• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제15권1호
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• pp.251-260
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• 1998

통신위성의 임무 및 위성 체 동역 화 해석 시스템은 서브 시스템별로 몸체를 분류하고 이들 몸체각각의 운동뿐 아니라 위성 체 전체의 운동을 고려하여 정해진 임무에 대하여 위성 체의 자세제어와 궤도조정을 할 수 있도록 다 몸체 동역 학 모델 링 방법을 채택하였다. 따라서 본 시스템은 어느 특정한 통신위성에만 적용되는 것이 아니라 일반적인 통신위성에 적용할 수 있는 통신위성 임무 및 위성 체 동역 학 해석 시스템이다. 시뮬레이션 결과를 2차원 그래픽 및 3차원 동화상으로 파악할 수 있도록 하였으며 또한 사용자 친화방식을 채택하여 누구든지 본 시스템을 쉽게 사용할 수 있도록 하였다. 개발된 시스템의 성능을 검증하기 위하여 현재 운용 중에 있는 정지궤도 통신위성인 무궁화위성 1,2호의 시나리오에 대하여 시뮬레이션을 수행하였다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.36.1-36.1
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• 2008

An Unscented Kalman Filter(UKF) for estimation of attitude and rate of a spacecraft using only magnetometer vector measurement is presented. The dynamics used in the filter is nonlinear rotational equation which is augmented by the quaternion kinematics to construct a process model. The filter is designed for low Earth orbit satellite, so the disturbance torques include gravity-gradient torque, magnetic disturbance torque, and aerodynamic drag. The magnetometer measurements are simulated based on time-varying position of the spacecraft. The filter has been tested not only in the standby mode but also in the detumbling mode. To stabilize the attitude, linear PD controller is applied and the actuator is assumed to be thruster. A Monte-Carlo simulation has been done to guarantee the stability of the filter performance to the various initial conditions. The UKF performance is compared to that of EKF and it reveals that UKF outperforms EKF.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제16권1호
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• pp.69-78
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• 1999

인공위성의 임무분석기술 중 하나로 인공위성의 센서가 실제의 궤도상에서 감지하는 것과 거의 같은 자료를 생성하는 자세감지(attitude sensing) S/W 시스템을 개발하였다. 이 S/W 시스템은 두 개의 모듈로 구성되어 있는데, 하나의 천체력 서비스 (ephemeris service) 모듈로 4개 행성(금성, 화성, 목성, 토성)의 섭동향을 고려하여 태양과 달의 위치를 구하고 4 $\times$4 지구중력 포텐셜항을 고려하여 위성의 위치를 계산하여 준다. 또 하나는 자세감지 모듈로 위성체의 자세요소($alpha,delta$)와 태양, 지구, 달의 위치로부터 위성의 자전축에 대한 각 천제들의 시선고도각(look angle)과 이면각(digedral angle)을 산출한다. 개발된 S/W 시스템으로 무궁화 위성의 자전축과 궤도요소를 변화시키면서 모의실험한 결과를 논의하였다.

• 한국추진공학회:학술대회논문집
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• 한국추진공학회 2009년도 제33회 추계학술대회논문집
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• pp.185-188
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• 2009

우주발사체 상단 고체추진기관은 고고도에서 위성체가 목표 궤도에 진입할 수 있도록 추력을 제공하는 역할을 하며, 적용되는 혼합형 추진제는 진공 및 방사선이 노출되는 우주환경에서 고성능은 물론 기계적 성질 및 내탄도 특성에서 변형이 없어야 한다. 본 논문에서는 우주발사체 상단 고체추진기관용 혼합형 추진제에 대한 조성 개발 및 표준모터와 고공환경 모사 시험설비를 이용한 성능시험평가에 대한 내용을 기술하였다.

• 대한전기학회:학술대회논문집
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• 대한전기학회 2001년도 합동 추계학술대회 논문집 정보 및 제어부문
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• pp.53-56
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• 2001

In this paper we discuss a direct satellite broadcasting system for vehicle. The proposed satellite-steering algorithm and controller based on it are designed for a communication and broadcasting system which uses the Mugungwha satellite. The Mugungwha satellite that the proposed system should steer is a geostationary orbit device. The satellite-steering algorithm computes azimuth and elevation with reference to a stationary point on earth. This is extended to a real satellite steering algorithm that considers position and attitude. Real moving position and attitude are represented by latitude, longitude, roll, pitch and yaw. To apply these five pieces of information to the reference satellite steering algorithm, we introduce Euler's degree coordinates that express independently the rotation of each axis relative to an axis. There are two ways a basic algorithm of the antenna of a vehicle can track and orient to satellite. One way is a feedback loop method for broadcasting gain, while the other is a feedback loop method for position and attitude of a vehicle. In the present paper, we design a controller of satellite broadcasting system for a vehicle using an algorithm that combines the two methods. We performed a simulation and experiment to prove effectiveness.

• 한국전산유체공학회지
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• 제12권2호
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• pp.37-45
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• 2007

The hybrid Cartesian/immersed boundary method is applied to simulate fluid-structure interaction of a two-dimensional orbiting flexible foil. The elastic deformation of the flexible foil is modelled based on the dynamic equation of a thin-plate. At each time step, the locations and velocities of the Lagrangian control points on the flexible foil are used to reconstruct the boundary conditions for the flow solver based on the hybrid staggered/non-staggered grid. To test the developed code, the flow fields around a flapping elliptical wing are calculated. The time history of the vertical force component and the evolution of the vorticity fields are compared with recent other computations and good agreement is achieved. For the orbiting flexible foil, the vorticity fields are compared with those of the case without the deformation. The combined effects of the angle of attack and the orbit on the deformation are investigated. The grid independency study is carried out for the computed time history of the deformation at the tip.

• 한국정밀공학회:학술대회논문집
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• 한국정밀공학회 2000년도 추계학술대회 논문집
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• pp.997-1001
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• 2000

In this paper, the case studies of reducing rotational errors is theoretically done for a grinding spindle with an active magnetic bearing system. The rotational errors acting on the magnetic bearing spindle are due to mass unbalance of rotor, runout, grinding excitation and unmodeled nonlinear dynamics of electromagnets. For the most case, the electrical runout of sensor target is big even in well finished surface, this runout can cause a rotation error amplified by feedback control system. The adaptiveed forward method based on LMS algorithm is discussed to compensate this kind of runout effects, and investigated its effectiveness by numerical simulation and experimental analysis. The electrical runout form the rear sensor target of grind spindle is about 70$\mu\textrm{m}$ with harmonic frequencies. The rotor orbit size in rear bearing is reduced about to 5$\mu\textrm{m}$ due to 1X and 2X rejection by feedforward control.

• 제어로봇시스템학회논문지
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• 제13권1호
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• pp.72-78
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• 2007

Determination of the local vertical is not trivial for a moving vehicle and in general will require corrections for the Earth geophysical deflection. The vehicle's local vertical can be estimated by INS integration with initial alignment in SDINS(Strap Down INS) system. In general, the INS has drift error and it cause the performance degradation. In order to compensate the drift error, GPS/INS augmented system is widely used. And in the event that GPS is denied or unavailable, celestial navigation using star tracker can be a backup navigation system especially for the military purpose. In this celestial navigation system, the vehicle's position determination can be achieved using more than two star trackers, and the accuracy of position highly depends on accuracy of local vertical direction. Modern tilt sensors or accelerometers are sensitive to the direction of gravity to arc second(or better) precision. The local gravity provides the direction orthogonal to the geoid and, appropriately corrected, toward the center of the Earth. In this paper the relationship between direction of center of the Earth and actual gravity direction caused by geophysical deflection was analyzed by using precision orbit simulation program embedded the JGM-3 geoid model. And the result was verified and evaluated with mathematical gravity vector model derived from gravitational potential of the Earth. And also for application purpose, the performance variation of pure INS navigation system was analyzed by applying precise gravity model.

• 한국통신학회논문지
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• 제31권4C호
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• pp.364-370
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• 2006

TDMA 시스템에서 신호를 수신하기 위해서는 정확한 주파수 및 시간 동기가 필요하다. 본 논문에서는 QPSK 신호를 전송하는 TDMA 방식의 위성통신 시스템에서 훈련 신호 없이 주파수 편이를 추정하는 방법을 제안한다. 제안된 방법은 수신 신호의 두 부분에서 정확도가 높게 위상을 추정하고, 이 위상 차이로부터 주파수 편이를 추정함으로써 기존의 주파수 편이 추정 방법과 비슷한 성능을 보이면서 적은 연산량이 요구된다. 제안된 방법을 GSM을 기반으로 확장된 GMR 위성통신 시스템에 적용하고 시뮬레이션을 통해 성능을 검증한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제39권5호
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• pp.408-415
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• 2011

달착륙은 크게 궤도이탈 단계, 동력하강 단계로 구성되어지며, 동력하강단계는 Braking, Approach, Final landing phase의 세부 3단계로 나누어진다. 본 논문에서는 동력하강 세부 3단계의 최적경로를 통하여 달착륙선의 착륙 제어를 수행하기로 한다. 우선 Gauss pseudo-spectral 방법을 통하여 기준 궤적을 생성하였고, 고도와 각 방향의 속도오차를 이용하여 PID 제어기를 생성하였다. 마지막으로 Matlab의 Simulink를 이용하여 달착륙선의 착륙단계 시스템을 구성하고 이를 이용하여 시뮬레이션을 수행하였다.