• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
• /
• 한국소음진동공학회 2014년도 추계학술대회 논문집
• /
• pp.173-174
• /
• 2014

Vibration disturbances generated by reaction wheels may cause serious problems in high precision pointing spacecraft missions. Implementation of vibration isolator is a practical solution to meet the high pointing stability requirement placed on precision payloads. In this paper, development of hybrid vibration isolator that combines passive and active component is described. Vibration isolation performance of the developed isolator is evaluated using reaction wheel disturbance model. Hybrid isolation results obtained using FxLMS algorithm show clear improvement compared to the results obtained using only passive means.

• 제어로봇시스템학회논문지
• /
• 제18권6호
• /
• pp.532-539
• /
• 2012

This paper proposes a balancing and driving control system for a bicycle robot. A reaction wheel pendulum control method is adopted to maintain the balance while the bicycle robot is driving. For the driving control, PID control algorithm with a variable gain adjustment has been developed in this paper, where the gains are heuristically adjusted during the experiments. To measure the angles of the wheels the encoders are used. For the balancing control, a roll controller is designed with a non-model based algorithm to make the shortest cycle. The tilt angle is measured by the fusion of the acceleration and gyroscope sensors, which is used to generate the control input of the roll controller to make the tilt angle zero. The performance of the designed control system has been verified through the real experiments with the developed bicycle robot.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제48권2호
• /
• pp.147-158
• /
• 2020

본 논문에서는 저궤도 위성에서 추력기를 이용하여 반작용휠 모멘텀을 덤핑하는 방법에 대해서 살펴본다. 추력기를 사용한 모멘텀 덤핑은 주로 정지궤도위성에서 사용되는데 특정 시간에만 추력기로 자세제어와 모멘텀 덤핑을 동시에 수행하는 방식으로 이뤄진다. 저궤도 위성은 수시로 모멘텀 덤핑을 해야 하므로 정지궤도위성의 방식을 사용하는 것은 바람직하지 않다. 본 연구에서는 저궤도 위성에 적용 가능하도록 항상 추력기로 모멘텀 덤핑을 수행하고 덤핑 시의 자세제어는 반작용휠로 수행하는 방법을 살펴본다. 추력기의 밸브 개폐횟수를 줄이기 위해서 최대 크기의 펄스로 추력기를 구동하는 방법을 제안한다. 추력기로 인해 자세오차가 크게 증가하는 것을 방지하기 위해서 추력기의 구동 간격을 조정하였다. 시뮬레이션을 통해서 본 논문에서 제안한 방법의 효과를 검증하였다.

• 한국정밀공학회지
• /
• 제30권7호
• /
• pp.725-732
• /
• 2013

This paper presents a torque distribution algorithm for improving the stability and mobility of a wall-climbing robot platform. During ascent, the pitch moment caused by the payload or external disturbances separates the robot's triangular tracks from the wall, significantly deteriorating its stability. Moreover, the reaction forces stemming from the increase in the pulling force may degrade the robot's mobility. Thus, it is very important to minimize the reaction forces acting on the triangular tracks, as well as the fluctuations in the pulling force, during the climb. Through dynamic modeling of the proposed robot platform, we demonstrated the dependence of the robot's stability and mobility on the torque distribution of the triangular tracks. Extensive simulations using different climbing speeds were used to significantly improve the stability and mobility of the proposed robot platform.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제46권9호
• /
• pp.760-766
• /
• 2018

위성에 작용하는 외란으로 인해서 반작용휠에 원치 않는 모멘텀이 쌓인다. 이를 해소하기 위해서 위성의 축방향으로 설치한 세 개의 자기토커를 이용한다. 자기토커는 지구 자기장과 상호 작용하여 간접적으로 토크를 생성한다. 따라서 모멘텀 덤핑시 자기토커와 자기토커 주위에 형성되는 지구 자기장을 동시에 고려해야 한다. 높은 경사각을 가지는 저궤도 위성이 지구지향을 할 때 위성체의 피치축으로는 매우 약한 지구자기장이 형성된다. 이 경우 하나의 자기토커에 과부하가 걸려서 모멘텀 덤핑 성능이 떨어진다. 본 연구에서는 자기토커의 배치를 변경하여 지구지향자세에서 모멘텀 덤핑 성능을 향상시키는 방법에 대해서 살펴본다.

• 한국항공우주학회지
• /
• 제47권5호
• /
• pp.371-378
• /
• 2019

정밀지향위성은 반작용휠로 자세제어를 수행하며, 반작용휠의 모멘텀 덤핑은 3개의 자기토커로 이뤄진다. 본 논문에서는 자기토커 고장 시의 모멘텀 덤핑 영향성에 대해서 살펴본다. 높은 경사각을 가지는 궤도에 위치한 위성이 지구지향자세를 유지하고 있을 때 피치축 방향 자기토커가 고장나면 모멘텀 덤핑이 불가능하다. 하지만 다른 방향의 자기토커가 고장나면 성능 저하만 있을 뿐 모멘텀 덤핑은 여전히 가능하다. 피치축 방향의 자기토커가 고장났을 때도 위성자세변화를 통해서 모멘텀 덤핑을 할 수 있다. 또한 자기토커 배치를 변경하면, 어느 자기토커가 고장나더라도 모멘텀 덤핑이 항상 가능하다.

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

• 한국자동차공학회논문집
• /
• 제14권4호
• /
• pp.12-19
• /
• 2006

It is positively necessary to study on the stiffness of a 13degree-type impact tester in order to improve the fracture prediction of impact testing in wheels using FE(finite-element) analysis. The 13degree-type impact tester consists of an impact striker, a wheel fixer, a steel plate, and four cylindrical rubbers. Important parts of the tester are the steel plate and four cylindrical rubbers which play a role of absorbing impact energy during impact testing. Because of these buffers, the RF(reaction force) variation of the lower part in the 13degree-type impact tester showed the tendency like a damped harmony oscillation during impact testing. In order to investigate the stiffness of a 13degree-type impact tester, this work measured each stiffness of a steel plate and cylindrical rubbers. The stiffness of a cylindrical rubber was measured using a compressive tester. On the other hand, the stiffness of a steel plate was predicted by simulating experimental method using FE analysis.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
• /
• 제어로봇시스템학회 2004년도 ICCAS
• /
• pp.1747-1753
• /
• 2004

CMG(Control Momentum Gyro) is a control device being used for spacecraft attitude control constructing relatively large amount of torque compared to conventional body-fixed reaction wheels. The CMG produces gyroscopic control torque by continuously varying the angular momentum vector direction with respect to the spacecraft body. The VSCMG(Variable Speed Control Momentum Gyro) has favorable advantages with variable speed to lead to better control authority as well as singularity avoidance capability. Attitude dynamics with a VSCMG mounted on a two-axis gimbal system are derived in this study. The dynamic equation may be considered as an extension of the single-axis counterpart. Also, a feedback control law design is addressed in conjunction with the dynamic equations of motion.

• International Journal of Aeronautical and Space Sciences
• /
• 제17권4호
• /
• pp.579-592
• /
• 2016

CNUSAIL-1, to be launched into low-earth orbit, is a cubesat-class satellite equipped with a $2m{\times}2m$ solar sail. One of CNUSAIL's missions is to deploy its solar sail system, thereby deorbiting the satellite, at the end of the satellite's life. This paper presents the design results of the attitude control system for CNUSAIL-1, which maintains the normal vector of the sail by a 3-axis active attitude stabilization approach. The normal vector can be aligned in two orientations: i) along the anti-nadir direction, which minimizes the aerodynamic drag during the nadir-pointing mode, or ii) along the satellite velocity vector, which maximizes the drag during the deorbiting mode. The attitude control system also includes a B-dot controller for detumbling and an eigen-axis maneuver algorithm. The actuators for the attitude control are magnetic torquers and reaction wheels. The feasibility and performance of the design are verified in high-fidelity nonlinear simulations.