[논문 리뷰] On Attitude Recovery of Spacecraft using Nonlinear Control

S. Tafazoli|arXiv (Cornell University)|2020. 12. 02.

Space Satellite Systems and Control인용 수 6

한 줄 요약

이 박사학위논문은 입력-출력 피드백 선형화를 사용하여 유연한 위성의 자세 복구를 위한 비선형 제어 접근법을 제시한다. 하이브리드 좌표를 사용하여 위성 모델을 구성하고 시스템을 외부 선형 동역학과 내부 비선형 동역학으로 분할함으로써, 국소적으로 점점 수렴하는 영동역학과 불확실성 하에서의 강건한 성능을 달성하였으며, 강체 중심 버스에 유연한 암거를 갖춘 시스템에 대해 광범위한 시뮬레이션을 통해 검증되었다.

ABSTRACT

The general objective of this Ph.D. thesis is to study the dynamics and control of rigid and flexible spacecraft supported by a high-fidelity numerical simulation environment. The demand for greater attitude pointing precision, attitude maneuvering or recovery with the increased use of lightweight and flexible materials necessitates the consideration of flexible dynamics in the control strategy. These highly nonlinear dynamics which increase the order of the system are extremely difficult to model with high degree of accuracy. A general model for attitude and flexible dynamics for a class of spacecraft is hence derived in detail based on the so-called hybrid coordinates approach. The spacecraft considered has a star topology with a rigid central bus and flexible plate-type appendages. Given that the flexible spacecraft is under-actuated, the input-output feedback linearization technique is specifically used to partition the system into two distinct parts, namely an external linear system and an internal unobservable nonlinear system. A general internal/zero dynamics theorem for a class of nonlinear systems is proved and then applied to a flexible spacecraft which results in a linear asymptotically stable zero dynamics. The overall closed-loop stability of the flexible spacecraft is also analyzed rigorously and shown to be locally asymptotically stable using the Lyapunov theory. The robustness of the controller against modeling and parametric uncertainties is examined through extensive numerical simulations. Overall, the feedback linearization control scheme has been proven to be feasible and efficient for the attitude recovery of a spacecraft and has also become front and center in other application areas in the recent years.

연구 동기 및 목표

• 유연한 위성의 높은 정밀도 제어 전략을 개발하여 자세 지향 정밀도를 향상시키기.
• 경량 유연 재료로 인한 비선형적이고 고차원의 동역학이 위성 설계에 미치는 도전 과제를 다루기.
• 부족한 구동력을 가진 유연한 위성 시스템에서 안정적인 자세 복구를 보장하기.
• 리아푸노프 이론을 사용하여 닫힌 루프 안정성을 철저히 분석하기.
• 모델링 및 매개변수 불확실성에 대한 제어기의 강건성 평가하기.

제안 방법

• 강체 중심 버스와 판형 유연 암거를 갖춘 위성에 대해 하이브리드 좌표 접근법을 사용하여 자세 및 유연 동역학을 위한 일반 모델을 유도한다.
• 입력-출력 피드백 선형화를 적용하여 시스템을 외부 선형 시스템과 내부 관측 불가능한 비선형 시스템으로 분할한다.
• 비선형 시스템에 대한 일반적인 내부/영동역학 정리가 증명되고, 이는 유연한 위성 모델에 적용된다.
• 영동역학이 선형적이고 점점 수렴함을 보여주며, 이는 전체 시스템의 안정성을 보장한다.
• 리아푸노프 기반 분석을 통해 닫힌 루프 시스템의 국소적으로 점점 수렴하는 안정성을 확인한다.
• 모델링 및 매개변수 불확실성에 대한 강건성 평가를 위해 광범위한 수치 시뮬레이션을 수행한다.

실험 결과

연구 질문

• RQ1 유연한 위성 동역학을 제어 설계를 위해 고정밀도 접근법을 사용하여 정확히 모델링할 수 있는가?
• RQ2 피드백 선형화가 부족한 구동력을 가진 유연한 위성의 자세 복구를 효과적으로 안정화시킬 수 있는가?
• RQ3 유연한 위성 시스템에서 내부 영동역학의 안정성 행동은 어떠한가?
• RQ4 매개변수 및 모델링 불확실성 하에서 제어기는 어떻게 성능을 발휘하는가?
• RQ5 제안된 제어 전략은 실제 운영 조건에서 얼마나 강건성을 확보할 수 있는가?

주요 결과

• 유연한 위성의 내부 영동역학이 선형적이고 점점 수렴함을 증명하여 전체 시스템의 안정성을 보장한다.
• 리아푸노프 이론을 사용하여 엄밀하게 닫힌 루프 시스템의 국소적으로 점점 수렴하는 안정성을 입증한다.
• 피드백 선형화 제어 전략은 시스템의 높은 비선형성과 탄성으로 인한 차수 증가에도 불구하고 자세 복구를 성공적으로 달성한다.
• 수치 시뮬레이션에서 다양한 매개변수 및 모델링 불확실성 하에서도 제어기가 강건한 성능을 발휘한다.
• 이 접근법은 자세 복구에 대해 실현 가능하고 효율적이며, 더 넓은 적용 분야에서 인기를 끌고 있다.
• 이 연구는 실용적인 공학적 관련성을 지닌 복잡한 유연한 위성 시스템에 피드백 선형화를 적용하기 위한 기반을 마련한다.