This thesis proposes an outline for attitude system of nano-satellites. It can be extended to design attitude determination and control system of real satellites.
소형 인공위성에 대한 관심은 날로 커지고 있는 추세이다. 과거에 소형 인공위성이 학생 교육 목적으로 이용되었던 것에 반해, 오늘날 소형 인공위성은 지구 대기 관측이나 우주에서의 실험 등 실용적인 목적으로 개발, 사용되고 있다.
이처럼 소형 인공위성을 보다 실질적인 임무 수행에 사용하기 위해서는, 자세 결정 및 제어가 필수적이다. 하지만 인공위성의 크기가 작은 만큼 탑재체의 크기 및 무게, 전력에서 많은 제약이 따르기 때문에, 보다 적은 개수의 센서 및 구동기로 자세 결정 및 제어가 이루어져야 한다.
본 연구에서는 10kg 급의 초소형 위성에 적용 가능한 자세 결정 및 제어 알고리즘을 시뮬레이션하고, 그 성능을 검증하고자 하였다.
인공위성의 자세를 알기 위해서는 특정한 지표를 동체에서 관측한 시선 벡터를 얻어, 이를 관성좌표계의 값과 비교해야 한다. 이를 위해서 태양센서, 자기센서, CMOS 별센서를 사용한다고 가정하였다. 사용하는 센서의 개수를 줄이기 위해, 태양센서는 전력 생성을 위해 위성 면에 부착한 태양전지판의 전력 생성값을 받는 것으로 대신한다고 가정하였다. 위성의 크기가 작은 것을 고려하여, 자이로는 사용하지 않는다고 하였다.
자세 결정 방법을 결정하기 위해, 상용 위성에서 많이 쓰는 알고리즘인 TRIAD와 QUEST를 검토하였다. 하지만 이 알고리즘으로는 각속도를 추정할 수 없기 때문에, 최종적으로 쿼터니언 오차와 각속도 오차를 상태 변수로 잡은 확장 칼만필터를 사용하였다.
자세 제어용 구동기는 코일을 감아서 만든 자기 토커를 사용한다고 가정하였다. 또한 제어기는 선형 쿼터니언 피드백 제어기로 구현하였다.
