KR101517391B1 - 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템 - Google Patents

Abstract

본 발명에 따른 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템은 인공위성의 현재 자세가 입력되는 인공위성 다이나믹스; 상기 인공위성 다이나믹스에서 출력된 인공위성의 현재 자세를 검출하는 자세 센서; 상기 자세 센서에서 출력된 인공위성의 현재 자세에서 쿼터니언(Quaternion)을 이용하여 인공위성의 목표 자세를 얻기 위한 인공위성의 고유축 회전각도를 산출하는 제1산출부; 상기 제1산출부에서 출력된 인공위성의 고유축 회전각도에 응답하여 제어 신호를 출력하는 단일 입출력 제어기; 상기 단일 입출력 제어기에서 출력된 제어 신호에 응답하여 인공위성의 고유축 방향의 토크를 산출하는 제2산출부; 및 상기 제2산출부에서 출력된 인공위성의 고유축 방향으로 상기 인공위성을 구동시키는 엑추에이터를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템{Three axis attitude control system of the satellite using a single-input single-output controller}

본 발명은 인공위성에 자세 제어 명령을 전달하기 위한 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템에 관한 것이다.

대기변화, 일기예보, 자원의 분포 등을 조사하기 위해 인공위성이 운용되고 있으며, 이러한 인공위성은 지구 궤도 상을 운행하면서 고해상도의 지상영상을 촬영하여 지상 기지국에 송신하는데, 이때 인공위성의 자세가 제대로 제어되지 않을 경우 획득하고자 하는 지점의 영상을 얻기가 곤란하고, 이에 따라 인공위성에 자세제어계를 탑재하여 자세제어가 정확하게 이루어지도록 하고 있다.

실제 시스템의 경우, 자세 제어 명령이 자세 제어 오차의 피드백 제어로 생성이 된다. 별추적기, 태양센서, 지구센서, 자이로(gyros)에 의하여 측정된 인공위성의 자세 및 몸체 각 속도는 또한 각 변위를 평가하기 위하여 사용된다. 몸체 각 속도, 쿼터니안(quaternion)및 MRPs(Modified Rodrigues Parameters)와 같은 자세 매개 변수가 전형적으로 RW들에 의하여 만들어져야 하는 제어 명령을 합성하기 위하여 사용된다.

그러나 이러한 기존의 제어 기술은 3개 성분으로 이루어진 오일러각이나 쿼터니언 벡터를 각각 피드백하며 제어루프를 통해 제어 토크를 산출하는 만큼, 최소 3개의 제어루프가 필요한 문제점이 있다.

즉, 종래 기술은 다수개의 제어 루프가 필요하여 제어 시스템의 구성이 매우 복잡해지는 문제점이 있다.

따라서 상술한 문제점을 해결하기 위한 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템의 개발이 필요한 실정이다.

이와 관련된 기술로는 한국등록특허 제1282718호이 제시되어 있다.

한국등록특허 제1282718호(2013.07.01)

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 단일 입출력 제어기를 이용하여 인공위성의 자세 제어 명령을 출력할 수 있는 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 장치를 제공하기 위한 것이다.

본 발명에 따른 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템(1000)은 엑추에이터(600)로부터의 토크를 입력으로 하고 인공위성의 현재 자세를 출력하는 인공위성 다이나믹스(100); 상기 인공위성 다이나믹스(100)에서 출력된 인공위성의 현재 자세를 검출하는 자세 센서(200); 상기 자세 센서(200)에서 출력된 인공위성의 현재 자세에서 쿼터니언(Quaternion)을 이용하여 인공위성의 목표 자세를 얻기 위한 인공위성의 고유축 회전각도를 산출하는 제1산출부(300); 상기 제1산출부(300)에서 출력된 인공위성의 고유축 회전각도에 응답하여 제어 신호를 출력하는 단일 입출력 제어기(400); 상기 단일 입출력 제어기(400)에서 출력된 제어 신호에 응답하여 인공위성의 고유축 방향의 토크를 산출하는 제2산출부(500); 및 상기 제2산출부(500)에서 출력된 인공위성의 고유축 방향으로 상기 인공위성을 구동시키는 엑추에이터(600);를 포함하는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 제1산출부(300)는 인공위성의 고유축 회전각도를 하기 수학식 2에서 산출하는 것을 특징으로 한다.

(수학식 2)

단,

은 오차 쿼터니언,

은 역 쿼터니언,

은 켤레 쿼터니언,

는 인공위성의 현재 자세의 쿼터니언,

는 인공위성의 목표자세의 쿼터니언,

는 인공위성의 고유축 회전벡터,

는 인공위성의 고유축 회전각도.

이에 따라, 본 발명에 따른 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 장치는 자세 센서에서 출력된 인공위성의 현재 자세에서 쿼터니언(Quaternion)을 이용하여 인공위성의 목표 자세를 얻기 위한 인공위성의 고유축 회전각도를 산출한 것을 단일 입출력 제어기에 피드백으로 제공함으로써, 다수의 단일 입출력 제어기가 필요하지 않아서 제어 시스템의 구성이 매우 단순해지는 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.

첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.

도 1은 본 발명에 따른 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템이다.

도 1에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템(1000)은 인공위성 다이나믹스(100), 자세센서, 제1산출부(300), 단일 입출력 제어기(400), 제2산출부(500), 엑추에이터(600)를 포함하여 구성된다.

상기 인공위성 다이나믹스(100)는 위성 본체와 탑재체, 태양 전지 패널로 구성되는 유연 다이나믹스로 구성될 수 있으며, 인공위성의 현재 자세가 출력된다.

이 때, 상기 인공위성 다이나믹스(100)는 인공위성의 현재 자세가 오일러 각의 측정을 통해 입력될 수 있으며, 인공위성의 현재 자세가 자세 쿼터니언의 X, Y, Z축 벡터 성분 측정을 통해 입력될 수 있다.

또한, 인공위성의 회전운동을 하기 수학식 1로 정의할 수 있다.

(수학식 1)

단,

은 각 운동량,

는 시간,

는 관성모멘트,

은 전체 코트 벡터,

는 외란에 의한 토크 벡터,

는 추력기에 의한 토크,

는 각속도 벡터,

는 추력기의 추력,

는 추력기와 무게중심의 거리,

는 반작용휠에 의한 토크

상기 자세 센서(200)는 상기 인공위성 다이나믹스(100)에서 출력된 인공위성의 현재 자세를 검출한다.

상기 자세 센서(200)는 별추적기 센서, 자이로 센서, 자기장 센서, 또는 태양 센서로 구성될 수 있으며, 상기 별추적기 센서는 별의 위치를 영상센서로 관측하여 센서의 자세를 계산하는 기능을 하고, 상기 자이로 센서는 자이로의 각속도를 측정하는 기능을 하며, 이들 센서로부터 계산된 자세와 각속도를 이용하여 인공위성의 현재 자세를 검출한다.

상기 제1산출부(300)는 상기 자세 센서(200)에서 출력된 인공위성의 현재 자세에서 쿼터니언(Quaternion)을 이용하여 인공위성의 목표 자세를 얻기 위한 인공위성의 고유축 회전각도를 산출한다.

좀 더 상세하게, 상기 제1산출부(300)는 관성좌표계 상에서 인공위성의 현재 자세와 인공위성의 목표 자세를 각각 쿼터니언으로 표현하여 인공위성의 목표 자세를 얻기 위한 인공위성의 고유축 회전벡터와 고유축 회전각도를 계산한 다음, 이 값들 중에서 인공위성의 고유축 회전각도를 산출한다.

상기 단일 입출력 제어기(400)는 상기 제1산출부(300)에서 출력된 인공위성의 고유축 회전각도에 응답하여 제어 신호를 출력한다.

즉, 상기 단일 입출력 제어기(400)는 상기 제1산출부(300)에서 출력된 인공위성의 고유축 회전각도에 응답하여 상기 인공위성의 목표 자세로 수렴시키는 피드백 루프를 인스톨한 제어 신호를 출력한다.

상기 제2산출부(500)는 상기 단일 입출력 제어기(400)에서 출력된 제어 신호에 응답하여 인공위성의 고유축 방향을 산출한다.

상기 엑추에이터(600)는 상기 제2산출부(500)에서 출력된 인공위성의 고유축 방향으로 상기 인공위성을 구동시킨다.

이 때, 상기 엑추에이터(600)는 상기 인공위성을 구동시키기 위한 반작용휠(미도시)로 구성될 수 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.

이에 따라, 본 발명에 따른 단일 입출력 제어기(400)를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 장치는 자세 센서(200)에서 출력된 인공위성의 현재 자세에서 쿼터니언(Quaternion)을 이용하여 인공위성의 목표 자세를 얻기 위한 인공위성의 고유축 회전각도를 산출한 것을 단일 입출력 제어기(400)에 피드백으로 제공함으로써, 다수의 단일 입출력 제어기가 필요하지 않아서 제어 시스템(1000)의 구성이 매우 단순해지는 효과가 있다.

한편, 상기 제1산출부(300)는 인공위성의 고유축 회전각도를 하기 수학식 2에서 산출할 수 있다.

(수학식 2)

단,

은 오차 쿼터니언,

은 역 쿼터니언,

은 켤레 쿼터니언,

는 인공위성의 현재 자세의 쿼터니언,

는 인공위성의 목표자세의 쿼터니언,

는 인공위성의 고유축 회전벡터,

는 인공위성의 고유축 회전각도.

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.

1000 : 본 발명에 따른 단일 PID를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템
100 : 인공위성 다이나믹스
200 : 자세 센서
300 : 제1산출부
400 : 단일 입출력 제어기
500 : 제2산출부
600 : 엑추에이터

Claims (2)

1. 인공위성의 현재 자세가 입력되는 인공위성 다이나믹스(100);
   상기 인공위성 다이나믹스(100)에서 출력된 인공위성의 현재 자세를 검출하는 자세 센서(200);
   상기 자세 센서(200)에서 출력된 인공위성의 현재 자세와 인공위성의 목표자세를 각각 표현한 쿼터니언(Quaternion)을 이용하여 인공위성의 목표 자세를 얻기 위한 인공위성의 고유축 회전각도를 산출하는 제1산출부(300);
   상기 제1산출부(300)에서 출력된 인공위성의 고유축 회전각도에 응답하여 제어 신호를 출력하는 단일 입출력 제어기(400);
   상기 단일 입출력 제어기(400)에서 출력된 제어 신호에 응답하여 인공위성의 고유축 방향으로의 토크를 산출하는 제2산출부(500); 및
   상기 제2산출부(500)에서 출력된 인공위성의 고유축 방향으로 상기 인공위성을 구동시키는 엑추에이터(600);를 포함하며,
   상기 제1산출부(300)는 인공위성의 고유축 회전각도를 하기 수학식 2에서 산출하는 것을 특징으로 하는 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템(1000).
   (수학식 2)
   

   

   
   단,

   

   은 오차 쿼터니언,

   

   은 역 쿼터니언,

   

   은 켤레 쿼터니언,

   

   는 인공위성의 현재 자세의 쿼터니언,

   

   는 인공위성의 목표자세의 쿼터니언,

   

   는 인공위성의 고유축 회전벡터,

   

   는 인공위성의 고유축 회전각도.
2. 삭제

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