• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제16권11호
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• pp.1104-1109
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• 2010

This paper deals with the attitude control of an underactuated spacecraft that has fewer than three actuators. Even though such spacecrafts are known as uncontrollable, restricted missions are possible with controlling two-axis attitude angles. A variable speed control moment gyroscope is considered as an actuator. It is a kind of momentum exchange device and it shows highly nonlinear dynamical properties. Speed commands are generated by kinematic equations represented by Euler angles. A control law, that is designed to make a spacecraft follow the speed commands, is derived by the backstepping method. Angular speeds are estimated from the attitude measurements. Several estimation methods have been compared.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제8권2호
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• pp.67-75
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• 2007

An attitude control problem for a tethered spacecraft is studied. The tethered spacecraft is viewed as a multi-body spacecraft consisting of a base body, a massless tether that connects the base body and an end mass, and tether actuator dynamics. Moments about the pitch and roll axes of the base spacecraft arise by control of the point of attachment of the tether to the base spacecraft. The control objective is to stabilize the attitude of the base spacecraft while keeping the perturbations of the tether small. Analysis shows that linear equations of motion for the tethered spacecraft are not completely controllable. We study two different control design approaches: (1) we decouple the attitude dynamics from the tether dynamics and we design a linear feedback to achieve stabilization of the attitude dynamics, and (2) we decouple the controllable modes from the uncontrollable mode using Kalman decomposition and we design a linear feedback to achieve stabilization of the controllable modes. Simulation results show that, although it is difficult to control the tether, the tether motion can be maintained within an acceptable range while stabilizing the attitude dynamics of the base spacecraft.

• 대한전기학회논문지:시스템및제어부문D
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• 제52권1호
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• pp.38-44
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• 2003

In this study, the balance beam control subsystem, new type of construction machinery using the mechanism of CMG (control moment gyro), for the attitude control of an unstructured object such as a beam carried by a tower crane, is designed and implemented. The balance beam controller consists of a wheel spinning at high speed and an outer gimbal for controlling the attitude of the wheel. Two motors, one for the wheel and the other for the gimbal, are used. Applying force to the spin axis of the wheel, as an input of the system, leads the torque about the axis because of the gyro effects. This torque is used to control the attitude of the unstructured object in this study. For the stabilizer function, in addition, holding the load at the current position, the attitude of the wheel is freed by cutting the power applied to the gimbal motor of the balance beam controller, which result in the braking force to stop the load by gyro effect. The works presented here include the mechanical system of the balance beam controller, the remote controller, the servo controller and the control software for the system. We also present experimental results to show that the system we proposed is useful as a new construction machinery which can control the attitude of the beam hanging from a tower crane.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제4권3호
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• pp.6-16
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• 2010

After the first successful Apollo program, many countries around the world launched their own programs for exploring the moon. This paper surveys various navigation and attitude control systems of several past lunar exploration programs for the purpose of preparing a program for the first Korean lunar probe. For this first we investigate successful programs by introducing the sensors and actuators used for these programs, particularly focusing on those of Clementine and SMART-1 of USA and EU, respectively. Then based on the study, we suggest the necessary components of navigation and attitude control systems suitable for our lunar probe program.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권4호
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• pp.40-46
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• 2006

위성기술의 비약적 발달에 따라서 설계 및 제작에 소용되는 비용은 저렴하지만 신뢰도가 높은 인공위성 자세제어 시스템 개발이 요구되고 있다. 본 연구는 이러한 요구를 만족시키기 위해 반작용휠에 의한 모멘텀 바이어스 벡터가 임의의 방향(태양 방향)을 지향하고 안정화되는 위성시스템을 제시하였다. 위성 시스템에서 고장 가능성이 가장 적은 자기장 센서, 저정밀 태양센서 및 자기토커를 센서와 구동기로 사용하였으며, 고전적 선형 제어방법에 의해 2축 제어하는 제어시스템 설계방법을 제시하였다. 제어기는 PD 형태의 간단한 제어기가 사용되었고, 선형화된 위성시스템에 대한 PD 제어기 설계방법이 적절한 가정과 함께 제시되었다. 제시된 제어기 설계방법에 의해 설계된 폐루프 시스템의 장기 안정성 검증을 위해서 비선형 시뮬레이션 방법을 사용하였다.

• 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.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권7호
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• pp.640-646
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• 2007

인공위성의 정밀 자세제어 문제에서 자세지향 및 안정성을 저해하는 구동기 교란의 효과는 매우 중요한 인자 중 하나라 할 수 있다. 최근 CMG는 그 구조의 복잡성에도 불구하고 반작용휠에 비교할 때 고출력저중량이라는 장점에 근거하여 인공위성의 차세대 구동기로 많은 연구가 진행되고 있다. 정밀자세제어가 요구되는 인공위성의 구동기로 이용되기 위해서는 CMG가 위성 동체에 주게 될 교란력의 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 CMG의 교란토크 및 교란력를 분석하기 위해 정적동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 소신호 가정을 통해 해석적 모델을 유도하였다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국해양정보통신학회 2009년도 춘계학술대회
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• pp.180-185
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• 2009

우주비행체의 정밀 자세제어에 있어서 자세지향 및 안정성을 저해하는 구동기 교란의 효과는 매우 중요한 요소 중 하나라 할 수 있다. 최근 CMG는 그 구조의 복잡성에도 불구하고 반작용휠에 비교할 때 고출력 저중량이라는 장점에 근거하여 인공위성의 차세대 구동기로 많은 연구가 진행되고 있다. 정밀자세제어가 요구되는 인공위성의 구동기로 이용되기 위해서는 CMG가 위성 동체에 주게 될 교란력의 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 CMG의 교란토크 및 교란력를 분석하기 위해 정적 동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 해석적 모델을 유도하고 휠을 제작하여 진동을 분석하였다.

• 한국기계가공학회지
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• 제15권6호
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• pp.115-121
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• 2016

The aircraft flight control system controls an aircraft's direction and flying attitude, and actuators are key components of control systems. Actuators can be classified as Geared Rotary Actuator (GRA) and Ball Screw Actuator (BSA). GRA is used in mid-sized aircraft, and BSA is used in larger aircraft. A two-stage differential GRA model was suggested in this paper, and structural analysis and performance tests were performed. According to the analysis and experiment, the stiffness of the two-stage differential GRA was 17.57% higher than that of the conventional GRA, and the structural safety was improved.

• ETRI Journal
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• 제41권6호
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• pp.838-849
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• 2019

We present a permanent magnet-based spherical wheel motor that can be used in omnidirectional mobility applications. The proposed motor consists of a ball-shaped rotor with a magnetic dipole and a hemispherical shell with circumferential air-core coils attached to the outer surface acting as a stator. Based on the rotational symmetry of the rotor poles and stator coils, we are able to model the rotor poles and stator coils as dipoles. A simple physical model constructed based on a torque model enables fast numerical simulations of motor dynamics. Based on these numerical simulations, we test various control schemes that enable constant-speed rotation along arbitrary axes with small rotational attitude error. Torque analysis reveals that the back electromotive force induced in the coils can be used to construct a control scheme that achieves the desired results. Numerical simulations of trajectories confirm that even without explicit methods for correcting the rotational attitude error, it is possible to drive the motor with a low attitude error (<5°) using the proposed control scheme.