보고서 정보
주관연구기관 |
한국항공우주연구원 Korea Aerospace Research Institute |
보고서유형 | 최종보고서 |
발행국가 | 대한민국 |
언어 |
한국어
|
발행년월 | 2001-12 |
주관부처 |
국무조정실 The Office for Government Policy Coordination |
과제관리전문기관 |
한국항공우주연구원 Korea Aerospace Research Institute |
등록번호 |
TRKO200200053220 |
DB 구축일자 |
2013-04-18
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초록
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Ⅰ. 제 목 초정밀 자세제어 시뮬레이터 기술 연구 Ⅱ. 연구개발의 목적 및 필요성 최근 자세제어 장치 각 구성품들의 기능이 점점 더 정밀해져 가며, 복잡하고, 다양한 임무의 수행을 위해 초정밀 지구 지향정도를 갖는 것이 첨단 위성체의 세계적인 추세이다. 초정밀 자세제어 시스템 개발에 필수적으로 요구되는 기술은 탑재 회전기기에서 발생되는 미소진동의 제거기술, 미소진동 시험 및 해석 기술, 그리고 제어알고리즘 개발기술이라 할 수 있다. 이러한 핵심 기술들은 우주분야를 선도하는 여러 나라들에 의해 지속적으로 진보되고 있
Ⅰ. 제 목 초정밀 자세제어 시뮬레이터 기술 연구 Ⅱ. 연구개발의 목적 및 필요성 최근 자세제어 장치 각 구성품들의 기능이 점점 더 정밀해져 가며, 복잡하고, 다양한 임무의 수행을 위해 초정밀 지구 지향정도를 갖는 것이 첨단 위성체의 세계적인 추세이다. 초정밀 자세제어 시스템 개발에 필수적으로 요구되는 기술은 탑재 회전기기에서 발생되는 미소진동의 제거기술, 미소진동 시험 및 해석 기술, 그리고 제어알고리즘 개발기술이라 할 수 있다. 이러한 핵심 기술들은 우주분야를 선도하는 여러 나라들에 의해 지속적으로 진보되고 있으며, 특히 초정밀 자세제어 분야에 대한 기술은 첨단 위성 개발에 요구되는 필수 소요기술로 위성 개발 선진국에서 기술 이전을 기피하고 있는 첨단 선도 기술이므로, 자체개발이 불가피 하다. 현재 국내의 위성 기술은 다목적 실용위성 1호의 성공 및 2호의 개발을 통해 정밀 지향 위성 자세제어 시스템 설계기술이 일부 축적된 상태이다. 본 연구 개발사업으로 획득될 기술들은 차세대 초정밀 위성의 개발비용 절감 및 개발일정 단축을 위해 최종적으로 소형화 및 모듈러방식 초정밀 자세제어시스템 형태로 통합되어야 하며, 연구의 결과로 얻어질 기술들은 차세대 위성 개발의 핵심 기술로서 한국항공우주연구원의 위성연구 개발능력 확충을 위해 필요한 사업이라 할 수 있다. 개발 최종목표는 댐핑 자재를 이용한 미소진동 감쇄기의 설계 및 시작품 제작이며, 이를 위해 차세대 초정밀 지향 위성의 성능을 만족시킬 수 있는 미소진동 제거방법에 대한 연구와, 외란이 존재할 때 지향정도 및 각속도 안정성을 고려한 초정밀 지향 자세제어 로직개발 및 해석이 수행된다. Ⅲ. 연구개발의 내용 및 범위 다목적실용위성 1호 및 2호 개발을 통해 확보된 기술과 1차 연도에 수행된 초정밀 지향 자세제어 시스템 설계에 대한 기술정보 수집, 초정밀 지향 위성체 요구조건 분석 및 정립, 미소진동 원인분석 및 해석결과를 바탕으로 미소진동 제거방법 선정에 대한 Trade-off study가 수행되었으며, 2차 연도에는 항우연에서 자체적으로 미소진동 감쇄기 시작품 설계가 수행되었다. 또한 우주급이 아닌 상용급 자재를 사용하여 미소진동 감쇄기 시작품이 제작되었다. 초정밀 지향 자세제어 로직 설계 및 해석분야에서는 다목적실용위성 1호에 사용된 제어 로직을 근간으로 PII, PIID 제어로직 등을 비교·검토 분석하여 요구사항에 맞는 초정밀 지향 제어로직을 선정 또는 개발하여 시뮬레이션을 통한 성능에 대한 검증이 수행되었다. 개발될 자세제어 로직 및 미소진동 감쇄기의 자세한 사양은 아래와 같다. 미소진동 제거방법 선정 미소진동 감쇄기 설계 및 시작품 제작 - 감쇄 주파수 대역 : 0 ~ 500 Hz - 감쇄정도 : 10 dB 이상 지향정도 및 각속도 안정성을 고려한 초정밀 지향 자세제어 로직 개발 및 해석 - 자세제어 로직에러 <= 0.002 deg - 각속도 안정도 <= 0.003 deg/sec - Gain Margin >= 10 dB - Phase Margin >= 40 deg - Overshoot <= 20% 3차 연도에는 다목적실용위성 2호 개발을 위해 확보될 Kistler Dynamometric Platform을 사용하여 반작용 휠 미소진동시험이 수행될 것이며, 위성 End-to-End Jitter 시험을 통한 미소진동 시험기술 확보가 이루어지고, 차세대 초정밀 인공위성 설계참여를 원활히 하기 위해 3차 연도에 걸쳐 수행된 연구결과를 바탕으로 초정밀 지향 자세제어 시스템 모듈개발에 대한 타당성 검토가 수행될 예정이다. 차후과제에서는 초정밀 지향 자세제어 시스템 모듈개발에 대한 타당성 검토결과에 따라 소형화된 초정밀 지향 자세제어 시스템 모듈개발 및 제어시스템에 대한 검증시험이 수행될 예정이다. 이러한 기술의 개발로 차세대 초정밀 인공위성의 개발 능력을 획득하게 될 것이며 우리나라의 위성 개발 분야의 경쟁력 확보에 기여하게 될 것으로 예상된??한 요구조건들을 달성하기 위한 초정밀 자세제어 핵심 기술인 미소진동 제거 기술의 획득을 목표로, 1차 연도에서 얻어진 초정밀 자세제어 기술을 위한 사례 수집과 기반기술 연구 및 초정밀 위성체의 요구조건을 분석과 반작용휠에서 야기되는 교란의 해석과 모델링 및 미소진동 제거를 위한 예비 시험을 수행을 토대로 하여 2차 연도에서는 반작용휠에서 발생하는 미소진동 측정 시험 및 해석 기술 확보와 미소진동 감쇄를 위한 감쇄기 시제품 제작을 수행하였다. 그리고, 0.002 deg이하의 정상상태 각오차와 0.005 deg/sec이하의 정상상태 변화율의 성능과 gain margin > 10dB와 phase margin > 60deg의 안정성을 만족하는 초정밀 자세제어 로직을 개발하고 구성하였다. Kistler force platform과 바닥 및 주위환경으로부터 들어오는 미세한 진동을 차단하기 위한 air spring과 granite table, 24채널 실시간 스펙트럼 analyzer를 이용하여 미소진동 측정 기술을 확보하였고 3D 해석 기술 및 order tracking 해석 기술을 확보하였다. 그리고, 상용급 자재를 이용한, 반작용휠로부터 발생하는 미소진동 저감에 효율적인 감쇄기 시제품 개발과 감쇄기 설계 기술 및 설계 장치를 개발하였다. 본 연구 개발사업으로 획득될 기술들은 차세대 초정밀 위성개발의 비용절감 및 개발일정 단축을 위해 최종적으로 소형화 및 모듈러방식 초정밀 자세제어시스템 형태로 통합될 수 있으며, 차세대 위성개발의 핵심기술로서 항공우주연구소 뿐만 아니라 국내 위성연구분야에서의 개발능력 확충과 위성개발의 원가 절감에 기여할 수 있다 하겠다. Ⅴ. 연구개발결과의 활용계획 초정밀 지향 자세제어시스템 개발에 필수 요소기술인 탑재 회전기기에서 발생되는 미소진동에 대한 감쇄기술, 미소진동시험 및 해석기술, 제어알고리즘 개발기술 등이 연구 개발의 최종결과로 도출될 것이며, 이들 첨단 위성 개발에 요구되는 필수 소요기술보유로 국내 위성기술분야 인프라 구축을 가능케 할 것이다. 또한 항공우주연구소의 차세대 인공위성 개발기술 능력확충으로 국내 위성개발사업을 선도할 것이다. 획득된 기술을 이용하여 모듈러 방식의 초정밀 자세제어 시스템 형태로 통합함으로써 위성개발비의 원가 절감 및 개발 일정을 단축할 수 있다. 개발될 기술은 첨단 위성개발에 요구되는 필수 소요기술로 선발 위성개발 선진국에서 기술이전을 기피하고 있는 첨단 선도기술이므로, 확보시 국제적 입지조건이 향상되며, 독자적 인공위성 개발을 위한 인공위성 자세제어 시스템분야의 핵심기술 확보를 통한 위성기술 저개발국에 설계기술 수출을 도모할 수 있다.
Abstract
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Summary 1. Title Studies On the High Precision Attitude Control Simulator Technology 2. The Purpose and Necessity of Research and Development Recently, the functions of each component of the attitude control system are becoming more and more precise. The trend, throughout the world, of the high
Summary 1. Title Studies On the High Precision Attitude Control Simulator Technology 2. The Purpose and Necessity of Research and Development Recently, the functions of each component of the attitude control system are becoming more and more precise. The trend, throughout the world, of the high-technological spacecraft is to have a highly precise earth pointing capability to perform complex and various required tasks. The technologies - indispensably required for the development of the excessively precise attitude control system - are the elimination of the micro-vibration from the embarked rotation equipment, the testing and its interpretation on the micro-vibration, and the developing technique of the control algorithm. These essential technologies are continuingly under developing in several countries which are in the lead of space technology. The technologies relating to the field of excessively precise attitude control are especially required in the development of high-technological satellites; so advanced countries are avoiding transferring the technology to another country. Therefore, it is inevitable to develop them by ourselves. Currently, the state of Satellite-technology of our country is that the precise pointing satellite attitude control designing technology has been partly accumulated through being successful in making the Korea Multipurpose Satellite One(KOMPSAT-1) and developing KOMPSAT-2. The technologies, which we will be able to gain from this research and development results, have to be united by the form of miniaturization and modular type of precise attitude control system for the reduction of the expense used in the development of the next generation precision satellite and the shortening of the required development period. The techniques gained from the research will be the one of main technologies for the next generation satellite development; so it can be concluded that the research work is necessary to escalate the developing ability of satellite in KARI. The ultimate goal of the development is designing and making an engineering model of the micro-vibration isolator which uses damping materials. To obtain this purpose, studies, on the ways to get rid of the micro-vibration to enhance pointing accuracy, rate stability and to select a space-proven damping materials, are required and can satisfy the requirements of the excessively precise pointing satellite of the next generation. 3. The Results of Research and Development The current technology trend of designing the precise attitude control system is throughly studied, based on the technologies gained from the designing experience of KOMPSAT-1 and 2, and the method of dynamic modeling of the reaction wheel and the preliminary dynamic test on the ground structural model performed in first year of this project. This year, which is the second year of undergoing the project, the trade-off study on methods to reduce the micro-vibration from the reaction wheel was completed. As a consequence of performing the trade-off study, a micro-vibration isolator and isolator design device for reducing disturbances from the wheel were designed and manufactured in the form of the engineering model. And the measurement/analysis technique of micro-vibration was acquired in this year. The specifications of the micro-vibration isolator are as followed: - Damping frequency range : 0 ∼ 500Hz - Damping reduction ratio : over 10 dB Also, the precise control logics such as the PII- and PIID-type algorithms satisfying the steady-state angular error under 0.002°and the angular velocity under 0.005°/sec was designed and evaluated through simulation activities, which will be adapted for the satellite design of the next generation. For the activities of the third year of performing the project, a micro-vibration test of RWA is being planned to be performed to identify the dynamic characteristics of the wheel and to gain testing technologies using the Kistler Dynamometric Platform which is a disturbance torque measurement instrument. In addition, the End-to-End Jitter Test will take place to identify the test procedures and requirements, which is expected to be one of essential technologies for the design of a highly precise attitude control spacecraft. Finally, the results of the feasibility study on the modular design concept of the attitude control system will be presented to demonstrate its feasibility and adaptability to the next phase of design work of the modular design concept. 4. The Implementation Plan of the Results of Research and Development The technologies - indispensably required for the development of the highly precise attitude control system - are the elimination of the infinitesimal amount of vibration from the embarked rotation equipment, the test method and the interpretation of the test results on the infinitesimal amount of vibration, and the developing technique of the control algorithm. These essential technologies are continuingly under developing in several countries which are in the lead of Space Technology. The technologies relating to the field of highly precise attitude control are especially required in the development of high-technological satellites; so advanced countries are avoiding technology transfer to another country. Therefore, it is inevitable to develop them by ourselves. Through this advanced technology development activities, the nation wide infra-structure of key technology as well as spin-off effects on other required industrial fields will be gradually formulated. The development results of a precision control logic such as PII- and PIID-type algorithms will be adapted as a standard design concept for the satellite design of the next generation. The micro-vibration test technology of RWA gained to identify the dynamic characteristics of wheel using the Kistler Dynamometric Platform, will be used for the disturbance torque measurement in next design phase. Moreover, the identified procedure and requirements of End-to-End Jitter Test, which is expectedly the one of essential technologies for the design of a high precision attitude control spacecraft, will be formulated for the next design activities of high precision attitude control system. Finally, the results of the feasibility study, which have demonstrated its feasibility and adaptability into the next phase of design work, on the modular design concept of the attitude control system, will be used as the basic concept of verification test facility set-ups of the highly precise attitude control system.
목차 Contents
- 제출문 ...1
- 요약문 ...2
- SUMMARY ...6
- CONTENTS ...10
- 목차 ...13
- 그림목차 ...16
- 표목차 ...22
- 제 1 장 서 론...23
- 제 2 장 미소진동 측정 시험 및 해석 기술...26
- 제 1 절 서론...26
- 제 2 절 측정 장비 및 시험 기술...27
- 1. 반작용휠 수준의 시험...28
- 가. 시험 구성...28
- 나. 측정시험장비 사양 분석...32
- 1) Kistler dynamic platform...32
- 2) Air spring table과 mass block...34
- 3) 데이터 획득 및 해석용 FT 분석기...37
- 2. 위성체 STM 수준의 시험...40
- 가. 시험 구성...40
- 나. 측정시험장비 사양 분석...41
- 1) 고감도 가속도계...41
- 2) Impact hammer kit...45
- 3) Electrodynamic shaker와 amplifier...45
- 제 3 절 반작용휠 수준의 시험결과 해석 기술...46
- 1. 첫 번째 단계 : time history...47
- 2. 두 번째 단계 : spectral map...48
- 3. 세 번째 단계 : order tracking...48
- 제 4 절 미소진동 측정 시험결과 및 해석 기술을 이용한 LOS jitter 예측...51
- 1. 서론...51
- 2. LOS jitter 예측 순서...52
- 가. 미소진동 데이터 변환...52
- 나. 반작용휠의 방향각에 따른 좌표변환...52
- 3. 구조/열 모델 위성체(STM)의 유한요소모델(FEM)...55
- 4. LOS jitter 예측 결과...57
- 제 3 장 미소진동 저감 방법 선정 및 감쇄기와 설계 장치 시제품 제작...67
- 제 1 절 미소진동 저감 방법의 선정...67
- 1. 수동적인 제어 방법...67
- 2. 능동적인 제어 방법...70
- 가. 피드백 제어 방법...71
- 나. 피드포워드 제어 방법...72
- 3. 반 능동적인 제어 방법...73
- 4. 반작용휠의 미소진동 저감 방법...74
- 제 2 절 미소진동 감쇄기 설계 장치의 시제품 제작...75
- 1. 미소진동 감쇄기 설계 장치의 제작...75
- 가. 미소진동 발생기...75
- 나. 진동절연 시스템...82
- 1) 미소진동 발생기 고정용 bracket...84
- 2) Kistler platform 고정용 지그...85
- 다. 데이터 획득 시스템...86
- 2. 미소진동 감쇄기의 제작...88
- 가. 감쇄재료...89
- 1) 3M viscoelastic damping polymer...89
- 2) LORD사의 BTR mount : HT0-5, HT0-7...90
- 3) SOUNDCOAT사의 DYAD...91
- 나. 미소진동 저감을 위한 감쇄기 구성...92
- 제 3 절 감쇄기를 이용한 미소진동절연 결과 및 분석...94
- 1. 미소진동절연 실험 결과...94
- 가. bracket을 사용했을 때의 결과...94
- 1) 모터 공회전 시의 미소진동...94
- 2) 감쇄기를 사용하지 않았을 때의 미소진동...98
- 3) 3M 감쇄 재료를 이용했을 때의 미소진동절연 결과...105
- 4) LORD BTR mount를 사용했을 때의 미소진동절연 결과...112
- 5) 3M damping tape과 LORD BTR mount를 함께 사용했을 때의 미소진동절연결 과...119
- 나. bracket을 사용하지 않았을 때의 결과...126
- 1) 모터 공회전 시의 미소진동...126
- 2) 감쇄기를 사용하지 않았을 때의 미소진동...130
- 3) 3M damping tape과 LORD BTR mount를 함께 사용했을 때의 미소진동절연 결과...136
- 2. 미소진동절연 결과 분석...142
- 가. 휠을 장착하지 않았을 때의 미소진동 분석...142
- 나. 휠을 장착하고 감쇄기를 사용하지 않았을 때의 미소진동 분석...143
- 다. 감쇄기를 사용했을 때의 미소진동 비교 및 분석...144
- 제 4 장 초정밀 자세제어 로직 개발 및 해석...146
- 제 1 절 초정밀 자세제어 로직 구성...146
- 제 2 절 자세제어 로직 설계...149
- 제 3 절 3축 자세제어시스템 시뮬레이션...153
- 제 5 장 결론 및 향후 연구...158
- 제 6 장 참고문헌...160
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