• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2005년도 ICCAS
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• pp.1787-1790
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• 2005

We have developed satellite devices for fine attitude control of the Science & Technology Satellite-2 (STSAT-2) scheduled to be launched in 2007. The analog sun sensors which have been continuously developed since the 1990s are not adequate for satellites which require fine attitude control system. From the mission requirements of STSAT-2, a compact, fast and fine digital sensor was proposed. The test of the fine attitude determination for the pitch and roll axis, though the main mission of STSAT-2, will be performed by the newly developed FDSS. The FDSS use a CMOS image sensor and has an accuracy of less than 0.01degrees, an update rate of 20Hz and a weight of less than 800g. A pinhole-type aperture is substituted for the optical lens to minimize the weight while maintaining sensor accuracy by a rigorous centroid algorithm. The target process speed is obtained by utilizing the Field Programmable Gate Array (FPGA) in acquiring images from the CMOS sensor, and storing and processing the data. This paper also describes the analysis of the optical performance for the proper aperture selection and the most effective centroid algorithm.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제13권2호
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• pp.260-265
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• 2012

Satellite devices for fine attitude control of the Science & Technology Satellite-2 (STSAT-2). Based on the mission requirements of STSAT-2, the conventional analog-type sun sensors were found to be inadequate, motivating the development of a compact, fast and fine digital sun sensor (FDSS). The FDSS uses a CMOS image sensor and has an accuracy of less than 0.03degrees, an update rate of 5Hz and a weight of less than 800g. A pinhole-type aperture is substituted for the optical lens to minimize its weight. The target process speed is obtained by utilizing the Field Programmable Gate Array (FPGA), which acquires images from the CMOS sensor, and stores and processes the image data. The sensor accuracy is maintained by a rigorous centroid algorithm. This paper describes the FDSS designs, realizations, tests and calibration results.

• 한국항공우주학회지
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• 제34권7호
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• pp.71-78
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• 2006

태양센서는 제작이 용이하고 가벼워 위성의 자세센서로 많이 사용되며 센서 모델의 정밀도는 위성의 자세결정 정밀도에 큰 영향을 미친다. 따라서 본 논문에서는 정밀도 향상을 위한 2축 소형 태양센서 모델링 방식을 새롭게 제안하였다. 제안된 센서 모델링 방식은 기존 수학적 모델링 방식에서는 고려되지 않았던 슬릿 두께가 센서 출력에 영향을 주는 그림자 효과(shadow effect)를 고려한 물리적 모델링 방식이다. 또한 기존의 수학적 모델링 방식과의 비교를 통해 제안된 방식의 성능을 검증하였다. 새롭게 제안된 모델을 사용하면 기존 방식보다 정밀도가 약 29% 증가함을 확인할 수 있었다. 제안된 센서 모델은 현재 한국항공대학교 우주시스템연구실에서 개발 중인 HAUSAT-2 위성에 탑재될 ${\pm}60^{\circ}$의 시야각을 갖는 2축 고정밀 태양센서를 대상으로 검증하였다.

• 항공우주기술
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• 제10권2호
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• pp.87-93
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• 2011

고정밀 태양센서는 인공위성의 자세제어에 중요 센서로서, 위성으로 입사되는 태양 빛의 방향을 측정하거나 위성이 태양을 보지 못하는 상태에 있는지를 판단하기 위해서 사용되고 있다. 또한 정지궤도 위성에서는 전이궤도 및 임무궤도 상에서 기준 자세로 부터 벗어난 자세오차 정보를 획득하기 위해서 또는 이상 발생 시 태양벡터를 획득하기 위해서 고정밀 태양센서를 사용하고 있다. 본 논문에서는 저궤도 위성과 정지궤도 위성용 고정밀 태양센서의 형상에 대한 이해를 바탕으로 태양의 입사각에 대한 출력 전류 관계를 나타내는 전달 함수를 이용하여 고정밀 태양센서 운용 원리를 설명한다.

• Bulletin of the Korean Chemical Society
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• 제28권5호
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• pp.883-886
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• 2007

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제13권7호
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• pp.703-710
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• 2007

This paper presents an attitude determination scheme for the Science and Technology Satellite-2(STSAT-2) using Fine Digital Sun Sensor(FDSS). The FDSS has been developed for STSAT-2, and exhibits the accuracy of 0.032degree in $1{\sigma}$. To be specific, the attitude information from the sensor is exploited to compensate for Fiber Optic Gyro(FOG) mounted on STSAT-2, and Kalman filter model is derived and implemented. To show the effectiveness of the present compensation scheme, computer simulations have been carried out resulting in the attitude errors within a bound.

• 한국항공우주학회지
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• 제33권10호
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• pp.93-97
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• 2005

본 논문은 과학기술위성2호 핵심우주기술시험용 탑재체인 고 정밀 디지털 태양센서의 개발에 관한 것이다. 고 정밀 디지털 태양센서는 국내 최초의 디지털 태양센서로서 CMOS image sensor를 이용한다. FDSS는 광학부, FPGA(Field Programable Gate Array)부 및 MCU(Micro controller unit)부로 구성되어있다. 본 논문에서는 구경(Aperture)의 설계와 관련된 광학부의 광학특성 분석에 중점을 두어 기술하고자 한다. 또한 CMOS image sensor(CIS) 화소 면에 투사되는 태양광의 광학적 특성도 분석한다.

• Carbon letters
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• 제12권1호
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• pp.21-25
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• 2011

A novel electrode for an NO gas sensor was fabricated from electrospun polyacrylonitrile fibers by thermal treatment to obtain carbon fibers followed by chemical activation to enhance the activity of gas adsorption sites. The activation process improved the porous structure, increasing the specific surface area and allowing for efficient gas adsorption. The gas sensing ability and response time were improved by the increased surface area and micropore fraction. High performance gas sensing was then demonstrated by following a proposed mechanism based on the activation effects. Initially, the pore structure developed by activation significantly increased the amount of adsorbed gas, as shown by the high sensitivity of the gas sensor. Additionally, the increased micropore fraction enabled a rapid sensor response time due to improve the adsorption speed. Overall, the sensitivity for NO gas was improved approximately six-fold, and the response time was reduced by approximately 83% due to the effects of chemical activation.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권5호
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• pp.460-465
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• 2007

본 논문은 과학기술위성2호 핵심우주기술시험용 탑재체 중 하나인 정밀디지털 태양센서(FDSS)의 개발에 관한 것이다. 정밀 디지털 태양센서는 국내에서 CMOS-Image sensor(CIS)를 이용한 최초의 디지털 태양센서로서, 성능시험과 우주환경시험을 거쳐 비행모델 개발이 완료되었다. 본 논문은 FDSS 구성과 광학부 설계결과 및 태양광의 광학적 특성 분석결과, 그리고 Solar simulator를 이용한 보정결과 관하여 기술한다.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
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• 제1권1호
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• pp.70-80
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• 2000

The attitude knowledge error model is formulated for specifically KOMPSAT attitude determination system using the Lefferts/Markley/Shuster method, and the attitude determination(AD) error analysis is performed so as to investgate the on-board attitude determination capability of KOrea Multi-Purpose SATellite(KOMPSAT) using the covariance analysis method. Analysis results show there is almost no initial value effect on Attitude Determination (AD) error and the sensor noise effects on AD error are drastically decreased as is predicted because of the inherent characteristic of Kalman filter structure. However, it shows that the earth radiance effect of IR-sensor(earth sensor) and the bias effects of both IR-sensor and fine sun sensor are the dominant factors degrading AD error and gyro rate bias estimate error in AD system. Analysis results show that the attitude determination errors of roll, pitch and yaw axes are 0.056, 0.092 and 0.093 degrees, respectively. These numbers are smaller than the required values for the normal mission of KOMPSAT. Also, the selected on-orbit data of KOMPSAT is presented to demonstrate the designed AD system.