• 한국항공우주학회지
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• 제46권11호
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• pp.952-960
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• 2018

지구관측용 인공위성에서 고기동성이 많이 요구되고 있다. 고기동성을 만족시키기 위해 고토크 구동기가 인공위성 설계에서 필수적이다. 본 연구에서 고기동 소형위성 설계를 위해 한국항공우주연구원에서 연구되고 있는 5Nm급 소형 제어모멘트자이로(CMG, Control Moment Gyro) 개발 결과를 소개하였다. 구동로직 활용을 위해, 잘 알려진 Elliptic internal singularity를 성공적으로 회피하는 등으로 Singular Direction Avoidance (SDA) 방법에서 향상된 Designated Direction Escape (DDE) CMG 클러스터 구동로직에 대한 간단한 성능 검증과 상세한 로직 방법이 제시되었고, CMG가 피라미드 형태로 장착되었을 경우와 지붕 형태로 장착되었을 경우에 대해 5Nm급 소형 CMG가 고기동 소형위성 설계에 적절한지를 검증하기 위한 시뮬레이션이 수행되었다. 시뮬레이션 결과를 바탕으로 CMG 개발시 고려해야 할 의미있고 중요한 사항들을 제시하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권6호
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• pp.543-552
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• 2011

가장 효과적인 모멘텀 교환장치인 CMG(Control Moment Gyro)는 고기동성이 요구되는 위성에 필수적이다. 본 논문에서는 고기동성이 요구되는 소형 인공위성을 위한 Single-Gimbal CMG(SGCMG)에 대한 하드웨어 개발에 필요한 동역학식을 정리하였으며 이를 사용하여 CMG 설계에 필요한 요구사항이 도출되었다. 또한 도출된 요구사항에 따라 출력토크가 1.2Nm인 소형 CMG 성능검증 모델이 제작되었으며, 에러분석 및 성능시험이 수행되었다. 최대 출력토크, 김벌 과도응답특성, 최소 출력토크, 출력토크오차, 김벌 각속도 오차 등을 성능시험 항목으로 선정하어 실험 측정하였고, 시험 결과를 통해 설계 결과를 검증하였다.

• 우주기술과 응용
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• 제3권4호
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• pp.322-332
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• 2023

Satellite attitude-control actuators are equipped with a reaction wheel for three-axis attitude control. The reaction wheel rotates a motor inside the actuator to generate torque in the vector direction. When using the reaction wheel, there are restrictions on the torque values generated as the motor rotates. The torque value of the reaction wheels mounted on small satellites is approximately 10 mNm, and high values are not used. Therefore, three-axis attitude control of a small satellite is possible using a reaction wheel, but this method is not suitable for missions that require rapid attitude control at a specific time. As a technology to overcome the small torque value of the reaction wheel, the control moment gyro (CMG) is currently in wide use as a rapid attitude-control actuator in space satellites. The CMG has an internal gimbal mounted at a right angle to the rotation motor and generates a large torque value. In general, when the gimbal operates, a torque value approximately 100 times greater is generated, making it suitable for rapid posture maneuvering. Currently, we are developing a technology for mounting a controlled moment gyro on a small satellite, and here we share the development status of an 800 mNm CMG.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권9호
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• pp.933-942
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• 2010

CMG(Control Moment Gyro)는 가장 효과적인 모멘텀 교환장치의 하나로 인공위성의 자세제어에 사용되는 구동기이다. 고기동성을 요구하는 위성에 CMG의 사용이 필수적이며 해외뿐만 아니라 국내에서도 CMG의 개발과 적용에 대한 연구가 활발히 이루어지고 있다. 본 논문에서는 고기동성이 요구되는 소형 인공위성을 위한 Single-Gimbal CMG(SGCMG)에 대한 하드웨어 개발 결과 및 이에 대한 성능검증시험 결과를 제시하였다. 개발 시 요구되는 토크사양은 0.6Nm이며 성능검증시험을 통해 요구되는 사양 이상의 토크를 발생시킬 수 있는 것을 확인하였다. 개발된 SGCMG 하드웨어에 대한 시험결과를 분석하여 향후 성능개선 및 실제 위성에 사용하기 위해 고려되어야 할 사항 등에 대해 논의되었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권9호
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• pp.806-813
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• 2016

위성의 자세제어 및 기동을 위해서는 네 개의 반작용휠을 피라미드 형태로 배치하여 사용하는 것이 일반적이다. 하지만 위성의 관성모멘트가 크거나 사용할 수 있는 반작용휠의 용량이 작은 경우에는 다섯 개의 반작용휠을 사용하는 것을 생각해볼 수 있다. 이 경우, 반작용휠 배치부터 운용방법까지 여러 가지 문제를 다시 고려해야 한다. 능동합성개구레이더 위성은 관측 각도 변화를 위해서 롤축 방향으로 빠른 기동이 요구된다. 본 논문에서는 합성개구레이더 위성의 롤축 방향 기동성능 향상을 위하여 다섯 개의 반작용휠을 배치하는 경우, 이를 운용하는 방법을 연구해본다.

• 우주기술과 응용
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• 제4권1호
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• pp.12-26
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• 2024

Attitude control of a satellite is very important to ensure proper for mission performance. Satellites launched in the past had simple missions. However, recently, with the advancement of technology, the tasks to be performed have become more complex. One example relies on a new technology that allows satellites quickly alter their attitude while orbiting in space. Currently, one of the most widely used technologies for satellite attitude control is the reaction wheel. However, the amount of torque generated by reaction wheels is too low to facilitate quick maneuvers by the satellite. One way to overcome this is to implement posture control logic using a control moment gyroscope (CMG). Various types of CMGs have been applied to space systems, and CMGs are currently mounted on large-scale satellites. However, although technological advancements have continued, the market for CMGs applicable to, small satellites remains in its early stages. An ultra-small CMG was developed for use with small satellites weighing less than 200 kg. The ultra-small CMG measured its target performance outcomes using a precision torque-measuring device. The target performance of the CMG, at 800 mNm, was set through an analysis. The final torque of the CMG produced through the design after the analysis was 821mNm, meaning that a target tolerance level of 10% was achieved.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제16권5호
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• pp.1-7
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• 2022

최근 인공위성 임무 고도화에 따라 고성능의 전장품이 탑재되어 시스템 소요전력이 증가되고 있다. 이에 따라 충분한 전력확보를 위하여 태양전지판 크기 또한 점차 증가하고 있다. 태양전지판의 크기 증가 및 중량화는 위성체 자세 기동 시 발생하는 진동과의 커플링 등에 의해 태양전지판 탄성 진동의 크기 증가를 유발한다. 상기 진동은 힌지 및 요크를 통해 위성체에 전달되어 지향성능이 요구되는 고정밀 관측위성의 지향성능과 직결되어 고해상도 영상 획득 임무 성능을 저하시킨다. 종래에는 태양전지판의 탄성 진동을 저감시키고자 고강도 설계에 집중 또는 별도의 보강재 및 댐퍼 시스템을 적용하였다. 그러나, 이는 부피 및 무게를 증가시키며 시스템 복잡성이 증가하는 한계점이 존재한다. 본 연구에서는 상기 한계점을 극복하고자 초탄성 형상기억합금(SMA: Shape Memory Alloy) 양면에 점탄성 테이프로 박막층을 적층함으로써 댐핑 특성을 극대화하였으며, 별도 시스템 적용없이 작은 부피 및 무게로 진동을 저감하여 시스템 경량화에 기여할 수 있는 설계기법을 제안하였다. 제안한 초탄성 SMA 적층형 태양전지판 요크를 태양전지판 더미에 적용시켜 자유감쇠시험 및 온도시험을 통해 설계 유효성을 입증하였다.