Pulsed Plasma Thruster (PPT) for micro-satellite is a system for satellite attitude control as well as orbit transfer and/or maintain. PPT has currently applied to micro satellite because of low thruster. An attitude control of satellite is performed by two mechanisms. One is sensing or detecting the coordinations of a satellite attitude by using sun sensor, star tracker, and earth sensor from sun, star, earth , respectively. The other one is actuating to the spacecraft to compensate its attitude by using a processed sensing data. In accordance with actuators, there are two types of actuator as wheels and thrusters. In this thesis, PPT will be mainly focused on as to thruster for satellite attitude to replace wheels, and according to the trends of thruster field, two types of thruster are developing these day such as chemical thruster and electrical thruster. An electrical thruster has a lot of benefits against some chemical propulsion systems such as total mass reduction, simple control mechanisms, easy control, low power consumption, and highly system reliability including propellant feeding system. Therefore, in this thesis, we studied on optimal and robust control method of PPT energy charge by using Lyapunov-based Design to provide uniform thrust with spacecraft for the purpose of precise attitude control.
위성은 크게 무게에 따라 나노급 위성, 마이크로급 위성, 소형위성, 그리고 대형위성으로 구분된다. 그럼 무게는 다음과 같이 구분이 되는데 나노급 위성은 이하, 마이크로급 위성은 이하, 소형위성은 사이로 구분한다. 그리고 마지막으로 대형급 위성은 이상의 무게로 구분되며, 본 연구에서 다루어지는 연구 내용은 마이크로급 위성에 적용 할 수 있는 펄스형태의 플라즈마 전기추력기의 비선형제어기 설계부분이다. 위성의 자세제어를 위하여 크게 두가지로 구분이 된다. 첫째는 위성의 위치정보를 생성하여 제공하는 Sensor 부분과 이의 데이터를 이용하여 원하는 Pointing을 맞추기 위한 Actuator 부분으로 구분된다. 그럼 Sensor의 종류로는 태양센서, 지구센서, 별센서 등으로 나누어지며, Actuator는 Wheel, Magnetorquer, 전기추력기 등으로 구분된다. 본 연구에서 다루어지는 연구분야는 바로 PPT (Pulsed Plasma Thruster)라 불리우는 전기추력기의 정상동작에 대하여 연구하였고, 이론적 배경을 바탕으로 실험으로 검증을 하였다. 즉, 위성의 자세제어 또는 궤도 제어를 위하여 정확한 추력을 제공하여 위성의 Pointing Accuracy를 높여야한다. 전기추력기는 PPU (Power Processing Unit)이라 불리우는 Unit에서 약 +2000V의 고전압을 생성하여 축전기에 저장한다. 그런데, 위성의 자세제어를 위하여 주기로 동작을 시켜야하며, 이 주기 동안에 동작에 필요한 충분한 전기에너지가 저장되어야한다. 그런데, 버스 전압 및 기타 소자의 용량 변화 등으로 인하여 이 주기 동안에 정상적인 전압이 제공되지 않을 수 도 있다. 이로 인하여 위성의 자세제어를 위하여 필요한 전기추력을 제대로 제공할 수 가 없으므로 자세제어가 제대로 이루어지지 않는다. 즉, 주컴퓨터에 저장된 자세제어 알고리즘에 의하여 전기추력기의 추진제가 분사될 텐데 분사되는 양이 달라지므로 정확히 자세제어가 이루어지지 않는다. 따라서, 본 연구에서는 매 분사 시 정확한 량의 추진제가 분사되어 위성의 자세제어를 위하 전기추진시스템으로서의 역할을 담당하였으며, Lyapunov-based Design 비선형 제어이론을 바탕으로 비선형제어기를 설계하였다. 그리고, 이론을 바탕으로 실제 시험을 통하여 이 주기 동안에 제대로 분사가 이루어지는 것을 확인하였고 신뢰할 만한 데이터를 얻을 수 있었다. 결론적으로 초당 분사되어지는 추진제의 양은 약 12㎍ 정도이며, 이를 바탕으로 얻은 추력은 약 정도로 측정되었다. 이 데이터는 다른 위성에서 연구하여 적용한 실제 데이터와도 비슷한 결과를 얻었고, 위성의 자세뿐만 아니라 궤도제어에도 충분히 활용할 수 있으리라 본다.
