• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.171.2-171.2
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• 2012

위성 개발에서 추력기는 위성의 경사각 및 고도 등의 궤도 제어 용도 이외에 위성 동작 초기 혹은 비상 상황에서 안정적인 전력 공급을 위한 자세 제어용 구동기로 사용되어야 하므로 매우 높은 신뢰성을 필요로 한다. 국내의 실용위성을 위해 개발되어 사용되고 있는 출력기는 1 파운드의 작은 용량으로 위성 운영에 일부 제약을 주게 된다. 본 논문은 위성 운영에 있어 반드시 필요한 궤도 천이 절차와 관련하여 기존에 사용된 절차를 보완하기 위한 방법에 대해 기술한다. 기존에 개발된 위성에서는 궤도 조정을 위한 자세 변화에 추력기를 사용하였다. 그러나 위성의 무게가 커짐에 따라 자세 변환을 위한 시간이 오래 걸려 궤도 조정 효율이 떨어지는 요인이 되고 있다. 뿐만 아니라, 자세 변화 과정에서 벡터 방향의 추력으로 인해 원하지 않는 궤도 변화가 생기므로 정밀 궤도 결정에도 영향을 주게 된다. 최근에 개발된 위성의 경우, 위성의 기동 성능을 높이기 위해 고성능 반작용 휠을 사용하므로 이를 이용하여 궤도 천이 전에 자세 변화를 하도록 하고 있다. 이러한 방법을 적용한 결과, 정밀 궤도 결정에 도움이 될 뿐만 아니라 자세 변화로 인한 연료 소모를 줄이는 효과도 있어 위성의 수명 연장에 도움이 되는 것으로 확인되었다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.41 no.10
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• pp.770-778
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• 2013

Solar sail propulsion uses solar radiation pressure to propel spacecraft without propellant, and it is useful for deep-space missions and continuos orbit maneuver missions. After a brief introduction of solar sail dynamics, locally optimal trajectories in Sun-centered and Earth-centered orbits are analyzed. Numerical simulations for the optimal trajectories are performed. Trajectory for the rendezvous with Halley comet is generated, and different planet escape methods are compared.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.10 no.2
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• pp.121-127
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• 2011

In the attitude and orbit control subsystem design, the moment of inertia of the satellite is the major contributor to be considered. Satellites equipped with large solar arrays need to measure the moment of inertia accurately to avoid the interference of the thruster actuation period with its flexible mode. In this paper, the in-orbit tests of COMS to measure the moment of inertia are described. Then, the differences between the measured through in-orbit test and the predicted are compared. Finally, it is verified that the differences are below uncertainty bounds considered in the critical design of COMS attitude and orbit control subsystem.

• Proceedings of the Computational Structural Engineering Institute Conference
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• 2011.04a
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• pp.727-730
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• 2011

본 논문에서는 3차원 자기부상열차에 대한 열차-가이드웨이 상호작용 해석기법을 제시하고자 한다. 수직 및 수평방향 변위, 피칭, 롤링 그리고 요잉에 대한 자유도를 각 보기와 차체에 대해 고려하여 총 25자 유도 자기부상열차에 대한 운동방정식을 유도하였다. 제어방식으로는 UTM01에 적용된 제어기법을 이용하였고, 궤도 틀림을 고려하기 위하여 미국 FRA에 적용하고 있는 궤도 불규칙성에 대한 밀도 스펙트럼 함수를 이용하여 조도를 생성하였다. 같은 조건하에 2차원 모델과 3차원 모델의 동적응답 결과를 비교하여 타당성을 확인하였고, 2차원 모델에서 고려할 수 없는 수평방향 조도를 도입하였을 때 수직방향 부상공극에는 두드러진 영향을 미치지 않았으나, 수평방향 부상변위에 있어서 중요하게 작용함을 확인하였다.

• Proceedings of the KIEE Conference
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• 2004.11c
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• pp.471-473
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• 2004

현재 세계적인 열차제어의 추세는 궤도회로에 의한 고정폐색방식을 이용한 열차 운행이 아닌 발리스 또는 무선통신에 의한 이동권한을 이용한 열차제어방식을 적용하고 있으며, 국내에서도 이에 맞추어 철도청에서는 ATP 사업을 통하여 발리스에 의한 이동권한을 이용한 열차제어시스템을 적용하고 있다. 기존의 궤도회로를 이용한 열차제어시스템에서는 열차를 궤도회로에 의해 검지하였으나 발리스 또는 무선통신에 의한 이동권한을 이용한 열차제어시스템에서는 궤도회로를 사용하지 않기 때문에 이에 패한 새로운 접근이 요구된다. 본 논문에서는 특히 발리스를 이용하였을 때 열차 검지 및 속도 검지를 위한 방안에 대해 연구하였다.

• Journal of Institute of Control, Robotics and Systems
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• v.3 no.3
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• pp.219-226
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• 1997

지구를 원궤도로 돌고 있는 위성 운동과 지진에 흔들리는 건물 진동을 선형 확률적 미분 방정식으로 나타내고 최적화 제어를 위하여 리스크 센서티브 제어기를 사용한다. 리스크 센서티브 파라미터에 따라서 코스트 함수의 평균과 분산이 변하게 된다. 이 파라미터가 무한히 커지면 리스크 센서티브 제어기는 기존의 LQG 제어기와 같아지므로 리스크 샌서티브 제어이론은 LQG 제어 이론을 포함한 종합적인 이론이다. 이 논문에서는 리스크 센서티브 이론을 소개하고, 리스크 센서티브 제어 방식의 성능 측정및 평가 방법을 도출하기 위하여 공분산을 이용하면 리스크 센서티브 제어기는 기존의 LQG 제어기 보다 우수한 성능을 나타낸다는 것을 보여준다. 시뮬레이션을 통하여 위성의 자세및 궤도 운동 제어와 건물 진동 제어에 활용된 리스크 센서티브 제어기의 향상된 성능과 안정성을 보여준다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.31 no.3
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• pp.85-94
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• 2003

A geosynchronous Satellite in general, has two momentum management logics to maintain its wheel momentum tin the stable region. The one is applied in order to control accumulative wheel momentum in the momentum dumping mode and the other is utilized in order to control attitude errors during the stationkeeping. In this paper, the momentum management logics are explained for dumping/sationkeeping mode and the logics are verified by simulation on the 3 attitude subsystem.

• Proceedings of the KIPE Conference
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• 2014.07a
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• pp.227-228
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• 2014

열차가 주행하는 선로에 설치되는 궤도회로는 레일 자체를 전기회로의 일부로 사용하여 일정 구간 내의 차량 유무를 판단하기 위한 회로이다. 국내의 경우 사용 주파수에 따라 전원전압 주파수의 짝수 고조파 대역을 사용하는 고속선 궤도회로와 홀수 고조파 대역을 이용하는 일반선 궤도회로로 구분할 수 있다. 이러한 궤도회로가 설치된 선로를 주행하는 고속차량의 주전력변환장치 컨버터는 단위 역률 제어를 수행하기 위하여 전원전압의 홀수 배수의 스위칭 주파수를 가지고 있기 때문에 컨버터 동작 시 가선전류에 고조파 전류가 생성된다. 이 때 컨버터부에서 발생되는 고조파 전류의 주파수와 궤도회로의 사용 주파수 대역이 일치하는 경우에 궤도회로의 오작동을 유발할 수 있다. 본 논문에서는 입력 컨버터부에서 사용하는 스위칭 주파수를 운행 구간에 따라 가변시켜 궤도회로 간섭 고조파 성분을 제어하는 방법을 제안하고 시험을 통해 성능을 확인하였다.

• Journal of Aerospace System Engineering
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• v.16 no.2
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• pp.63-72
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• 2022

As interest in microsatellites increases, research has been actively conducted recently on the performance and use, as well as the orbital design and deployment techniques, for the microsatellite constellations. The purpose of this study was to investigate orbital deployment techniques using thrust and differential atmospheric drag control (DADC) for the Walker-delta constellation. When using thrust, the time and thrust required for orbital deployment vary, depending on the separation speed and direction of the satellite with respect to the launch vehicle. A control strategy to complete the orbital deployment with limited performance of the propulsion system is suggested and it was analyzed. As a result, the relationship between the deployment period and the total thrust consumption was derived. It takes a relatively longer deployment time using differential air drag rather than consuming thrusts. It was verified that the satellites can be deployed only with differential air drag at a general orbit of a microsatellite constellation. The conclusion of this study suggests that the deployment strategy in this paper can be used for the microsatellite constellation.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.42 no.9
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• pp.802-808
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• 2014

MEMS based solid propellant thruster researched for the purpose of an academic research will be verified at space environment through CubeSat program. For this, the temperature of the MEMS thruster should be within allowable operating temperature range by proper thermal control to prevent the ignition failure caused by ignition time delay and to guarantee the structural safety of the MEMS thruster in the low temperature. In this study, we proposed an effective thermal control strategy, that is to use micro-igniter as a heater and temperature sensor for active thermal control instead of using additional heater. The effectiveness of the strategy has been verified through on-orbit thermal analysis of CubeSats with MEMS thruster.