Abstract
Because the previous simulation tool for attitude control of satellite was designed for the modeling of rigid body and PD controller, the attitude error can be made more than the limitation value for keeping for communication link, and then the communication link can be lost at moving of satellite. So, for rapid attitude restoration and design of stable and modernized controller, the modelling of rigid body and flexible body structure for moving GEO and LEO satellites were performed. Also the minimum time controller is designed for the rapid restoration of attitude error at communication broken and to minimize the disconnection period from ground communication system during the satellite stationkeeping. The linear regulator is designed using the space state vector that is better than accuracy and stability of PD controller. Firstly the simulation was performed for comparison of the rigid and stability of PD controller. Firstly the simulation was performed for comparison of the rigid and flexible models using PD controller and the case of the pitch angle changing by ground command, and the case of the periodic north-south stationkeeping are performed for the analysis of response characteristics of each controller when the attitude is changed. As a result, the flexible body model represents more sililar results of real situation than the rigid body model. The minimum time controller can restore 7 times rapidly than PD controller for its lost attitude. The linear regulator has several merits for capability of adaptation against the external disturbance, stability and response time. In future, we can check the estimated results using this satellite model and controller for real operation. Futhermore the development of new controller and training can be supported.
기존의 위성제어용 시뮬레이션 툴은 위성 모델을 강체로 보고, 비례-미분(Proportional-Differential)제어기를 사용하기 때문에, 이동하는 위성의 경우 오차한계범위를 벗어나 통신이 두절되는 현상이 발생할 수 있다. 따라서, 본 논문은 신속한 자세회복 및 안정된 진보적인 제어기의 설계를 위하여 이동하는 정지궤도 및 저궤도 위성에 대하여 위성을 강체 및 유연체 구조로 모델링하고, 통신두절시 신속한 자세 회복을 위한 최소시간 제어기 설계와 위성의 위치 제어시 발생하는 통신중단을 최소화 하기 위하여 기존의 PD제어기보다 정확하고 안정된 선형조절기를 상태공간 벡터를 사용하여 설계하였다. 시뮬레이션은 먼저 강체 모델과 유연체 모델을 비교하기 위하여, 이동하는 정지궤도 및 저궤도 위성에 대하여 PD제어기를 사용하여 시험되었으며, 자세이동시의 제어기의 응답특성을 분석하기 위하여, 지상의 명령에 의한 위성의 피치각을 변경하는 경우, 주기적으로 수행되는 남북 궤도 유지에 대하여 수행하였다. 그 결과, 강체모델에 대비하여 유연성 모델이 실제 상황에 근접한 결과를 가져다 주었으며, 최소시간제어기는 PD제어기 대비 약 7배 이상 빠르게 신속한 자세 회복을 가져다 주었으며, 선형조절기는 외란에 대한 적응 및 안정도, 응답속도 측면에서 장점을 나타내었다. 향후 이 위성 모델 및 제어기를 사용하여 실제 운용시 예상되는 제어기의 결과를 확인할 수 있으며, 더 나아가 새로운 제어기의 개발 및 교육 등에 유용하게 사용될 수 있을 것이다.
