• Smart Structures and Systems
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• 제10권2호
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• pp.111-130
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• 2012

Satellites with flexible lightweight solar panels are sensitive to vibration that is caused by internal actuators such as reaction or momentum wheels which are used to control the attitude of the satellite. Any infinitesimal amount of unbalance in the reaction wheels rotors will impose a harmonic excitation which may interact with the solar panels structure. Therefore, quenching the solar panel's vibration is of a practical importance. In the present work, the panels are modeled as laminated composite beam using first-order shear deformation laminated plate theory which accounts for rotational inertia as well as shear deformation effects. The vibration suppression is achieved by bonding patches of piezoelectric material with suitable dimensions at selected locations along the panel. These patches are actuated by driving control voltages. The governing equations for the system are formulated and the dynamic Green's functions are used to present an exact yet simple solution for the problem. A guide lines is proposed for determining the values of the driving voltage in order to suppress the induced vibration.

• 한국항공우주학회지
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• 제32권6호
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• pp.126-133
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• 2004

현재 개발중인 다목적실용위성은 자세제어 등에 필요한 추력과 모멘트를 발생하기 위해 NASA의 1lbf급 표준 추력기인 MRE-1을 사용할 예정으로 신뢰도 향상을 위해 이중추력기 모듈의 형태로 장착된다. 열차폐막의 국산화를 위해 기존의 용접 대신 전기주형법을 적용 할 예정이다. 하지만 열차폐막 내경이 기존의 용접으로 제작된 형상보다 불가피하게 감소됨으로 인해 열차폐막 끝단과 추력기 노즐 사이에 간섭이 발생할 우려가 제기되었다. 따라서 본 논문에서는 두 가지 다른 공정으로 제작될 열차폐막에 대해 구조해석을 수행하여 위성의 발사환경에서 추력기와 열차폐막의 간섭 여부 및 구조적 거동을 해석 및 비교하였고, 그 결과를 토대로 새로운 형상의 열차폐막에 대한 타당성을 검증하였다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권4호
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• pp.327-334
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• 2013

2012년 8월, 교육과학기술부와 KAIST 인공위성 센터 주최로 국내 최초의 캔위성 경연대회가 열렸다. 본 논문은 대학부 최우수 수상팀의 캔위성의 설계에 대한 것으로, 개념설계 단계에서 부터 대회 결과에 이르기까지의 전반적인 내용을 다룬다. 캔위성의 임무는 GPS 정보, 자세정보, 지상 이미지 정보를 송신하는 필수임무와 낙하하는 동안 태양이 떠 있는 방향으로 캔위성의 센서부를 지향하는 창의적인 임무로 구분된다. 센서부가 안정적으로 태양의 위치를 추적할 수 있도록 IMU와 Servo motor를 이용하여 자세제어를 수행하도록 설계하였다. 약 150m 상공에서 캔위성을 낙하시켜 임무 수행을 한 결과, 자세제어와 태양 위치 추적 기능이 성공적으로 수행되었음을 알 수 있었다.

• 한국측량학회지
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• 제27권5호
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• pp.529-534
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• 2009

위성영상은 제조사별로 지상해상력이 다르고, 위성의 특성마다 모델링하는 방법이 다르다. 또한 위성영상도 항공사진처럼 스테레오 영상 형태로 제공이 되지만, 스테레오로 입체시 했을 때에 발생하는 영상상의 시차나, 모델과 모델의 인접지역에서의 위치 오차에 대한 연구는 아직 미비한 상태이다. 최근에는 SPOT-5 위성영상을 이용한 공간정좌자료를 갱신하는 사례가 늘어나고 있다. SPOT-5 위성영상은 공간해상력이 2.5m로 1/5,000에서 1/20,000 수치지도 제작이 가능하다. 기존의 SPOT-5 위성영상의 정확도 해석은 대부분 단사진을 기반으로 자상기준점이나 모델링의 방법에 따른 정확도를 분석하는 연구가 이루어졌다. 따라서 본 연구에서는 SPOT-5 스테레오 위성영상에 대한 궤도기반모델기법을 적용하여 입체시를 통한 SPOT-5 위성영상의 정확도를 검증하였다. 궤도기반모델은 여러 가지 위성영상을 처리하는 센서모델 중 가장 정확도가 높은 모델링 기법으로 위성의 궤도력과 천문력을 이용하여 지상좌표를 정확하게 추출하는 방법이다. 이를 통하여 수치도하기 상에서 입체시를 수행하고 입체시를 통하여 지상기준점, 모델과 모델의 인접 정확도, 수치지도 제작 정확도를 분석하였다.

• 한국항공운항학회지
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• 제20권4호
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• pp.1-6
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• 2012

The accurate information of mass properties is required for the precise control of the spacecraft. The mass properties, mass and inertia, are changeable by some reasons such as consumption of propellant, deployment of solar panel, sloshing, environmental effect, etc. The gyro-based attitude data including noise and bias reduces the control accuracy so it needs to be compensated for improvement. This paper introduces a real-time inertia estimation method for the attitude determination of STSAT-3, Korea Science Technology Satellite. In this method we first filter the gyro noise with the Extended Kalman Filter(EKF), and then estimate the moment of inertia by using the filtered data from the EKF based on the Recursive Least Square(RLS).

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제37권3호
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• pp.187-197
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• 2020

In order to avoid the high cost and high risk of demonstration mission of rendezvous-docking technology, missions using nanosatellites have recently been increasing. However, there are few successful mission cases due to many limitations of nanosatellites like small size, power limitation, and limited performances of sensor, thruster, and controller. To improve the probability of rendezvous-docking mission success using nanosatellite, a rendezvous-docking phase analysis tool for nanosatellites is developed. The tool serves to analyze the relative position and attitude control of the chaser satellite at the docking phase. In this tool, the Model Predictive Controller (MPC) is implemented as a controller, and Extended Kalman Filter (EKF) is adopted as a filter for noise filtering. To verify the performance and effectiveness of the developed tool for nanosatellites, simulation study was conducted. Consequently, we confirmed that this tool can be used for the analysis of relative position and attitude control for nanosatellites in the rendezvous-docking phase.

• Journal of Astronomy and Space Sciences
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• 제27권4호
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• pp.353-357
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• 2010

In general, the information of inertia properties is required to control a spacecraft. The inertia properties are changed by some activities such as consumption of propellant, deployment of solar panel, sloshing, etc. Extensive estimation methods have been investigated to obtain the precise inertia properties. The gyro-based attitude data including noise and bias needs to be compensated for improvement of attitude control accuracy. A modified estimation method based on the law of conservation of angular momentum is suggested to avoid inconvenience like filtering process for noise-effect compensation. The conventional method is modified and beforehand estimated moment of inertia is applied to improve estimation efficiency of product of inertia. The performance of the suggested method has been verified for the case of STSAT-3, Korea Science Technology Satellite.

• 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.

• 한국위성정보통신학회논문지
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• 제10권3호
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• pp.32-37
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• 2015

무인항공기는 조종사 없이 지상에서의 원격조종에 의해 스스로 비행하는 비행체이다. 하지만 무인항공기는 제어가 쉽다는 장점이 있지만, 어떤 한 지점 위를 정지하여 비행하는 호버링 기능을 할 수 없다는 단점이 있다. 그에 비해 무인항공기 중 하나인 쿼드콥터는 동작원리가 간단하고 호버링이 가능하고, 비행의 안정성이 높다는 장점이 있다. 본 논문에서는 쿼드콥터의 안정화 비행을 위한 PID 제어 방식과 Fuzzy 제어 방식을 이용하는 비행 안정화 알고리즘을 제안한다. 본 시스템은 자이로 센서와 가속도 센서의 결합을 통해 드론의 현재 자세 값을 알아낸 후 자세 제어 알고리즘을 통해 안정화 비행을 실시한다. 또 GPS 센서를 이용하여 현재의 위치를 외부조작 없이 유지하는 위치고정 모드를 제안한다.

• 한국항공우주학회지
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• 제41권2호
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• pp.98-106
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• 2013

본 논문에서는 슬라이딩 모드 제어와 간단한 적응 법칙을 이용하여 반작용 휠 고장에 대한 고장 허용 제어 법칙을 제안한다. 위성의 동역학식에 시스템 파라미터 오차와 고장 불확실성을 고려하여 자세 제어 법칙을 설계하였다. 고장은 구동기 고장인 반작용 휠 고장만을 고려하였으며, 반작용 휠 고장은 곱 형태로 반영된다. 제안된 자세 제어 법칙은 르야프노프 안정성 이론을 통해 안정성을 확인하였고, 수치 시뮬레이션을 통하여 기존의 슬라이딩 모드 제어기와 비교하였으며 위성의 자세 각속도가 안정화되지 않은 경우 제안된 적응 슬라이딩 자세 제어기가 고장에 더욱 빠른 응답 속도를 갖는 것을 확인하였다.