• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 2005년도 ICCAS
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• pp.2108-2111
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• 2005

The mission life of a satellite determines the amount of fuel required on-board, while the total mass requirement limits the fuel to be loaded. Hence, for the design of thruster control loop, not only the satellite pointing accuracy but the saving of fuel is to be considered. In this paper, a two-step fuzzy controller is proposed for the thruster control loop to save fuel consumption. This approach combines requirements for pointing control accuracy with minimum fuel consumption into a fuzzy controller design. To demonstrate this approach, we have designed a fuzzy controller for the Sun point Mode of KOMPSAT-2. The performance of this fuzzy controller design is compared with that of PD controller used for KOMPSAT-2.

• Journal of Mechanical Science and Technology
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• 제17권12호
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• pp.1912-1921
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• 2003

This paper presents a global mode modeling of space structures and a control scheme from the practical point of view. Since the size of the satellite has become bigger and the accuracy of attitude control more strictly required, it is necessary to consider the structural flexibility of the spacecraft. Although it is well known that the finite element (FE) model can accurately model the flexibility of the satellite, there are associated problems : FE model has the system matrix with high order and does not provide any physical insights, and is available only after all structural features have been decided. Therefore, it is almost impossible to design attitude and orbit controller using FE model unless the structural features are in place. In order to deal with this problem, the control design scheme with the global mode (GM) model is suggested. This paper describes a flexible structure modeling and three-axis controller design process and demonstrates the adequate performance of the design with respect to the maneuverability by applying it to a large flexible spacecraft model.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 1997년도 추계학술대회 논문집
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• pp.52-55
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• 1997

In this paper, the case study of reducing rotational errors is done for a grinding spindle with an active magnetic bearing system. The rotational errors acting on the magnetic bearing spindle are due to mass unbalance of rotor, runout, grinding excitation and unmodeled nonlinear dynamics of electromagnets. For the most case, the electrical runout of sensor target is big even in well-finished surface; this runout can cause a rotation error amplified by feedback control system. The adaptive feedforward method based on LMS algorithm is discussed to compensate this kind of runout effects, and investigated its effectiveness by numerical simulation and experimental analysis. The rotor orbit size in both bearings is reduced about to 5 pin due to lX rejection by feedforward control up to 50, 000 rpm.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 1998년도 추계학술대회 논문집 학회본부 B
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• pp.526-529
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• 1998

In this paper, we proposed a nonlinear sliding mode controller to regulate the swinging angle of Overhead Crane System. Roughly speaking, the controller is designed to regulate an output(the swing angle) while providing internal stability. It is difficult to apply many of standard nonlinear control design techniques. In contrast to control that use a command generator and possibly a time-varying feedback, our control law is simple autonomous nonlinear controller. We analyze the stability of the closed-loop system using an $L_2$ Sliding surface conditions approach on a nonlinear feedback linearization of the system about the desired periodic orbit. One can easily extend this approach to analyze the robustness of the control system with respect to disturbances and parameter variations.

• 한국군사과학기술학회지
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• 제15권2호
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• pp.155-160
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• 2012

In this paper, a strip modeling method is developed for the acquisition of target positions in remote area and validated using the imagery of SPOT satellite. This method utilizes the parameters given in header files and constructs a camera model without ground control points. In most cases, the root mean squared error of check points is less than pixel size with one ground control point. The model error of reference image is evaluated using ground control points and used to remove the model error of target images acquired along the same satellite orbit, which enables one to calculate target positions in remote area where no ground control points are available.

• 대한원격탐사학회:학술대회논문집
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• 대한원격탐사학회 2003년도 Proceedings of ACRS 2003 ISRS
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• pp.1058-1060
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• 2003

A ground control point (GCP) is a point on the surface of Earth where image coord inates and map coordinates can be identified. The GCP is useful for the geometric correction of systematic and unsystematic errors usually contained in a remotely sensed data. Especially in case of synthetic aperture radar (SAR) data, it has serious geometric distortions caused by inherent side looking geometry. In addition, SAR images are usually severely corrupted by speckle noises so that it is difficult to identify ground control points. We developed a ground point extraction algorithm that has an improved capability. An application of radargrammetry to Daejon area in Korea was studied to acquire the geometric information. For the ground control point extraction algorithm, an ERS SAR data with precise Delft orbit information and rough digital elevation model (DEM) were used. We analyze the accuracy of the results from our algorithm by using digital map and GPS survey data.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권2호
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• pp.121-130
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• 2009

2010년 초 발사예정인 통신해양기상위성은 우주인증된 E3000 우주버스 기술을 근간으로 한 정지궤도 통신관측위성이다. 본 논문에서는 통신해양기상위성의 자세제어계에서 사용된 태양센서들의 운용기술을 분석함으로써 전이궤도 및 지구정지궤도 태양센서 운용기술을 분석한다. 최신 E3000 기술을 접목시킨 통신해양기상위성의 자세제어계는 전이궤도 및 임무궤도에서 기준 자세로부터 벗어난 자세오차 정보를 획득하기 위해서 또는 이상 작동 발생으로 인한 고장진단복구 과정에서 수행되는 태양획득 단계를 수행하기 위해서 저정밀 태양센서 BASS 3기와 고정밀 태양센서 LIASS 3기를 사용하는 형상을 채택하고 있다. 본 논문에서는 각각의 태양센서들에 대한 수학적 모델과 비행소프트웨어에 구현된 태양센서 운용소프트웨어에 대해서 기술한다.

• 한국추진공학회지
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• 제17권1호
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• pp.1-8
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• 2013

단일액체추진제 하이드라진 추력기는 간단한 구조, 우수한 추진제 저장성, 깨끗한 반응생성물 기체 등과 같은 장점으로 수많은 우주비행체의 궤도 및 자세제어시스템으로 적용되고 있다. 우주발사체의 자세제어시스템에 적용하기 위한 중형급 하이드라진 추력기가 설계 제작되었으며, 성능검증을 위해 수행된 개발모델 추력기의 지상연소시험 결과를 추력, 임펄스 비트, 그리고 엔진 구성품별 온도 및 압력 등을 통하여 제시한다. 개발모델 엔진은 매우 우수한 추력 응답성과 재현성을 보였고, 그 추력성능 효율은 이론설계치 대비 93% 이상임을 확인할 수 있었다.

• 한국항공우주학회지
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• 제44권1호
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• pp.70-79
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• 2016

(주)쎄트렉아이는 고해상도 전자광학카메라 시스템, EOS-D Ver.1.0의 개발을 성공적으로 완료하였다. EOS-D Ver.1.0은 DubaiSat-2와 Deimos-2의 주 탑재체(main payload)로, 이 두 위성은 동사의 지구관측 위성 플랫폼(platform)인 SI-300을 기반으로 개발되었다. 두 위성의 발사 및 초기운용 후, 수분 발산에 의한 EOS-D Ver.1.0 광학계의 변형을 보상하기 위해 초점 조절(refocusing)을 수행하였다. EOS-D Ver.1.0 열제어계의 성능을 평가하고 신뢰성을 확인하는 동시에 설계 개선요소를 파악하기 위해, 초점 조절 전후 궤도상 비행 데이터를 수집, 분석하였다. 비행 데이터의 분석 결과, EOS-D Ver.1.0 열제어계가 설계 요구사항을 모두 만족하는 것을 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제37권8호
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• pp.798-804
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• 2009

(주)쎄트렉아이는 400kg 급 지구관측 위성의 주 탑재체로 사용될 고해상도 전자광학카메라, EOS-C 시스템을 개발 중이다. 이 시스템은 DubaiSat-1 위성의 주 탑재체 개발을 통해 획득한 경험을 토대로 보다 향상된 광기계 및 열적 성능을 갖도록 설계되었다. 민감한 광학부품의 운용상 성능을 유지하기 위해 히터를 이용한 능동 열제어 방식이 적용되었고, 이와 더불어 히터 소모 전력을 최소화하기 위해 열 코팅 및 다층박막단열재(MLI)를 사용한 수동 열제어 방식이 적용되었다. 열해석 모델을 이용해 임무궤도에 대한 열해석을 수행하였으며, 해석 결과를 바탕으로 이 시스템의 열제어계가 설계 요구조건을 만족하는 것을 확인하였다.