The aim of this study was to estimate the effects of an early childhood environmental education program developed on the basis of relationships among preschoolers' knowledge, emotional attitude, and perceived behavior control of environmental pollution on their knowledge, emotional attitude, perceived behavior control, and behavioral intention. A total of 146 five-year-old preschoolers from eight child-care centers in Seoul and Kyoungki Province participated in this study. The following are the main results of this study. first, the higher the level of knowledge the preschoolers had, the more negative emotional attitude they displayed. Furthermore, the more negative emotional attitude they displayed, the higher the level of perceived behavior control they had. On the contrary, the relationships between knowledge and perceived behavior control varied with exposure situation to environmental pollution. Second, after the environmental education program was administered to the experimental group, the preschoolers from experimental group exhibited more knowledge, more negative emotional attitude, higher perceived behavior control and more active behavioral intention towards environmental pollution than those in the control group.
Yadegari, Hamed;Khouane, Boulanouar;Yukai, Zhu;Chao, Han
Advances in aircraft and spacecraft science
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제5권4호
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pp.459-475
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2018
In the field of aerospace engineering, accurate control of a spacecraft's orientation is often very important to mission success. Therefore, attitude control is a technically plentiful and extensively studied subject in controls literature during recent decades. This investigation of spacecraft attitude control is assumed to address two important aspects of the problem solutions. One sliding mode anti-disturbance control for utilization of faulty actuator components and another one disturbance observer based control to improve the pointing accuracy in the absence of anti-vibration equipment for the elastic appendages like a solar panel. Simultaneous occurrence of vibration due to flexible appendages and reaction degradation due to failure in attitude actuators complicates this case. The advantage of this method is acquisition proper control by the combination of disturbance observer and sliding mode compensation that form a fault tolerant control for the concerned satellite attitude control system. Furthermore, the proposed composite method indicates that occurrence the failure in actuators and even elastic solar panel vibration effect may be handled directly without reconfiguring the control components or providing piezoelectric devices. It's noteworthy, attitude quaternion and angular velocity commands are robustly tracked via controllers to become inclined to zero.
무궁화 위성체는 10년 수명기간 동안 통신 및 직접방송 위성서비스에 필요한 빔의 지향성을 유지하기 위하여 정확하고 신뢰성있는 자세제어 시스팀을 요구하고 있다. 본고에서는 무궁화 위성체가 정지궤도에서 정상운용모드로 동작하는데 요구되는 자세제어부속시스팀에 대한 상세설계기법 및 성능에 대해서 기술하고자 한다.
위성 체의 자세결정과 자세제어는 인공위성의 임무수행능력을 결정하는 중요한 요인으로 그 정밀도를 탑재된 센서와 자세제어 구동기의 성능에 의해 결정된다. 본 연구는 비선 형 제어이론과 선형 제어이론을 적용하여 4개의 반작용 휠을 사용하는 3축 안정화 지구지향위성의 자세 제어법칙을 디자인하고 작동범위의 크기에 따른 제어 방법의 적합성을 비교하였다. 또한 휠 속도 한계를 초과하는 것을 방지하기 위해 자기 토커를 사용하여 휠모멘텀을 제거할 수 있음을 확인하였다. 이 때 반작용 휠은 전력소모를 최소화시키도록 배치된 경우로, 자기 토커는 3축 직교 자기 토커로 가정하였다. 휠 속도를 제어하는 휠 토커의 크기는 한계 치를 초과하지 않도록 디자인하였다.
Nonlinear robust attitude controller for 3-axis stabilized spacecraft is designed. Robust stability analysis for nonlinear spacecraft system with disturbance is conducted. External disturbances and parametric uncertainties decrease Spacecraft's attitude pointing accuracy. Sliding Mode Control(SMC) provides stability of system in the face of these disturbances and uncertainties. The concept of quadratic boundedness and quadratic stability are applied to the robust analysis for the nonlinear spacecraft system subject to bounded disturbance torques. Numerical simulation is conducted to compare the analysis result and actual nonlinear simulation. The simulation show that analysis result is valid.
International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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제14권1호
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pp.58-66
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2013
This paper addresses the performance of three different types of attitude control systems for the Quad-rotor UAV to perform the flip maneuver. For this purpose, Quad-rotor UAV's 6-DOF dynamic model is derived, and it was used for designing an attitude controller of the Quad-rotor UAV. Attitude controllers are designed by three different methods. One is the open-loop control system design, another is the PD control system design, and the last method is the sliding mode control system design. Performances of all controllers are tested by 6-DOF simulation. In case of the open-loop control system, control inputs are calculated by the quad-rotor dynamic model and thrust system model that are identified by the thrust test. The 6-DOF realtime simulation environment was constructed in order to verify the performances of attitude controllers.
This study attempted to compare the social interest, motivation, and attitude of nursing college students who participated in a voluntary program and the students who didn't participate in a voluntary program. The purpose of this study can be summarized as to find the effect of a voluntary program and to offer fundamental data for institutionalizing a voluntary program in college. The subjects were composed of two groups, one group attend the voluntary program and the other group doesn't. The subjects were 390 nursing students: 179 in the experimental group and 211 in the control group. The results of this study are as follows : 1. Before voluntary activities, the mean value of the control group was higher than that of the experimental group in social interest and altruistic motivation. The difference is statistically meaningful(t= -2.2.53, p=.25, t= -2.509, p= .013). 2. After voluntary activities, selfish motivation and altruistic motivation in the experimental group was higher than before. The difference is statistically meaningful(t= 2.404, p=.0l7, t=-2.751, p=.007). 3. The social interest, selfish motivation, altruistic motivation toward voluntary activities and selfish attitude, altruistic attitude toward voluntary activities will not have changed in the control group before or after voluntary program. However, the altruistic attitude lowered after voluntary activity. It is statistically meaningful(t=2.694, p=.008). 4. After the voluntary activities, there was a significant difference between the experimental and control groups in altruistic attitude. In the experimental group, the mean value of altruistic attitude increased significantly, but in the control group the mean value of altruistic attitude decreased ( t = 2.15, p = .032). The results of this study showed that voluntary activities not only increase social interest and altruistic attitude, but also the subject's understanding toward the community. 3. The social interest, selfish motivation, altruistic motivation toward voluntary activities and selfish attitude, altruistic attitude toward voluntary activities will not have changed in the control group before or after voluntary program. However, the altruistic attitude lowered after voluntary activity. It is statistically meaningful (t=2.694. p=.008). 4. After the voluntary activities, there was a significant difference between the experimental and control groups in altruistic attitude. In the experimental group, the mean value of altruistic attitude increased significantly, but in the control group the mean value of altruistic attitude decreased (t = 2.15, p =.032). The results of this study showed that voluntary activities not only increase social interest and altruistic attitude, but also the subject's understanding toward the community.
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.
Orbit-raising is an important step to place spacecraft from parking orbits into working orbits. Attitude control system design is crucial in the success of orbit-raising. Several text books have discussed this design and focused mainly on the traditional methods based on single-input single-output (SISO) transfer function models. These models are not good representations for many orbit-raising control systems which have multiple thrusters and each thruster has impact on the attitude defined by all outputs. Only one published article is known to use a more suitable multi-input multi-output (MIMO) Euler angle model in spacecraft orbit-raising attitude control system design. In this paper, a quaternion based MIMO model for the orbit-raising attitude control system design is proposed. The advantages of using quaternion based model for orbit-raising control system designs are (a) there is no need for mathematical transformations because the attitude measurements are normally given by quaternion, (b) quaternion based model does not depend on rotational sequences, which reduces the chance of human errors, and (c) the singular point of reduced quaternion model is the farthest from the operational point where linearization is performed. We will show that performance of quaternion model based design will be as good as the performance of Euler angle model based design for orbit-raising problem.
본 논문에서는 나로호 3차 비행시험에서의 2단 자세제어 결과를 정리하였다. 나로호 2단 추력기시스템에 의한 무추력 비행구간 3축 자세제어 및 추력벡터제어에 의한 킥모터 연소구간 피치/요 자세제어가 정상적으로 수행되었음을 보였다. 무게중심 오프셋, 킥모터 슬래그 영향, 킥모터 잔류추력 영향으로 인한 외란에도 불구하고 2단 자세제어기가 모든 비행구간에서 성공적으로 작동하였음을 보였다. 이러한 결과들은 국내의 발사체 자세제어 기술을 향상시키는 데 있어서 중요한 토대를 마련할 것이다.
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[게시일 2004년 10월 1일]
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