• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.34 no.2
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• pp.36-47
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• 2006

The process of dual spin turn maneuver is introduced for attitude acquisition or recovery from flat spin state of a satellite. The physical principle of momentum transfer during dual spin turn is explained clearly. The case studies of special dual spin turn, in addition to the conventional dual spin turn, that are known as an acceptable cases, are performed to investigate the principle of dual spin turn and to provide a physical insight as well as the solution of dual spin turn. This study is done based on case-study simulation, which includes two-state control scheme composed of open-loop maneuver and energy dissipation device. Furthermore, we investigate the stability for the verification of all control cases after implementing two-stage control. We also provide the simulation scenario of flat spin recovery using dual spin turn method as an example.

• Proceedings of the KWS Conference
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• 2009.11a
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• pp.3-3
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• 2009

선박의 건조과정에서 필수적으로 선체 외판에는 선박의 안전과 운항 및 정비 등에 필요한 정보를 나타내기 위해 다양한 종류의 마크 및 문자가 마킹되어진다. 하지만, 단순한 도장 작업만으로는 해상과 같은 부식 환경에서 마크 및 문자가 쉽게 지워지거나 손상되기 때문에 마크 및 문자를 용접 비드(welding bead)로 표시하거나 미리 절단된 강판(steel plate)을 수동으로 용접한 뒤 도장을 함으로써 마크 및 문자의 손상을 방지하고 있다. 이러한 문자마킹작업을 하기 위해서는 작업자가 수작업으로 기준선과 마크 및 문자의 위치를 먹줄 등을 이용하여 마킹을 하고, 해당 마크 및 문자의 템플렛(template)을 이용하여 펀칭을 실시한 후 수동으로 용접을 실시한다. 하지만, 수작업을 통한 선체외판 문자마킹 작업은 작업자의 기량에 따라 품질이 상이하여 품질 저하의 원인이 된다. 또한 대조립 및 탑재 단계에서 문자 마킹 작업시 수직자세의 용접을 요구함으로써 작업자가 안전사고에 노출되어 있으며, 선박의 각 단계별 주요 공정보다 작업시간이 길어져 전체 선박 건조공정을 지연시키는 문제점 등을 야기시킬 수 있다. 이러한 문제점들을 해결하기 위해 조선업계에서는 선체 외판의 마크 및 문자를 자동으로 용접할 수 있는 장치를 개발하기 위해 노력해왔으며, 몇몇 개발 사례가 보고되고 있다. 하지만, 그 실효성 부분에서는 아직까지 해결하지 못한 문제점들로 인해 현장 적용에는 어려움을 보이고 있다. 본 연구에서는 선박외판 문자 자동용접장치의 기능성뿐만 아니라 현업 적용성을 가장 우선적으로 고려하여 문자마킹장치(Marking Robot for Shipbuilding) 개발을 진행하였다. 우선, 적절한 용접 재료를 선정하기 위해서 솔리드 와이어(Solid Wire)와 플럭스 코어드 와이어(Flux Cored Wire)에 대한 비드온 용접(Bead-On Welding)을 아래보기자세와 수직자세에 대해서 실시하여 적절한 용접 조건을 설정하였다. 본 연구에서 개발된 문자마킹 자동용접장치는 3축으로 구성되어 있으며 각 축들을 분리할 수 있도록 개발하여 이동성을 향상시켰으며, 작업면과 용접토치간의 거리를 일정하게 유지시킬 수 있도록 용접전류 센서(Welding Current Sensor)를 이용하여 토치 높이(Wire Extension)를 제어함으로써 균일한 품질의 용접비드를 얻을 수 있었다. 또한 문자마킹 자동용접장치는 본체 구동부와 제어부(Touch Screen)가 쉽게 분리되고 장착이 가능한 구조로 개발되었으며, 용접시 각 용접자세별로 용접전압, 전류 그리고 용접속도 설정이 가능하여 아래보기 자세뿐만 아니라 어떠한 자세에서도 같은 모양의 비드형상을 가지는 문자마킹용접이 가능하도록 개발하였으며, 이는 실험과 현장적용을 통해 검증하였다.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.4 no.2
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• pp.7-14
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• 2005

This paper describes development of automatic flight control system for an unmanned target drone. Current target drone is operated by pilot control of on-board servo motor via remote control system. Automatic flight control system for the target drone greatly reduces work load of ground pilot and can increase application area of the drone. Most UAVs being operated nowdays use high-priced sensors as AHRS and IMU to measure the attitude, but those are costly. This paper introduces the development of low-cost automatic flight control system with low-cost sensors. The integrated automatic flight control system has been developed. The performance of automatic flight control system is verified by flight test.

• Proceedings of the KWS Conference
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• 2009.11a
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• pp.26-26
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• 2009

TIG 용접은 고품질이고 용접인자의 제어가 쉽고 정확하다는 장점이 있지만, 얕은 용입과 낮은 생산성과 같은 단점이 있다. TIG 오비탈 용접에서는 용입의 한계 때문에 작은 루트면과 넓은 그루브를 가공하여 다층 용접을 하며, 루트패스에서는 파이프 진원도에 의한 핏업 시 단차의 문제가 자주 발생하여 많은 현장에서 루트갭을 만들어 수동 용접하는 실정이다. 따라서 생산성이 낮으며 생산 단가가 높고 용접 품질이 작업자에 따라 다르게 된다. 이러한 문제점을 해결하여 자동 오비탈 용접을 위해 단차를 흡수 할 수 있는 용접 공정 개발이 필요하다. 본 연구의 목적은 TIG 용접에서 단차에 따른 용접성을 검토하여 이를 맞대기 용접에 적용했을 때 균일한 이면비드를 얻는 공정을 개발하는 것이다. 따라서 본 연구는 아래보기 자세에서 단차에 따른 용입 특성을 이면비드 및 단면으로 비교 분석하였다. 단차 없이 아크길이만 1mm, 2mm, 3mm로 변경하여 실험한 결과 아크길이가 짧아질수록 표면비드 폭은 좁아졌고 이면비드 폭은 증가하는 경향을 나타내어 아크길이가 짧아질수록 용융효율이 증가하는 것을 확인하였다. 단차 1mm에서 아크길이 3mm를 제외하고 표면비드 및 이면비드가 미려하였다. 하지만 단차 2mm에서는 아크길이 1mm, 2mm, 3mm 전부 이면비드가 생성되지 않았다. 이는 단차로 인해 아크길이가 증가하여 용융효율이 낮아졌기 때문이라 판단된다. 이면비드가 생성되지 못한 시험편을 백 베벨링(0.5mm, 1.0mm, 1.5mm, 2.0mm)하여 실험한 결과 단차 2mm, 아크길이 1-3mm 백 베벨링 2.0mm 적용한 시험편에서 양호한 이면비드를 얻을 수 있었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.48 no.6
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• pp.455-466
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• 2020

In this study, we built a thermal model for SNIPE 6U nano-satellite which has scientific mission for measuring science data in near Earth space environment and described thermal design based on the thermal model. And the validity of the thermal design was verified through the on-orbit thermal analysis. The thermal design was carried out mainly on the passive thermal control techniques such as surface finishes, insulators, and thermal conductors in consideration of the characteristics of the nano-satellite. However, the components with narrow operating temperature range and directly exposed to the orbital thermal environments, such as a battery and thrusters, are accomodated with heaters to satisfy the temperature requirements. On-orbit thermal analysis conditions are based on the basic orbital conditions of the satellite, and thermal analysis was performed for Normal mode, Launch & Early Orbit Phase (LEOP), Safehold mode, and Maneuver mode which are classified by the power consumption and the attitude of the satellite according to the mission scenario. The analysis results for each mode confirmed that every component satisfies the temperature requirement. In addition, the heater capacity and duty cycle of the battery and thruster were calculated through the analysis results of the Safehold mode.