• 전자공학회논문지 IE
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• v.45 no.4
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• pp.11-18
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• 2008

This study is implementation of attitude control system(ACS - Attitude Control System). for a multi legs robot. This study designs H/W of Inertial Measurement Unit (IMU) and attitude control algorithm S/W. Compare performance with Mtx and MTx in order to verify action performance of this system after implementation, and will verify a system integrated IMU of a multi-legs robot. ACS uses Gyro and an accelerometer and an earth magnetism sensor, and it is a system controlling a roll, pitch angle attitude of an object. Generally, low price MEMS is difficult to calculate a correct situation of an object as an error occurs severely the Inertial sensor. This study implements IMU in order to develop ACS as use MEMS, accelerometer, Gyro sensor and earth magnetism sensor. Design algorithm each a roll, pitch, yaw attitude guaranteeing regular performance, and do poling in a system as include an attitude calculation program in an IMU system implemented. Mixed output of Gyro and an accelerometer, and recompensed a roll, pitch angle, and loaded in this study on a target platform in order to implement the ACS which guaranteed performance more than a continuously regular level, and operated by real time, and did porting, and verified.

• Journal of Advanced Navigation Technology
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• v.16 no.1
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• pp.1-7
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• 2012

In this research, a single-axis attitude control test bed is developed, and simulation and tests experiments are performed, as a preliminary research of a quad-rotor aerial vehicle development. A single-axis test bed with seesaw configuration is manufactured using two motors and propellers, and the aerodynamic parameters are derived by thrust tests. The response of the system is estimated with Matlab/Simulink, and experiments are performed with attitude control computer and an attitude sensor onboard the test bed. Comparing the results of simulated and tested data, factors of steady-state errors during experiments are found, and performances of used attitude control algorithm and the control computer were verified. In these process, essential preliminary data for attitude control of a quad-rotor unmanned aerial vehicle were acquired.

• Proceedings of the Korean Society of Precision Engineering Conference
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• 2004.05a
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• pp.294-294
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• 2004

최근 평균수명의 연장에 따른 사회 노년층의 증가로 낙상사고의 빈도가 높아지고 있으며, 또한 교통사고 발생이 빈번함에 따라 전정계 이상 및 체성감각계의 기능 손상에 의한 자세균형 환자가 점점 증가하고 있는 추세이며, 이러한 균형 제어력의 소실이 환자의 재활치료에 많은 어려움을 초래하고 있다. 자세균형제어에 관한 연구는 주로 힘판을 이용하여 특정 감각시스템으로부터의 입력을 제한하거나 외력에 의해 평형 유지를 방해했을 때, 신체 전이(displacement), 압력중심의 움직임(Center Of Pressure; COP), 자세 유지 시 작용하는 근육의 활동전위 등을 측정하는 연구와 더불어 균형에 어려움을 느끼는 환자를 위한 바이오피드백(Biofeedback)을 적용한 연구가 보고되고 있다.(중략)

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.37 no.6
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• pp.537-544
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• 2009

This paper concerns analysis technique on determining of attitude control gain in the low frequency region using stability area. The stability area is defined by the D-Decomposition method, which was designed by Neimark. In this paper, it is introduced D-Decomposition method from reference paper and design attitude control gain of generic launch vehicle during first stage flight phase. For selecting PD control gain, it is considered the system parameter uncertainty about whole first-stage flight phase, represented the stability area boundary on each case. After deciding the PD control gain using stability area method, it is applied to launch vehicle linear model, and checking the stability margin requirement, frequency response characteristics.

• ICROS
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• v.19 no.3
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• pp.17-28
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• 2013

조수간만의 차가 크고 지형이 복잡한 우리나라서 해안은 세계적으로도 보기 드문 강조류 환경이다. 잠수부의 안전을 위협하는 이러한 환경은 수중로봇의 접근도 쉽게 허락하지 않는다. 해저로봇 크랩스터는 이러한 특수한 환경을 조사하기 위해 고안된 수중보행로봇이다. 기존의 프로펠러 방식으로 달성하기 어려웠던 문제점을 크랩스터 로봇은 게나 가재와 같은 수중 생명체를 모방하여 극복하고자 했다. 크랩스터는 게나 가재의 기능을 모방함으로써 강조류 악시계 환경에서 유용한 두 가지 특징을 얻는다. 첫째는 해저에 밀착하여 자세를 제어함으로써 조류력을 이용하여 자세를 안정화시키면서 이동할 수 있다. 둘째는 조류 속에서 동요하지 않는 안정된 자세를 바탕으로 깨끗한 초음파 영상을 얻을 수 있다. 이는 강조류 환경에서 동반되는 부유물에 의한 악시계 환경을 극복할 수 있는 중요한 수단을 제공한다. 본 고에서는 이러한 개념에 따라 설계 개발된 크랩스터 CR200의 구성과 사양을 소개하고, 여기에 사용된 핵심기술을 살펴본다. 또한, 최근 수행된 CR200의 시험 결과에 대해서도 요약 소개한다.

• The Bulletin of The Korean Astronomical Society
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• v.37 no.2
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• pp.191.2-191.2
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• 2012

저궤도 위성을 설계함에 있어 시스템 수준에서 수행하는 질량특성의 계산은 위성을 구성하는 각각의 구성품에 대한 정보를 종합하여 전체 시스템의 특성을 예측하는 작업이다. 질량특성에 대한 요구조건은 발사체로부터 설정되는데 요구조건 항목은 탑재체질량, 무게중심 그리고 관성모멘트에 관한 것이다 또한, 자세제어면에서 추력에 의한 토크에 따른 무게 중심 등이며 최근 위성의 고기동화 요구에 따라 기동요구조건 및 자세구동장치의 용량에 따라 결정된다. 특히 위성의 궤도형상 관성모멘트는 위성 동특성을 표시하므로 이를 사용하여 제어시뮬레이션을 수행하는 자세제어계에 주요 입력 데이터로 활용된다. 본 논문에서는 저궤도 위성의 질량특성 요구조건을 검증하기 위해 수행한 질량특성 예측과 질량특성 측정 시험에 대해서 기술하고자 한다.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.46 no.11
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• pp.934-943
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• 2018

In these days, demand for agile spacecraft is gradually increasing, due to the fact that agile spacecraft can improve mission capability. In this paper, an attitude control logic based on reaction wheels that can enhance agility of spacecraft is proposed. Three methods are suggested, and all three or part of them can be integrated to the existing attitude control system. First, a feedforward/feedback controller is introduced, and its pros and cons are provided, compared to the conventional feedback controller. Second, an attitude command generation method that fully utilizes torque/momentum capacities of reaction wheels is proposed. Third, a torque (current) control mode for internal wheel control is introduced. Numerical results verify that the settling time can be significantly reduced by employing the feedforward/feedback control method, especially for large angle maneuver.

• Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences
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• v.38 no.3
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• pp.213-220
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• 2010

This paper presents the analysis results of trajectory, performance and attitude control based on the first flight data of the KSLV-I. The KSLV-I had a fairing separation problem and failed to inject spacecraft into the orbit. In this paper, the trajectory, flight performance, and attitude control was analyzed considering the influence of unseparated fairing. Moreover, the flight results and performance of the inertial navigation and guidance system were presented. As a results of post-flight analysis, any other problem besides the fairing separation problem was not happened and onboard equipment functioned normally.

• Aerospace Engineering and Technology
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• v.1 no.1
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• pp.141-146
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• 2002

During dynamic flight by propulsion of rocket engine, in the atmosphere, the attitude control of flight vehicle can be accomplished by the aerodynamic fin actuator. But, in the outer space, the method of TVC(Thrust Vector Control) is only depend on for it. There are many systems which were developed for TVC. In our research, among them we adopted gimbal engine actuation system which could control the vector of thrust by swivelling rocket engine connected by gimbal. There are electro-hydraulic, electro-mechanical and pneumatic system which can be used as gimbal engine actuation system, but the electro-hydraulic system that has high ratio of output power to mass is preferred for the high power system. In this note, we made a mathematical model of the electro-hydraulic gimbal engine actuation system for the TVC of KSR-III in detail and on the base of this model we performed a simulation study. And then, we verified the model by making a comparison between the simulation and the experiments on the real system.

• Proceedings of the Korean Institute of Intelligent Systems Conference
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• 2005.11a
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• pp.515-518
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• 2005

플립칩과 같은 정밀한 전자부품을 일반적인 표면실장방법에 의해 고속으로 장착 시킬 경우에는 칩의 표면이 PCB 실장면에 닿는 순간 접촉력(Contact Force)이 크게 발생한다. 과도한 접촉력에 의해 솔더 볼의 표면에 크랙이 가거나 솔더 볼이 변형되어 좁은 피치 내에서 인접해 있는 솔더 볼이 서로 붙는다든지, 또한 리드가 손상된다든지 하는 등과 같은 현상이 발생하여 표면 실장 불량의 원인이 될 가능성이 높아진다. 또한, 유연한 재질로 구성된 PCB 실장면에 과도한 힘을 가할 시에는 실장면의 국부적인 탄성변형이 발생하여 칩의 장착위치가 변경되어 정확한 위치에의 장착이 어렵게 된다. 따라서 CSP 나 플립 칩과 같은 고정도 칩을 고속으로 정확한 위치에 실장하기 위해서는 칩을 장착할 때 플립칩과 실장면의 자세를 평형상태로 제어할 필요가 있으며, 특히 발생하는 충격을 감소시키기 위한 충격 제어와 충돌 후 일정한 접촉력 유지를 할 수 있는 힘 제어가 필수적임을 알 수 있다. 따라서 본 논문에서는 상기와 같은 자세제어 및 힘제어를 요구하는 플립 칩 장착을 위한 엑츄에이터와 거리/힘 센서 시스템을 개발하였다. 제안된 시스템의 효율성을 입증하기 위해 다양한 환경에서 성능시험을 수행하였으며, 그 결과 제안된 시스템의 만족할 만한 실험결과를 보여주었다.