저궤도 광통신을 위한 초소형 위성의 자세제어 시스템 설계

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

Free Space Optical Communication (FSOC) is a communication method using visible light or infrared light. To perform optical communication through micro satellites, attitude control considering Pointing Acquisition & Tracking (PAT) is required. In this study, PAT is divided into three stages: Bus Initialization, Coarse Pointing, and Fine Pointing. Among the PAT stages, this paper deals with the design of the attitude control system up to Coarse Pointing.
Existing low-orbit FSOC microsatellites have limited communication time and duration. In addition, system complexity is high because many customized attitude determination sensors are required. Therefore, this study aims to design an attitude control system to achieve a FSOC of more than 10 minutes in terms of duration, which is a limitation of current optical communication research.
In this study, simulation is performed assuming the BUS system as a rigid body to analyze the performance for VISION mission. Considering the detailed design of the microsatellite, a flexible mode in which the gain value of the disturbance increases is estimated. And, based on the flexible mode analysis, an optimal operating range of the wheel is derived. Afterwards, by estimating the payload beam incident angle bias, this paper proposes an attitude control algorithm that can compensate for the limitations of the existing short duration and reduce system complexity.
The attitude control analysis was performed using MATLAB. Based on the detailed design of the satellite, the pointing knowledge of the attitude sensor was differentially applied in consideration of the sensor constraints. Relative navigation performance using L1 and L2 signals was reflected, and the initial attitude was a random quaternion. Disturbances caused by J2, air drag, solar radiation pressure, residual dipole moment, and jitter were reflected. Since the analysis model is designed assuming a rigid body, the reliable CAE (Computer-Aided Engineering) method was used to limit the reaction wheel operating range in which the body can be treated as a rigid body. Afterwards, results of the MATLAB simulation & SW simulator were compared to determine if there was a difference between the design model and the hardware-based SW simulator.
As a result of thermal and structural analysis, it was confirmed that the beam incident angle bias change was within 50 μrad for 4 orbital periods, so the bias change during FSOC was initially treated as a fixed value. In addition, in the process of compensating the bias, an algorithm was constructed to compensate by lowering the noise level so that the pointing stability does not deteriorate. The final attitude control system performance was derived through Monte Carlo simulation, and the pointing stability was derived within 72.21 arcsec (3σ) and the pointing accuracy was within 10.18 arcsec (3σ).
In this study, an algorithm for correcting the bias of the optical axis was devised to maintain attitude control performance. In addition, since closed-loop control is performed using commercial products, system complexity is low, and reliability is high. Therefore, it can contribute to the development of multiple optical communication satellites based on efficient use of space and a single optical system.

국문 초록 (Abstract)

자유공간 위성간 광통신 (FSOC, Free Space Optical Communication)은 가시광선 또는 적외선을 이용한 통신 방법을 통칭한다. 편대비행 위성을 통해 광통신을 수행하기 위해서는 일반적인 상용 위성과 달리 빔 지향, 획득 및 지향 (PAT, Pointing Acquisition & Tracking)을 고려한 자세제어 시스템 설계가 필요하다. 본 연구에서는 PAT를 초기 정렬 (Bus Initialization), 비정밀 지향 (Coarse Pointing), 그리고 정밀 지향 (Fine Pointing)의 세 단계로 구분하였으며, MEMS FSM (Fast Steering Mirror)을 사용하지 않는 비정밀 지향까지의 자세제어 시스템 설계를 다룬다.
기존의 저궤도 초소형 광통신 위성은 빔 지향, 획득 및 추적 단계를 수행할 수 있는 순간이 제한적이고 지속시간이 최대 4분 수준으로 짧다는 한계점이 있다. 또한 정밀한 자세 결정을 위해 3U 위성에 두 개의 구경을 가진 별추적기를 부착하는 등 많은 자세결정 센서가 필요해 공간소모가 크고 시스템 복잡도가 높다. 따라서 본 논문에서는 현재 광통신 연구의 한계점인 지속시간 측면에서 10분 이상 광통신을 달성할 수 있도록 탑재체 광 획득에 초점을 맞춘 자세제어 시스템을 설계하는 것을 목표로 한다.
본 연구에서는 VISION 임무의 광통신을 위한 자세제어 시스템의 성능을 분석하기 위해 본체를 강체로 가정한 동역학 시뮬레이션을 수행한다. 이후 초소형 위성의 본체 상세 설계 특성을 고려해 자세제어 성능이 감소하는 유연모드를 추정하여 정밀 지향시 구동기 제한 주파수를 도출한다. 이후 광 입사각 정보를 모사하고 폐루프 제어를 통해 탑재체 광축 오차를 추정하여 위성간 광통신 임무의 짧은 지속시간을 갖는 한계점을 보완하고 시스템 복잡도를 낮출 수 있는 방법을 제안한다.
자세제어 시스템 설계 및 분석은 MATLAB을 사용해 수행했다. 위성체 상세 설계를 바탕으로 자세센서의 Pointing Knowledge를 태양과 지구 센서의 제한조건을 고려해 차등적으로 적용되도록 하였다. L1, L2 신호를 이용한 상대항법 성능을 반영했으며 초기 자세는 무작위 쿼터니언으로 반영했다. 교란으로는 J2, 대기 항력, 태양풍, 잔류 쌍극자 모멘트, 구동기 질량 불균일에 의한 교란을 반영하였다. MATLAB 분석 모델은 강체로 가정해 설계한 시뮬레이션이므로 신뢰도가 높은 CAE (Computer-Aided Engineering) 방법으로 본체를 강체로 취급할 수 있는 구동기 주파수 영역대를 한정하였다. 이를 구동기 제조사와 협력해 실제 하드웨어 알고리즘 제작에 반영하였으며 설계 모델과 하드웨어 시뮬레이터와의 차이가 존재하는지 확인하기 위해 BCT-50 SW시뮬레이터와 MATLAB 시뮬레이션 결과를 상호 비교하여 검증했다.
열 및 구조해석 결과로 4 궤도주기 동안 50 μrad 이내의 광축 변화를 보임을 확인했고 따라서 초기 광통신 기간동안 광축 변화를 고정된 값으로 취급하여 추정하고 지향 안정도를 하락시키지 않기 위해 단계적으로 잔차를 보상하는 알고리즘을 설계하였다. 몬테카를로 시뮬레이션으로 최종적인 자세제어 시스템 성능을 도출했으며, 지향 안정도는 72.21 arcsec (3𝜎) 이내, 지향 정확도는 10.18 arcsec (3𝜎) 이내로 도출되었다.
본 연구에서 비정밀 지향은 단일 광 경로에 기반을 둔 폐루프 잔차 보정 방법을 사용하고 상용품을 사용해 자세제어를 수행하므로 많은 센서를 사용하지 않아 시스템 복잡도가 낮다. 따라서, 효율적인 공간 사용을 기반으로 다중 광통신 위성 개발에도 기여할 수 있으며, CAE 방법을 기반으로 한 성능 분석 방법을 도입해 자세제어 시스템에 대한 신뢰도를 높이는데 기여할 수 있다.

목차 (Table of Contents)

• 1장 서 론
• 1.1 연구 배경
• 1.2 연구의 필요성
• 1.3 연구 목적 및 의의
• 1.3.1 연구 목적
• 1.3.2 연구 의의
• 1.4 연구 내용 및 방법
• 1.5 논문 구성
• 2장 동역학 모델
• 2.1 동역학 모델 개요
• 2.2 이론적 배경
• 2.2.1 본체 시스템의 자유도 정의
• 2.2.2 병진 자유도에 대한 운동방정식
• 2.2.3 회전 자유도에 대한 운동방정식
• 2.3 Lagrange-Euler 방법을 이용한 반작용 휠 교란식 도출
• 2.3.1 구동기 운동방정식
• 3장 VISION 자세제어 시스템 설계
• 3.1 자세제어 시스템 개요
• 3.2 MATLAB 시뮬레이션 설정
• 3.2.1. VISION 자세제어 설계 개요
• 3.2.2. 상대항법 데이터
• 3.2.3. 자세결정 센서 및 구동기 성능
• 3.3 일반 운용 자세제어 알고리즘
• 3.4 PAT 알고리즘 (빔 지향, 획득 및 추적)
• 3.4.1. 탑재체 광신호를 이용한 바이어스 추정
• 3.4.2. 탑재체 광신호를 이용한 바이어스 보상 기법
• 4장 결과 및 분석
• 4.1 본체 상세 설계를 고려한 자세 교란 분석
• 4.1.1 구동기 특성에 의한 지터 양상 분석
• 4.1.2 본체 응답 특성 도출
• 4.1.3 유연모드 (Flexible Mode) 분석을 통한 구동기 수렴 주파수 도출 59
• 4.1.4 초소형 위성의 자세제어 교란 수준 비교 분석
• 4.2 VISION 자세제어 알고리즘 검증
• 4.2.1. 일반 운용 모드
• 4.2.2. PAT 시나리오에 대한 MATLAB 시뮬레이션
• 4.2.3. BCT SW시뮬레이터를 이용한 PAT 성능 및 제한조건 분석
• 4.2.4. 실제 상대항법 데이터 및 교란 응답 특성을 고려한 자세제어 성능 도출
• 5장 결 론
• 참고 문헌 (APA 양식)
• ABSTRACT