• Proceedings of the Korean Society of Veterinary Clinics Conference
• /
• 2009.10a
• /
• pp.55-56
• /
• 2009

• Journal of Aerospace System Engineering
• /
• v.13 no.3
• /
• pp.23-31
• /
• 2019

The design requirements of modern satellites vary depending on the purpose of operation. Like conventional medium and large-scale satellites, small satellites which operate on low orbit may also serve military purposes. As a result, there is increased demand for high-resolution photos and videos and multi-target observation becomes important. The most important design parameter for multi-target observation is the satellites' maneuverability. For increased maneuverability, the miniaturization is required to increase the stiffness of the satellite as this decreases the mass moment of inertia of the satellite. In the case of a solar panel having relatively low stiffness compared to the satellites' body, vibrations are generated when the attitude maneuver is performed, which greatly influences the image acquisition. For verification of such vibrational characteristics, the satellites is modeled as a reduced model, and experimental zig for simulating attitude maneuver is introduced. A rigidity simulator for simulating the stiffness of the satellite is also proposed. Additionally, the objective of the experimental method is to simulate the maneuvering angle of the satellite based on the winding length of the wire using a step motor, and to experimentally verify the vibration characteristics of the satellite body and the solar panel generated during the maneuvering test.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.32 no.5
• /
• pp.65-73
• /
• 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.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.177.1-177.1
• /
• 2012

국내기술로 개발된 고기동 위성이 해상도 70cm급 광학카메라를 탑재하고 태양동기궤도를 따라 지구 주위를 하루에 14바퀴이상 돌면서 임무를 수행한다. 높은 해상도의 영상을 얻기 위해 자세제어계에서는 고성능 별추적기와 자이로를 사용하는 정밀자세결정 로직과 반작용 휠을 사용하는 자세제어 로직을 운용한다. 자세제어계에서는, 발사환경 및 우주환경의 영향으로 인한 자이로의 오정렬, SF오차, 별추적기 상호간 오정렬에 대한 상대보정과 탑재컴퓨터에서 결정한 궤도 및 자세정보와 영상 기준점 정보를 이용하여 절대보정을 수행한다. 한편, 탑재 알고리즘에서는 강건한 자세결정로직을 운용하고 있고, 별추적기의 측정지연 보상, 처리 주기내의 평균 각속도 사용 등 실시간 운용으로 인한 제한으로 성능상의 제약이 있다. 따라서 정밀자세결정 지상 후처리 작업이 필요하며 이를 위해서 기 개발된 지상처리용 정밀자세결정 소프트웨어를 새로운 접속요구규격에 맞춰 업그레이드하였다. 지상처리 정밀자세결정을 위해서 탑재컴퓨터는 영상촬영 전후 일정기간 동안 별추적기 데이터, 자이로 데이터, 탑재컴퓨터에서 결정한 자세정보 등을 매 탑재컴퓨터 처리 주기로 저장하여 지상으로 전송한다. 전송된 자료를 이용하여 지상처리용 정밀자세결정 소프트웨어는 정밀궤도 정보와 결합하여 정밀자세결정을 수행한다. 고기동 위성의 경우 기동 후 정밀자세결정 수렴 속도 향상이 필요하며, 소프트웨어의 필터 파라미터를 조율하여 성능을 향상하였다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.171.2-171.2
• /
• 2012

위성 개발에서 추력기는 위성의 경사각 및 고도 등의 궤도 제어 용도 이외에 위성 동작 초기 혹은 비상 상황에서 안정적인 전력 공급을 위한 자세 제어용 구동기로 사용되어야 하므로 매우 높은 신뢰성을 필요로 한다. 국내의 실용위성을 위해 개발되어 사용되고 있는 출력기는 1 파운드의 작은 용량으로 위성 운영에 일부 제약을 주게 된다. 본 논문은 위성 운영에 있어 반드시 필요한 궤도 천이 절차와 관련하여 기존에 사용된 절차를 보완하기 위한 방법에 대해 기술한다. 기존에 개발된 위성에서는 궤도 조정을 위한 자세 변화에 추력기를 사용하였다. 그러나 위성의 무게가 커짐에 따라 자세 변환을 위한 시간이 오래 걸려 궤도 조정 효율이 떨어지는 요인이 되고 있다. 뿐만 아니라, 자세 변화 과정에서 벡터 방향의 추력으로 인해 원하지 않는 궤도 변화가 생기므로 정밀 궤도 결정에도 영향을 주게 된다. 최근에 개발된 위성의 경우, 위성의 기동 성능을 높이기 위해 고성능 반작용 휠을 사용하므로 이를 이용하여 궤도 천이 전에 자세 변화를 하도록 하고 있다. 이러한 방법을 적용한 결과, 정밀 궤도 결정에 도움이 될 뿐만 아니라 자세 변화로 인한 연료 소모를 줄이는 효과도 있어 위성의 수명 연장에 도움이 되는 것으로 확인되었다.

• Proceedings of the Korean Society of Propulsion Engineers Conference
• /
• 2002.04a
• /
• pp.82-83
• /
• 2002

궤도상에 올려진 위성들은 인형의 궤도 운행을 하게 된다. 그러나 지구가 완전한 구형이 아니고 태양과 달의 인력이 작용하여 위성에 섭동이 발생하게 된다. 그리고 무중력 상태의 우주이므로 태양풍이나 미세 운석 그리고 위성체 내부의 가스 누출이나 내부의 토크 변화에 의해 위성 자세에 조금의 변동을 야기한다. 통신 위성의 경우 지상의 한 지점을 계속 향하고 있어야 하므로 정기적인 자세제어가 필요하다. 위성의 섭동에 의해 EWSK(East-West station keeping)나 NSSK(North-South station keeping)를 하기 위해 추력 모델은 단일 $\Delta$$\upsilon$기동이나 회전 세차 운동(spin precession maneuver)을 지원해야 한다. 위성은 주어진 임무를 수행하는데 필요한 $\Delta$$\upsilon$기동을 위해 적절한 성능의 추력기와 임무기간 동안 사용할 적절한 양의 추진제를 탑재하고 있다. 지상에서 필요한 임무를 수행하기 위해 위성에 지령을 하였을 때, 추력기가 정상작동을 하였는지 그리고 잔류 추진제가 어느 정도 인지를 정확히 알 수 있어야 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.36 no.1
• /
• pp.48-56
• /
• 2008

Nowadays, CMG(Control Moment Gyros) becomes one of the essential actuators for satellite attitude control. The method to define the key requirements of CMG is suggested to avoid CMG's singularity problem for the limited envelope of angular momentum of 2H. Furthermore, the analysis and simulation are carried out to provide a necessary guideline when three CMGs are used for spacecraft control purpose. An improved configuration of redundant four CMG cluster, slightly different from the conventional configuration, is proposed not only to avoid the CMG singularity problem, but to improve agility about roll or pitch-axis.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.32 no.6
• /
• pp.72-80
• /
• 2004

In this paper, the design procedure of a guidance algorithm in the boosting phase of missiles with free-flight after thrust cut-off is introduced. The purpose of the guidance is to achieve a required velocity vector at the thrust cut-off. Trajectory optimizations for four cost functions are performed to investigate implementable trajectories in the pitch plane. It is observed from the optimization results that high angle of attack maneuver in the beginning of the flight are required to satisfy the constraints. The proposed guidance algorithm consists of the pitch program to produce open-loop pitch attitude command and the yaw attitude command generator to nullify the velocity to go. The pitch program utilizes the pitch attitude histories obtained from the trajectory optimization.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
• /
• v.38 no.12
• /
• pp.1170-1176
• /
• 2010

This study addresses adaptive control of UAVs(Unmanned Aerial Vehicles) pitch-axis maneuver. The MRAC(Model Referenced Adaptive Control) approach is employed to accommodate uncertainties which are introduced by feedback linearization of pitch attitude control by elevator input. The model uncertainty is handled by adaptation laws which update model parameters while the UAV is under control by the feedback control law. Steady-state pitch attitude achieved by the stabilizing control law is derived to provide insight on the closed-loop behavior of the controlled system. The proposed idea is free of linearization, gain-scheduling procedures, so that one can design high maneuverability of UAVs for pitching motion in the presence of significant model uncertainty.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
• /
• v.37 no.2
• /
• pp.163.2-163.2
• /
• 2012

다목적실용위성 3호는 2012년 5월 발사되어, 위성 기능점검을 위한 시험을 성공적으로 완료하였다. 위성이 발사체로부터 분리된 이후 임무궤도(고도 685km, 승교점 지방시 13시 30분을 갖는 태양동기궤도)를 획득하기 위해서는 궤도조정이 필요하다. 본 논문에서는 다목적실용위성 3호의 초기운영 기간 동안 수행한 총 10번의 궤도조정 계획 및 결과에 대해 기술하였다. 궤도조정 1 단계에서는 궤도조정 절차 및 기능을 점검하기 위해 6번의 시험 궤도조정을 순차적으로 수행하였고 이후 2 단계에서는 임무궤도 진입을 위해 4번의 궤도조정을 실시하였다. 궤도조정을 위해서는 원하는 추력분사 방향을 맞추기 위해 롤 방향 또는 피치 방향의 자세제어가 필요한데, 추력기를 사용하여 자세를 기동하는 모드(Del-V Mode)와 휠을 사용하여 자세를 기동하는 모드(Fine Del-V Mode)로 구분된다. 시험 궤도조정에서는 우선적으로 두 가지 모드에 대한 모드전환 시험을 실시하여 위성체 및 지상국 운영절차에 대한 이상 유무를 점검하였고, 이후 추력기 분사량을 10초로 설정하여 예측 대비 실제 궤도변경 결과값을 확인하였다. 시험 궤도조정의 결과를 토대로 본 궤도조정에서는 임무궤도를 획득하기 위한 경사각 조정 및 고도 조정을 수행하였다. 경사각 조정 시에는 승교점 지방시의 변화량을 줄이고, 이후 자연 교란력에 의한 궤도변화를 고려하여 목표궤도를 계획하였다. 또한, 고도 조정 단계에서는 연료 사용량 및 이심률 변화를 최소화 할 수 있도록 전형적인 호만 궤도천이 방식을 적용하였다. 궤도조정 결과 당초 목표한 값을 정확하게 달성하였고, 궤도조정 이후 궤도변화도 장기간 동안 임무궤도 범위를 유지함을 확인할 수 있었다.