Very small satellites less than 10 kg weights as nano-, pico-, and femto- satellites can easily perform space technology demonstrations or space environmental experiments with low cost and time. Due to these reasons many universities are studying and developing those and space scientists are interested also. By stabi-lizing the platform of very small satellites through sufficient study, in these days they are trying to use nanosatellite for not only technology implementation but also various mission designs as imaging, earth ob-servation, surveillance, or data gathering. This means that performance improvement is important as much as space technology demonstration. One of the topics related to performance is actuator. Most nanosatellites use magnetic torquers as actuator for controlling attitude since its merits of size and weight. However since they have low accurate and slow response time rather than reaction wheel, it is difficult to perform com-plicated missions. In general reaction wheel is not suitable for nanosatellite in size and weight. With this point in view development of small reaction wheel system is needed.
In this study, goals are development of miniature reaction wheel assembly configured with four wheels for redundancy and implementation attitude control system with reaction wheel. For these, satellite attitude control law and reaction wheel are studied and simulated before development of system. Also, in connection with development, overall procedures of requirement derivation, parts selection, hardware design, making, integration, and test are discussed.
From this study, it will be helpful for understanding of satellite attitude control system and reaction wheel. And this developed miniature reaction wheel assembly system could be prototype of real actuator model which is applicable to nanosatellites. Thus, based this study, development of space qualified miniature reaction wheel could be expected after space environmental test.
소형위성은 적은 비용과 짧은 개발 기간에 비해 그 활용도가 높아 점차 많은 관심을 받고 있다. 새로운 우주 기술 개발 및 시험은 물론 교육적인 면에서도 활용이 가능하다. 또한 소형화 기술이 발달함에 따라 나노위성 등의 소형위성 기술도 발달되었고, 기존의 중대형 위성이 수행하던 감시 및 관측, 데이터 수집 등의 임무를 나노위성에 적용하기 위한 노력도 이루어지고 있다. 그에 따라 나노위성의 정확한 자세제어 시스템도 요구된다.
이러한 요구사항에 맞춰 본 논문에서는, 인공위성 자세제어 시스템을 이해하고 나노위성을 위한 소형 반작용 휠의 프로토타입을 개발 하는 것을 목표로 한다. 이와 관련된 기본 이론을 공부하고 기존의 연구를 참고하여 4개의 휠로 구성된 소형 반작용 휠 어셈블리 시스템의 요구사항을 도출해 낸다. 본 연구에서는 비용 및 시간 절감을 위하여 상용 모터와 모터제어기를 사용한다. 따라서 하드웨어 설계는 요구사항 도출에서부터 그에 알맞은 모터 및 모터제어기의 선택, 구조 설계, 모터제어기 통합을 위한 마더보드 설계와 시스템 통합의 시스템 개발을 위한 전 과정을 포함한다. 설계된 내용을 바탕으로 실제 시스템을 제작하고 시험하였다. 실험 결과에는 인공위성 자세제어 시스템 및 리액션 휠 어셈블리 시스템 모델링의 시뮬레이션 결과와 제작한 하드웨어 시스템의 실험 결과를 모두 포함한다. 이 프로토타입을 이용한 실험을 통해 제작된 소형 리액션 휠 어셈블리 시스템의 나노위성에 대한 적용가능성을 확인 할 수 있다.
본 논문을 통해 인공위성 자세제어 시스템과 리액션 휠 어셈블리 시스템의 이해를 도울 수 있다. 또한 제작된 소형 리액션 휠 어셈블리 시스템은 인공위성에 적용 가능한 실제 구동기의 모델이 되는 프로토타입이라 할 수 있다. 이 연구를 기반으로 우주환경에 적합한 소형 리액션 휠 시스템을 개발 할 수 있을 것이라 기대한다
