[논문]0.6Nm급 소형 CMG 하드웨어 개발 및 성능시험

장우영; 이승우; 권혁진

doi:10.5139/jksas.2010.38.9.933

0.6Nm급 소형 CMG 하드웨어 개발 및 성능시험
Development of 0.6Nm Small CMG Hardware and Performance Test 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.38 no.9, 2010년, pp.933 - 942

장우영 (과학기술연합대학원, 국방과학연구소) , 이승우 (한국항공우주연구원 과학위성팀) , 권혁진 (과학기술연합대학원)

초록
AI-Helper

CMG(Control Moment Gyro)는 가장 효과적인 모멘텀 교환장치의 하나로 인공위성의 자세제어에 사용되는 구동기이다. 고기동성을 요구하는 위성에 CMG의 사용이 필수적이며 해외뿐만 아니라 국내에서도 CMG의 개발과 적용에 대한 연구가 활발히 이루어지고 있다. 본 논문에서는 고기동성이 요구되는 소형 인공위성을 위한 Single-Gimbal CMG(SGCMG)에 대한 하드웨어 개발 결과 및 이에 대한 성능검증시험 결과를 제시하였다. 개발 시 요구되는 토크사양은 0.6Nm이며 성능검증시험을 통해 요구되는 사양 이상의 토크를 발생시킬 수 있는 것을 확인하였다. 개발된 SGCMG 하드웨어에 대한 시험결과를 분석하여 향후 성능개선 및 실제 위성에 사용하기 위해 고려되어야 할 사항 등에 대해 논의되었다.

Abstract ▼ AI-Helper

Control Moment Gyro(CMG) is one of the most efficient momentum exchange devices for satellite attitude control and CMG is very essential device for agile satellite. And the studies of CMG development and its application to satellite have been done extensively. In this study, the development process of SGCMG hardware for agile small satellite system, the developed hardware and its performance test results are presented. As a SGCMG test results, it is verified that the developed hardware model can produce torque more than 0.6Nm as is designed. By investigating its test data results, the issues that should be considered for the performance improvement and its application are discussed. The remedies for the identified issues are proposed for future study.

주제어

AI 본문요약
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문제 정의

본 논문에서는 고기동을 요구하는 소형인공위성에 사용할 수 있는 0.6Nm급 SGCMG K04-06 하드웨어 모델에 대한 개발과정과 성능검증시험에 대한 내용을 다루었다. 성능검증시험을 통해 개발된 CMG의 문제점을 분석하고 해결책을 제시하였다.
CMG의 성능검증시험은 휠의 미소진동시험, 김벌의 과도응답특성시험, CMG 진동시험, CMG 토크측정시험, 소비전력 측정시험 등이 수행되었다. 여기서는 휠의 미소진동시험, 김벌의 과도응답특성시험, CMG 토크측정시험 결과만 논의하기로 하자. 시험에 사용된 좌표계는 김벌 회전축이 측정테이블의 y축에 일치시킨 후 측정시험이 수행되었다.
이 논문의 목적은 SGCMG K04-06모델에 대한 설계결과를 제시하고, 제작된 0.6Nm급 소형 SGCMG K04-06에 대한 성능검증시험 결과 및 분석을 수행하여 성능개선을 위해 추후 CMG 개발시 고려되어야 할 사항에 대해 알아보는 것이다.

가설 설정

토크오차의 원인은 크게 3가지로 구분될 수 있다. 1) 김벌속도 오차 2) 김벌축 오정렬에 의한 불균형 3) 각운동량의 변화 등이다. 여기서 토크오차는 ±0.
Cluster 설치각 β는 3축에 대한 Cluster 각운동량이 모두 같은 53.13deg로 가정하였다[9].
위성의 각속도가 CMG 각 축에 얼마나 영향을 주는지 시뮬레이션을 통해 알아보았다. 시뮬레이션을 위해 사용된 값들은 K04-06 모델 사양을 사용했으며, CMG의 관성모멘트가 일정하고 POI 가 없다고 가정하였다. 사용된 관성모멘트 값은 J = diag[0.
w_max는 위성의 최대 각속도이다. 위성의 허용 최대각속도를 0.105rad/s, CMG의 각운동량을 0.5Nms이하로 가정한다면 추가로 고려해야 할 자이로 토크는 약 0.06Nm가 된다. 따라서 4개의 SGCMG를 설치각 53.
반대로 최대 김벌속도를 크게 하면 특이점에 빠질 가능성이 높아지는 단점이 있다. 하지만 제작될 SGCMG의 김벌각은 360도 회전 가능하며 Cluster 운영시 발생될 특이점 회피를 위해 회피 알고리즘을 이용하는 것을 가정하였기 때문에 최대 김벌속도를 상대적으로 크게 하는 쪽으로 결정하였다.

제안 방법

5Hz의 저대역 필터를 통과시켰다. CMG 토크의 주파수와 같은 김벌속도의 주파수가 최대 김벌속도 1.5rad/s일 때 0.2387Hz이므로 2.5Hz이하의 신호만 처리하여 분석하였다. 그림 8에서 보듯이 x축과 z축에서 발생하는 토크는 90도 위상차를 가지고 Sinusoidal 함수형태로 나타나는 것을 볼 수 있다.
CMG의 성능검증시험은 휠의 미소진동시험, 김벌의 과도응답특성시험, CMG 진동시험, CMG 토크측정시험, 소비전력 측정시험 등이 수행되었다. 여기서는 휠의 미소진동시험, 김벌의 과도응답특성시험, CMG 토크측정시험 결과만 논의하기로 하자.
SGCMG의 최대 출력토크가 결정된 후 이 토크량을 만족시킬 수 있는 각운동량과 최대 김벌 속도를 Trade-off로 결정하였다. CMG 토크는 자이로 토크에 의해 감소된다고 가정하면 감소된 토크는 #와 같다.
CMG 토크는 김벌의 속도와 같이 긴 주기로 변화하므로 DC성분에 가깝다. 따라서 DC성분을 측정하는데 유리한 Loadcell 센서를 이용해 힘과 토크를 측정하고 Analog Low Pass Filter를 사용해 400Hz 이내의 주파수 대역만 통과시켰다. Loadcell 센서는 소형진공챔버에 고정되어 대기환경뿐만 아니라 진공환경에서도 시험을 할 수 있게 되어있다.
휠의 각운동량의 크기는 플라이휠 회전축에 대한 MOI와 휠 회전속도의 곱으로 표시된다. 따라서 결정된 휠의 각운동량을 만족시킬 수 있는 플라이휠의 관성모멘트와 회전속도에 대해 Trade-off로 결정하였다. 관성모멘트가 크면 휠의 속도가 높지 않아도 되므로 휠모터의 선정이 쉬워지지만 플라이휠의 무게가 증가하여 전체 CMG의 중량이 무거워진다.
6Nm의 성능을 가지는 것을 확인하였다. 또한 김벌과도응답특성, 진동시험 등 여러 가지 성능검증시험을 통해 K04-06의 기본적인 성능을 확인하였다. 시험결과 토크오차와 진동에 대한 문제점이 관찰되었으며 출력토크오차 최소화를 위해 김벌 모터에 기어헤드를 쓰는 것이 가장 효율적이라고 제시하였고, CMG 동작 시 생성되는 진동문제 해결을 위해 댐퍼 사용을 제시하였다.
선정된 부품에 맞추어 K04-06을 형성할 구조물들을 설계하고 제작하였다. 그림 4에서 보듯이 휠어셈블리는 휠모터를 고정시켜주는 Wheel Motor Housing, 관성모멘트를 가지는 Flywheel, Flywheel과 휠모터를 연결시켜 휠모터와 함께 Flywheel을 회전시켜주는 Wheel fixture, 휠모터의 반대쪽에 장착되어 balancing을 맞추어 주는 Dummy Mass와 Dummy Mass Housing, 전체 휠 어셈블리의 틀을 형성하는 Inner Rim과 Inner Rim Cover로 구성된다.
소형위성급 CMG가 설계되기 위해 필요한 기본사항은 표 1과 같다. 선정된 위성의 관성모멘트는 대표적인 소형위성인 과학기술위성을 참고하여 선정하였고, 고기동성은 위성의 각속도가 앞에서 언급한 고기동성 요구사항인 1~10 deg/s를 만족시키도록 하였다.
설계된 CMG를 구성할 김발모터와 휠모터의 토크사양을 도출하기 위해 SGCMG의 수학적 모델링을 수행하였다[14]. 그림 1은 SGCMG의 좌표계를 나타낸 것이다.
6Nm급 SGCMG K04-06 하드웨어 모델에 대한 개발과정과 성능검증시험에 대한 내용을 다루었다. 성능검증시험을 통해 개발된 CMG의 문제점을 분석하고 해결책을 제시하였다.
여기서는 휠의 미소진동시험, 김벌의 과도응답특성시험, CMG 토크측정시험 결과만 논의하기로 하자. 시험에 사용된 좌표계는 김벌 회전축이 측정테이블의 y축에 일치시킨 후 측정시험이 수행되었다.
#, #, w̃가 포함된 항은 위성의 각속도가 CMG에 영향을 주는 항이다. 위성의 각속도가 CMG 각 축에 얼마나 영향을 주는지 시뮬레이션을 통해 알아보았다. 시뮬레이션을 위해 사용된 값들은 K04-06 모델 사양을 사용했으며, CMG의 관성모멘트가 일정하고 POI 가 없다고 가정하였다.
CMG 명령토크에 대한 명령 김벌속도를 계산하기 위해서는 김벌각도 정보가 필요하기 때문에 김벌 각도측정을 위해 Resolver 센서가 사용되었다. 휠 어셈블리가 김벌에 의해 회전하기 때문에 휠모터와 연결되어 있는 하니스가 꼬이지 않게 하기 위해 Slipring 이 사용되었고 Slipring 역시 진공환경에서 시험 가능하도록 진공용 베어링을 사용한 제품을 선택하였다. 표 4는 사용된 모터의 주요사양을 나타낸 것이다.
김벌모터에는 김벌의 저속제어를 위해 김벌의 속도를 측정하는 Encoder 센서가 추가되었다. 휠모터의 경우는 고속으로 회전하므로 모터자체에 있는 Hall 센서를 이용해 제어하였고, 휠과 김벌모터는 진공환경에서도 시험이 가능하도록 모터에 사용되는 베어링이 진공용으로 제작되었다. CMG 명령토크에 대한 명령 김벌속도를 계산하기 위해서는 김벌각도 정보가 필요하기 때문에 김벌 각도측정을 위해 Resolver 센서가 사용되었다.
K04-06 모델에 사용된 모터는 상용제품을 사용하였으며 각운동량을 제공하는 플라이휠을 회전시키는 휠모터는 요구되는 사양인 4000rpm 이상에서 동작할 수 있는 BLDC 모터를 선택하였다. 휠에 의해 발생한 각운동량 벡터의 방향을 변화시켜 토크를 발생시키는 김벌모터는 저속에서 제어 가능하도록 다수의 pole을 가지고 휠 어셈블리를 회전시킬 수 있도록 충분한 토크의 BLDC 모터를 선택하였다. 김벌모터에는 김벌의 저속제어를 위해 김벌의 속도를 측정하는 Encoder 센서가 추가되었다.

대상 데이터

CMG 종류에는 휠속도가 변하는 Variable Speed CMG(VSCMG)와 2개의 김벌축을 사용하는 Double Gimbal CMG(DSCMG)도 있으나 본 연구에서 제작된 CMG는 휠의 속도를 일정하게 유지하고 1개의 김벌축이 사용되는 SGCMG이다.
각 구조물의 재질은 AL7075, AL6061, SUS을 사용하였다. Flywheel, Gimbal Joint Motor, Gimbal Joint Slipring은 무게에 비해 강도가 높은 AL7075를 사용하였고 Wheel Fixture는 휠 모터의 축과 맞물리므로 마모가 잘 되지 않는 SUS를 사용하였다. 이 외의 모든 구조물은 AL6061이 사용되었다.
K04-06 모델에 사용된 모터는 상용제품을 사용하였으며 각운동량을 제공하는 플라이휠을 회전시키는 휠모터는 요구되는 사양인 4000rpm 이상에서 동작할 수 있는 BLDC 모터를 선택하였다. 휠에 의해 발생한 각운동량 벡터의 방향을 변화시켜 토크를 발생시키는 김벌모터는 저속에서 제어 가능하도록 다수의 pole을 가지고 휠 어셈블리를 회전시킬 수 있도록 충분한 토크의 BLDC 모터를 선택하였다.
Outer Rim은 성능시험 시 CMG와 센서를 연결시켜주고 Cluster를 구성할 때도 사용된다. 각 구조물의 재질은 AL7075, AL6061, SUS을 사용하였다. Flywheel, Gimbal Joint Motor, Gimbal Joint Slipring은 무게에 비해 강도가 높은 AL7075를 사용하였고 Wheel Fixture는 휠 모터의 축과 맞물리므로 마모가 잘 되지 않는 SUS를 사용하였다.
Flywheel, Gimbal Joint Motor, Gimbal Joint Slipring은 무게에 비해 강도가 높은 AL7075를 사용하였고 Wheel Fixture는 휠 모터의 축과 맞물리므로 마모가 잘 되지 않는 SUS를 사용하였다. 이 외의 모든 구조물은 AL6061이 사용되었다.
이를 대비하기 위해 2004년도부터 한국항공우주연구원에서는 CMG Cluster 구동알고리즘 연구와 함께 실제로 CMG Prototype-1, 2, 3[6,7,8,9,10,11]과 중형위성급 CMG[12]의 제작 및 성능검증 등 많은 연구가 수행되어 왔다. 이러한 맥락에서 소형위성급 CMG인 SGCMG K04-06모델[13]을 제작하였다.

성능/효과

6Nm급 SGCMG의 개발되었다. CMG 토크 측정시험을 통해 개발된 CMG가 0.4Nms/0.6Nm의 성능을 가지는 것을 확인하였다. 또한 김벌과도응답특성, 진동시험 등 여러 가지 성능검증시험을 통해 K04-06의 기본적인 성능을 확인하였다.
두 값이 조금 다른 것은 김벌속도를 측정하는 Encoder 센서, 토크를 측정하는 Loadcell 센서 등 센서 자체에서의 측정 오차 때문이라고 판단된다. 두 값이 근사한 것을 토대로 측정된 토크오차의 주 원인은 김벌속도 에러에 의한 영향이 가장 크다고 추측되었다.
06Nm가 된다. 따라서 4개의 SGCMG를 설치각 53.13deg로 피라미드형 Cluster 구축하여 표 1의 기동 요구사항을 만족시키기 위해서는 하나의 SGCMG 출력토크는 최소 0.59Nm 이상 되어야 하므로 소형위성용 SGCMG에 대한 최소 출력토크 설계요구사항으로 0.6Nm가 선정되었다.
또한 김벌과도응답특성, 진동시험 등 여러 가지 성능검증시험을 통해 K04-06의 기본적인 성능을 확인하였다. 시험결과 토크오차와 진동에 대한 문제점이 관찰되었으며 출력토크오차 최소화를 위해 김벌 모터에 기어헤드를 쓰는 것이 가장 효율적이라고 제시하였고, CMG 동작 시 생성되는 진동문제 해결을 위해 댐퍼 사용을 제시하였다.

후속연구

자이로 토크에 의한 출력토크의 감소를 최소화하기 위해 허용 위성 각속도보다 김벌속도를 훨씬 크게 설계하여야 한다[4]. 또한 CMG의 최대 출력 토크의 성능을 결정할 때 이 자이로스코픽 토크만큼의 토크를 추가해야 할 것이다.
(SSTL)에서 시험용 소형 CMG[5]를 개발하여 소형급 위성 BILSAT-1에 탑재하였으나 실패한 바가 있다. 앞으로 상업용 관측위성이 소형화되고 고기동성이 요구될 것으로 예측되므로 소형 위성에 적합한 소형 CMG 수요가 증가될 것이라고 생각된다. 이를 대비하기 위해 2004년도부터 한국항공우주연구원에서는 CMG Cluster 구동알고리즘 연구와 함께 실제로 CMG Prototype-1, 2, 3[6,7,8,9,10,11]과 중형위성급 CMG[12]의 제작 및 성능검증 등 많은 연구가 수행되어 왔다.
앞으로 지구관측이나 우주탐사를 목적으로 하는 위성에서는 고기동성과 고정밀도 등 고성능 자세제어가 요구될 것이다. 특히 고기동성은 짧은 시간에 많은 지역을 관측할 수 있다는 장점때문에 지구관측위성에서 아주 유용할 것이다.
향후 파악된 문제점 해결을 위해 수정된 소형 CMG를 개발할 계획을 현재 추진 중에 있다.

질의응답

핵심어	질문	논문에서 추출한 답변
	CMG란 무엇인가?	CMG 종류에는 휠속도가 변하는 Variable Speed CMG(VSCMG)와 2개의 김벌축을 사용하는 Double Gimbal CMG(DSCMG)도 있으나 본 연구에서 제작된 CMG는 휠의 속도를 일정하게 유지하고 1개의 김벌축이 사용되는 SGCMG이다. CMG는 휠과 김벌부분으로 구성되어 있으며, 휠을 회전시켜 각운동량을 발생시키고 김벌축을 회전시켜서 휠의 각운동량 벡터방향을 바꾸어 자이로스코픽 효과에 의해 출력토크를 발생시키는 원리를 이용하는 기구이다.
	고기동성의 장점은 무엇인가?	앞으로 지구관측이나 우주탐사를 목적으로 하는 위성에서는 고기동성과 고정밀도 등 고성능 자세제어가 요구될 것이다. 특히 고기동성은 짧은 시간에 많은 지역을 관측할 수 있다는 장점때문에 지구관측위성에서 아주 유용할 것이다. 고기동성은 1~10deg/s의 빠른 위성의 회전속도를 요구한다[1].
	CMG는 어떤 인공위성에 사용되었는가?	다른 구동기에 비해 CMG는 큰 토크를 만들어 낼 수 있기 때문에 큰 토크가 요구되는 2가지 종류의 인공위성에 사용되었다. 하나는 우주정거장과 같이 아주 큰 관성모멘트를 가지는 위성에 사용되어 왔고 다른 하나는 고기동성을 요구하는 지구관측 군사위성의 빠른 기동을 위해 사용되었다. 이전에 개발된 CMG들은 미국의 L-3Com사, Honeywell사 등에서 주로 중형급(500~1000kg)이나 대형급(1000kg이상) 위성에 사용될 목적으로 개발되었으나 소형급(500kg이하) 위성에 사용된 사례는 많지 않다.

참고문헌 (17)

V.J. Lappas, W.H. Steyn and C.I. Underwood , "Attitude Control for Small Satellites Using Control Moment Gyros", Acta Astronautica, Vol. 51, No. 1-9, 2002, pp. 101-111.

상세보기
A. Defendini, K. Lagadec, P. Guay, T. Blais and G. Griseri, "Low Cost CMG-Based AOCS Designs", ESA SP-425, 2000, pp. 393-398.
X. Roser and M. Sghedoni , "Control Moment Gyroscopes(CMG's) and Their Application in Future Scientific Missions", Proceedings Third International conference on Spacecraft Guidance, Navigation and Control Systems, 1997, pp. 523-528.
V. Lappas, W.H. Steyn and C.I. Underwood , "Torque amplification of control moment gyros", Electronics Letters, Vol. 38, No. 15, 2002, pp. 837-839.

상세보기
V. Lappas, W.H. Steyn and C.I. Underwood , "Design and Testing of a Control Moment Gyroscope Cluster for Small Satellites", Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 42, No. 4, 2005, pp. 729-739.

상세보기
이선호, 이승우, 오시환, 용기력, 김경원, 서현호, '위성자세제어용 소형 CMG 개발(I): 설계 및 제작', 항공우주학회 추계학술발표회, 2005, pp. 878-881.
서현호, 이승우, 이선호, 오시환, 김학정 , "위성자세제어용 소형 CMG 개발(II): 시험장비 구축 및 성능시험", 항공우주학회 추계학술발표회, 2005, pp. 882-885.
김승현, CMG 시뮬레이터 개발/시험, 석사학위논문, 과학기술연합대학원대학교, 2009.
Seung-Mok Lee , "A New Steering Law and Hardware Test of Single-Gimbal Control Moment Gyros", Master Thesis, University of Science and Technology, 2008.
S-M Lee, S-W Rhee, "A New Steering Law with Designated Direction Escape (DDE) for Control Moment Gyros", IEICE Trans.Fundamentals, Vol. E92-A, No. 1, 2009, pp. 315-317.

상세보기
서현호, 이승우, 이선호, 오시환, 임조령, 용기력, "인공위성을 위한 제어모멘트자이로의 설계시 고려요소 및 배치형상 개선방안", 한국항공우주학회지, 제36권, 제1호, 2008, pp. 46-56.

원문보기 상세보기
한국항공우주연구원, 한국항공대학교, 한국과학기술원, 중형위성급 제어모멘트자이로 성능검증모델 개발, 3차년도 최종보고서, 지식경제부, 2009.
한국항공우주연구원, 고기동 자세제어시스템 시뮬레이터 개발, 2차년도 중간보고서, 한국항공우주연구원 공공기술연구회, 2009.
H.S. Oh and S.R. Vadali , "Feedback Control and Steering Laws for Spacecraft Using Single Gimbal Control Moment Gyros", The Journal of the Astronautical Sciences, Vol. 39, No. 2, 1991, pp. 183-203.
Bong Wie, D. Bailey and C. Heiberg , "Rapid Multitarget Acquisition and Pointing Control of Agile Spacecraft", Journal of Guidance, Control, And Dynamics, Vol. 25, No. 1, 2002, pp. 96-104.

상세보기
오시환, 이승우 , "인공위성 반작용휠의 미소진동 측정 및 분석", 한국항공우주연구원 항공우주기술, 제3권, 제2호, 2004, pp. 25-33.
장우영, 소형위성급 SGCMG 개발과 위성자세제어에서의 실용화 연구, 석사학위논문, 과학기술연합대학원대학교, 2010.

표제어: PCR

동의어: Packet Collision Rate

용어 설명 출처 목록 (6)

용어 설명: PCR은 세균 특이성이 있는 primer를 이용하여 적은 수의 세균이 있을지라도 쉽게 검출할 수 있는 유용한 방법이며, 이를 이용하여 구강 내 치면세균막이나 타액에서 직접 세균을 검출할 수 있게 되었다[8].

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