• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제33권4호
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• pp.323-333
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• 2016

In this study, the uncertainty requirements for orbit, attitude, and burn performance were estimated and analyzed for the execution of the $1^{st}$ lunar orbit insertion (LOI) maneuver of the Korea Pathfinder Lunar Orbiter (KPLO) mission. During the early design phase of the system, associate analysis is an essential design factor as the $1^{st}$ LOI maneuver is the largest burn that utilizes the onboard propulsion system; the success of the lunar capture is directly affected by the performance achieved. For the analysis, the spacecraft is assumed to have already approached the periselene with a hyperbolic arrival trajectory around the moon. In addition, diverse arrival conditions and mission constraints were considered, such as varying periselene approach velocity, altitude, and orbital period of the capture orbit after execution of the $1^{st}$ LOI maneuver. The current analysis assumed an impulsive LOI maneuver, and two-body equations of motion were adapted to simplify the problem for a preliminary analysis. Monte Carlo simulations were performed for the statistical analysis to analyze diverse uncertainties that might arise at the moment when the maneuver is executed. As a result, three major requirements were analyzed and estimated for the early design phase. First, the minimum requirements were estimated for the burn performance to be captured around the moon. Second, the requirements for orbit, attitude, and maneuver burn performances were simultaneously estimated and analyzed to maintain the $1^{st}$ elliptical orbit achieved around the moon within the specified orbital period. Finally, the dispersion requirements on the B-plane aiming at target points to meet the target insertion goal were analyzed and can be utilized as reference target guidelines for a mid-course correction (MCC) maneuver during the transfer. More detailed system requirements for the KPLO mission, particularly for the spacecraft bus itself and for the flight dynamics subsystem at the ground control center, are expected to be prepared and established based on the current results, including a contingency trajectory design plan.

• 한국항공우주학회지
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• 제38권3호
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• pp.213-220
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• 2010

본 논문에서는 나로호 발사체의 1차 비행시험에서 얻은 데이터를 바탕으로 발사체의 비행시험에서의 궤적 및 성능, 자세 제어에 대한 분석을 수행하였다. 나로호의 1차 비행 시험에서는 페어링의 비정상 분리 문제가 발생하였으며, 이에 따라 위성의 궤도 투입이 실패하였다. 본 논문에서는 이러한 페어링 비정상 문제를 고려하여, 궤적 및 비행 성능, 자세제어 특성을 분석하였다. 또한 관성항법유도시스템의 비행 결과 및 성능 분석도 제시되었다. 비행후 분석 결과 페어링 분리 문제 이외에 다른 문제는 발생하지 않았으며, 다른 탑재 시스템들이 정상적으로 작동하였다.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제25권4호
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• pp.445-458
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• 2008

레이더 영상의 품질은 영상레이더 탑재체 뿐만 아니라 위성 본체의 성능에 크게 좌우되기 때문에, 영상레이더 위성의 영상형성구조분석(Image Chain Analysis)은 위성체 설계단계에서 가장 중요한 해석들 중 하나이다. 특히, 위성체 지향 및 안정화 오차는 탑재체 고유 설계에서 유도되는 영상 품질에 가장 나쁜 영향을 끼친다. 이 연구에서는 위성체 지향 및 안정화 오차로 인한 레이더 영상 품질 저하를 분석하기 위한 영상형성구조분석 알고리즘이 개발되었다. 개발된 소프트웨어는 궤도 모델, 자세제어 모델, 영상레이더 탑재체 모델, 클러터 모델, 영상처리 모델로 구성된다. 이 해석을 위해, $5km{\times}5km$의 관측폭을 가지는 1m고해상도 모드 레이더 영상의 원시 데이터를 시뮬레이션하고, 영상처리를 수행하였다 영상 품질을 분석하기 위해 영상 내에 총 25개 점표적들을 생성하였다. 이 연구의 결과, 레이더 영상의 방사 정밀도는 위성체 지향오차에 가장 많은 영향을 받는 것으로 해석되었으며, 최고의 영상 품질을 만족시키기 위해서는 위성체 자세제어 시스템의 성공적인 설계가 가장 중요하다.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권4호
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• pp.34-42
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• 2004

본 논문에서 위성의 롤/요 자세제어를 위해 더블 김벌을 이용하며 2 종류의 피드백 제어기를 설계하였다. 하나는 롤과 요 제어압력에 위상 차이가 없는 PD 제어기이고 다른 하나는 요 제어입력에 위상지연이 있는 PD 제어기이다. 위상지연 보상기는 요각 제어를 위한 1차 시스템으로 설계하였다. 일정한 외란과 초기 뉴테이션 오차가 있는 경우에 대해 시뮬레이션하여 요각의 정상상태 오차와 rising time 의 결과로부터 위상지연 보상기가 효과적임을 검증하였다. 본 시뮬레이션에 사용된 변수 값은 무궁화위성 1호를 대상으로 하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제35권7호
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• pp.640-646
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• 2007

인공위성의 정밀 자세제어 문제에서 자세지향 및 안정성을 저해하는 구동기 교란의 효과는 매우 중요한 인자 중 하나라 할 수 있다. 최근 CMG는 그 구조의 복잡성에도 불구하고 반작용휠에 비교할 때 고출력저중량이라는 장점에 근거하여 인공위성의 차세대 구동기로 많은 연구가 진행되고 있다. 정밀자세제어가 요구되는 인공위성의 구동기로 이용되기 위해서는 CMG가 위성 동체에 주게 될 교란력의 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 CMG의 교란토크 및 교란력를 분석하기 위해 정적동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 소신호 가정을 통해 해석적 모델을 유도하였다.

• 한국정보통신학회:학술대회논문집
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• 한국해양정보통신학회 2009년도 춘계학술대회
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• pp.180-185
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• 2009

우주비행체의 정밀 자세제어에 있어서 자세지향 및 안정성을 저해하는 구동기 교란의 효과는 매우 중요한 요소 중 하나라 할 수 있다. 최근 CMG는 그 구조의 복잡성에도 불구하고 반작용휠에 비교할 때 고출력 저중량이라는 장점에 근거하여 인공위성의 차세대 구동기로 많은 연구가 진행되고 있다. 정밀자세제어가 요구되는 인공위성의 구동기로 이용되기 위해서는 CMG가 위성 동체에 주게 될 교란력의 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 CMG의 교란토크 및 교란력를 분석하기 위해 정적 동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 해석적 모델을 유도하고 휠을 제작하여 진동을 분석하였다.

• 항공우주기술
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• 제7권2호
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• pp.53-57
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• 2008

지식경제부 과제인 중형위성급 제어모멘트자이로 성능검증모델 개발 사업을 수행하면서 연구한 CMG 클러스터의 구동법칙에 대해 알아본다. 본 논문에서는 MP, SR, SR 탈출/회피 구동법칙에 대해 비교를 하고, 각 구동법칙의 성능을 시뮬레이션과 실험을 통해서 확인해보았다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1996년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); 포항공과대학교, 포항; 24-26 Oct. 1996
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• pp.1099-1102
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• 1996

In this paper, roll/yaw attitude control of spacecraft using a double gimbaled wheel is discussed with two feedback controllers designed. One is a PD controller with no phase difference between roll and yaw control input. The other is a PD controller with a phase lag compensator about the yaw control input. The phase lag compensator is designed as a first order system and a lag parameter is designed for the yaw angle control. There are two case simulations for each controller ; constant disturbance torques and initial errors of nutation at motion. We obtain the results through simulations that steady-state error and rising time of yaw angle are determined by the compensator. Simulation parameters used in this study are the values of KOREASAT F1.

• Advances in aircraft and spacecraft science
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• 제7권6호
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• pp.553-570
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• 2020

To address the problems caused by the strong coupling of an airbreathing hypersonic vehicle's airframe and propulsion to the integrated control system design, an integrated airframe-propulsion model is established, and the coupling characteristics between the aircraft and engine are analyzed. First, the airframe-propulsion integration model is established based on the typical nonlinear longitudinal dynamical model of an air-breathing hypersonic vehicle and the one-dimensional dual-mode scramjet model. Thrust, moment, angle of attack, altitude, and velocity are used as transfer variables between the aircraft model and the engine model. The one-dimensional scramjet model can accurately reflect the working state of the engine and provide data to support the coupling analysis. Second, owing to the static instability of the aircraft model, the linear quadratic regulator (LQR) controller of the aircraft is designed to ensure attitude stability and height tracking. Finally, the coupling relationship between the aircraft and the engine is revealed through simulation examples. The interaction between vehicle attitude and engine working condition is analyzed, and the influence of vehicle attitude on engine safety is considered. When the engine is in a critical working state, the attitude change of the aircraft will not affect the engine safety without considering coupling, whereas when coupling is considered, the attitude change of the aircraft may cause the engine unstart, which demonstrates the significance of considering coupling characteristics.

• 한국추진공학회지
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• 제4권4호
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• pp.107-113
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• 2000

다목적실용위성 1호 추진시스템의 설계형상 및 성능요구조건이 기술되었으며, 발사후 초기운용기간 중에 획득한 추진시스템 운용결과를 분석, 검토하였다. 위성체 자세제어를 위한 추진 시스템의 추력기 성능 검증결과와 PVT Method 에 의해 산출된 추진제 소모율을 위성 운용 모우드에 따라 비교하였으며 추진제 Leakproof 성능 및 추진시스템 열제어 성능 등을 시스템 검증 측면에서 검토하였다. $\Delta$V 기동과 위성 자세제어 모우드별로 산출된 추진세 소모량은 위성 임무말기까지의 추진제 소모율 예측에 유용한 결과를 제시한다.