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인공위성 자세제어 시스템의 기본구성
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자세 및 궤도제어 시스템의 목적은 궤도 내 인공위성 (artificial satellite) 위성체의 자세 및 궤도에 영향을 미치는 교란 요소에 대해 임무수행 중 원하는 방향으로 위성체를 지향, 안정화시키는 것이다. 이를 위해 요구되는 자세지향 정밀도에 따라 자이로스코프, 별 센서, 태양센서, 지구센서 등과 같은 각종 센서들을 사용해 외부교란에 의해 발생하는 자세오차를 감지하고, 위성 자체나 또는 위성체 내의 질량을 회전시켜 자이로스코픽 강성을 얻음으로써 위성을 안정화 시킨다.

여기서 자세제어의 영향을 미치는 외부교란 요소는 위성 고도에 따른 중력의 차이와 자기장의 상호 작용, 고도에 비례하는 태양 복사압 그리고 연료의 출렁임이나 안테나와 태양 전지판의 이동 등이 있으며, 이중 중력과 자기장은 저궤도에서 많은 영향을 준다. 또한 이 두 가지 외부 교란 요소는 위성의 자세를 제어하는데 이용이 가능하다는 사실이다. 태양 복사압은 높은 고도에서 큰 영향을 주며, 특히 태양전지판을 가지고 있는 3축 안정화 위성에는 제어토크를 제공할 수 있다. 연료의 출렁임이나 안테나의 이동 등도 토크를 유발한다. 이런 내부 또는 외부 힘에 의한 인공위성의 자세 상의 에러는 위성의 센서에 의해 인식 되며 구동기 등을 이용하여 자세를 조정한다.



  인공위성의 자세  

위성은 위성이 원하는 최종 궤도까지 도달하기 위해서 궤도제어 시스템에 의하여 조종을 받게 되고, 원하는 궤도에 오르게 되면 자세제어 시스템에 의해 최종적으로 요구되는 자세를 취하게 된다.

자세제어는 그림과 같이 롤(Roll), 피치(Pitch), 요(Yaw) 축을 통해서 이루어진다. 롤(Roll) 축은 위성이 진행하는 방향과 같고 피치(Pitch) 축은 궤도면에 수직으로 진행방향의 오른쪽 축이다. 요(Yaw) 축은 지구를 향하는 방향이다.



  인공제어 자세제어의 안정화 방식  

위성의 자세제어 방법에는 여러 가지가 있다. 각도가 적다는 가정을 해서 선형제어 법칙을 이용하는 방법, 위성의 동역학을 최대한 고려하여 제어계를 구성하는 방법 등이 있으나 실제 상황에서는 태양복사압, 지구자기장등의 많은 외란요소가 자세제어 과정에 작용하게 된다.

현재에는 인공위성의 동력학에 대한 이해와 제어이론이 발달함에 따라 위성을 원하는 방향으로 조종하고 외란을 흡수하여 정확하고 안정된 자세를 이루는 능동제어가 발달하게 되었다. 안정화 방식은 가장 일반적인 3축 안정화 방식, 회전 안정화 방식, 중력구배 안정화 방식, 자기 안정화 방식 등이 있다. 3축 안정화 방식은 값이 비싸고 시스템이 복잡한 단점이 있으나, 정확하고 빠른 제어가 가능하므로 최근에 많이 사용된다. 회전 안정화 방식은 안테나, 센서, 태양전지판을 원하는 방향으로 지향할 수 없다는 단점이 있지만 간단하며 부가적인 고려 없이 장시간 사용가능하며, 온도환경이 유리한 장점이 있다. 마지막으로 중력구배나 자기안정화 방식은 정확도가 낮고 기동성이 없다는 단점이 있다.

▲ 자세제어 시스템에 적용되는 안정화 방식



인공위성 자세제어는 크게 능동제어(Active Control), 수동제어(Passive Control) 두 가지 방법으로 나눈다.


   (1) 수동제어 (Passive Control)

수동제어(Passive Control)는 실험적인 성격을 띤 초창기의 소형위성들이 단순한 회전(spin)을 이용하거나 지구 중력과 같은 자연적인 힘의 균형을 이용하여 안정된 상태를 유지 했던 방법이다. 수동적 안정화 방식은 주로 주로 저궤도 위성에 사용되며, 이 방법에는 지구 중력경사 안정화방식과 지구 자기장방식으로 구분된다.

       가. 지구 중력경사 안정화 방식

한쪽 끝에 무거운 추가 장착된 긴 막대기가 우주에서 지구 주위를 돌고 있을 때, 막대기의 무거운 끝이 지구를 지향하게 되는 현상을 이용하는 것이 지구 중력경사 안정화 방식이다. 지구중력경사 안정화 방식으로 제어하기 위해서 일반적으로 무거운 추가 한쪽 끝에 붙어 있는 전개형 긴 막대기를 위성에 장착하여 위성체가 궤도에 진입한 후 전개시켜 자세제어에 사용한다. 우리별 1호가 중력경사 안정화 방식에 의해 제어되었던 위성 중에 하나이다.

       나. 지구 자기장 방식

위성에 전자석을 장착하여 지구 자기장과 함께 전자석의 N-S극 특성을 이용하여 제어하는 방식이 지구 자기장 방식이다. 지구 자기장 방식의 특성은 한 궤도주기에 위성체가 2번 회전하는 특성을 갖고 있다.



   (2) 능동제어 (Active Control)

능동제어(Active Control)는 위성에 동력 기구를 장착하여 자세를 제어하는 방법으로써, 보편적으로 운동량 교환기(플라이 휠, 자이로토크)와 질량분사 기구(추력기)등이 동력기구로 사용된다. 능동적 안정화 방식에는 위성체 몸통을 팽이처럼 회전시켜 안정화 시키는 회전 안정화 방식과 몸통을 회전시키지 않고 몸통의 3축(x-y-z축) 균형을 조절하여 자세 안정화를 시키는 3축 자세 안정화방식이 있다.

        가. 회전(Spin) 안정화 방식

회전안정화 방식은 위성체의 동체 축을 일정한 속도로 회전시킴으로써 자세안정화를 유지하는 것을 의미한다. 회전 안정화 방식에는 위성체 몸통 전체를 일정한 각속도로 회전시키는 단순회전(Simple Spin)방식과 위성체 몸통을 두개의 부분으로 나누어서 두 개중 한개의 몸통만 회전시켜 자세 안정화 시키는 이중회전(Dual Spin)방식이 있다. 단순회전(Simple Spin)방식은 주로 60년대에 발사된 초기 위성에 적용 되었으며 이중회전(Dual Spin) 안정화 방식은 1971년부터 1985년까지 8기가 발사된 통신위성 Intelsat IV에서 처음으로 적용되었다.

        나. 3축 자세 안정화 방식

3축 자세 안정화 방식에는 위성체 시스템의 총 모멘텀량을 영(Zero)으로 유지시키면서 반작용 휠이나 추력기(Thruster)를 이용하여 3축을 제어하는 Zero Momentum방식과 회전 안정화 방식과 원리상으로 동일하지만, 몸통 회전방식이 아닌 위성체 내부에 장착된 휠을 일정한 회전속도로 회전시켜 위성체 시스템의 총 모멘텀량을 일정하게 유지 하며 3축을 제어하는 Momentum Bias 방식이 있다.

Zero Momentum 방식은 미 공군 군사위성인 DSP 위성을 개발한 TRW엔지니어에 의해 1970대에 처음으로 도입되었다. 일반적으로 Zero Momentum 방식은 기동성과 지향성을 요구하는 위성(ex 저궤도 지구관측위성)에 적용되어 왔고, Momentum Bias 방식은 기동성이 요구되지 않는 정지궤도 통신위성에 사용되어 왔다. 근래에는 기술이 발전하면서 부품 단가가 많이 내려갔기 때문에 위성 설계 시 주로 기동성이 높고 지향성이 좋은 Zero Momentum방식으로 자세제어 시스템을 설계 하는 추세이다. 따라서 과거 Momentum Bias 방식의 정지궤도 통신위성이 현재는 대부분 Zero Momentum 방식의 정지궤도 통신위성으로 설계된다.



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