• 대한원격탐사학회지
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• 제25권2호
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• pp.133-143
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• 2009

이 논문은 엄격한 물리적 센서 모델인 궤도 자세각 모델이 위성체의 자세제어 방식이 다른 두 위성 영상에 적용한 경우 나타나는 성능의 차이를 기술한다. 영상 취득 시 Spot 위성은 거울 회전(mirror-tilt) 방식을 채택하고 있으며 Kompsat-2 위성은 몸통 회전(body-tilt) 방식을 채택하고 있다. 이 논문은 선행 연구에서 이미 우수한 성능이 검증된 궤도 자세각 모델로 연구의 범위를 제한하며 미지수 조합에 따른 센서 모델 정확도 및 3차원 좌표 산출 정확도를 통해 두 영상에서 나타나는 모델 성능의 차이를 비교한다. 실험 결과는 동일한 궤도 자세각 모델이 두 영상에 대해 다른 성능이 나타남을 보여주고 있으며 Spot 위성의 경우에는 자세 각 미지수가 포함된 모델을, Kompsat-2 영상의 경우에는 많은 개수의 미지수를 갖는 모델을 사용하는 것이 효율적임을 제안한다. 이는 동일한 모델이라 하더라도 센서의 영상 취득 방식과 그로 인한 자세 추정의 정확도에 따라 다르게 적용되는 것이 효과적일 수 있음을 나타낸다. 이러한 차이를 이해하는 것은 향후 모델 정확도 개선과 새로운 영상에 대한 모델 적용을 위한 중요한 토대가 될 것이다.

• 제어로봇시스템학회:학술대회논문집
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• 제어로봇시스템학회 1992년도 한국자동제어학술회의논문집(국내학술편); KOEX, Seoul; 19-21 Oct. 1992
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• pp.457-462
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• 1992

• 전자공학회논문지SC
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• 제37권1호
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• pp.19-29
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• 2000

기존의 위성제어용 시뮬레이션 툴은 위성 모델을 강체로 보고, 비례-미분(Proportional-Differential)제어기를 사용하기 때문에, 이동하는 위성의 경우 오차한계범위를 벗어나 통신이 두절되는 현상이 발생할 수 있다. 따라서, 본 논문은 신속한 자세회복 및 안정된 진보적인 제어기의 설계를 위하여 이동하는 정지궤도 및 저궤도 위성에 대하여 위성을 강체 및 유연체 구조로 모델링하고, 통신두절시 신속한 자세 회복을 위한 최소시간 제어기 설계와 위성의 위치 제어시 발생하는 통신중단을 최소화 하기 위하여 기존의 PD제어기보다 정확하고 안정된 선형조절기를 상태공간 벡터를 사용하여 설계하였다. 시뮬레이션은 먼저 강체 모델과 유연체 모델을 비교하기 위하여, 이동하는 정지궤도 및 저궤도 위성에 대하여 PD제어기를 사용하여 시험되었으며, 자세이동시의 제어기의 응답특성을 분석하기 위하여, 지상의 명령에 의한 위성의 피치각을 변경하는 경우, 주기적으로 수행되는 남북 궤도 유지에 대하여 수행하였다. 그 결과, 강체모델에 대비하여 유연성 모델이 실제 상황에 근접한 결과를 가져다 주었으며, 최소시간제어기는 PD제어기 대비 약 7배 이상 빠르게 신속한 자세 회복을 가져다 주었으며, 선형조절기는 외란에 대한 적응 및 안정도, 응답속도 측면에서 장점을 나타내었다. 향후 이 위성 모델 및 제어기를 사용하여 실제 운용시 예상되는 제어기의 결과를 확인할 수 있으며, 더 나아가 새로운 제어기의 개발 및 교육 등에 유용하게 사용될 수 있을 것이다.

• 대한기계학회:학술대회논문집
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• 대한기계학회 2001년도 춘계학술대회논문집E
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• pp.294-298
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• 2001

Satellite propulsion system is employed for orbit transfer, orbit correction, and attitude control. The monopropellant feeding system in the low-earth-orbit satellite blowdowns fuel to the thrust chamber. The thrust produced by the thruster depends on fuel amount flowed into the combustion chamber. If the thruster valve be given on-off signal from on-board commander in the satellite, valve will be opened or closed. When the thrusters fire fuel flows through opened thruster valve. Instantaneous stoppage of flow in according to valve actuation produces transient pressure due to pressure wave. This paper describes transient pressure predictions of the KOMPSAT2 propulsion system resulting from latching valve and thrust control valve operations. The time-dependent set of the fluid mass and momentum equations are calculated by Method of Characteristics (MOC).

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2003년도 한국우주과학회보 제12권2호
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• pp.63-63
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• 2003

There are many actuators and sensors used for attitude control system for KOMPSAT such as Reaction Wheel Assembly, Magnetic Torque Assembly, Dual Thruster Module, Solar array Drive, Three Axis Magnetometer, Conical Earth Sensor, Fine Sun Sensor Assembly, Coarse Sun Sensor Assembly, Gyro Reference Assembly and so on. For KOMPSA T satellite it has been considered using the Magnetic Torquer (MTQ) generating the magnetic dipole moment. In general, the magnetic dipole moment for satellite attitude control system is used for dumping out the excessive reaction wheel momentum so that the reaction wheel speed is not saturated. The objective of this study is to analyze the magnetic field characteristics generated by the Magnetic Torquer using the Maxwell 2D Field Simulator software. Currently, the developing model (DM) of the MTQ is being developed and manufactured at a company under the supervision of KARL MTQ is an electromagnet consisting of a ferromagnetic cylindrical core on which an excitation coil is wound. A current is passed through the coil to produce a dipole momentum in the ferromagnetic core. The configuration of the MTQ will be introduced in the presentation. The 2 dimensional model of the MTQ is drawn as axisymmetric models in RZ plane, and each corresponding material is assigned to the each MTQ object, the core, coil, and background. After the boundary conditions, current sources, and solution parameters are set up, the magnetic field intensities, directions, and other values specified by users can be calculated by using the finite element analysis. The theoretical magnetic field quantities obtained by the Maxwell 2D Simulator can be used for the basis of the development of the MTQ.

• 한국항공우주학회지
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• 제43권11호
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• pp.998-1007
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• 2015

방사형 인공위성 경우, 관성곱이 커서 단일 입 출력 가정이 불가능하기 때문에 고전적 제어기 설계방법을 사용하기 어렵다. 본 논문에서 현대 제어 이론인 $H_{\infty}$ 제어기 설계이론을 사용하여 방사형 인공위성의 자세 제어기 설계를 수행하였다. 설계 알고리즘으로 보다 안정적인 LMI 방법이 사용되었고, 설계 결과에 대한 안정성과 성능에 대한 강건성 해석을 위해 ${\mu}$-해석 방법이 적용되었다. 설계 결과, 일반적인 경우와 다르게 제어기가 포함되지 않은 개루프보다 제어기가 포함된 개루프의 cross-over frequency가 더 낮게 설계되는 것이 관측되었다. 즉 상대적으로 큰 관성곱 영향 때문에 단지 weighting 함수 조정으로 위성 기동성을 증가시키는데 한계가 있는 것으로 해석된다. ${\mu}$-해석을 위해 +/-5%의 관성모멘트 변화를 가정하였다. 안정성 및 성능에 대한 강건성 해석결과, +/-7% 관성모멘트 변화까지 시스템 안정성 및 성능이 보장됨이 확인되었고, 관성곱 변화보다 주관성모멘트 변화가 안정성 및 성능 저하에 더 영향을 주는 것으로 확인되었다.

• 한국소음진동공학회:학술대회논문집
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• 한국소음진동공학회 1996년도 추계학술대회논문집; 한국과학기술회관, 8 Nov. 1996
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• pp.182-186
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• 1996

Control of flexible spacecraft is investigated. GA(Genetic Algorithm) based Fuzzy Logic Controller is designed to implement for the attitude control of flexible satellite. The results obtained by employing GA based FLC are compared with those by FLC. It shows much shorter settling time and smaller tip mass oscillation.

• 항공우주산업기술동향
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• 제7권2호
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• pp.121-130
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• 2009

2010년 초 발사예정인 통신해양기상위성은 우주인증된 E3000 우주버스 기술을 근간으로 한 정지궤도 통신관측위성이다. 본 논문에서는 통신해양기상위성의 자세제어계에서 사용된 태양센서들의 운용기술을 분석함으로써 전이궤도 및 지구정지궤도 태양센서 운용기술을 분석한다. 최신 E3000 기술을 접목시킨 통신해양기상위성의 자세제어계는 전이궤도 및 임무궤도에서 기준 자세로부터 벗어난 자세오차 정보를 획득하기 위해서 또는 이상 작동 발생으로 인한 고장진단복구 과정에서 수행되는 태양획득 단계를 수행하기 위해서 저정밀 태양센서 BASS 3기와 고정밀 태양센서 LIASS 3기를 사용하는 형상을 채택하고 있다. 본 논문에서는 각각의 태양센서들에 대한 수학적 모델과 비행소프트웨어에 구현된 태양센서 운용소프트웨어에 대해서 기술한다.

• 대한공간정보학회지
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• 제14권4호통권38호
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• pp.27-36
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• 2006

현재 위성영상에서 정확한 위치정보를 얻고자 할 때 일반적으로 위성영상에 대응되는 지상에서의 위치 정보, 즉 지상기준점이 필요하다. 이 논문에서는 지상기준점 없이 영상의 위치 정보를 얻기 위하여 동일궤도에서 연속적으로 촬영한 위성영상들 중에서 한 위성영상의 획득한 기준점으로 모델을 수립한 뒤, 수립된 센서모델을 동일궤도상의 다른 영상에 적용할 때의 센서모델의 정확도를 분석하고자 한다. 분석에 사용한 센서모델은 궤도기반센서모델을 사용하며, 여러 위성의 위치 자세 내삽법 및 미지수조합을 시험하여 궤도모델링에 적합한 내삽법(interpolation)과 최적의 미지수 조합을 알아보고자 했다. 실험은 총 420Km의 길이에 해당하는 SPOT-3의 영상 7장과 GPS수신기에서 취득한 기준점을 사용하였다. 실험결과 단일영상에서는 내삽법과 미지수 조합에 따른 결과의 차이는 크게 나타나지 않았으나 궤도모델링 시에는 미지수 조합과 자세와 위치의 내삽법에 따라 다양한 결과가 나타남을 알 수 있다. 또한 적절한 미지수조합과 내삽법을 사용하면 한 영상에서 추출한 기준점만으로 총 420Km의 궤도를 정확하게 모델 할 수 있음을 알 수 있었다.

• 한국우주과학회:학술대회논문집(한국우주과학회보)
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• 한국우주과학회 2008년도 한국우주과학회보 제17권2호
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• pp.35.3-36
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• 2008

The ground-based spacecraft simulator is a useful tool to realize various space missions and satellite formation flying in the future. Also, the spacecraft simulator can be used to develop and verify new control laws required by modern spacecraft applications. In this research, therefore, Hardware-in-the-loop (HIL) simulator which can be demonstrated the experimental validation of the theoretical results is designed and developed. The main components of the HIL simulator which we focused on are the thruster system to attitude control and automatic mass-balancing for elimination of gravity torques. To control the attitude of the spacecraft simulator, 8 thrusters which using the cold gas (N2) are aligned with roll, pitch and yaw axis. Also Linear actuators are applied to the HIL simulator for automatic mass balancing system to compensate for the center of mass offset from the center of rotation. Addition to the thruster control system and Linear actuators, the HIL simulator for spacecraft attitude control includes an embedded computer (Onboard PC) for simulator system control, Host PC for simulator health monitoring, command and post analysis, wireless adapter for wireless network, rate gyro sensor to measure 3-axis attitude of the simulator, inclinometer to measure horizontality and battery sets to independently supply power only for the simulator. Finally, we present some experimental results from the application of the controller on the spacecraft simulator.