributed to small satellites. In the practical view point, the small satellite has many limitations of mass, volume, power, cost and so on. The primary interest of this thesis is to find out methods to overcome these constraints. We developed a near minimum time slew maneuvering control algorithm since a satellite needs to point a specific target in order to fulfill its mission. This algorithm is based on an idea utilizing the maximum capacity of a wheel under saturation constraints. A nonlinear observer is designed for estimating states optimally. The extended separation principle of nonlinear systems enables to design the controller and observer separately. As a part of observer, a star identification and tracking algorithm is presented to obtain an accurate three axes attitude information.
Finally we present the verification method of the control system using hardware and software simulators. An air bearing simulator system is developed as the hardware simulator. A parameter estimator is implemented for obtaining the moment of inertia and offset length of the test satellite. The results of verification will be given in terms of performance measure such as pointing accuracy, slew rate, pointing knowledge and so on.
인공위성은 우리들의 일상생활에서 쉽게 접할 수 있는 기상 예보, GPS를 이용한 자동차 자동항법장치, 위성전화 등의 응용뿐만 아니라, 국가방위에 필요한 첩보관측, 군사용 통신등에서도 없어서는 안 될 중요한 부분으로 자리잡고 있다. 인공위성의 자세제어기술은 이러한 임무들을 성공적으로 수행하기 반드시 요구되어진다. 본 논문은 이러한 자세제어기술을 개발함에 있어서 소형위성에 초점을 맞추고 있다. 최근의 소형화, 집적화 기술이 발전함에 따라, 기존의 대형위성이 갖는 오랜 개발기간, 고비용, 저효율성의 문제점을 해결할 수 있는 대안으로 소형위성이 각광을 받고 있다. 하지만 소형위성은 자체적으로 무게, 부피 뿐만 아니라 소비전력, 개발비용 등의 측면에서도 제한 조건이 존재한다. 본 논문은 90년도부터 한국과학기술원 인공위성연구센터에서 시작한 우리별 시리즈 위성을 개발하면서 접했던 소형위성의 제한 조건들 하에서 최대한의 성능을 발휘하도록 하는 자세 제어, 측정 기법과 위성 검증 시스템에 대하여 연구하였다.
본 논문은 세 부분으로 크게 나눠진다. 먼저 휠의 제한조건 하에서의 위성의 자세 변환을 최대한 빨리 할 수 있도록 하는 제어 기법에 대해 나와 있다. 휠 속도에 좌우되는 최대토크가 존재하는 상황에서의 쿼터니온 귀환 제어기의 안정성 문제, 오일러 축 회전을 보장하는 제어기 제시, 초기 휠 속도 최적화를 통한 자세변환속도 향상, 초기 각운동량이 존재할 경우의 준 최단시간 자세변환 제어기 제시, 자세획득을 보장하는 초기 조건에 대하여 연구하였다. 자세변환에 사용되는 휠은 속도에 따라 발생시킬 수 있는 최대 토크값이 변화한다. 만일 최대 토크를 발생시키면서 제어하려면 속도에 좌우되는 토크포화현상을 고려하여야 한다.
본 논문에서는 먼저 휠을 속도에 좌우되는 포화기로 모델링하였고, 제어루프 하에서의 이 포화기의 성질을 이용하여, 안정성을 보장하는 제어기 이득값을 얻는 방법을 제시하고 있다. 초기 각운동량이 존재할 경우에 발생하는 비선형 성분의 영향으로 기존의 귀환 제어기의 성능이 휠 제한요건 하에서 떨어짐을 발견하였다. 이 문제는 비귀환 제어기와 귀환제어기를 함께 사용하는 복합제어기를 이용하여 해결하였다. 이 제어기는 초기 각운동량이 커짐에 따라, 귀환 제어기만을 사용할 때보다 향상된 자세변환 속도를 보여준다.
두 번째 부분은 정밀자세측정과 관련되어, 별센서의 알고리즘 개발과 쿼터니언을 입력으로 하는 확장칼만필터를 제시하고 있다. 별센서는 CCD를 이용하여 얻어진 2차원 이미지로부터 3축의 자세정보를 추출하게 되어있다. 그러나, 여러 가지 원인으로 인해 CCD로부터 얻어진 2차원 이미지가 원하지 않는 정보를 가지거나, 의미있는 정보가 삭제되어질 수 있다. 본 논문에서는 이러한 경우를 고려하여 안정적으로 별이미지로부터 3축의 자세정보를 얻을 수 있는 방식을 제시하고 있다. 쿼터니언을 입력으로 확장칼만필터를 구현하면, 벡터를 입력으로하는 경우보다 계산량을 많이 줄일 수 있다. 대신 별센서 내부에서 다수의 벡터로부터 최적화된 쿼터니언을 얻는 알고리즘을 구현하여야 한다. 위의 방식으로 프로그램을 작성할 경우, 주컴퓨터의 계산 로드를 줄일 수 있다.
마지막으로 고비용이 드는 3축 자세변환 시뮬레이터 대신, 저비용의 3축 공기베어링 장치를 이용하여 소형위성의 자세제어 시스템을 시험하는 방식에 대하여 나와있다. 3축 공기베어링 장치는 볼베어링에 압축공기를 불어넣어 마찰력을 최소화하여 지상에서 무중력상황을 모사화하는 장치이다. 하지만 이 장치를 제대로 이용하기 위해서는 무게 중심과 회전 중심과의 거리와 시험 대상의 관성모멘트를 추정하여야 할 필요가 있다. 이러한 이유로 3축 공기베어링 상에서의 시험 위성을 모델링하고, 그 모델로부터 위의 변수들을 추정하는 방법을 제시하고 있다. 이 알고리즘을 이용하면, 3축 공기베어링 상에서의 발생하는 중력복원토크를 보상해줄 수 있게 된다.
