• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1997년도 한국자동제어학술회의논문집; 한국전력공사 서울연수원; 17-18 Oct. 1997
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• pp.1334-1337
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• 1997

A spacecraft attitude control ground hardware simulator development is discussed in the paper. The simulator is called KT/KARI HILSSAT(Hardware-In-the Loop Simulator Single Axis Testbed), and the main structure consists of a single axis bearing and a satellite main body model on the bearing. The single axis tabel as ans experimental hardware simulator that evaluates performance and applicability of a satellite before evolving and/or confirming a mew or and old control logic used in the KOREASAT is developed. Attitude control of spaceraft by using reaction wheel is performed.

• 한국정밀공학회지
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• 제28권10호
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• pp.1181-1188
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• 2011

A control system for stabilizing a small robot or inverted pendulum using twisted gyro wheel is proposed. Conventional stabilizer using inertial wheel employs action-reaction force/torque to control a pendulum, which can generate relatively small torque and short period of output. In this paper, a novel actuation method using twisted gyro torque in 3-dimentional space was proposed to stabilizing a pendulum by twisting the assembly including a rotating gyro wheel. In addition, two special control functions for this type of twisted gyro wheel were designed. One is the function of self-adjusting the mass center of the robot and the other is the torque reloading configuration for continuous torque generation. The proposed system was verified by experimental result and simulation. The designed twisted gyro wheel control system can be easily packed in a small size module and installed in a humanoid robot or inverted pendulum type mechanism.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제28권4호
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• pp.311-317
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• 2011

Momentum changing actuators like reaction wheels and control moment gyros are generally used for spacecraft attitude control. This type of actuators produces force and torque disturbances. These disturbances must be reduced since they degrade the quality of spacecraft attitude control. Major disturbances are mainly due to static and dynamic imbalances. This paper gives attention to the reduction of the static and dynamic imbalance. Force/torque measurement system is used to measure the disturbance of the test reaction wheel. An identification method for the location and magnitude of the imbalance is suggested, and the corrections of the imbalance are performed using balancing method. Through balancing, the static and dynamic imbalance is remarkably reduced.

• 항공우주기술
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• 제3권2호
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• pp.7-10
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• 2004

인공위성은 임무에 따라 위성의 모든 항목에 대한 요구조건이 설정된다. 지구정밀관측 및 해양관측에 따른 요구조건으로는 보다 정밀한 자세지향이 필수적이고, 그 성능을 갖춘 자세센서와 자세 구동기를 설계하게 된다. 본 소형위성의 정밀 자세 센서로는 별추적기가 사용되고, 그에 따른 구동기로는 반작용휠로서 토크를 발생시킨다. 위성에 각 센서 및 구동기와 같은 유닛들이 장착될 경우, 요구되는 성능 및 기능시험을 수행하여야 한다. 본 논문에서는 해당 반작용휠을 위성에 장착하는 과정에서 수행되었던 성능시험의 방법과 결과를 분석하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권7호
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• pp.702-708
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• 2010

반작용휠의 경우 위성 탑재체에 영향을 미치는 가장 큰 고주파수 교란 중 하나로 평가되고 있다. 위성의 높은 지향-안정성 보장과 영상품질 향상을 위해서 이러한 진동원들에 대한 진동저감장치의 적용이 요구되고 있다. 따라서 효과적 진동저감장치 개발을 위해서는 반작용휠의 정확한 휠/교란 모델링이 선행되어야 한다. 본 연구에서는 반작용휠 구조모델과 교란에 대한 모델링 기법에 대해서 기술하였다. 해석적 휠 및 교란모델을 이용하여 플라이휠의 구동에 의해 발생하는 교란력을 계산하였다. 휠의 교란력에 대한 주파수 특성을 이용하여 휠/교란 모델 변수들의 추정기법을 제시하였으며, 모델링 기법의 정확성을 해석적으로 검증하였다. 또한, 다양한 교란력 계수 추정법을 비교하여 본 연구에서 제시한 휠 및 교란 모델링 기법의 필요성을 확인할 수 있었다. 본 연구에서 제시한 휠 및 교란 모델링 기법은 휠 진동저감 장치의 개발에 유용한 모델로 활용될 것으로 판단된다.

• 한국항공우주학회지
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• 제30권8호
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• pp.126-132
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• 2002

인공위성의 각종 탑재체에 의해 발생하는 미소진동은 위성의 고정밀 지향도를 떨어뜨리고 고해상도 카메라를 탑재하고 있는 다목적 실용위성 같은 경우, 위성 영상의 해상도 및 분해능을 저하시킨다. 본 논문에서는 인공위성체 미소진동의 가장 큰 요인 중의 하나로 작용하는 반작용휠의 미소진동 측정 기술, 동특성 해석 및 모델링 기술을 소개하고 이의 진동 저감 방법 등을 모색하였다. 이러한 기술들을 토대로 하여 반작용휠과 유사한 동특성을 가지는 진동 발생기를 제작, 미소진동을 측정하였고 수동 감쇄 재료를 이용하여 이를 저감 시키는 실험을 수행하였다.

• 항공우주기술
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• 제8권2호
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• pp.92-97
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• 2009

인공위성 반작용휠의 속도측정은 크게 펄스 개수 측정 방법과 펄스 간 시간 측정 방법으로 나뉠 수 있다. 본 연구에서는 반작용휠의 타코 펄스에 불균일성이 존재할 때 두 가지 방법들에 대한 오차 분석이 이루어졌다. 펄스 간 시간 측정 방법은 고속에서는 시간 측정에 사용되는 고주파 클럭에, 저속에서는 시간 측정에 사용되는 펄스 개수에 크게 영향을 받지만 이 값들을 잘 선택함으로써 분해능 및 정밀도가 펄스개수 측정 방법보다 항상 더 좋도록 설계할 수 있다. 그러나 반작용휠의 타코 펄스 간격에 불균일성이 존재할 때에는 측정 정확도가 저하된다. 본 연구에서 저하되는 측정 정확도를 정량적으로 분석하였으며 그 결과 시간 측정에 사용되는 펄스 개수를 늘림으로써 저하 되는 성능을 향상시킬 수 있음을 해석적으로 검증하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권4호
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• pp.481-490
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• 2008

반작용휠은 인공위성의 기동 및 자세제어에 사용되는 주요 구동기 중의 하나로 회전체의 속도를 변화시켜 발생하는 토크로 위성의 자세제어를 수행하므로 정밀한 자세제어를 위해서는 정확한 회전속도의 측정이 요구된다. 타코 펄스를 이용한 고속 회전모터의 대표적인 속도 측정방법에는 Elapsed-time측정방법과 Pulse-count측정방법의 두 가지가 있으며 이 연구에서는 반작용휠의 속도 측정을 하는 동안 발생할 수 있는 속도 측정의 오차 및 정밀도를 두 가지 방법에 대해 분석, 비교하였다. 그 결과 Pulse-count측정방법은 반작용휠의 등속 구동 시 회전속도에 상관없는 일정한 오차를 가지는데 비해 Elapsed-time측정방법은 회전속도가 작을수록 오차가 줄어드나 저속일 때 오차가 현저히 커질 수 있음을 해석적으로 확인하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제40권9호
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• pp.827-832
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• 2012

본 논문에서는 저궤도 위성의 반작용 휠 속도 측정을 위해 M-방식과 T-방식 모두 검출가능한 보드를 설계하여 두 방식의 장점을 이용할 수 있도록 하고, 실제 위성탑재컴퓨터에 장착하여 시험을 수행하고 이를 통하여 그 설계의 유용성을 검증한다. 위성에서 반작용 휠은 위성의 자세를 변화시킬 수 있는 대표적인 구동기의 하나로 반작용 휠 구동모터의 회전에 의해 발생하는 회전관성에 의해 자세 제어를 수행하게 된다. 반작용 휠의 회전속도를 검출하는 방법으로는 일정한 주기 T 동안 발생된 반작용 휠 내부 타코 펄스를 세어 휠의 속도를 검출하는 M-방식과 휠에서 발생되는 타코 펄스들 간의 시간을 측정해서 속도를 검출하는 T-방식으로 나눌 수 있다. M-방식은 구현이 간단하고 측정 시간이 일정하다는 장점이 있으나, 저속에서는 속도 측정 분해능이 떨어진다는 단점이 있다. 그에 반해, 타코 펄스간의 시간을 측정하는 T-방식은 저속에서 정밀한 속도를 측정할 수 있으며 측정에 따른 시간 지연이 작다는 장점이 있다. 그러나 이 방법 역시 실제 구현에 있어서 연산이 복잡하고 속도에 따라 연산 속도가 달라진다는 단점이 있다.

• 항공우주시스템공학회지
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• 제1권3호
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• pp.32-36
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• 2007

When the reaction wheel rotates, the disturbance occurs mainly due to the mass imbalance. It is necessary to predict the effect of disturbance on the attitude stability of the satellite. The disturbance forces and torques are identified and the attitude jitter of the satellite is analyzed depending on the configuration of the wheels. On the analysis the equation of the satellite motion is combined with the translational and rotational dynamics of the wheels. The accuracy of analysis is verified by simulation of STSAT-3 satellite.