• 항공우주기술
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• 제1권1호
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• pp.97-105
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• 2002

위성체내에 보유할 수 있는 연료량은 위성의 총 질량에 영향을 미치므로 제한적이며, 위성의 수명을 결정하는 가장 큰 요소이다. 따라서 추력기를 사용하는 자세제어 로직의 설계시 지향정밀도 뿐만 아니라 연료의 효과적인 사용을 고려하여야 한다. 본 연구에서는 연료 절감을 위한 효율적인 퍼지 제어기를 제안되었다. 제안한 제어기는 두 단계의 퍼지 제어기이며, 첫 번째 단계의 퍼지 제어기는 자세 지향을 위해, 두 번째 단계의 연료 절감을 위해 사용하였다. 이를 예시하기 위해 다목적 실용위성의 여러 모드들 중 추력기를 사용하는 태양지향모드에서 연료 소비를 절감하는 퍼기 제어로직을 설계하였다. 또한, 퍼지제어기의 성능을 비교하기 위해 다목적 실용위성에 실제로 적용된 PD 제어기의 제어 결과와 비교하였다.

• 한국항해항만학회:학술대회논문집
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• 한국항해항만학회 2010년도 추계학술대회
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• pp.1-3
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• 2010

수중 무인항체(Autonomous Underwater Vehicle, AUV)를 고정밀, 고위험 임무수행 분야에 이용하기 위해서는 연속적이고 정확한 항법정보를 제공하는 기술이 반드시 필요하다. 특히, 최근에는 항공분야에서 국내외적으로 연속적이고 정확한 항법정보를 제공하기 위하여 여러 가지 센서를 결합한 통합 항법시스템에 관한 연구가 활발하며, GPS나 음향장치를 관성센서와 통합하는 방법이 대표적이다. 하지만 수중 무인항체에 경우는 해수면 노출로 인한 탐사시간 장기화와 음향장치 설치 및 회수의 한계로 인하여 GPS나 음향장치 이외에 센서를 이용한 통합 항법시스템의 필요성이 커지고 있다. 본 논문에서는 자율성이 높으면서, 적은 비용으로 설치가 가능한 영상센서를 이용하여 항법성능을 효과적으로 증대시키는 Vision/INS 통합 항법을 제안한다. 제안한 통합 항법알고리즘은 외부표정요소 직접결정기법을 이용하여 영상 데이터로부터 항체의 위치와 자세를 추정하고, 추정된 결과를 INS의 추정치와 비교한다. 그리고 추정한 위치와 자세오차를 입력으로 칼만필터를 구동하도록 설계하였다. 모의실험을 통해 제안한 방법의 유효성을 확인하였다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2011년도 제42회 하계학술대회
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• pp.1800-1801
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• 2011

본 논문에서는 변형된 PI-PD 제어기를 통한 쿼드로터(Quad-rotor)의 자세 제어를 고려하였다. 기존의 PID 제어기와 변형된 형태인 PI-PD 제어기 사이의 상관관계로부터 제어기 계수를 결정하였고, 시간응답 해석을 통하여 쿼드로터의 고도 및 각 제어의 응답이 개선되었음을 보였다. PID 제어기 설계는 비용함수의 최소화와 매트랩을 이용한 과도응답 해석을 통하여 최적의 값을 얻을 수 있었다.

• 월간 기계설비
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• 12호통권197호
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• pp.41-48
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• 2006

대한설비건설협회 대전∙충남도회(회장 성열구)와 대한설비공학회 대전∙충청지회, 한국설비기술협회 대전∙충청지회 등 설비관련 3개 단체가 공동으로 지난 10월 24일 한국에너지기술연구원 국제회의실에서 ‘2006년도 추계 학술강연회’를 개최했다. 이날 강연회에서 특히 대한설비건설협회 김경회 상임이사가 발표한「설비건설 관련법령 개선방안」을 통해 건산법 개정 현황과 대한설비건설협회의 노력 등을 자세하게 설명함으로써 참석자들의 박수갈채를 받았다. 또한 대한설비건설협회 황영환 부장은「적산제도 현황 및 정책방향」을 통해 실적공사비제도의 추진배경과 운영방향, 공공 건설공사 예정가격제도, 예정가격 결정기준 등을 자세하게 설명하여 참석자들의 이해를 도왔다. 본지는 이날 발표된 내용 중「설비건설 관련법령 개선방안」과「적산제도 현황 및 정책방향」을 게재한다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제20권4호
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• pp.351-358
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• 2003

회전안정화 로켓 모터를 이용하는 우주 비행체의 자세 불안정 현상을 수치적 실험을 통하여 연구하였다. 이전 연구에서는 해석적 방법을 통하여 주어진 우주 비행체에 대한 정상해를 구하고 실제 발생했던 공진과 유사한 공진조건을 찾았으나 정상해 근방에서의 안정도 또는 파라미터 공간 전역에서의 안정도가 어떻게 변하는 지를 알 수가 없었다. 따라서, 본 연구에서는 이전 연구결과를 기초로 하여 주어진 파라미터 공간 전역에서 수치적 실험을 통하여 유동체의 파라미터 값에 따라 위성체의 자세 안정도가 어떻게 변화하는지를 관찰하고, 시스템 설계에 필요한 파라미터들의 안정/불안정 영역을 결정하였다.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제11권7호
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• pp.621-626
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• 2005

With precise GPS carrier positioning result, we can get attitude information if GPS antenna has adequate attaching position on the vehicle. In this case, baseline length information can be bandied as an additional measurement or constraint. In this paper, we have proposed a method to improve the attitude accuracy. To overcome nonlinearity of baseline observation model, we analyze attitude estimation result using existing estimation method like a least square method and Kalman filter, and apply a new nonlinear estimation method an unscented Kalman filter Finally we confirm the improvement of attitude estimation result in the case of appling the unscented Kalman filter.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제11권3호
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• pp.222-227
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• 2005

Resolving the integer ambiguity of GPS carrier phase measurements is the most important routine in precise positioning. In this paper, success rate is analyzed when using baseline information in the process of determining attitude. The result is verified through the simulation. Determining the initial position for the ambiguity resolution is estimated by using code measurement and baseline constraint. Success rate is estimated using covariance of the formed initial position. UKF has been used to overcome the nonlinear baseline condition during the process so that the higher success rate has been obtained compared with the general attitude determination.

• 한국진공학회:학술대회논문집
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• 한국진공학회 2014년도 제46회 동계 정기학술대회 초록집
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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.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2000년도 제15차 학술회의논문집
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• pp.342-342
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• 2000

We present 3-axis stabilized spacecraft attitude determination algorithm using the magnetometer. The magnetometer has been used as a reliable, light-weight and inexpensive sensor in attitude determination and reaction wheel momentum dumping system. Recent studies have attempted to use the magnetometer when other attitude sensor, such as star tracker, fails. The differences between the measured and computed the Earth's magnetic field components are spacecraft attitude errors. In this paper, we propose extended Kalman filter(EKF) to determine spacecraft attitude with the magnetometer data and gyro-measured body rates. We develop and simulate this algorithm using MATLAB/SIMULINK. This algorithm can be used as a backup attitude determination system.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1997년도 하계학술대회 논문집 B
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• pp.474-477
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• 1997

In this paper, an efficient attitude determination algorithm based on the Kalman Filter which combines earth/sun sensor data with gyro data in a mutually compensating manner is presented. Quaternion is used as the attitude state to save computation time and to prevent the gimbal-lock situation associated with Euler angles. Gyro data allows the use of the kinematic equation instead of space vehicle's dynamic equation which is usually based on approximation of the actual dynamics and inaccurate torque information. The gyro data are used to propagate the attitude through kinematic equation and the earth/sun sensor data are used to update the attitude and estimate the gyro bias. Simulation results for the KOMPSAT attitude determination system are presented.