고기동 위성은 영상획득수량 등의 주요 임무성능을 향상시킬 수 있는 진보된 위성으로, 특히 지구관측분야에서 그 수요가 꾸준히 증대되고 있다. 본 논문은 고-토크 리액션휠을 장착한 위성의 기동성능을 높일 수 있는 자세제어 기법을 연구한다. 크게 3가지의 서로 독립된 방법을 제안하며, 위성 자세제어 시스템에 따라 모든 방법을 적용하거나 1-2개 방법만 적용하는 것도 가능하다. 각 방법을 요약하면 다음과 같다. 첫 번째로, 기존 피드백 제어기에 피드포워드(자세명령) 입력을 추가한 피드포워드/피드백 제어기를 소개하고 그 장단점을 요약한다. 두 번째로, 리액션휠 클러스터의 토크/모멘텀 용량을 최대한 활용하는 방법을 제안한다. 세 번째로, 마찰토크를 보상하는 토크기반 리액션휠 제어기법을 소개한다. 시뮬레이션을 통해 기존 피드백 제어기에 비해, 피드포워드/피드백 제어기를 적용 시 기동성이 향상됨을 확인하였다. 특히, 기동각이 클 때, 정착시간 감소가 두드러짐을 확인하였다.
고기동 위성은 영상획득수량 등의 주요 임무성능을 향상시킬 수 있는 진보된 위성으로, 특히 지구관측분야에서 그 수요가 꾸준히 증대되고 있다. 본 논문은 고-토크 리액션휠을 장착한 위성의 기동성능을 높일 수 있는 자세제어 기법을 연구한다. 크게 3가지의 서로 독립된 방법을 제안하며, 위성 자세제어 시스템에 따라 모든 방법을 적용하거나 1-2개 방법만 적용하는 것도 가능하다. 각 방법을 요약하면 다음과 같다. 첫 번째로, 기존 피드백 제어기에 피드포워드(자세명령) 입력을 추가한 피드포워드/피드백 제어기를 소개하고 그 장단점을 요약한다. 두 번째로, 리액션휠 클러스터의 토크/모멘텀 용량을 최대한 활용하는 방법을 제안한다. 세 번째로, 마찰토크를 보상하는 토크기반 리액션휠 제어기법을 소개한다. 시뮬레이션을 통해 기존 피드백 제어기에 비해, 피드포워드/피드백 제어기를 적용 시 기동성이 향상됨을 확인하였다. 특히, 기동각이 클 때, 정착시간 감소가 두드러짐을 확인하였다.
In these days, demand for agile spacecraft is gradually increasing, due to the fact that agile spacecraft can improve mission capability. In this paper, an attitude control logic based on reaction wheels that can enhance agility of spacecraft is proposed. Three methods are suggested, and all three o...
In these days, demand for agile spacecraft is gradually increasing, due to the fact that agile spacecraft can improve mission capability. In this paper, an attitude control logic based on reaction wheels that can enhance agility of spacecraft is proposed. Three methods are suggested, and all three or part of them can be integrated to the existing attitude control system. First, a feedforward/feedback controller is introduced, and its pros and cons are provided, compared to the conventional feedback controller. Second, an attitude command generation method that fully utilizes torque/momentum capacities of reaction wheels is proposed. Third, a torque (current) control mode for internal wheel control is introduced. Numerical results verify that the settling time can be significantly reduced by employing the feedforward/feedback control method, especially for large angle maneuver.
In these days, demand for agile spacecraft is gradually increasing, due to the fact that agile spacecraft can improve mission capability. In this paper, an attitude control logic based on reaction wheels that can enhance agility of spacecraft is proposed. Three methods are suggested, and all three or part of them can be integrated to the existing attitude control system. First, a feedforward/feedback controller is introduced, and its pros and cons are provided, compared to the conventional feedback controller. Second, an attitude command generation method that fully utilizes torque/momentum capacities of reaction wheels is proposed. Third, a torque (current) control mode for internal wheel control is introduced. Numerical results verify that the settling time can be significantly reduced by employing the feedforward/feedback control method, especially for large angle maneuver.
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문제 정의
본 논문은 앞서 살펴본 피드백 제어기의 정착시간 증가를 막기 위해, 각가속도 피드포워드 입력과 자세/각속도 참조치(reference)를 추가한 피드포워드/피드백 제어방식을[3,5,15] 위성 자세제어에 적용한다. 또한 리액션휠을 구동기로 적용시 기동성을 더 향상시키는 방안을 제안한다.
본 논문에서는 구동기 레벨의 제약조건이 주어졌을 때의 자세명령생성 방법을 설명한다. 다만 구동기 레벨의 제약조건을 위성체 레벨의 제약조건으로 변환하는 과정만 제안한다.
본 논문은 rest-to-rest 기동에서 피드백 제어기와 피드포워드/피드백 제어기 간 기동성능을 비교한다. 기존 논문들은 피드백 또는 피드포워드/피드백 제어기 한 가지에만 집중하였으나, 본 논문은 각각을 제시하고 동일한 시뮬레이션 환경에서의 성능분석을 수행한다.
본 논문은 한정된 기동 시나리오에 대해서만 제어기 성능을 분석하였다. 즉, 실제 위성의 모델 오차요소(휠 모델 오차, 위성체 유연구조 고려, 외부 외란토크)를 포함하지 않았다.
피드백 제어기는 식 (2)-(4)와 같이 목표 자세에 따라 이득 값을 변경한다. 하지만 피드포워드/피드백 제어기에서의 이득 값은 모델오차 및 외란으로 인한 추종 오차를 감소시키는 것이 목적이다. 따라서 기동각에 대한 이득 값 조절이 덜 요구된다.
가설 설정
이 때 자이로스코픽(gyroscopic) 토크 \(\tau _{gyro} \)와 휠 마찰력 보상 토크 \(\tau _{fric} \)를 함께 보상할 수 있다. 다만, 본 논문에서는 위성이 zero-biased momentum 상태이고, 외란의 영향이 미미하다고 가정하여 \(\tau _{gyro}\)의 크기가 무시할 만하다. 같은 맥락으로 본 논문에서는 적분(I) 제어기 성분을 적용하지 않았다.
본 논문에서는 \(\varsigma \) = 1인 critically damped 시스템을 가정한다.
이때 기동은 고유축을 따라 이루어질 때 최소 회전각으로 이루어진다. 본 논문에서도 이러한 고유축 기동(eigen-axis maneuver)을 가정한다.
Table 2는 리액션휠 파라미터를 나타낸다. 본 논문은 제어기 간 성능비교가 주요 목적이기에, 휠 토크제어 시 마찰 계수는 정확히 알고 보상한다고 간단히 가정하였다.
제안 방법
본 논문은 rest-to-rest 기동에서 피드백 제어기와 피드포워드/피드백 제어기 간 기동성능을 비교한다. 기존 논문들은 피드백 또는 피드포워드/피드백 제어기 한 가지에만 집중하였으나, 본 논문은 각각을 제시하고 동일한 시뮬레이션 환경에서의 성능분석을 수행한다. 또한 리액션휠 탑재 시 기동성을 더 향상시킬 수 있는 두 가지 방법을 제안한다.
기존 쿼터니언 비례-미분(PD) 피드백 제어기(이하 피드백 제어기)를 소개한다. Fig.
같은 개수의 리액션휠이라도 배치에 따라 토크/모멘텀 엔빌로프[16]가 변하므로, 회전축에 대한 최대 토크/모멘텀 값을 구하는 것이 기동성 향상에 중요하다. 두 번째로, 리액션휠 내부루프 제어방식인 모멘텀제어와 토크제어 방식[17,18]을 각각 서술하고, 각 제어 방식의 장단점을 요약한다. 이중토크제어 방식은 휠 마찰력을 직접 보상하는 등 휠 모델을 적극적으로 제어기에 반영하는 방식으로 기동성 향상에 기여할 수 있다.
본 논문은 위성 자세 기동에서 기동성을 높이기 위해 피드포워드/피드백 제어기를 적용하였다. 또한 리액션휠 구동기 적용 시의 피드포워드(자세명령) 생성 방법을 제안하였다. 시뮬레이션을 통해 기존 피드백 제어기에서 명령토크의 빠른 스위칭 불가로 인해 정착시간 증가가 나타남을 확인하였다.
기존 논문들은 피드백 또는 피드포워드/피드백 제어기 한 가지에만 집중하였으나, 본 논문은 각각을 제시하고 동일한 시뮬레이션 환경에서의 성능분석을 수행한다. 또한 리액션휠 탑재 시 기동성을 더 향상시킬 수 있는 두 가지 방법을 제안한다. 리액션휠은 제어모멘텀자이로의 특이점회피와 같은 복잡한 명령분배로직이 불필요하여, 위성체 관성모멘트가 작을 경우 여전히 고기동 위성용 구동기로 적합할 수 있다.
본 논문은 앞서 살펴본 피드백 제어기의 정착시간 증가를 막기 위해, 각가속도 피드포워드 입력과 자세/각속도 참조치(reference)를 추가한 피드포워드/피드백 제어방식을[3,5,15] 위성 자세제어에 적용한다. 또한 리액션휠을 구동기로 적용시 기동성을 더 향상시키는 방안을 제안한다.
본 논문은 위성 자세 기동에서 기동성을 높이기 위해 피드포워드/피드백 제어기를 적용하였다. 또한 리액션휠 구동기 적용 시의 피드포워드(자세명령) 생성 방법을 제안하였다.
본 장에서는 rest-to-rest 기동에서 피드백 제어기와 피드포워드/피드백 제어기의 성능을 비교한다. 정착시간(settling time) 비교가 주요 목적이다.
본 장에서는 큰각 기동 시나리오에 대해 피드백 제어기와 피드포워드/피드백 제어기 간 제어성능을 비교한다. 초기 자세는 [0,0,0]°이고 목표자세는 [40,20,0]°이다.
첫 번째 기동성 향상 방안으로, 위성체 3축 토크/모멘텀을 최대화하는 방법을 설명한다. 같은 개수의 리액션휠이라도 배치에 따라 토크/모멘텀 엔빌로프[16]가 변하므로, 회전축에 대한 최대 토크/모멘텀 값을 구하는 것이 기동성 향상에 중요하다.
참고문헌 [16], [20]에서는 휠 모델오차 영향을 줄이기 위해 모멘텀 제어 루프를 제어기에 추가하였다. 한편 본 논문에서는, 간단히 토크제어루프만을 휠 내부루프에 적용하고 성능을 확인하였다.
이론/모형
이중토크제어 방식은 휠 마찰력을 직접 보상하는 등 휠 모델을 적극적으로 제어기에 반영하는 방식으로 기동성 향상에 기여할 수 있다. 따라서 본 논문에서는 토크제어 방식을 적용한다.
본 장에서는 리액션휠 내부루프(inner-loop) 제어 기법을 요약한다. 기법에는 토크 제어 방식과 모멘텀 제어 방식[17,18]이 있다.
1의 스텝 입력과 달리 시간에 따른 함수로 주어지며, 오프라인이나 온라인에서 계산된다. 자세한 자세명령 생성 알고리즘은 참고문헌 [19]를 참고한다. 자세제어기에는 총 3개의 입력이 전달되는데, 자세 오차 qe, 각속도 오차 ω-ωcmd, 각가속도 명령 acmd으로 구성되며, 토크명령은 다음과 같이 계산된다.
성능/효과
특히 큰각(large angle) 기동 시 비례-미분 이득이 불충분하여 최종 수렴시간이 크게 증가되었다. 반면 피드포워드/피드백 제어기는 최단시간 피드포워드 명령을 추종하며 정착시간을 효과적으로 단축함을 확인하였다.
24°/s2로 설정하였다. 시뮬레이션 결과 open-loop 제어기 결과에 비해 피드백 제어기를 이용했을 때 정착 시간이 길어지는 것을 확인할 수 있다. 이유는 Fig.
11은 리액션휠 별 토크명령을 나타낸다. 시뮬레이션 결과, 이상적인 open-loop 제어기의 정착 시간이 13.9초이고, 피드포워드/피드백 제어기 적용 시 14.0초, 피드백 제어기 적용시 23.5초로 산출되었다. 참고로 정착시간 계산을 위한 자세오차 경계는 0.
14는 토크명령을 나타낸다. 시뮬레이션 결과, 이상적인 open-loop 제어기의 정착 시간이 31.4초이고, 피드포워드/피드백 제어기 적용 시 32.2초, 피드백 제어기 적용 시 56.1초로 산출되었다. 피드포워드/피드백 제어기는 큰각 기동에서도 이상적인 open-loop 제어기와의 정착 시간 차이가 약 1초로 큰 차이가 없음을 확인할 수 있다.
또한 리액션휠 구동기 적용 시의 피드포워드(자세명령) 생성 방법을 제안하였다. 시뮬레이션을 통해 기존 피드백 제어기에서 명령토크의 빠른 스위칭 불가로 인해 정착시간 증가가 나타남을 확인하였다. 특히 큰각(large angle) 기동 시 비례-미분 이득이 불충분하여 최종 수렴시간이 크게 증가되었다.
시뮬레이션을 통해 기존 피드백 제어기에서 명령토크의 빠른 스위칭 불가로 인해 정착시간 증가가 나타남을 확인하였다. 특히 큰각(large angle) 기동 시 비례-미분 이득이 불충분하여 최종 수렴시간이 크게 증가되었다. 반면 피드포워드/피드백 제어기는 최단시간 피드포워드 명령을 추종하며 정착시간을 효과적으로 단축함을 확인하였다.
1초로 산출되었다. 피드포워드/피드백 제어기는 큰각 기동에서도 이상적인 open-loop 제어기와의 정착 시간 차이가 약 1초로 큰 차이가 없음을 확인할 수 있다. 반면 피드백 제어기만 사용 시 큰각 기동에서 정착시간 차이가 확연히 벌어지는 것을 볼 수 있다.
후속연구
하지만 외란 영향이 크거나, 휠 동역학 모델로 전체 시스템 모델이 기존의 Type-1 시스템에서 멀어지면 정상상태오차를 무시할 수 없고, 적분 제어기 사용이 필요하다. 다만, 이때는 기동성이 희생될 수 있으므로 추가 분석이 필요하다.
따라서 실제 제어기로의 적용을 위해서는 다양한 시뮬레이션 환경에 대한 몬테카를로(Monte Carlo) 시뮬레이션이 필요하다. 하지만, 이미 과거/현재의 국외 고기동 위성들이 기동성을 높이기 위한 방법으로 피드포워드 입력을 다수 적용하고 있는 점을 참고할 때, 본 논문에서 제안한 제어 기법도 향후 모델오차와 외란요소에 대한 안정성 분석 후 고기동 위성에 적용 가능할 것으로 판단된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
고기동 위성이란 무엇인가?
고기동 위성은 영상획득수량 등의 주요 임무성능을 향상시킬 수 있는 진보된 위성으로, 특히 지구관측분야에서 그 수요가 꾸준히 증대되고 있다. 본 논문은 고-토크 리액션휠을 장착한 위성의 기동성능을 높일 수 있는 자세제어 기법을 연구한다.
피드백 제어기의 장단점은 무엇인가?
피드백 제어기는 외란과 모델오차에 대해 강건하지만, 기동시간 측면에서 단점이 있다. 특히 큰각 기동 시(large angle maneuver), 구동기 토크 포화(torque saturation)와 작은 이득(small gain)으로 기동시간이 길어진다.
모델기반으로 피드포워드 명령을 생성시 원래 의도한 궤적에서 벗어나는 것을 방지하기 위한 방법은 무엇인가?
모델기반으로 피드포워드 명령을 생성하는데, 실제 환경에서 모델오차가 큰 경우에는 원래 의도한 궤적에서 점차 벗어나게 된다. 이에 피드백 방식을 추가해 안정성을 증가시킨 피드포워드/피드백 제어기가 주로 사용된다[3,5,15]. 피드포워드/피드백 제어기는 외란이나 모델오차로 인한 자세 및 각속도 추종 오차를 피드백 방식으로 보상한다.
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