• Title/Summary/Keyword: 인공위성 자세제어시스템

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인공위성 자세제어용 센서와 구동기

  • 김유단;방효충;김진호
    • 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.

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Construction of Magnetic Torquer For Attitude Control of Satellite (인공위성 자세제어용 마그네틱 토커의 제작)

  • 가은미;손대락
    • 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)

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고진공하 위성 추진계 누설탐지

  • Lee, Sang-Hun;Hwang, Gwon-Tae;Lee, Dong-U;Mun, Gwi-Won
    • Proceedings of the Korean Vacuum Society Conference
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    • 2014.02a
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    • pp.140.1-140.1
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    • 2014
  • 인공위성은 지상에서 발사된 후 로켓에 의해 임무궤도에 안착을 한 뒤 위성 내부에 탑재된 추진시스템에 의하여 자세 및 궤도제어를 수행한다. 특히, 저궤도 관측위성의 경우 정확한 이미지 촬영을 위해서는 자세제어가 매우 중요하고, 추진체의 잔여량에 따라 인공위성의 수명이 결정되기도 하므로 추진시스템의 역할이 매우 중요하다. 특히, 추진체의 무게에 따라 위성 전체 중량이 좌우되어 발사중량에도 영향을 미치게 되므로 고성능, 저질량의 추진계가 요구되며, 추진계는 극히 미세한 누설도 허용되지 않는다. 개발된 인공위성 추진계 내부의 누설 여부 확인을 위하여 우주환경을 모사한 진공챔버 내부에서 고압으로 충진된 추진 탱크의 누설탐지 시험을 수행하게 된다. 본 논문에서는 지상에서 모사된 우주환경 하에서 인공위성 추진계의 누설 탐지 기법에 대해 알아보고자 한다.

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Development of Digital PWM Attitude Controller for Nonlinear Artificial Satellites Using Intelligent Digital Redesign (지능형 디지털 재설계를 이용한 비선형 인공위성의 디지털 PWM 정밀 자세 제어기의 개발)

  • Joo, Young-Hoon;Lee, Ho-Jae;Park, Jin-Bae
    • Journal of the Korean Institute of Intelligent Systems
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    • v.14 no.6
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    • pp.726-731
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    • 2004
  • This paper proposes a pulse-width-modulation (PWM) controller design technique using intelligent digital redesign. Intelligent digital redesign is to convert a well-designed analog fuzzy-model-based controller into an equivalent pulse-amplitude-modulation (PAM) digital controller maintaining the original analog control system in the sense of state-matching. In similar line of conversion concept, the redesigned PAM intelligent digital controller is converted into a PWM controller using the equivalent area principle. To convincingly visualize the proposed technique, an computer simulation example-attitude control of nonlinear artificial satellite system is included.

Development of Digital PWM Attitude Controller for Artificial Satellites Using Digital Redesign (디지털 재설계를 이용한 인공위성의 디지털 PWM 정밀 자세 제어기의 개발)

  • Joo, Young-Hoon;Lee, Yeon-Woo;Lee, Ho-Jae;Park, Jin-Bae
    • Journal of the Korean Institute of Intelligent Systems
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    • v.13 no.4
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    • pp.397-402
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    • 2003
  • This paper concerns a pulse-width-modulation (PWM) controller design technique using digital redesign. Digital redesign is to convert a well-designed analog controller into an equivalent pulse-amplitude-modulation (PAM) controller maintaining the original analog control system in the sense of state-matching. In similar line of conversion concept, the redesigned PAM controller is converted into a PWM controller using the equivalent area principle. To convincingly visualize the proposed technique, an computer simulation example-attitude control of artificial satellite system is included.

Two Axis Attitude Control System Design of Momentum Biased Satellite (모멘텀 바이어스 인공위성의 2축 자세제어 시스템 설계)

  • Lee, Seung-U;Seo, Hyeon-Ho
    • Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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    • v.34 no.4
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    • pp.40-46
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    • 2006
  • It is required to develop a highly reliable attitude & orbit control system of satellite that is less expensive as the technology of satellite design & integration is recently matured dramatically. To accomodate this kind of needs, the two axis attitude control method for wheel-based momentum-biased satellite system whose momentum bias vector points to a certain direction(sun direction), is developed using simple but reliable sensors and actuator: three axis magnetometer and coarse sun sensor are used as sensors, and magnetic torque bars are used as actuator. Classical PD type controller design methodologies are applied on a satellite system for the two axis control with the proper assumptions. Nonlinear simulation results are included to demonstrate the long term stability and the performance of closed-loop system design results.

3-axis stabilized spacecraft attitude control by neural network disturbance observer (신경망에 의한 외란 관측을 통한 3축 안정화 인공위성의 자세제어)

  • 한기혁;김진호
    • 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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    • 2000.10a
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    • pp.1-1
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    • 2000
  • 본 논문에서는 3축이 연성되어 비선형 운동 방정식으로 표현되는 3축 안정화 인공위성 시스뎀에 입릭외란과 시스템의 불확실성이 존재할 경우에도 자제 정밀도를 유지하는 제어기를 설계한다. 비선헝 운동 방정식으로 표현되는 운동 방정식을 선형화하고 PID제어기를 구성하였다 선형화에 의한 시스템의 불확실성과 입력 외란을 신경회로망으로 추정하여 외란의 엉향을 제거하도록 구성된 PR제어기의 제어입력을 수정한다 수정된 제어입력은 외란을 상쇠시켜 시스템 출력에서 외란의 효과를 제거하게 된다. 신경회로망은 제어입력과 시스템 출력, 기준 운동 방정식간의 관계를 이용하여 외간과 시스템의 불확실성을 추정하며, 역전파 알고리즘을 사용한 학습 알고리즘으로 신경 회로망을 교육한다. 제안된 신경회로망을 이용한 외란 제거 제어기는 시뮬레이션을 통하여 자세 정밀도의 향상을 검증한다

A Development Trend Study of Bipropellant Rocket Engine for Orbit Transfer and Attitude Control of Satellite (인공위성 궤도전이 및 자세제어용 이원추진제 로켓엔진의 개발현황)

  • Jang, Yo Han;Lee, Kyun Ho
    • Journal of the Korean Society of Propulsion Engineers
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    • v.19 no.1
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    • pp.50-60
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    • 2015
  • A propulsion system of a satellite provides a necessary thrust to reach to the final orbit after a separation from a launch vehicle. Also, it supplies pulse moments to maintain the satellite in a mission orbit and for its attitude controls during a mission life time. The present study investigates the development trend of bipropellant rocket engines for an orbit transfer and an attitude control of a satellite using monomethylhydrazine and hydrazine for fuel and dinitrogen tetroxide for oxidizer to derive fundamental specifications which are necessary for domestic development researches. Also, their major performance characteristics are summarized.

Spacecraft Attitude Control with a Two-axis Variable Speed Control Momentum Gyro (2축 김벌의 가변속도 CMG를 이용한 인공위성 자세제어)

  • Bang, Hyo-Choong;Park, Young-Woong
    • Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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    • v.32 no.5
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    • pp.65-73
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    • 2004
  • CMG(Control Momentum Gyro) is a control device being used for spacecraft attitude control constructing relatively large amount of torque compared to conventional body-fixed reaction wheels. The CMG produces gyroscopic control torque by continuously varying the angular momentum vector direction with respect to the spacecraft body. The VSCMG(Variable Speed Control Momentum Gyro) has favorable advantages with variable speed to lead to better control authority as well as singularity avoidance capability. Attitude dynamics with a VSCMG mounted on a two-axis gimbal system are derived in this study. The dynamic equation may be considered as an extension of the single-axis counterpart. Also, a feedback control law design is addressed in conjunction with the dynamic equations of motion.