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반작용휠과 제어모멘트자이로를 이용한 위성자세제어
Satellite Attitude Control using Reaction Wheels and CMGs 원문보기

한국항공우주학회지 = Journal of the Korean Society for Aeronautical & Space Sciences, v.39 no.10, 2011년, pp.935 - 945  

손준원 (한국항공우주연구원 과학위성팀) ,  이승우 (한국항공우주연구원 과학위성팀)

초록
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네 개의 반작용휠과 두 개의 제어모멘트자이로를 이용하여 X축 또는 Y축으로 위성을 고기동 시키는 자세제어방법에 대해서 연구해보았다. 일반적인 위성은 동일한 구동기들을 사용하므로 위성자세제어기를 먼저 설계하고 여기에서 나온 토크를 각 구동기에 할당하면 된다. 하지만 우리 위성은 출력토크 차이가 큰 반작용휠과 제어모멘트자이로로 이루어져 있기에 이러한 방법을 적용하는데 어려움이 있다. 이에 본 논문에서는 구동기 출력토크명령설계에 위성자세제어기를 포함시키는 방법을 사용하였다. 시뮬레이션을 통하여, 설계된 제어기법이 위성을 고기동 시키는 것을 확인하였다.

Abstract ▼ AI-Helper 아이콘AI-Helper

We study X-axis or Y-axis high agile attitude control method, using four reaction wheels and two control moment gyros. Since normal satellites use same actuators, researchers design an attitude controller first, and then allocate torque commands to each actuator. However, our satellite uses both con...

주제어

#제어모멘트자이로   #반작용휠   #고기동  

질의응답

핵심어 질문 논문에서 추출한 답변
제어모멘트자이로란? 제어모멘트자이로(Control Moment Gyro, 이하 CMG)는 고출력 토크를 낼 수 있는 위성 구동기로, 미국과 유럽 등지에서는 오래전부터 연구가 진행되고 있으며 실제 위성에도 탑재된 바 있다[1-5]. 국내에서도 몇 년 전부터 대학과 연구원에서 관련 연구가 시작되었고 지상검증용 시제품도 나온 바 있다[6-12].
국내에서 제어모멘트자이로를 사용한 위성 자세제어를 수행하기 어려운 이유는? 정상적인 경우라면, 네 개의 CMG를 위성에 탑재하고 이들을 이용하여 위성 자세제어를 수행하면 된다. 하지만 우리는 아직 검증이 되지 않은 CMG를 사용하므로 이들에 전적으로 의존하여 위성 자세제어를 수행하는 것은 위험하다. 극단적인 경우, CMG가 모두 고장나 위성 자세제어가 불가능해지고, 위성의 다른 임무 수행도 불가능해질 수도 있다.
CMG를 소형 위성에 탑재하여 우주검증을 수행할 때의 위성자세제어방법은 어떻게 수행되는가? 본 논문에서는 국내에서 개발된 CMG를 소형 위성에 탑재하여 우주검증을 수행할 때의 위성자세제어방법에 대해서 살펴본다. 정상적인 경우라면, 네 개의 CMG를 위성에 탑재하고 이들을 이용하여 위성 자세제어를 수행하면 된다. 하지만 우리는 아직 검증이 되지 않은 CMG를 사용하므로 이들에 전적으로 의존하여 위성 자세제어를 수행하는 것은 위험하다.
질의응답 정보가 도움이 되었나요?

참고문헌 (15)

  1. Roser, X., and Sghedoni, M., "Control Moment Gyroscopes (CGM's) and Their Application in Future Scientific Missions," Proceedings of the 3rd ESA International Conference, Nov. 1996, pp. 523-528. 

  2. Defendini, A., Lagadec, K., Guay, P., Blais, T., and Griseri, G., "Low cost CMG-Based AOCS Designs," Proceedings of the 4th ESA International Conference on Spacecraft Guidance, Navigation and Control Systems, Oct. 1999, pp. 393-398. 

  3. Lappas, V., Oosthuizen, P., Madle, P, Cowie, L., Yuksel, G., and Fertin, D., "Micro CMGs for Agile Small Satellites: Design and In-Orbit Tests," Proceedings of the 6th International ESA Conference on Guidance, Navigation and Control Systems, Oct. 2005, pp.53.1. 

  4. Lappas, V. J., Steyn WH, and Underwood C. I., " Attitude Control for Small Satellite Using Control Moment Gyros," Acta Automacica, Vol. 51, 2002, pp. 101-111. 

  5. Asghar, S., Palmer, P.L., and Roberts, M., "An Exact Steering Law for Twin Control Moment Gyro Systems," Proceedings of the 6th ESA International Conference on Guidance, Navigation and Control Systems, Oct. 2005, pp.24.1. 

  6. Leeghim, H., Lee, I.H., Lee, D.H., Bang, H.C., and Park, J.O., "Singularity Avoidance of control Moment Gyros by Predicted Singularity Robustness: Ground Experiment," IEEE Transactions on Control Systems Technology, Vol. 17, No. 4, Jul, 2009, pp.884-891. 

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  7. 명현삼, 이현재, 박종오, 방효충, 오시환, 용 기력, "인공위성 자세제어를 위한 제어 모멘트 자이로의 정밀 모델링," 한국항공우주학회지, 제 35권 제7호 2007, pp. 640-646. 

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  8. 진재현, "1축 가변속 CMG를 장착한 부족 구동위성의 자세제어 특성 분석," 한국항공우주 학회지, 제38권, 제5호, 2010, pp.437-444. 

    원문보기 상세보기 crossref

  9. 서현호, 이승우, 이선호, 오시환, 임조령, 용기력, "인공위성을 이용한 제어모멘트자이로의 설계시 고려요소 및 배치형상 개선방안," 한국항공우주학회지, 제36권, 제 1호, 2008, pp. 46-56. 

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  10. 장우영, 이승우, 권혁진, "0.6Nm급 소형 CMG 하드웨어 개발 및 성능시험," 한국항공우 주학회지, 제 38권, 제 9호, 2010, pp. 933-942. 

    원문보기 상세보기 crossref

  11. 장우영, 소형위성위성급 SGCMG 개발과 위성자세제어에서의 실용화 연구, 석사학위논문, 과학기술연합대학원대학교, 2010. 

  12. 이승우, 권혁진, "저가 소형 CMG 성능시험 및 분석," 한국항공우주학회지, 제39권, 제6호, 2011, pp. 543-552. 

    원문보기 상세보기 crossref

  13. Kokotovic, P. V., Khalil, H. K., and O'Reilly, J., Singular Perturbation Methods in Control: Analysis and Design, Academic Press, 1986, pp. 289-301. 

  14. Khalil, H. K., Nonlinear Systems, 3rd ed., Prentice Hall, 2002, pp. 423-460. 

  15. Sidi, Marcel J., Spacecraft Dynamics and Control, Cambridge University Press, 1997, pp.152-159. 

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