SNIPE 나노위성의 편대 비행 제어를 위한 자세 결정 및 제어와 추력 조절 알고리즘 개발

국문 초록 (Abstract)

이 논문에서는 근지구 우주 환경을 관측하는 SNIPE 임무의 4기 나노위성이 계획한 편대 비행 시나리오를 적절히 수행하기 위한 자세 결정 및 제어와 추력 조절 알고리즘을 설계하고 분석한다. SNIPE 임무는 지구 자기권과 전리권 영역에서 불규칙적이고 일시적으로 일어나는 물리 현상을 관측하여 그 특성을 연구하고 발생 원인 및 원리를 밝히기 위한 임무이다. 이러한 물리 현상들은 매우 불규칙적이고 일시적으로 발생하기 때문에, 현상이 지속되는 시간과 현상이 발생하는 공간의 범위를 관측하는 것이 중요하다. 이런 시간적, 공간적 관측을 위해서 4기의 SNIPE 나노위성은 임무 기간 동안 상대 거리를 10 km에서 100 km 이상까지 변화시켜야 하며 계획한 편대 재배치를 위해서는 원하는 ΔV (속도 증분)방향으로 추력을 발생시켜야 한다. SNIPE 나노위성은 추력선이 하나이므로 위성 동체 좌표계의 x-축과 정렬되어 있는 추력 방향을 원하는 ΔV 방향으로 정렬시키기 위해서는 자세 결정 및 제어와 추력 조절 알고리즘이 반드시 필요하다.
위와 같은 임무 목표를 성취하기 위해 추력 모드에서의 자세 오차 요구조건을 수립한 후 그 값을 기준으로 자세 결정 오차 요구조건 및 자세 제어 요구조건을 결정한다. 그리고 이 요구조건들을 만족하는 자세 결정 방법을 고안하고 자세 제어 알고리즘을 설계한다. 한편 추력기가 작동하는 동안에는 반작용 휠을 사용할 수 없기 때문에 추력기를 이용하여 자세 오차 요구조건 이내로 추력 방향을 유지시켜 줄 수 있는 추력 조절 알고리즘을 개발한다.
SNIPE 위성의 편대 비행을 위한 자세 결정은 온보드 컴퓨터의 계산량이 적고 자이로 정보가 없어도 가능한 벡터 관측 기법을 적용한다. 하지만 대표적인 벡터 관측 기법인 Triad, q-Method, QUEST 방법 모두 두개의 관측 벡터를 이용하는 경우 관측 벡터의 기하학적 특징에 의해 자세 결정 오차가 크게 발생하는 경우가 발생하였다. 이러한 오차를 제거하기 위해 임의의 수직 벡터를 생성하여 활용한 Vector addition QUEST 방법을 고안하였고, 이 방법을 적용하여 자세 결정 오차가 요구 조건을 충족하도록 하였다.
반작용 휠을 이용한 인공위성 자세 제어는 비교적 간단하고 신뢰도가 높은 PD 제어를 적용하였다. 각종 외란과 자세 결정 오차, 구동기 오차 등을 반영한 시뮬레이션을 통해 안정적인 자세 제어가 이루어졌다.
SNIPE 나노위성에 장착되는 추력기는 4개의 노즐로 구성되어 있는데 노즐별 추력 불균형과 위성 무게 중심 오차로 인해 추력기를 작동하는 동안 위성의 자세 오차가 발생하게 된다. 하지만 위성의 전력 제한으로 추력기를 사용하는 동안에는 반작용 휠을 이용한 자세 제어를 할 수 없다. 따라서 추력기가 작동되는 동안 추력 방향을 유지시키기 위한 추력 조절 알고리즘이 필요하다. SNIPE 나노위성의 추력기에 적용할 추력 조절 알고리즘은 자세 오차 및 각속도를 감소시키는 방향으로 토크가 발생하도록 추력기 노즐의 조합을 결정하고 조합에 맞게 각 노즐의 ON/OFF를 제어하는 방법을 사용한다. 무게 중심 (CG) 오차, 추력 오차, 자세 결정 오차, 각속도 오차를 반영하고 고정 추력과 변동 추력 조건에 대한 시뮬레이션을 수행하여 추력 방향 오차 요구 조건 이내로 제어가 됨을 검증하였다.
이 연구를 통해 SNIPE 나노위성의 임무 목적 달성을 위한 편대 비행 시나리오를 완수하기 위한 벡터 관측 기법을 이용한 자세 결정 및 자세 제어 방법과 추력기의 성능을 고려한 추력 조절 알고리즘을 개발하고 검증하였으며, 향후 SNIPE 나노위성의 임무에 반영될 예정이다. 또한 본 논문에서 제시하는 Vector addition QUEST 방법은 향상된 벡터 관측 기법으로 자이로가 없거나 고장 난 경우에 자세 결정 방법으로 활용할 수 있다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

This thesis presents the development of attitude determination and control and thrust modulation algorithms for formation flying of the four SNIPE nanosats. The purpose of SNIPE mission is to observe the irregular and transient physical phenomena in the ionosphere, to study its characteristics, and to reveal the cause and principle of occurrence. Since these physical phenomena occur very irregularly and temporally on the Earth’s surface, the four SNIPE nanosats should observe spatial and temporal differences in the physical phenomena using formation flying of the four SNIPE nanosats. For formation flying of the four nanosats, its orbit must be controlled for formation maintenance and reconfiguration. And for orbit control, the thrust must be generated in the desired ΔV (change of velocity) direction. However, in the case of SNIPE nanosats with one thruster, it is necessary to attitude determination and control and thrust modulation for precise alignment in thrust direction. In this study, the SNIPE nanosats are applied to attitude determination algorithm using the vector observation. However, when the attitude is determined using only two observation vectors, sometimes there are large error due to the geometrical characteristics of the observation vectors. To eliminate this error, the Vector addition QUEST method was designed. As a result, the attitude determination error satisfied the requirements. And a simple and reliable PD control was applied to the SNIPE nanosats attitude control using the reaction wheel. The thruster mounted on SNIPE nanosats consist of four nozzles. Because of the difference in thrust from each nozzle, the attitude of nanosats changes and the thrust direction error increases. Therefore, the thrust modulation algorithm should be applied to reduce the thrust direction error during thruster operation. The SNIPE nanosats thrust control algorithm uses ON/OFF control of each nozzle to generate torque in the direction of reducing the attitude error and angular velocity. Using the algorithms developed in this study, SNIPE nanosats can generate thrust within 1˚ (1σ) in a desired direction.