• Journal of the Institute of Electronics Engineers of Korea SC
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• v.46 no.6
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• pp.9-13
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• 2009

In the three axis control of Low Earth Orbit (LEO) satellite by using reaction wheel and gyro, a reaction wheel produces the control torque by the wheel speed or momentum, and a gyro carries out measuring of the attitude angle and the attitude angular velocity. In this paper, the dynamic modelling of LEO is consisted of the one from the rotational motion of the satellite with basic rigid body model and a flexible model, in addition to the reaction wheel model. A robust controller $(H_\infty)$ is designed to stabilize the rigid body and the flexible body of satellite, which can be perturbed due to disturbance, etc. The result obtained by $H_\infty$ controller is compared with that of the PI (Proportional and Integration) controller, which has been traditionally using for the stabilizing LEO satellite.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• v.15 no.1
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• pp.245-250
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• 1998

Attitude determination and control of satellite is important component which determines the accomplish satellite missions. In this study, attitude control using reaction wheels and momentum dumping of wheels are considered. Attitude control law is designed by Sliding control and LQR. Attitude maneuver control law is obtained by Shooting method. Wheels momentum dumping control law is designed by Bang-Bang control. Four reaction wheels are configurated for minimized the electric power consumption. Wheels control torque and magnetic moment of magnetic torquer are limited.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.46-46
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• 2004

한국항공우주산업(주) 우주개발연구센타에서는 고흥의 외나로도 우주센터에서 국내 최초로 발사되는 소형위성 발사체인 KSLV-1(Korea Space Launch Vehicle-1)의 성능검증을 위해 탑재되는 발사체 성능 검증위성(Korea Demonstration Satellite)을 개발하고 있다. 탑재소프트웨어는 검증위성의 임무를 수행하기 위하여 요구되는 데이터를 처리하고, 위성을 제어하는 역할을 수행한다. 이에 따라 검증위성의 탑재소프트웨어의 주요 기능은 발사체 환경 측정 및 비디오 영상 자료의 획득, GPS로부터 위성체 궤도자료의 저장, 밧데리 충방전 제어, 태양 지향 및 지상과의 통신 등을 고려한 자세제어이다. (중략)

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.190.2-190.2
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• 2012

과학기술위성3호는 170kg의 소형위성으로 2006년 사업을 착수하였으며, 올 2012년 12월에 러시아에서 발사할 예정이다. 주탑재체는 다목적 적외선 영상시스템 (MIRIS, Multi-Purpose IR Imaging System)으로 천문연에서 개발을 담당하였으며 우주관측과 지구관측을 수행한다. 부탑재체는 소형영상분광기 (COMIS, Compact Imaging Spectrometer)로 공주대에서 개발을 하였으며 지표면의 분광영상을 획득한다. 관측영상을 지상에서 내려 받아 사용자에게 배포를 하기 전 Radiometric, Geometric 보정을 수행하기 위해서는 관측영상 외에 관측할 때의 위성체 자세제어 정보도 함께 필요하다. 과학기술위성3호의 경우 우주관측은 관측영상 정보에 위성본체의 자세제어 정보도 함께 저장하기 때문에 지상에서 영상자료와 관제자료의 결합을 위해 추가로 수행하는 작업이 필요하지 않다. 그러나 지구관측은 영상자료와 자세제어 정보를 따로 저장하여 지상국으로 전송한다. 한곳의 영역만 관측 후 지상국으로 전송받는다면 문제가 발생하지 않지만, 지상국과 교신할 수 있는 궤도의 수는 한정되기 때문에 위성체의 메모리에는 여러 영역의 관측영상이 저장되어 있으며, 위성은 지상국과의 교신시간이 허락하는 최대로 영상자료를 송신한다. 본 발표에서는 다양한 영상자료의 저장 포맷과 여러 영역을 관측했을 때 각 영역에 해당하는 영상자료 구분 방법, 그리고 각 영상자료와 관제자료의 결합방법에 대해 설명한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.10
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• pp.105-111
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• 2003

A measurement of spacecraft alignment is an important process of spacecraft assembly, integration and test. Because, it is necessary that a operator of a ground station controls the precise positions of on-orbit spacecraft by using the alignment data of attitude orbit control sensors(AOCS) on spacecraft. And, an accuracy of spacecraft alignment requirement is about $0.1^{\circ}{\sim}0.7^{\circ}$. A spacecraft alignment is measured by autocollimation of theodolite. This paper describes the measurement principle and method of spacecraft alignment. The result shows that all the AOCS on the spacecraft are aligned within the tolerance required through the alignment measurement.

• Proceedings of the Korean Magnestics Society Conference
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• 2002.12a
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• pp.134-135
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• 2002

모든 인공 위성이 궤도 올라가서 정확한 업무를 수행하기 위해서는 정확한 위치 정보와 안정된 자세제어 시스템을 필요로 한다. 궤도에 올라간 후 안정된 자세를 잡기 위해서는 위성체의 덤블링 방지해야되므로 초기 자세제어가 매우 중요하다. 그리고, 안정된 제도에 도달하여 자세를 잡기 의해서는 정확한 자세 정보와 자세를 조절하는 장치가 필요하며, 이를 얻기 위해서 thruster, momentum wheel, 마그네틱 토커, 마그네토미터 등과 같은 장치들이 사용되어진다. (중략)

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.35 no.6
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• pp.526-532
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• 2007

This paper considers a fault tolerant control problem for a spacecraft using reaction wheels. Faults are assumed to be inherent to only actuators(reaction wheels) and a control algorithm to accommodate actuators' faults is proposed. An attitude control loop includes an angular velocity control loop. The time delay control method is used to make a spacecraft follow the command angular velocity and to accommodate actuators' faults. A stability condition for the proposed algorithm is derived and the performance is demonstrated by computer simulations.

• ICROS
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• v.3 no.3
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• pp.29-35
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• 1997

본 논문에서는 인공위성의 자세를 측정하는 장치로서 태양센서, 지구수평센서, 자이로스코프, 별센서, 자장계 등의 자세감지장치와 궤도조정 및 자세제어를 하기 위한 모멘텀 휠, 반작용 휠, 가스 제트 추력기 등 각종 구동장치의 기술적 특성에 대해서 검토하고자 한다. 본 논문의 주목적은 최근 국내에서 활발히 추진되고 있는 인공위성 개발 사업 관련 위성체와 관련된 일반의 관심을 증대시키고 관련 실무 지식을 소개하고자 하는데 있다.

• Bulletin of the Korean Space Science Society
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• 2004.04a
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• pp.56-56
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• 2004

원자외선 분광기 등, 우주관측 탑재체가 실린 과학기술위성 1호는 초기 운용과정과 자세제어에 대한 보정작업등을 거쳐 정상적인 임무를 수행하고 있다. 본 연구에서는 초기운용과 현재의 탑재체 운용 과정 중에 생성된 위성의 상태 정보 데이터를 이용하여 위성이 궤도상에서 겪는 열 변화에 대하여 어떻게 운용되고 있는지 분석하였다. 위성의 온도 데이터는 위성의 운용 및 궤도상에서 위성체의 자세와 밀접한 관계를 가지고 있다. (중략)

• Satellite Communications and Space Industry
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• v.2 no.1
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• pp.71-78
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• 1994