KR101008176B1

KR101008176B1 - 반작용휠과 추력기 기반 자세제어기를 동시에 이용한 자세기동 및 가제어성 향상 방법

Info

Publication number: KR101008176B1
Application number: KR1020080136668A
Authority: KR
Inventors: 서현호; 용기력; 오시환; 최홍택; 이선호; 임조령; 김용복; 이혜진
Original assignee: 한국항공우주연구원
Priority date: 2008-12-30
Filing date: 2008-12-30
Publication date: 2011-01-13
Also published as: EP2347957B1; EP2204321A2; US20100168938A1; EP2204321A3; EP2347957A2; KR20100078412A; EP2347957A3; US8346410B2; EP2204321B1

Abstract

본 발명은 인공위성의 위성체 자세기동 시 사용하는 구동기 중 반작용휠과 추력기를 동시에 사용함으로써 기동성능 및 가제어성을 향상시키는 방법에 관한 것이다. 위성체 자세제어 시스템은, 위성체에 탑재된 추력기의 구동을 제어하는 추력기 기반 자세제어기(Thruster-Based Attitude Controller), 상기 위성체의 반작용휠의 구동을 제어하는 반작용휠 기반 자세제어기(Reaction Wheel-Based Attitude Controller) 및 상기 위성체의 자세를 변화시키는 위성체 동역학 모델(Spacecraft Dynamics)을 포함하여 구성된다. 여기서, 상기 위성체에는 상기 복수개의 반작용휠이 구비되고, 상기 반작용휠 중 일부의 고장으로 인한 결손 시 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기를 동시에 적용함으로써 위성체의 자세기동을 보정하게 된다.

인공위성 자세제어, 반작용휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 반작용휠 고장

Description

반작용휠과 추력기 기반 자세제어기를 동시에 이용한 자세기동 및 가제어성 향상 방법{MANEUVERABILITY AND CONTROLLABILITY IMPROVEMENT USING REACTION WHEEL-BASED AND THRUSTER-BASED ATTITUDE CONTROLLER SIMULTANEOUSLY}

본 발명은 인공위성의 자세제어 방법에 관한 것으로서, 인공위성의 위성체 자세기동 시 사용하는 구동장치 중 반작용휠과 추력기를 동시에 사용함으로써 기동성능 및 가제어성을 향상시킬 수 있는 방법에 관한 것이다.

인공위성에 탑재되는 기존의 구동장치는 추력기 기반의 자세제어기와 반작용휠 기반 자세제어기가 있으며, 기존에는 이러한 추력기 기반의 자세제어기와 반작용휠 기반 자세제어기를 각각 독립적으로 운용하고 있다. 일반적으로 추력기 기반의 자세제어기는 인공위성의 위성체의 자세 정밀도는 떨어지지만 안전한 운용을 위해서 사용하고, 반작용휠 기반 자세제어기는 위성체의 임무지역 촬영 시 자세제어 정밀도 향상을 위한 목적으로 주로 사용하고 있다.

기존의 추력기 기반의 자세제어기와 반작용휠 기반 자세제어기를 같이 사용하는 경우는 반작용휠 기반 자세제어기를 이용하면서 반작용휠의 각운동량이 쌓일 경우 추력기 기반 자세제어기를 이용하여 각운동량 덤핑(Dumping)하는 기술이었다. 즉 두 자세제어기를 사용하면서 주가 되는 자세제어기는 반작용휠 기반 자세제어기가 되고, 부로써 추력기 기반 자세제어기가 사용되었다.

한편, 추력기(Thruster)는 위성체에서 자세제어 및 궤도제어에 사용하고 있는 장치로, 위성의 자세 또는 궤도를 제어하기 위한 추진력 발생 장치를 말한다. 예를 들어, 가스 분사 제어 장치에 사용되는 추력기는 고압의 기체 또는 액체를 화합 반응시키거나 촉매로 분해반응을 일으켜서 얻는 고온, 고압의 기체를 노즐을 통해 고속으로 분사시킴으로써 추진력을 발생시키게 된다. 기존의 추력기는 위성체의 기준축에 대해 대칭으로 배치되어 있다.

기존의 인공위성에 탑재되는 반작용휠(Reaction Wheel)은 위성체의 자세 제어를 위한 토크를 발생시키는 장치로써, 속도 조절용 휠을 전기 모터로 가속 또는 감속함으로써 발생하는 반작용 토크를 이용하는 장치를 말한다. 그러나 바이어스 모멘텀 방식의 자세제어시스템에서 사용하는 모멘텀 휠(Momentum Wheel)은 기능은 동일하나 한쪽 방향으로만 회전하는 점이 반작용휠과 상이하다.

도 1과 도 2에 도시한 바와 같이, 상기 반작용휠은 위성체에 피라미드 형상으로 배치되어 있다. 즉, 도 1에 도시한 바와 같이, 90° 간격으로 4개의 반작용휠(HRWA1Axis, HRWA2Axis, HRWA3Axis, HRWA4Axis)이 배치되며, 위성체의 기준 평면의 축(Xsc Axis, Ysc Axis)에 대해 45° 각도로 기울어져 배치된다. 또한, 도 2에 도시한 바와 같이, 각 반작용휠은 위성체의 기준 평면(Xsc-Ysc plane)에 대해 비틀림각(β)으로 틀어져 있으며, 이는 위성체에서 카메라가 바라보는 축(Zsc Axis)과 (90° - β)의 각을 갖는다.

여기서, 반작용휠의 비틀림각을 어떻게 배치하느냐에 따라 4개의 반작용휠이 회전함으로써 발생시키는 각운동량이나 토크는 위성체의 기준축(Xsc Axis, Ysc Axis, Zsc Axis)에 각각 다르게 투영된다.

한편, 4개의 반작용휠을 구비하는 것은 하나의 반작용휠에 해당하는 여유 자유도를 확보함으로써 하나 이상의 반작용휠이 고장 날 경우를 대비하기 위함이다. 예를 들어, 도 1에서 반작용휠 #1(HRWA1Axis)이 고장 났을 경우 #2(HRWA2Axis), #3(HRWA3Axis), #4(HRWA4Axis)를 이용하면 제한된 각운동량 및 토크로 위성체의 3축 제어가 가능하다. 만약 반작용휠이 각 축당 1개씩 총 3개의 반작용휠이 구비되는 경우에는 하나의 반작용휠이 고장 날 경우 고장 난 축에서는 반작용휠을 이용한 자세제어가 불가능하다. 따라서 국내외에서는 도 1, 도 2에 도시한 바와 같이, 반작용휠을 피라미드 형상으로 배치하는 것이 일반적이다.

그런데, 기존의 인공위성은 상술한 바와 같이 4개의 반작용휠을 피라미드 형상으로 배치한다고 하더라도, 하나의 반작용휠이 고장 나는 경우 위성체의 기동성능이 현저하게 떨어진다.

도 3은 기존의 인공위성에서 반작용휠이 모두 정상적으로 작동할 경우에 대한 위성체의 각운동량 포락선(Momentum Envelope)을 보여주는 그래프이다. 그리고 도 4a 내지 도 4d는 도 1의 반작용휠 중 하나의 반작용휠 구동기가 고장 났을 경우 각각의 경우에 대한 위성체의 각운동량 포락선을 보여주는 그래프들이다.

도 3 내지 도 4d에서 알 수 있는 바와 같이, 반작용휠이 하나 고장 났을 경우 남은 3개의 반작용휠로 위성체의 기준축에 전달해줄 수 있는 각운동량은 도 3에 서 4개의 반작용휠이 모두 정상적으로 작동하는 경우에 비교하여 감소함을 알 수 있다. 그리고 이러한 위성체의 각운동량은 위성체의 회전속도와 비례관계이므로 반작용휠이 하나 고장 났을 경우 위성체는 기동속도가 떨어지게 된다.

상술한 문제점을 해결하기 위한 본 발명의 목적은 기존의 추력기 기반의 자세제어기와 반작용휠 기반의 자세제어기를 독립적으로 사용하거나 하나 이상의 반작용휠 구동기의 고장으로 인한 결손 시 자세기동과 가제어성의 효율성을 더욱 높일 수 있는 위성체의 자세제어 시스템 및 방법을 제공하기 위한 것이다.

상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 실시예들에 따르면, 위성체 자세제어 시스템은, 위성체에 탑재된 추력기의 구동을 제어하는 추력기 기반 자세제어기(Thruster-Based Attitude Controller), 상기 위성체의 반작용휠의 구동을 제어하는 반작용휠 기반 자세제어기(Reaction Wheel-Based Attitude Controller) 및 상기 위성체의 자세를 변화시키는 위성체 동역학 모델(Spacecraft Dynamics)을 포함하여 구성된다. 여기서, 상기 위성체에는 상기 복수개의 반작용휠이 구비되고, 상기 반작용휠 중 일부의 고장으로 인한 결손 시 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기를 동시에 적용함으로써 위성체의 자세기동을 보정하게 된다.

여기서, 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기를 동시에 적용함으로써 반작용휠이 2개 이상 고장 시 제어 불가능한 위성체의 축을 제어 가능하도록 하여 3축에 대한 가제어성 확보할 수 있다.

한편, 상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 실시예들에 따르면, 위성체 자세제어 시스템은, 위성체에 탑재된 추력기의 구동을 제어하는 추력기 기반 자세제어기, 상기 추력기 기반 자세제어기에서 입력된 추력기 분사 시간에 비례하는 제1 토크를 산출하는 추력기 모델(Thruster Model), 상기 위성체의 반작용휠의 구동을 제어하는 반작용휠 기반 자세제어기, 상기 반작용휠 기반 자세제어기에서 입력 값을 이용하여 반작용휠 토크를 산출하는 반작용휠 속도 제어기(Reaction Wheel Speed Controller), 상기 입력된 반작용휠 토크를 이용하여 반작용휠의 각운동량과 제2 토크를 산출하는 반작용휠 모델(Reaction Wheel Model), 상기 추력기 모델에서 산출된 제1 토크와 상기 반작용휠 모델에서 산출된 제2 토크가 합산되는 합산기 및 상기 합산기에서 입력된 토크를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 위성체 동역학 모델을 포함하여 구성된다.

상기 위성체 자세제어 시스템은, 상기 위성체 동역학 모델에서 변화된 자세와 각속도가 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기로 피드백 되도록 폐루프를 형성하는 자이로 모델(Gyro Model)이 구비된다. 여기서, 상기 자이로 모델은 위성체의 각속도를 측정하여 상기 제1 토크와 상기 제2 토크의 크기에 비례하여 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기로 피드백 시키게 된다. 상세하게는, 상기 자이로 모델에서 출력된 각속도를 상기 추력기 기반 자세제어기에 전달하는 적분기 및 상기 자이로 모델에서 출력된 각속도를 상기 반작용휠 기반 자세제어기에 전달하는 에러 함수가 구비된다. 그리고 상기 적분기에서 출력된 위성체의 각도 신호(즉, 변화된 자세에 대한 정보)와 자세명령기(Attitude Angle Command)에서 입력되는 위성체의 자세 변화에 대한 각도 정보 와 합산된 신호가 상기 추력기 기반 자세제어기에 입력되고, 상기 자이로 모델에서 출력된 각속도 신호와 상기 에러 함수에서 출력된 보정 값이 상기 반작용휠 기반 자세제어기에 입력된다.

또한, 자세 오차가 큰 자세기동 시에는 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기가 동시에 작동하고, 상기 위성체가 정상상태일 때는 상기 반작용휠 기반 자세제어기만 작동하도록, 상기 추력기 기반 자세제어기는 자세 무반응영역(Angle Dead-zone)과 비례하는 이득을 갖도록 설정된다.

한편, 상술한 본 발명의 목적을 달성하기 위한 본 발명의 다른 실시예들에 따르면, 위성체 자세제어 방법은, 위성체의 자세 제어를 위해 추력기 분사 시간(Tthrust Time)을 산출하는 제1 단계, 상기 산출된 추력기 분사 시간에 비례하며 상기 추력기로 인해 상기 위성체에 발생하는 제1 토크를 산출하는 제2 단계, 반작용휠에 작용시킬 각운동량과 토크를 산출하는 제3 단계, 상기 산출된 반작용휠의 토크를 이용하여 상기 반작용휠로 인해 상기 위성체에 발생하는 제2 토크를 산출하는 제 4단계 및 상기 제1 토크와 상기 제2 토크가 합산되어 상기 위성체의 자세를 제어하기 위한 위성체의 각속도를 산출하는 제5 단계로 이루어질 수 있다.

여기서, 상기 제5 단계에서 산출된 각속도를 상기 제1 토크와 상기 제2 토크의 크기에 비례하여 상기 제1 및 제3 단계에 피드백 되도록 폐루프를 형성하게 된다. 또한, 상기 제1 단계는 상기 위성체의 자세 변화를 위해 입력된 각도 신호와 상기 위성체의 각속도를 적분하여 변환된 각도 신호를 합산하여 추력기의 분사 시간을 산출하고, 상기 제3 단계는 상기 위성체의 각속도 신호와 상기 위성체 각속도 신호를 보정한 각도 에러 값을 합산하여 반작용휠에 작용시킬 각운동량과 토크를 산출하게 된다.

이상에서 본 바와 같이, 본 발명에 따르면, 첫째, 반작용휠 기반 자세제어기와 추력기 기반 자세제어기를 결합하여 동시에 2개의 자세제어기가 위성체의 자세를 제어하게 되므로 자세기동과 가제어성의 효율성을 향상시킬 수 있다.

둘째, 하나 이상의 반작용휠 구동기의 고장으로 인한 결손 시 효과적으로 위성체의 자세를 제어할 수 있으며, 위성체의 자세기동 수렴시간이 더욱 빨라져서 위성체의 운용 효율성을 높일 수 있다.

셋째, 위성체의 자세 기동 초기와 같이 오차가 큰 자세기동 시에는 추력기 기반 자세제어기와 반작용휠 기반 자세제어기가 동시에 작용하게 되므로 기동 성능을 향상시킬 수 있으며, 위성체가 정상상태에 도달하였을 때는 반작용휠 기반 자세제어기만 작동함으로써 위성체의 카메라가 지구를 지향할 때 정밀한 자세제어가 가능하다.

또한, 위성체의 정상상태에서 추력기 기반의 자세제어기가 작동하지 않음으로써 추력기로 인한 불필요한 토크 발생을 억제할 수 있으며, 추력기로 인한 위성체의 자세 정밀성에 미치는 악영향을 차단할 수 있다.

넷째, 반작용휠 기반 자세제어기와 추력기 기반 자세제어기를 합치는데 별도의 스위칭 구성요소가 불필요하며 각 자세제어기의 독립적인 이득의 특성을 얻을 수 있으며, 자세제어기의 스위칭 시 발생할 수 있는 불안정성 영향을 고려하지 않 아도 된다는 장점이 있다.

이하 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세하게 설명하지만, 본 발명이 실시예에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 본 발명을 설명함에 있어서, 공지된 기능 혹은 구성에 대해 구체적인 설명은 본 발명의 요지를 명료하게 하기 위하여 생략될 수 있다.

이하, 도 5를 참조하여, 본 발명의 일 실시예에 따른 위성체의 자세제어 시스템 및 방법에 대해 상세하게 설명한다.

본 발명에 따른 위성체의 자세제어 시스템(100)은 추력기 기반 자세제어기(Thruster-Based Attitude Controller)(110)와 반작용휠 기반 자세제어기(Reaction Wheel-Based Attitude Controller)(120) 및 위성체 동역학 모델(Spacecraft Dynamics Model)(130)으로 이루어진다.

상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 위성체에 탑재된 추력기의 구동을 제어하여 위성체의 자세를 제어하기 위한 제어기이고, 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)는 위성체에 탑재된 반작용휠의 구동을 제어함으로써 위성체의 자세를 제어하기 위한 제어기이다. 또한, 위성체에는 도 1 및 도 2에 도시한 바와 같이, 4개의 반작용휠은 위성체에 피라미드 형상으로 배치되어 있다.

본 실시예에서는 상기 추력기 기반 자세제어기(110)와 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)는 일반적으로 많이 쓰이는 비례-적분-미분 제어방 식(Proportional-Integral-Derivative, PID)의 제어기를 이용하는 예를 설명한다. 그러나 상기 추력기 기반 자세제어기(110)와 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)는 비례-적분-미분방식을 포함하여 이 외에도 여러 가지 방식을 사용 가능하다.

상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 출력 값인 추력기 분사 시간(Tthrust_Time)은 추력기 모델(Thruster Model)(111)에 전달되고 상기 추력기 분사 시간에 비례하는 토크(Torque)를 발생시킨다.

상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)는 반작용휠 속도 제어기(Reaction Wheel Speed Controller)(121)를 통해 반작용휠에 발생시킬 토크(Trw)를 출력하고, 상기 출력된 토크(Trw)를 이용하여 반작용휠 모델(Reaction Wheel Model)(122)에서 반작용휠의 각운동량(Hsc)과 토크(Tsc)를 상기 위성체 동역학 모델(130)에 전달하게 된다. 그리고 상기 위성체 동역학 모델(130)에 입력된 토크는 위성체의 자세를 변화시키게 된다.

여기서, 상기 위성체 자세제어 시스템(100)은 상기 추력기 기반 자세제어기(110)와 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)에서 출력되는 토크(Torque, Tsc)를 합산기(Sum)(131)에서 합산되어 상기 위성체 동역학 모델(130)에 전달된다.

또한, 상기 위성체 동역학 모델(130)에서 변화된 자세와 각속도는 자이로 모델(Gyro Model)(140)을 통해 상기 추력기 기반 자세제어기(110)와 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)로 입력되도록 폐루프가 형성된다. 특히, 상기 위성체 자세제어 시스템(100)은 상기 위성체 동역학 모델(130)에서 변화된 자세와 각속도가 상기 각 자세제어기(110, 120)에서 입력된 토크(Torque, Tsc)의 크기에 비례하여 피 드백 되도록 폐루프가 구성된다.

상세하게는, 상기 자이로 모델(140)에서 출력된 각속도 신호(Rate Wsc)는 적분기(Integrator)(141)를 거친 후 자세명령기(Attitude Angle Command)(101)에서 출력된 신호와 합산기(Sum)(103)에서 합산되어 상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 입력된다. 즉, 상기 자이로 모델(140)에서 출력된 각속도 신호(Rate Wsc)는 상기 적분기(141)를 거치면서 각도 정보로 변환되고, 상기 자세명령기(101)에서 출력된 각도 신호와 상기 적분기(141)에서 출력된 각도 신호가 상기 합산기(103)에서 합산되어 상기 추력기 기반 자세제어기(110)에 입력된다. 그리고 상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 위성체의 자세 변화를 위해 이동해야 하는 각도에 대한 보정 값(ang_err)이 입력되면 입력된 각도에 따라 위성체의 자세를 변화시키기 위해 상기 추력기가 동작해야 하는 추력기 분사 시간이 산출된다.

그리고 상기 자이로 모델(140)에서 출력된 각속도 신호(Rate Wsc)와 상기 각속도 신호(Rate Wsc)가 에러 함수(Quaternion Error Propagator)(104)를 통해 보정된 값(Esc)이 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)로 입력된다. 즉, 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)는 상기 자이로 모델(140)에서 입력된 각속도 신호(Wsc)와 상기 에러 함수(104)에서 입력된 에러 값(Esc) 그리고 상기 반작용휠 모델(122)에서 피드백된 값(Hmrw)을 이용하여 상기 반작용휠 속도 제어기(121)에 작용할 토크(ACS_swTrwcom)을 산출하게 된다. 그리고 상기 반작용휠 속도 제어기(121)에서 산출된 반작용휠의 토크(Trw)를 입력 받아 상기 반작용휠 모델(122)에서 상기 위성체 동역학 모델(130)에 입력될 토크(Tsc)가 산출된다.

한편, 도 5에서 상기 자세명령기((Attitude Angle Command))(101)는 위성체의 자세 제어를 위한 각도 값을 입력시키는 제어기이고, 유도 프로파일(Guidance Profile)(102)은 위성체의 자세 이동 프로파일을 나타내는 제어기를 나타낸다.

본 발명에 의하면, 상기 2개의 자세제어기(110, 120)에서 출력되는 토크(Torque, Tsc)가 합쳐져서 상기 위성체 동역학 모델(130)에 전달되므로, 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)에서 하나의 반작용휠이 고장 나더라도 상기 추력기를 이용하여 토크제어를 추가하게 되므로 반작용휠의 고장으로 인한 위성체의 기동성능 저하를 보상할 수 있다.

여기서, 상기 각 자세제어기(110, 120)의 설계 시 안정성을 확보하면 두 자세제어기(110, 120)를 합쳐서 사용하더라도 안정성이 확보되므로, 상기 추력기 기반 자세제어기(110)와 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)는 동시에 사용하는 것이 가능하다. 한편, 이와 같은 전제가 충족되지 않는 경우에는 상기 각 자세제어기(110, 120)에 작용하는 비례-적분-미분 제어기의 이득(Gain)을 조정해서 안정성 요구조건을 만족하도록 설계를 변경하는 것도 가능하다. 그러나 이는 위성체의 자세제어기 개발시 고려해야 하는 부분이며, 위성체마다 각 이득값이 다를 수 있으므로 본 발명에서는 논외로 한다.

한편, 위성체에서 상기 반작용휠의 포화속도 도달을 방지하기 위한 각운동량 덤핑은 전자기 토커(Magnetic Torquer)를 이용하게 된다. 이는 기존의 연구결과에서 많이 알려진 방법이므로 본 발명에서는 논외로 한다.

상기 각 자세제어기(110, 120)는 자세기동(Attitude Maneuver) 시와 정상상 태(Attitude Steady-State)에 도달했을 때 상기 각 자세제어기(110, 120)의 이득을 설정하는 과정에서 서로 영향을 주지 않도록 정할 수 있다. 또한, 상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 자세 무반응영역(Angle Dead-zone)과 비례하는 이득을 가진다.

즉, 상기 위성체 자세제어 시스템(100)은, 상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 위성체의 자세오차가 클 때는 추력기의 분사시간을 변화시켜서 추력기로 인해 자세가 변경되도록 하고, 위성체의 자세오차가 작아서 자세 무반응영역 내에 있을 때는 추력기를 분사하지 않도록 상기 추력기 기반 자세제어기(110)의 이득값을 설정할 수 있다.

상세하게는, 위성체의 자세 기동 초기에는 명령 자세와 실제 자세 사이의 오차가 커지게 되는데, 이와 같이 오차가 큰 자세기동 시에는 상기 추력기 기반 자세제어기(110)와 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)가 동시에 작용하게 된다. 이에 반해, 위성체가 정상상태일 때는 상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 작동을 하지 않고, 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)만 작동함으로써 위성체의 자세제어를 정밀하게 수행하게 된다.

본 실시예에 따르면, 상기 각 자세제어기(110, 120)를 동시에 적용함으로써 위성체의 자세기동 시에는 반작용휠과 추력기가 동시에 작동하여 기동 성능을 향상시킬 수 있으며, 위성체가 정상상태에 도달하였을 때는 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)만 작동함으로써 위성체의 카메라가 지구를 지향할 때 정밀한 자세제어가 가능하다.

또한, 본 발명에 따르면 위성체의 정상상태에서 상기 추력기 기반의 자세제어기(110)가 작동하지 않음으로써 상기 추력기로 인한 불필요한 토크 발생을 억제할 수 있다. 여기서, 상기 추력기 기반 자세제어기(110)는 토크 발생시 펄스 형태로 작용하기 때문에 정밀제어가 어렵다는 단점이 있으나, 본 발명에 따르면 이와 같이 위성체의 정상상태에서는 상기 추력기 기반 자세제어기(110)가 작동하지 않으므로 위와 같은 문제점을 해소할 수 있다.

또한, 본 발명은 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)와 상기 추력기 기반 자세제어기(110)를 합치는데 별도의 스위칭 구성요소가 불필요하며 상기 각 자세제어기(110, 120)의 독립적인 이득의 특성을 얻을 수 있으며, 상기 두 자세제어기(110, 120)의 스위칭 시 발생할 수 있는 불안정성 영향을 고려하지 않아도 된다는 장점이 있다.

상술한 본 발명에 따른 위성체의 자세제어 시스템(100)의 효과를 도 6 내지 도 9d를 참조하여 설명한다.

한편, 이하에서 설명하는 반작용휠은 도 1 내지 도 2에서 상술한 바와 같이 기존의 반작용휠과 동일한 구조로 배치되어 있으며, 설명의 편의를 위해 4개의 반작용휠(HRWA1Axis, HRWA2Axis, HRWA3Axis, HRWA4Axis)을 순서대로 1번 내지 4번 반작용휠이라고 한다.

도 6 내지 도 7d는 본 발명에 대한 비교예로써, 4개의 반작용휠 중 1번 반작용휠(HRWA1Axis)이 고장 났을 경우 기존의 위성체 자세제어 방법 중 위성체의 피치 축으로 30°의 자세기동을 명령했을 때의 시뮬레이션한 결과를 보여주는 그래프들이다.

참고적으로, 도 6은 기존의 위성체에서 추력기 기반 자세제어기 없이 반작용휠 기반 자세제어기만 동작시켰을 경우 위성체의 자세제어를 시뮬레이션한 결과를 보여주는 그래프들이다.

또한, 도 7a는 도 6의 경우에 대해 위성체의 위성체의 각속도(W_x, W_y, W_z) 변화를 보여주는 그래프들이고, 도 7b는 도 6의 경우에 대해 반작용휠의 회전속도(Wrw_1, Wrw_2, Wrw_3, Wrw_4) 변화를 보여주는 그래프들이고, 도 7c는 도 6의 경우에 대해 반작용휠의 토크(Trw_1, Trw_2, Trw_3, Trw_4) 변화를 보여주는 그래프들이고, 도 7d는 도 6의 경우에 대해 추력기의 영향으로 인한 위성체의 토크(Tsc_x, Tsc_y, Tsc_z) 변화를 보여주는 그래프들이다.

한편, 본 발명에 따른 상기 위성체 자세제어 시스템(100)을 사용하여 위성체의 자세제어를 시뮬레이션한 결과를 도 8 내지 도 9d에 도시하였다.

도 8은 본 발명에 따른 위성체 자세제어 시스템(100)을 이용하여 위성체의 자세제어를 수행한 시뮬레이션 결과를 보여주는 그래프들이다. 그리고 도 9a 내지 도 9d는 도 8의 경우에 대해 각각 위성체와 반작용휠의 상태를 보여주는 그래프들이다.

상세하게는, 도 8은 도 6과 마찬가지의 조건에서 4개의 반작용휠 중 1번 반작용휠(HRWA1Axis)이 고장 났을 경우 위성체의 피치축(Pitch Axis)(Ysc Axis)으로 30° 자세기동을 명령했을 때, 상기 위성체 자세제어 시스템(100)의 시뮬레이션 결 과이다.

또한, 도 9a는 도 8의 경우에 대해 위성체의 위성체의 각속도(W_x, W_y, W_z) 변화를 보여주는 그래프들이고, 도 9b는 도 8의 경우에 대해 반작용휠의 회전속도(Wrw_1, Wrw_2, Wrw_3, Wrw_4) 변화를 보여주는 그래프들이고, 도 9c는 도 8의 경우에 대해 반작용휠의 토크(Trw_1, Trw_2, Trw_3, Trw_4) 변화를 보여주는 그래프들이고, 도 9d는 도 8의 경우에 대해 추력기의 영향으로 인한 위성체의 토크(Tsc_x, Tsc_y, Tsc_z) 변화를 보여주는 그래프들이다.

비교예에 따르면, 도 6에 도시한 바와 같이, 위성체의 피치축(Pitch Axis)(Ysc Axis)으로 30° 자세기동을 명령했을 때 자세오차가 0.005° 이내로 들어오는 데 243~248초가 소요된다(θxe 에서 Tss=245초, θye에서 Tss=243초, θze에서 Tss=248초).

이에 반해, 본 발명은, 도 8에 도시한 바와 같이, 위성체의 자세오차가 0.005° 이내로 들어오는 데 42~74초가 소요되며(θxe 에서 Tss=66초, θye에서 Tss=42초, θze에서 Tss=74초), 이는 도 6에 비해 자세기동에 소요되는 시간이 훨씬 단축되었음을 알 수 있다.

한편, 비교예에 따르면, 도 7b와 도 7c에 도시한 바와 같이, 1번 반작용휠 구동기가 고장 나서 작동하지 않는 상황이므로 반작용휠의 회전속도(Wrw_1) 및 토크(Trw_1)는 0인 것을 알 수 있다.

또한, 본 발명에 따르면, 도 9b와 도 9c에 도시한 바와 같이, 본 발명 역시 1번 반작용휠 구동기가 고장 나서 작동하지 않는 상황이므로 반작용휠의 회전속 도(Wrw_1) 및 토크(Trw_1)는 0인 것을 알 수 있다.

여기서, 비교예는 기존의 반작용휠 기반 제어기만을 동작시켜서 위성체의 자세기동을 한 경우이므로, 도 7d에 도시한 바와 같이, 추력기로 인한 위성체의 토크(Tsc_x =0, Tsc_y=0, Tsc_z=0) 역시 전혀 작용하지 않음을 확인할 수 있다.

이에 반해, 본 발명에 따르면, 도 9d에 도시한 바와 같이, 자세기동 시(즉, 대략 50초 이전까지)에는 위성체가 피치방향(Ysc Axis)으로 회전하도록 추력기가 작동함으로써 위성체에 펄스토크(Tsc_z)가 발생함을 알 수 있다. 그리고 위성체가 정상상태(즉, 대략 50초 이후)에서는 추력기가 작동하지 않으므로 추력기로 인한 위성체의 토크(Tsc_x, Tsc_y, Tsc_z)는 작용하지 않고 반작용휠만 동작하여 정밀한 자세제어를 수행함을 알 수 있다. 이는 도 9b에서 반작용휠의 회전속도(Wrw_1, Wrw_2, Wrw_3, Wrw_4)가 '0'으로 수렴하지 않고 소정 값에 수렴함에서 알 수 있다.

따라서, 상기 위성체 자세제어 시스템(100)은 상기 추력기 기반 자세제어기(110)와 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)가 동시에 작동함으로써 반작용휠이 1개 이상 고장 난 경우에 대해 위성체의 자세기동성능을 향상시킴은 물론 3축에 대해 가제어성을 확보할 수 있다.

한편, 상술한 실시예에서는 하나의 반작용휠 구동기가 고장으로 인해 하나의 반작용휠이 동작하지 않는 경우 나머지 3개의 반작용휠과 추력기로 위성체의 자세제어를 하는 경우를 예로 들어 설명하였다. 그러나 본 발명이 이에 한정되는 것은 아니며, 반작용휠 구동기가 2개 이상 고장 났을 경우도 본 발명의 위성체 자세제어 시스템(100)이 동일하게 적용될 수 있다.

즉, 1개의 반작용휠이 고장 난 경우뿐만 아니라 2개 또는 3개의 반작용휠이 고장나는 경우에도 추력기 기반 자세제어기가 동시에 작동함으로써 위성체의 기동성능을 향상시킬 수 있다. 2개 내지 3개의 반작용휠이 작동하지 않는 경우에 기동성능을 향상시키거나 제어 불가능한 축에 대해서 추가로 제어하고자 하는 경우 별도의 구동기 및 자세제어기를 더 필요로 하게 되는데, 이러한 별도의 자세제어기를 상기 추력기 기반 자세제어기(110)가 담당하게 된다.

한편, 반작용휠 4개가 모두 고장 나는 경우에는 상기 반작용휠 기반 자세제어기(120)에 의한 자세제어는 의미가 없으므로 상기 추력기 기반 자세제어기(110)로 자동 전환되는 효과가 있다.

상술한 바와 같이, 본 발명의 바람직한 실시예를 참조하여 설명하였지만 해당 기술분야의 숙련된 당업자라면 하기의 청구범위에 기재된 본 발명의 사상 및 영역으로부터 벗어나지 않는 범위 내에서 본 발명을 다양하게 수정 및 변경시킬 수 있음을 이해할 수 있을 것이다.

도 1과 도 2는 기존의 위성체에서 4개의 반작용휠의 배치를 설명하기 위한 배치도들;

도 3은 기존의 위성체에서 반작용휠이 모두 정상일 경우 위성체의 각운동량 포락선;

도 4a 내지 도 4d는 기존의 위성체에서 4개의 반작용휠 중 하나가 고장 일 경우 각각의 경우에 대한 위성체의 각운동량 포락선들;

도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 위성체의 자세제어 시스템의 일 예를 설명하기 위한 블록도;

도 6은 비교예로써, 4개의 반작용휠 중 1번 반작용휠이 고장 났을 경우 위성체의 자세제어를 시뮬레이션 한 결과를 보여주는 그래프들;

도 7a는 도 6의 경우에 대해 위성체의 위성체의 각속도(Wx, Wy, Wz) 변화를 보여주는 그래프들;

도 7b는 도 6의 경우에 대해 반작용휠의 회전속도(Wrw_1, Wrw_2, Wrw_3, Wrw_4) 변화를 보여주는 그래프들;

도 7c는 도 6의 경우에 대해 반작용휠의 토크(Trw_1, Trw_2, Trw_3, Trw_4) 변화를 보여주는 그래프들;

도 7d는 도 6의 경우에 대해 추력기의 영향으로 인한 위성체의 토크(Tsc_x, Tsc_y, Tsc_z) 변화를 보여주는 그래프들;

도 8은 반작용휠 중 1번 반작용휠이 고장 났을 경우 본 발명에 따른 위성체 자세제어 시스템을 이용하여 위성체의 자세제어를 시뮬레이션 한 결과를 보여주는 그래프들;

도 9a는 도 8의 경우에 대해 위성체의 위성체의 각속도(Wx, Wy, Wz) 변화를 보여주는 그래프들;

도 9b는 도 8의 경우에 대해 반작용휠의 회전속도(Wrw_1, Wrw_2, Wrw_3, Wrw_4) 변화를 보여주는 그래프들;

도 9c는 도 8의 경우에 대해 반작용휠의 토크(Trw_1, Trw_2, Trw_3, Trw_4) 변화를 보여주는 그래프들;

도 9d는 도 8의 경우에 대해 추력기의 영향으로 인한 위성체의 토크(Tsc_x, Tsc_y, Tsc_z) 변화를 보여주는 그래프들이다.

<도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명>

100: 위성체의 자세제어 시스템

101: 자세명령기(Attitude Angle command)

102: 유도 프로파일(Guidance Profile) 103: 합산기(Sum)

104: 에러 함수(Quaternion Error Propagator)

110: 추력기 기반 자세제어기(Thruster-Based Attitude Controller)

111: 추력기 모델(Thruster Modle)

120: 반작용휠 기반 자세제어기(Reaction Wheel-Based Attitude Controller)

121: 반작용휠 속도 제어기(Reaction Wheel Speed Controller)

122: 반작용휠 모델(Reaction Wheel Model)

130: 위성체 동역학 모델(Spacecraft Dynamics Model)

131: 합산기(Sum)

132: 외란 모델(External Disturbance)

140: 자이로 모델(Gyro Model)

141: 적분기(Integrator)

Claims

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위성체에 탑재된 추력기의 구동을 제어하는 추력기 기반 자세제어기;

상기 추력기 기반 자세제어기에서 입력된 추력기 분사 시간에 비례하는 제1 토크를 산출하는 추력기 모델(thrust model);

상기 위성체의 반작용휠의 구동을 제어하는 반작용휠 기반 자세제어기;

상기 반작용휠 기반 자세제어기에서 입력 값을 이용하여 반작용휠 토크를 산출하는 반작용휠 속도 제어기(Reaction Wheel Speed Controller);

상기 입력된 반작용휠 토크를 이용하여 반작용휠의 각운동량과 제2 토크를 산출하는 반작용휠 모델(Reaction Wheel Model);

상기 추력기 모델에서 산출된 제1 토크와 상기 반작용휠 모델에서 산출된 제2 토크가 합산되는 합산기; 및

상기 합산기에서 입력된 토크를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 위성체 동역학 모델;

을 포함하는 것을 특징으로 하는 위성체 자세제어 시스템.
제3항에 있어서,

상기 위성체 동역학 모델에서 변화된 자세와 각속도가 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기로 피드백 되도록 폐루프를 형성하는 자이로 모델(Gyro Model)이 더 구비된 것을 특징으로 하는 위성체 자세제어 시스템.
제4항에 있어서,

상기 자이로 모델은 위성체의 자세와 각속도를 상기 제1 토크와 상기 제2 토크의 크기에 비례하여 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기로 피드백시키는 것을 특징으로 하는 위성체 자세제어 시스템.
제5항에 있어서,

상기 자이로 모델에서 출력된 각속도를 상기 추력기 기반 자세제어기에 전달하는 적분기; 및

상기 자이로 모델에서 출력된 각속도를 상기 반작용휠 기반 자세제어기에 전달하는 에러 함수;

를 더 포함하고,

상기 적분기에서 출력된 신호와 자세명령기에서 입력되는 위성체의 자세 변화에 대한 각도 정보와 합산된 신호가 상기 추력기 기반 자세제어기에 입력되고,

상기 자이로 모델에서 출력된 각속도 신호와 상기 에러 함수에서 출력된 보정 값이 상기 반작용휠 기반 자세제어기에 입력되는 것을 특징으로 하는 위성체 자세제어 시스템.
제3항에 있어서,

자세 오차가 큰 자세기동 시에는 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기가 동시에 작동하고, 상기 위성체가 정상상태일 때는 상기 반작용휠 기반 자세제어기만 작동하도록,

상기 추력기 기반 자세제어기는 자세 무반응영역(Angle Dead-zone)과 비례하는 이득을 갖도록 설정된 것을 특징으로 하는 위성체 자세제어 시스템.
위성체의 자세 제어를 위해 추력기 분사 시간(Tthrust Time)을 산출하는 제1 단계;

상기 산출된 추력기 분사 시간에 비례하며 상기 추력기로 인해 상기 위성체에 발생하는 제1 토크를 산출하는 제2 단계;

반작용휠에 작용시킬 각운동량과 토크를 산출하는 제3 단계;

상기 산출된 반작용휠의 토크를 이용하여 상기 반작용휠로 인해 상기 위성체에 발생하는 제2 토크를 산출하는 제 4단계; 및

상기 제1 토크와 상기 제2 토크가 합산되어 상기 위성체의 자세를 제어하기 위한 위성체의 각속도를 산출하는 제5 단계;

를 포함하는 위성체의 자세제어 방법.
제8항에 있어서,

상기 제5 단계에서 산출된 각속도를 상기 제1 토크와 상기 제2 토크의 크기에 비례하여 상기 제1 및 제3 단계에 피드백 되도록 폐루프를 형성하는 것을 특징으로 하는 위성체 자세제어 방법.
제9항에 있어서,

상기 제1 단계는 상기 위성체의 자세 변화를 위해 입력된 각도 신호와 상기 위성체의 각속도를 적분하여 변환된 각도 신호를 합산하여 추력기의 분사 시간을 산출하고,

상기 제3 단계는 상기 위성체의 각속도 신호와 상기 위성체 각속도 신호를 보정한 에러 값을 합산하여 반작용휠에 작용시킬 각운동량과 토크를 산출하는 것을 특징으로 하는 위성체 자세제어 방법.