본 연구의 목표는 CANYVAL-C 임무에 맞는 자세 시스템의 알고리즘을 설계하고, 자세 시스템 시나리오에 따른 시뮬레이션 분석을 통해 자세 시스템 알고리즘을 검증하는 것이다. 본 연구는 자세 시스템 알고리즘 설계, 자세 시스템 시나리오 요구조건 설정, 시뮬레이션 구현 및 알고리즘 검증의 순서로 진행한다. 자세 시스템은 자세 결정 알고리즘과 ...
본 연구의 목표는 CANYVAL-C 임무에 맞는 자세 시스템의 알고리즘을 설계하고, 자세 시스템 시나리오에 따른 시뮬레이션 분석을 통해 자세 시스템 알고리즘을 검증하는 것이다. 본 연구는 자세 시스템 알고리즘 설계, 자세 시스템 시나리오 요구조건 설정, 시뮬레이션 구현 및 알고리즘 검증의 순서로 진행한다. 자세 시스템은 자세 결정 알고리즘과 자세 제어 알고리즘으로 이루어진다. 자세 결정 알고리즘은 태양센서와 지구자기장센서를 이용한 확장 칼만 필터 알고리즘을 이용하여 설계한다. 자세 제어 알고리즘은 자기장 토커를 사용한 B-dot 제어와 슬라이딩 모드 제어, 그리고 반작용 휠을 사용한 비례-미분 제어를 사용하여 설계한다. CANYVAL-C 임무에 대한 자세 시스템 시나리오는 큐브위성의 목표 자세에 따라 초기 궤도 모드, 일반 모드, 통신 모드, 제어 모드, 임무 모드, 안전 모드로 구성한다. 각 모드에는 자세 시스템 알고리즘으로 제어해야하는 자세 요구조건을 설정한다. 각 시나리오 모드에 대한 시뮬레이션을 구현하기 위해 큐브위성이 받는 외란과 큐브위성의 물성치, 큐브위성에 탑재할 센서와 구동기의 성능을 모델링한다. 시나리오 모드별로 시뮬레이션을 수행하여 큐브위성이 각 모드에서 요구조건을 만족하는 것을 검증한다. 연구 결과, CANYVAL-C 자세 시스템 알고리즘은 시나리오 모드에 대해 주어진 조건 하에서 요구되는 사항들을 만족한다. 정밀 태양센서를 통해 자세를 결정한 경우 각도오차는 에 대해 이내로 수렴하고, 각속도오차의 경우도 이내로 수렴한다. 비정밀 태양센서로 자세를 결정한 경우에는 각도오차가 이내, 태양센서를 사용하지 않고 자세를 결정한 경우에는 각도오차가 이내에서 수렴한다. 자기장토커를 사용한 B-dot 제어기는 두 대의 큐브위성을 각각 한 주기 이내에 각속도를 미만으로 제어한다. 1U의 지향제어는 자기장토커로 슬라이딩 모드 제어기를 사용한다. 2U의 지향제어는 반작용 휠로 비례-미분 제어기를 사용한다. 각 제어기는 큐브위성의 지향오차를 , 미만으로 제어한다. 본 연구의 의의는 CANYVAL-C의 자세 시스템 시뮬레이션을 더욱 구체적으로 설계하여 다양한 상황에 대한 분석을 통해 CANYVAL-C 임무의 수행 가능성을 확인한 것이다. 소프트웨어 시뮬레이션 검증을 통해, 설계한 알고리즘을 CANYVAL-C 큐브위성에 탑재하여 시뮬레이션에서 사용한 파라미터를 적용한다면 안정적으로 알고리즘이 수행될 것으로 기대할 수 있다. 뿐만 아니라 본 연구에서 진행한 알고리즘과 시뮬레이션의 설계는 추후 후속 임무들에서 센서나 구동기 또는 큐브위성 모델과 외란이 추가되거나 변경되더라도 새로 모델링하여 반영할 수 있는 방법을 제시한다.
본 연구의 목표는 CANYVAL-C 임무에 맞는 자세 시스템의 알고리즘을 설계하고, 자세 시스템 시나리오에 따른 시뮬레이션 분석을 통해 자세 시스템 알고리즘을 검증하는 것이다. 본 연구는 자세 시스템 알고리즘 설계, 자세 시스템 시나리오 요구조건 설정, 시뮬레이션 구현 및 알고리즘 검증의 순서로 진행한다. 자세 시스템은 자세 결정 알고리즘과 자세 제어 알고리즘으로 이루어진다. 자세 결정 알고리즘은 태양센서와 지구자기장센서를 이용한 확장 칼만 필터 알고리즘을 이용하여 설계한다. 자세 제어 알고리즘은 자기장 토커를 사용한 B-dot 제어와 슬라이딩 모드 제어, 그리고 반작용 휠을 사용한 비례-미분 제어를 사용하여 설계한다. CANYVAL-C 임무에 대한 자세 시스템 시나리오는 큐브위성의 목표 자세에 따라 초기 궤도 모드, 일반 모드, 통신 모드, 제어 모드, 임무 모드, 안전 모드로 구성한다. 각 모드에는 자세 시스템 알고리즘으로 제어해야하는 자세 요구조건을 설정한다. 각 시나리오 모드에 대한 시뮬레이션을 구현하기 위해 큐브위성이 받는 외란과 큐브위성의 물성치, 큐브위성에 탑재할 센서와 구동기의 성능을 모델링한다. 시나리오 모드별로 시뮬레이션을 수행하여 큐브위성이 각 모드에서 요구조건을 만족하는 것을 검증한다. 연구 결과, CANYVAL-C 자세 시스템 알고리즘은 시나리오 모드에 대해 주어진 조건 하에서 요구되는 사항들을 만족한다. 정밀 태양센서를 통해 자세를 결정한 경우 각도오차는 에 대해 이내로 수렴하고, 각속도오차의 경우도 이내로 수렴한다. 비정밀 태양센서로 자세를 결정한 경우에는 각도오차가 이내, 태양센서를 사용하지 않고 자세를 결정한 경우에는 각도오차가 이내에서 수렴한다. 자기장토커를 사용한 B-dot 제어기는 두 대의 큐브위성을 각각 한 주기 이내에 각속도를 미만으로 제어한다. 1U의 지향제어는 자기장토커로 슬라이딩 모드 제어기를 사용한다. 2U의 지향제어는 반작용 휠로 비례-미분 제어기를 사용한다. 각 제어기는 큐브위성의 지향오차를 , 미만으로 제어한다. 본 연구의 의의는 CANYVAL-C의 자세 시스템 시뮬레이션을 더욱 구체적으로 설계하여 다양한 상황에 대한 분석을 통해 CANYVAL-C 임무의 수행 가능성을 확인한 것이다. 소프트웨어 시뮬레이션 검증을 통해, 설계한 알고리즘을 CANYVAL-C 큐브위성에 탑재하여 시뮬레이션에서 사용한 파라미터를 적용한다면 안정적으로 알고리즘이 수행될 것으로 기대할 수 있다. 뿐만 아니라 본 연구에서 진행한 알고리즘과 시뮬레이션의 설계는 추후 후속 임무들에서 센서나 구동기 또는 큐브위성 모델과 외란이 추가되거나 변경되더라도 새로 모델링하여 반영할 수 있는 방법을 제시한다.
This study is focusing on the development of the algorithm for attitude system in CANYVAL-C Cubesat mission. CANYVAL-C is the follow-up mission of CANYVAL-X, of which the goal is to demonstrate the formation of flying technology, especially for virtual telescopes. CANYVAL-C tries to confirm that the...
This study is focusing on the development of the algorithm for attitude system in CANYVAL-C Cubesat mission. CANYVAL-C is the follow-up mission of CANYVAL-X, of which the goal is to demonstrate the formation of flying technology, especially for virtual telescopes. CANYVAL-C tries to confirm that the mission of formation flying technology would be accomplished successfully by taking pictures of the Sun's corona. In the mission of CANYVAL-C, the algorithm should succeed in determining and controlling attitude of the Cubesats in any situation. The goal of this thesis is to design the attitude determination and control algorithms for Cubesat and to verify the algorithms through simulation analysis with scenarios of attitude system. In this thesis, introduce algorithm design for attitude system, requirement setting for attitude system scenario, simulation implementation and algorithm verification. The attitude system consists of attitude determination and control algorithm. First, the Extended Kalman Filter is applied to the attitude determination algorithm with the sun sensors and the earth magnetic field sensor. Second, the attitude control algorithm utilizes B-dot control with magnetorquers, sliding mode control, and proportional-differential(PD) control using reaction wheels. The scenario of attitude system for CANYVAL-C consists of the initial orbit mode, the normal mode, the communication mode, the control mode, the mission mode, and the safety mode. In each mode, set the requirements for controlling attitude which algorithms should conduct. To implement the simulation satisfying each scenario mode, designed models for disturbances which Cubesat may undergo, Cubesat properties, performance of sensors and actuators mounted on the Cubesat. Then, performed the simulation to verify whether the Cubesat meets the requirements in each mode. In this way, confirmed that the CANYVAL-C attitude control algorithm work without any problem. The attitude state can be estimated by the attitude determination algorithm even in the situation that the type of the attitude sensor is changed. At the same time, attitude control algorithm controls actuator well. From all given conditions, check that this algorithm satisfies the requirements. In this study, improved the algorithm for attitude determination and control in CANYVAL-C to be more reliable in various situations compared to CANYVAL-X algorithm. Moreover, it also shows better results in various missions using simulation. In conclusions, it is qualified to be implemented to two Cubesats in CANYVAL-C mission. Besides, this study suggests a new modeling method for changeable situations such as change of sensors, actuators, and exterior design of a Cubesat.
This study is focusing on the development of the algorithm for attitude system in CANYVAL-C Cubesat mission. CANYVAL-C is the follow-up mission of CANYVAL-X, of which the goal is to demonstrate the formation of flying technology, especially for virtual telescopes. CANYVAL-C tries to confirm that the mission of formation flying technology would be accomplished successfully by taking pictures of the Sun's corona. In the mission of CANYVAL-C, the algorithm should succeed in determining and controlling attitude of the Cubesats in any situation. The goal of this thesis is to design the attitude determination and control algorithms for Cubesat and to verify the algorithms through simulation analysis with scenarios of attitude system. In this thesis, introduce algorithm design for attitude system, requirement setting for attitude system scenario, simulation implementation and algorithm verification. The attitude system consists of attitude determination and control algorithm. First, the Extended Kalman Filter is applied to the attitude determination algorithm with the sun sensors and the earth magnetic field sensor. Second, the attitude control algorithm utilizes B-dot control with magnetorquers, sliding mode control, and proportional-differential(PD) control using reaction wheels. The scenario of attitude system for CANYVAL-C consists of the initial orbit mode, the normal mode, the communication mode, the control mode, the mission mode, and the safety mode. In each mode, set the requirements for controlling attitude which algorithms should conduct. To implement the simulation satisfying each scenario mode, designed models for disturbances which Cubesat may undergo, Cubesat properties, performance of sensors and actuators mounted on the Cubesat. Then, performed the simulation to verify whether the Cubesat meets the requirements in each mode. In this way, confirmed that the CANYVAL-C attitude control algorithm work without any problem. The attitude state can be estimated by the attitude determination algorithm even in the situation that the type of the attitude sensor is changed. At the same time, attitude control algorithm controls actuator well. From all given conditions, check that this algorithm satisfies the requirements. In this study, improved the algorithm for attitude determination and control in CANYVAL-C to be more reliable in various situations compared to CANYVAL-X algorithm. Moreover, it also shows better results in various missions using simulation. In conclusions, it is qualified to be implemented to two Cubesats in CANYVAL-C mission. Besides, this study suggests a new modeling method for changeable situations such as change of sensors, actuators, and exterior design of a Cubesat.
주제어
#자세 결정 및 제어(Attitude Determination and Control System
#ADCS) 큐브위성(Cubesat) CANYVAL-C Attitude determination and control system (ADCS) Cubesa
학위논문 정보
저자
강호철
학위수여기관
연세대학교 대학원
학위구분
국내석사
학과
천문우주학과
지도교수
박상영
발행연도
2019
총페이지
ix, 86 p.
키워드
자세 결정 및 제어(Attitude Determination and Control System,
ADCS) 큐브위성(Cubesat) CANYVAL-C Attitude determination and control system (ADCS) Cubesa
※ AI-Helper는 부적절한 답변을 할 수 있습니다.