• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제7권2호
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• pp.14-25
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• 2006

This paper is focused on designing an implementable control law to perform spacecraft various missions using momentum exchange devices such as reaction wheels(RWs) and control moment gyros(CMGs). A compact equation of motion of a spacecraft installed with various momentum exchange devices is derived in this paper. A hybrid control law is proposed for precision attitude control of agile spacecraft. The control law proposed in this paper allocates control torque to the CMGs and the RWs adequately to satisfy the precision attitude control and large angle maneuver simultaneously. The saturation problem of reaction wheels and the singularity problem of control moment gyros are considered. The problems are successfully resolved by using the proposed hybrid closed loop control law. Finally, the proposed hybrid control law is demonstrated by numerical simulations.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권11호
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• pp.934-943
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• 2018

고기동 위성은 영상획득수량 등의 주요 임무성능을 향상시킬 수 있는 진보된 위성으로, 특히 지구관측분야에서 그 수요가 꾸준히 증대되고 있다. 본 논문은 고-토크 리액션휠을 장착한 위성의 기동성능을 높일 수 있는 자세제어 기법을 연구한다. 크게 3가지의 서로 독립된 방법을 제안하며, 위성 자세제어 시스템에 따라 모든 방법을 적용하거나 1-2개 방법만 적용하는 것도 가능하다. 각 방법을 요약하면 다음과 같다. 첫 번째로, 기존 피드백 제어기에 피드포워드(자세명령) 입력을 추가한 피드포워드/피드백 제어기를 소개하고 그 장단점을 요약한다. 두 번째로, 리액션휠 클러스터의 토크/모멘텀 용량을 최대한 활용하는 방법을 제안한다. 세 번째로, 마찰토크를 보상하는 토크기반 리액션휠 제어기법을 소개한다. 시뮬레이션을 통해 기존 피드백 제어기에 비해, 피드포워드/피드백 제어기를 적용 시 기동성이 향상됨을 확인하였다. 특히, 기동각이 클 때, 정착시간 감소가 두드러짐을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제46권8호
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• pp.639-651
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• 2018

본 논문은 인공위성의 자세명령을 해석적으로 생성하는 기법을 제안한다. 실제 위성에서는 1) 구동기 성능, 2) 위성체 유연구조, 3) 원격명령 데이터크기 등과 같은 제한조건들이 존재하고, 이로 인해 해석적인 자세명령 해를 구하기 어렵다. 따라서 본 논문에서는 고유축 회전, 프로파일 형상화를 통해 문제를 단순화하는 방법을 제안하고, 최종적으로 해석적 해를 유도하였다. 생성된 자세명령은 온-보드 자세제어기의 피드포워드 입력 형태로 사용되어 위성의 기동성을 높일 수 있다. 각속도 경계조건에 따라 rest-to-rest 기동과 spin-to-spin 기동으로 나누어 자세명령 해를 유도하였다. 시뮬레이션 예제를 통해 제안된 자세명령생성 기법이 구동기 제한조건을 지키면서 초기/최종 시간에서의 경계조건도 잘 만족하는 것을 확인하였다. 제안된 해석 해는 자세명령을 비교적 적은 수의 파라미터로 구현할 수 있어 원격명령 데이터크기 측면에서 경쟁력이 있다. 또한, 해석 해로 반복계산이 필요없어 온-보드 자세명령생성 자동화에도 기여할 수 있을 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제49권2호
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• pp.129-138
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• 2021

최근 다양한 지상 및 우주 임무 수행을 위한 위성 개발이 활발히 진행되고 있음에 따라 위성의 고정밀·고기동성을 고려한 위성 자세제어 또한 요구되는 추세이다. 임무 수행 최적화를 위하여 고기동성의 제어 모멘트 자이로(Control Moment Gyros, CMG)를 위성에 장착하여 반작용 휠(Reaction Wheel, RW)과 같은 기존의 구동기에서 비롯되는 기동 제약을 완화시킬 수 있다. 또한, 구동기 자체의 제약 특성으로 인하여 위성의 각속도 제한이 발생하게 된다. 본 논문에서는 이를 고려한 CSCMG(Constant Speed CMG)장착 위성의 자세제어를 위하여 슬라이딩 모드 기반 제어기를 설계하였고, 리아푸노프 안정성을 확인하였으며 마지막으로 수치 시뮬레이션을 통하여 제어기 성능 분석을 진행하였다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2003년도 추계학술대회
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• pp.1578-1583
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• 2003

Time-Optimal solutions for attitude control with reaction wheels as well as with thrusters are studied. The suggested varying-time-sharing ratio thrusting is found to reduce the maneuvering time enormously. The hybrid control such as sequential hybrid and simultaneous hybrid with reaction wheels and thrusters are considered. The results show that simultaneous hybrid method reduces the maneuver time very much. Spacecraft model is KOrea Multi-Purpose SATellite(KOMPSAT)-II, which is being developed by KARI in KOREA as an agile maneuvering satellite.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제19권9호
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• pp.1695-1705
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• 2005

Reaction wheels and thrusters are commonly used for the satellite attitude control. Since satellites frequently need fast maneuvers, the minimum time maneuvers have been extensively studied. When the speed of attitude maneuver is restricted due to the wheel torque capacity of low level, the combinational use of wheel and thruster is considered. In this paper, minimum time optimal control performances with reaction wheels and thrusters are studied. We first identify the features of the maneuvers of the satellite with reaction wheels only. It is shown that the time-optimal maneuver for the satellite with four reaction wheels in a pyramid configuration occurs on the fashion of single axis rotation. Pseudo control logic for reaction wheels is successfully adopted for smooth and chattering-free time-optimal maneuvers. Secondly, two different thrusting logics for satellite time-optimal attitude maneuver are compared with each other: constant time-sharing thrusting logic and varying time-sharing thrusting logic. The newly suggested varying time-sharing thrusting logic is found to reduce the maneuvering time dramatically. Finally, the hybrid control with reaction wheels and thrusters are considered. The simulation results show that the simultaneous actuation of reaction wheels and thrusters with varying time-sharing logic reduces the maneuvering time enormously. Spacecraft model is Korea Multi-Purpose Satellite (KOMPSAT)-2 which is being developed in Korea as an agile maneuvering satellite.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제11권3호
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• pp.254-261
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• 2005

Time-optimal performances are analyzed in the sense of inner loop. A varying-time sharing thrusting logic is suggested as a new sequential paired thrusting logic for fast maneuvers of satellites with coupled thruster configuration. Its time-optimal maneuvering performance is compared with two conventional thrusting logics: separate thrusting logic and constant-time sharing sequential paired thrusting logic. It is found that the newly suggested varying-time sharing thrusting logic can be easily implemented by adjusting the conventional constant-time logic with its thrust on-time, while it can reduce the maneuvering time enormously as much as the separate thrusting logic. The performance of the logic is simulated on the agile maneuvering spacecraft model KOMPSAT-II.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권1호
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• pp.1-17
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• 2020

In this paper, a new model-based Fault Detection and Diagnosis (FDD) method for an agile supersonic flight vehicle is presented. A nonlinear model, controlled by a classical closed loop controller and proportional navigation guidance in interception scenario, describes the behavior of the vehicle. The proposed FDD method employs the Inertial Navigation System (INS) data and nonlinear dynamic model of the vehicle to inform fins damage to the controller before leading to an undesired performance or mission failure. Broken, burnt, unactuated or not opened control surfaces cause a drastic change in aerodynamic coefficients and consequently in the dynamic model. Therefore, in addition to the changes in the control forces and moments, system dynamics will change too, leading to the failure detection process being encountered with difficulty. To this purpose, an equivalent aerodynamic model is proposed to express the dynamics of the vehicle, and the health of each fin is monitored by the value of a parameter which is estimated using an adaptive robust filter. The proposed method detects and isolates fins damages in a few seconds with good accuracy.