This thesis proposes a new on-board stationkeeping system suitable for the geostationary satellites operation and presents the results of the computer simulations conducted to verify the proposed system. The proposed on-board stationkeeping system receives pseudo-range signal from the ground equipments located at two different positions with long baseline, determines the orbit error deviated from a reference orbit in real-time and generates orbit control commands. To lower the complexity of the on-board stationkeeping logic and to improve reliability, a simple orbit controller based on fly the wire method is designed which makes the orbit roughly follow predetermined reference range data. And again to reduce the fuel consumption, the orbit controller using modified fly the wire method is proposed and analyzed through computer simulations. The reference range data are assumed to be generated through ground based computer simulation and embedded or uploaded with time tag. This paper also proposes a useful reference orbit generation algorithm suitable for control of adjacent multiple geostationary satellites. Finally, the performance of the proposed approach in multiple satellites control environment is verified through the computer simulations.
본 논문은 정지위성의 운용에 적용 가능한 새로운 위성 탑재용 위치유지 시스템을 제안하고 컴퓨터 시뮬레이션을 통하여 그 성능을 평가하고 있다. 제안된 시스템은 지상 두 곳에 거리를 두고 위치한 장비로부터 Pseudo-Range를 측정하여 기준궤도로부터 벗어난 오차를 추정하고 이를 소거하기 위한 제어 명령을 생성한다. Pseudo-Range를 측정하기 위하여 지상장비는 원자시계를 탑재하고 GPS와 유사한 신호를 송출하여 위성은 정밀한 크리스탈 시계를 탑재하는 것으로 가정하였다.
본 논문에서는 탑재 알고리즘에 의한 컴퓨터의 작업량을 줄이고 신뢰성을 확보하기 위하여 Fly the wire 방식에 기초한 궤도제어기를 사용하였다. 본 기법은 지상에서 수행된 위치유지 시뮬레이션을 통하여 생성된 기준 궤도를 유사하게 추종하도록 한다. 이를 위하여 1차적으로 지상에서 시뮬레이션을 통하여 생성된 기준기동을 통하여 궤도를 조정하고 추력기의 오차, 고려되지 않은 모델링오차, 초기오차에 의해 발생하는 궤도 오차성분을 피드백 제어기를 사용하여 제거하는 방식이다. 본 기법을 사용할 경우 궤도추정 및 제어기의 제어명령 생성에 소요되는 계산량이 대폭적으로 줄어드는 이점이 있으며 지상에서 미리 계산, 검증되어 탑재된 일련의 기준제어명령을 사용하고 피드백 제어기를 이용하여 비교적 미소한 오차를 튜닝하는 방식이기 때문에 신뢰성이 높다.
하지만 Fly the wire 방식은 기존의 지상명령 방식에 의한 위치유지 시스템과 비교할 경우 약간의 소모연료량의 증가가 따른다. 따라서 본 논문에서는 Modified fly the wire 방식을 추가적으로 제안하였고 컴퓨터 시뮬레이션을 통하여 성능을 분석 하였다. Modified fly the wire 방식은 기준궤도에 대한 오차성분을 하모닉 성분과 선형 성분으로 분리한 다음, 하모닉 성분은 피드백 제어기를 사용하여 제어하고 선형오차성분은 기준제어명령에 수정성분을 고려하여 처리하는 방식이다. 또한 탑재용 위치유지 시스템은 신뢰성이 관건이 되므로 fly the wire 방법과 Modified fly the wire방법에 대해서 지상장비의 고장을 가정한 시뮬레이션을 통하여 신뢰성을 분석하였다.
제안된 탑재용 위치유지 시스템은 지상 두 지점에서 송출된 GPS 유사신호를 이용하므로 2기 이상의 근접한 위성에 적용할 경우 더욱 경제성이 있다. 따라서 본 연구에서는 2기 이상의 위성에 본 기법을 적용할 수 있도록 2기 이상 임의 개수의 위성에 적용 가능한 기준궤도 생성 알고리즘을 개발하였으며 시뮬레이션을 통하여 성능을 검증하였다. 제안된 기법은 가상동력학 시스템을 이용하여 위치유지의 주요 설계 파라미터인 각 위성의 이심을 제어원의 위치를 결정하는 방식이고 임의 개수의 위성에 대하여 일관되게 적용 가능하다는 장점이 있다.
