Abstract
The solutions of orbital maneuver problem using the sliding mode control in the presence of the erath gravitational perturbations is obtained. Especially, the optimization of consuming fuel for maneuver is performed. The impulsive solution to Lambert's problem using the combined equation method to minimize total ${\Delta}V is used for the desired orbit and the maneuver times. Two-step sliding mode control method is introduced for satisfying the boundary conditions of finite-thrust rendezvous problem at the end of maneuver time. Using the new approach to the orbit maneuver problem, two-step sliding mode control, orbit maneuvers are processed. The solutions to a rendezvous using the optimal control are obtained, and they are compared to the results by two-step sliding control.According to the new approach for orbit maneuver, the thrust-coast-thrust type controller is obtained to make satellite to track desired Lambert's orbit, and the total ${\Delta}V$ required for maneuver is resonable in comparison with the impulsive solution to Lambert's problem. The final state variables, also are close to the boundary conditions at the end of maneuver times.
인공위성의 궤도조정에 사용되는 소모연료의 최적화를 위해, 비 선형 제어 시스템인 슬라이딩 제어 기법을 사용하여 지구 비대칭 중력장에 의해 섭동력을 고려한 궤도조정 문제의 해를 구하였다. 결합 방정식을 이용한 해법을 통해 총 속도 변화량이 최소가 되는 Lambert 궤도를 목표궤도로 설정하고 그에 따른 궤도조정 시간을 결정하였다. 결정된 궤도조정 시간이 종료되는 시점에서 제한된 추력에 의해 제어되는 인공위성의 상태 백터가 경계조건과 일치되도록 하기 위하여, 슬라이딩 제어를 반복적으로 사용하는 2단 슬라이딩 제어기법을 도입하였으며, 이를 인공위성 랑데뷰 문제에 적용하여 최적 에어방법에 의한 결과와 비교하였다. 새롭게 제안된 제어방법을 이용한 궤도조정은 이상적인 전이궤도인 Lambert 궤도와 근접한 궤도를 갖도록 하는 thrust-coast-thrust 형태의 추력을 나타내었으며, 이 때 필요한 속도의 변화량은 Lambert's two-impulsive 방법에 의한 값에 매우 근접한 값을 나타내었다. 또한 궤도조정 시간이 종료되었을 때, 궤도의 모든 상태변수들이 최종 경계조건과 거의 일치되는 결과를 얻을 수 있었다.
