추력기 기반 자세제어계 제어기 설계에서 인공위성의 관성모멘트는 중요한 설계 요소이다. 설계 과정에서 불확실성을 고려하기는 하지만 큰 규모의 태양전지판과 같은 유연 구조물을 가지는 정지궤도 위성의 경우 추력기의 작동 제어주기와 유연모드의 간섭을 피하기 위해 정확한 관성모멘트의 측정이 요구된다. 천리안 위성의 경우 전이궤도에서 임무궤도로 전환하기 전에 관성모멘트의 측정이 수행되었는데, 본 논문에서는 천리안위성의 관성모멘트 측정 방법을 유추해서 기술하고, 실제 궤도상 시험에서 측정된 관성모멘트 값과 비교하였다. 이를 통해, 자세제어계 상세 설계 단계에서 고려된 불확실성 범위 내에 관성모멘트 값이 유지되었음을 확인하여 설계의 적합성을 검증하였다.
In the attitude and orbit control subsystem design, the moment of inertia of the satellite is the major contributor to be considered. Satellites equipped with large solar arrays need to measure the moment of inertia accurately to avoid the interference of the thruster actuation period with its flexible mode. In this paper, the in-orbit tests of COMS to measure the moment of inertia are described. Then, the differences between the measured through in-orbit test and the predicted are compared. Finally, it is verified that the differences are below uncertainty bounds considered in the critical design of COMS attitude and orbit control subsystem.
