• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2006년도 제27회 추계학술대회논문집
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• pp.7-10
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• 2006

발사체가 정확하게 주어진 궤도에 인공위성을 투입시키기 위해서는 Pitch, Yaw, Roll의 3축을 제어하는 정밀한 자세 및 제어 시스템이 필요하다. 현재 사용되고 있는 자세 제어 시스템은 크게 Cold gas 방식과 단일 및 이원 추진제를 사용하는 액체 추진 기관이 일반적으로 발사체에 사용되고 있다. 위와 같은 추진제를 사용하는 추력 제어시스템의 장단점을 분석을 통하여 시스템의 단순성 및 구조비와 운영 측면에서 향후 개발될 발사체 상단에 적용할 수 있는지를 판단하고자 하는 것이 목적이다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1996년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); 포항공과대학교, 포항; 24-26 Oct. 1996
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• pp.1095-1098
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• 1996

In this work, attitude determination with Inertial Reference Unit as attitude sensor is considered. Usually, the attitude error from IRU increases because of gyro rate bias and noise. Therefore, other attitude sensors(sun sensor, horizon sensor, star tracker) are needed to compensate for error from IRU. In this paper, we use the extended Kalman filter for attitude estimation of spacecraft with IRU and star tracker.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제5권3호
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• pp.370-378
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• 1999

KOMPSAT is a three-axis stabilized light weight satellite, and one of the main mission objectives of the KOMPSAT is to conduct scientific and technological analysis in the areas of high resolution imaging and ocean color imaging. This kind of mission requires the satellite to roll up to 45 degrees. Bang-bang control for this rolling maneuver may activate the flexible modes, and therefore cause satellite pointing performance degradation. To deal with this problem, the roll attitude control system, especially for the science mode and maneuver mode of the KOMPSAT, is first verified by numerical simulation. And the open-loop control law for roll maneuver is proposed by use of series expansion and optimization. The proposed control law is applied to KOMPSAT to see its effectiveness.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.105-105
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• 2003

인공위성의 개발과정에서 비행모델을 만들기 전 EM (Engineering Model) 들로 구성하는 Electrical Test Bed (ETB) 를 개발하여 위성의 하니스를 포함함 각 서브시스템 전장품들의 성능을 점검하게 되고, ETB 시험기간 동안 발생된 문제점 들은 비행모델 설계와 제작에 반영하게 된다. 다목적실용위성 2호에 대한 ETB를 개발하여 각종 위성 전장품에 대한 성능과 부분품들간의 인터페이스 신호들의 점검을 성공적으로 완료하였으며, 시험기간 동안 발생된 각종 문제점들은 비행모델 설계와 제작에 이미 반영하였다. 본 논문에서는 다목적실용위성 2호 비행모델에 대한 시험을 위하여 각 서브시스템 즉, 원격측 정명령계, 전력계, 자세제어계의 전장품과 탑재소프트웨어 그리고 각종 시뮬레이터들의 구성과 전기/전자적인 기능시험을 위한 시험항목 및 방법에 대해 고찰하고자 한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권10호
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• pp.60-66
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• 2004

위성의 자세제어 시스템의 신뢰도를 높이기 위하여 여유 추력기를 장착하는데, 이를 활용하기 위해서 효율적인 관리 방안이 요구된다. 본 논문에서는 조종력 할당 기법을 위성의 여유 추력기 관리 방안으로 제안한다. 조종력 할당 기법은 최척화 기법을 이용해서 원하는 모멘트 입력을 구현하는 여유 조종력을 결정하는 방법이다. 여기에서는 여유 추력기에 대한 할당 문제는 선형 프로그래밍 문제로 표현할 수 있음을 보인다. 또한 수치예제를 통해서 제안한 방법이 기존의 방법에 비해 효율적임을 보인다.

• 한국항공우주학회지
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• 제31권2호
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• pp.89-95
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• 2003

현재 개발중인 인공위성의 추진시스템은 크게 추진제 탱크 및 4개의 주요모듈로 구성되어 있다. 각 주요 모듈은 위성체 자세제어에 필요한 펄스 모멘텀, 추진제와 가압제의 공급/배출, 추진제 여과, 그리고 위성체 비상상태에서늬 유로변경 기능 들을 각각 제공한다. 이러한 주요 모듈들은 각각의 지지용 브라켓에 의해 추진시스템의 플랫폼에 장착되는데 모든 발사 환경 및 궤도상에서 주요 모듈들이 정상적으로 작동할 수 있도록 각 브라켓의 설계가 적절하게 이루어져야 한다. 본 논문에서는 주요 모듈의 지지용 브라켓들에 대해 유한요소해석(FEM)을 이용한 구조해석을 수행함으로써 규정된 설계 요구조건을 만족하는지 확인하였고 이를 통해 브라켓들의 구조적 안전성을 검증하였다.

• 항공우주산업기술동향
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• 제8권1호
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• pp.45-54
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• 2010

본 논문에서는 최근에 개발된 고해상도 지구관측위성의 본체 형상설계 동향에 대해 기술하고자 한다. 인공위성의 본체는 임무, 탑재체, 발사환경, 임무특성, 자세제어 및 추진시스템에 따라 다양한 형상을 갖는다. 또한 2000년대 들어서 시작된 위성영상의 상업화에 따른 영상수요의 증가는 고해상도 영상을 신속히 많이 획득할 수 있는 위성시스템을 요구하고 있다. 이러한 요구에 맞춰 위성의 본체는 가벼우면서도 안정적으로 탑재체를 지지할 수 있도록 설계되고 있으며, 이 중에 형상설계 변화를 본 논문에서 집중적으로 살펴본다.

• 기계와재료
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• 제10권4호통권38호
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• pp.97-110
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• 1998

플라이휠 에너지 저장시스템은 입력되는 잉여전기에너지를 플라이휠의 관성을 이용, 회전 운동에너지로 변환하여 저장하고 필요시 전기에너지로 순시에 출력하는 장치로 배터리와 같은 화학적 에너지 저장장치에 대비되는 기계적 에너지 저장방식 (Electro-mechanical Battery)이다. 플라이휠 시스템은 많은 에너지를 단시간에 저장하고 이를 순발적으로 활용할 수 있는 고효율, 장수명, 무공해의 청정 에너지저장/재생장치로 선진국에서는 무공해 교통수단(전기자동차 등)의 차세대 보조 동력원을 비롯한 각종 민수용, 국방용으로 응용연구가 활발히 진행되고 있다(전력저장용, 인공위성의 태양광 에너지 저장 및 자세제어용, 무소음 적진침투용 차세대 전차의 보조동력원 등). 고효율의 에너지 저장 및 재생을 위해 플라이휠 에너지 저장시스템은 크게 .고속화, 고에너지저장을 위한 복합재 플리이휠 로터.공기 마찰손실 저감용 자가 진공펌프(Self Vacuuming system).지지부 접촉마찰로 인한 에너지 손실 저감용 자기베어링/제어부.플라이휠 구동 및 발전을 위한 Motor/generator.고효율 에너지 입출력 제어부 등의 첨단기술부품으로 구성되어 있는 바, 본 논문에서는 이러한 플라이휠 에너지 저장기술의 국내외 개발현황을 소개하고 현재까지 파악된 기술적 문제점 및 향후 기술개발 전망에 대해 논하고자 한다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제21권11호
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• pp.1027-1033
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• 2015

For the attitude control of spacecraft, two variable-speed control moment gyros are proposed as main actuators in the article. Since a variable-speed control moment gyro (VSCMG) makes two control torques (gyroscopic torque and reaction torque), two VSCMGs are sufficient for controlling 3-axes attitude. Additionally, there are no singular conditions for two non-parallel VSCMGs. Since gyroscopic torque is usually much greater than reaction torque, the control performances of approximately 3 axes may not be the same. However, several missions can be accomplished by controlling two axes. For such missions, a selective axes control method is proposed. The method selects two axes for a certain task and controls the attitude of the selected axes. For the remaining axis, angular speed is controlled for stabilization. A hardware-in-the-loop simulation has been used to test VSCMG modules and to verify the proposed method. Two VSCMGs can be alternative actuators for small satellites.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제13권2호
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• pp.26-33
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• 2019

인공위성 구동기로 사용되는 제어 모멘트 자이로(CMG)는 자신의 김블을 조종하여 큰 토크를 생성한다. 각각의 김블은 고속으로 회전하는 휠을 받치고 있기 때문에 휠의 질량 불균형은 외란을 발생시키게 되고 위성의 자세제어 성능을 저하시킨다. 따라서 구동기 고장을 대비하기 위해 외란을 진단하고 식별할 필요가 있다. 외란을 진단하기 위해 상태 관측기를 이용한 방법을 적용하였다. 본 논문에서는 2차 슬라이딩 모드 관측기를 이용하여 CMG의 단일 외란/고장을 탐지하였다. 또한 4개의 CMG가 설치되어 있는 위성 시뮬레이터를 이용하여 이 알고리즘을 검증하였다.