피치 모멘텀 바이어스 위성시스템의 롤/요축 모멘텀 제어방식

이승우(Seung-Wu Rhee),고현철(Hyun-Chul Ko),장우영(Woo-Young Jang),손준원(Jun-Won Son) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.7

일반적으로 롤/요 평면상의 nutation 운동이 있는 피치 모멘텀 바이어스 시스템을 정지궤도 위성인 통신위성에서 주로 사용되어 왔으나 본 논문에서는 저궤도 위성의 경우에 대해 최소 휠 개수인 2개 반작용휠로 구성된 피치 모멘텀 바이어스 시스템을 휠 모멘텀 제어방식으로 피치축과 롤축 자세제어를 수행하는 방안을 살펴보았다. PI-제어기를 사용한 휠 모멘텀 제어 방식의 경우 휠 베어링 마찰 등 반작용휠에 가해지는 외란에 대한 강건성 보장을 해석적으로 분석하였으며, 롤축 자세에러 측정치와 요축 모멘텀 선형 제어기설계를 위한 전달함수를 제시하였고, 시스템에 대한 이해도를 높이고, 외란 영향 및 모멘텀 바이어스 크기 등 필요한 설계 인자 선정을 위해 시스템에 대한 분석을 수행하였다. 아울러 요축 모멘텀 PID-제어기를 사용한 모멘텀 바이어스 시스템의 롤/요축 자세제어 설계결과 및 시뮬코타키나발루레이션 결과를 제시하였다. In general, the pitch momentum biased system that induces inherently nutational motion in roll/yaw plane, has been adapted for geosynchronous communications satellites. This paper discusses the method of roll attitude control using yaw axis momentum management method for a low earth orbit(LEO) satellite which is a pitch momentum biased system equipped with only two reaction wheels. The robustness of wheel momentum management method with PI-controller is investigated comparing with wheel torque control method. The transfer function of roll/yaw axis momentum management system that is useful for attitude controller design is derived. The disturbance effect of roll/yaw axis momentum management system for attitude control is investigated to identify design parameters such as magnitude of momentum bias and to get the insight for controller design. As an example, the PID controller design result of momentum management system for roll/yaw axis control is provided and the simulation results are presented to provide further physical insight into the momentum management system.

5Nm급 소형 CMG 개발

이승우(Seung-Wu Rhee) 항공우주시스템공학회 2018 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2018 No.4

모멘텀 바이어스 인공위성의 2축 자세제어 시스템 설계

이승우(Seung-Wu Rhee),서현호(Hyun-Ho Seo) 한국항공우주학회 2006 韓國航空宇宙學會誌 Vol.34 No.4

위성기술의 비약적 발달에 따라서 설계 및 제작에 소용되는 비용은 저렴하지만 신뢰도가 높은 인공위성 자세제어 시스템 개발이 요구되고 있다. 본 연구는 이러한 요구를 만족시키기 위해 반작용휠에 의한 모멘텀 바이어스 벡터가 임의의 방향(태양 방향)을 지향하고 안정화되는 위성시스템을 제시하였다. 위성 시스템에서 고장 가능성이 가장 적은 자기장 센서, 저정밀 태양센서 및 자기토커를 센서와 구동기로 사용하였으며, 고전적 선형 제어방법에 의해 2축 제어하는 제어시스템 설계방법을 제시하였다. 제어기는 PD 형태의 간단한 제어기가 사용되었고, 선형화된 위성시스템에 대한 PD 제어기 설계방법이 적절한 가정과 함께 제시되었다. 제시된 제어기 설계방법에 의해 설계된 폐루프 시스템의 장기 안정성 검증을 위해서 비선형 시뮬레이션 방법을 사용하였다. It is required to develop a highly reliable attitude & orbit control system of satellite that is less expensive as the technology of satellite design & integration is recently matured dramatically. To accomodate this kind of needs, the two axis attitude control method for wheel-based momentum-biased satellite system whose momentum bias vector points to a certain direction(sun direction), is developed using simple but reliable sensors and actuator: three axis magnetometer and coarse sun sensor are used as sensors, and magnetic torque bars are used as actuator. Classical PD type controller design methodologies are applied on a satellite system for the two axis control with the proper assumptions. Nonlinear simulation results are included to demonstrate the long term stability and the performance of closed-loop system design results.

6시 저궤도 위성에서 B-dot 제어기 역할과 고장분석

이승우(Seung-Wu Rhee),김홍중(Hong- Joong Kim),손준원(Jun-Won Son) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.3

본 논문에서 B-dot 제어기 종류, Lyapunov 안정성 관점에서 B-dot 제어기 안정성 검토 결과 요약이 제시되었다. 6시 태양동기 궤도의 대형위성이 초기 자세획득 할 때 또는 이상 상태 발생 후 태양획득을 위해 B-dot 제어기가 사용될 경우, B-dot 제어기의 활용성에 대한 검토 결과 제어기 활용성이 매우 높다는 결론을 얻을 수 있었다. 또한 B-dot 제어기작동원리의 이해를 위해 천이상태 제어토크와 정상상태 제어토크 개념을 도입해서 새로 운 물리적 해석 결과를 도출ㆍ제시하였으며, 자기 토커가 고장 났을 때 자세 안정화에 미치는 영향을 이론적으로 분석 후 토커고장에 대한 설계 최적화 방안을 제시하였다. 또한 6시 태양동기 궤도의 대형위성에서 B-dot 제어기의 유용성 및 자기토커 고장 영향 분석 결과 확인을 위해 비선형 시뮬레이션 결과 만족스런 태양지향능력 및 예측된 고장 영향분석결과 등이 확인되었다. In this paper, the types of B-dot controller and the review results of B-dot controller stability are summarized. Also, it is confirmed that B-dot controller is very useful and essential tool when a dawn-dusk low earth orbit(LEO) large satellite has especially to capture the Sun for a required power supply in a reliable way after anomaly and that its algorithm is very simple for on-board implementation. New physical interpretation of B-dot controller is presented as a result of extensive theoretical investigation introducing the concept of transient control torque and steady state control torque. Also, the failure effect analysis results of magnetic torquers as well as a simulation verification are included. And the design recommendation for optimal design is provided to cope with the failure of magnetic torquer. Nonlinear simulation results are included to justify its capability as well as its performance for an application to a dawn-dusk LEO large satellite.

인공위성 자세제어를 위한 H-infinity 제어기 설계 알고리즘 비교 연구

이승우(Seung-Wu Rhee) 한국항공우주학회 2016 韓國航空宇宙學會誌 Vol.44 No.1

폐루프 기준으로 H<SUB>∞</SUB> 제어기를 설계하는 알고리즘에는 3가지(2-ARE, mu-synthesis, LMI) 방법이 있다. 본 논문에서 3가지 H<SUB>∞</SUB> 제어기 설계 알고리즘에 대한 기초 이론을 종합하고, Matlab<SUP>TM</SUP>에 구현된 함수가 사용될 경우, 실무입장에서 가장 적절하다고 판단되는 H<SUB>∞</SUB> 제어기 설계 알고리즘 제시를 위해 인공위성 자세 제어기 설계 후 결과를 비교·분석하였다: 2-ARE 방법과 LMI 방법은 robust stability, robust performance 및 control authority 측면에서 거의 유사하였으나, LMI 방법에 비해 2-ARE 방법이 weighting 함수설계에 더 민감하였고, mu-synthesis 방법은 다른 2가지 설계 방법에 비해 성능면에서 다소 떨어지고, control authority가 크게 나타났다. 따라서 인공위성 자세제어 설계를 위해 실무 관점에서 LMI 방법이 더 편리한 설계 알고리즘이라는 결론을 얻었다. There are three kinds of algorithms(2-ARE, mu-synthesis, LMI) for H<SUB>∞</SUB> controller design using closed-loop shaping method. This paper provides the summary of background theory of three algorithms and H<SUB>∞</SUB> controller design results for spacecraft attitude control using the three controller design tools of Matlab<SUP>TM</SUP> Toolbox for comparison. As a result, it reveals that LMI design method is more reliable as well as easier than others for spacecraft attitude control design. Comparison results are as follow: 2-ARE method and LMI method provide almost same results in robust stability, robust performance and control authority level. But 2-ARE method is more sensitive than LMI method with respect to proper design of weighting functions: 2-ARE method is more difficult than LMI method in weighting function design. The design result of mu-synthesis method shows worse performance and requires bigger control authority than others.

지정방향 탈출(DDE)방법 CMG 구동로직 성능검토

이승우(Seung-Wu Rhee) 항공우주시스템공학회 2018 항공우주시스템공학회 학술대회 발표집 Vol.2018 No.11

다목적 실용위성 태양모드 및 기동모드의 추력기 제어 설계

이승우(Seung-Wu Rhee),최홍택(Hong-Taek Choi),김진철(Zeen-Chul Kim) 한국항공우주학회 1999 韓國航空宇宙學會誌 Vol.27 No.2

5Nm급 소형 CNG를 이용한 소형위성 고기동 자세제어

이승우(Seung-Wu Rhee),서현호(Hyun-Ho Seo),윤형주(Hyung-Joo Yoon) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.11

지구관측용 인공위성에서 고기동성이 많이 요구되고 있다. 고기동성을 만족시키기 위해 고토크 구동기가 인공위성 설계에서 필수적이다. 본 연구에서 고기동 소형위성 설계를 위해 한국항공우주연구원에서 연구되고 있는 5Nm급 소형 제어모멘트자이로(CMG, Control Momet Gyro) 개발 결과를 소개하였다. 구동로직 활용을 위해, 잘 알려진 Elliptic internal singularity를 성공적으로 회피하는 등으로 Singular Direction Avoidance (SDA) 방법에서 향상된 Designated Direction Escape (DDE) CMG 클러스터 구동로직에 대한 간단한 성능 검증과 상세한 로직 방법이 제시되었고, CMG가 피라미드 형태로 장착되었을 경우와 지붕 형태로 장착되었을 경우에 대해 5Nm급 소형 CMG가 고기동 소형위성 설계에 적절한지를 검증하기 위한 시뮬레이션이 수행되었다. 시뮬레이션 결과를 바탕으로 CMG 개발시 고려해야 할 의미있고 중요한 사항들을 제시하였다. Recently, lots of remote sensing satellite require agility to collect more images within the limited time frame. To satisfy this kind of mission requirement, high torque actuator such as CMG is an essential element. In this study, 5Nm class small CMG developed by KARI is introduced to implement for an agile small satellite design. One of the singularity escape CMG steering law, Designated Direction Escape (DDE) method, which is a sort of modified version of Singular Direction Avoidance (SDA) method is summarized for its application on the numerical simulation of agile attitude control system design result. The performance of DDE method is demonstrated properly by escaping well known elliptic internal singularity successfully. 5Nm class small CMG cluster in a pyramid type as well as a roof type configuration is utilized to perform the numerical simulation and to demonstrate its agility design result for a small satellite. Simulation result shows the properness of 5Nm small CMG to a small agile satellite system. Also, the simulation result provides some valuable information that is important to CMG hardware design and manufacturing.

LMI 방법을 이용한 방사형 인공위성 제어로직 설계 및 강건성 분석

이승우(Seung-Wu Rhee) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.11

방사형 인공위성 경우, 관성곱이 커서 단일 입·출력 가정이 불가능하기 때문에 고전적 제어기 설계방법을 사용하기 어렵다. 본 논문에서 현대 제어 이론인 H<SUB>∞</SUB> 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μ-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.μ-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. The H<SUB>∞</SUB> control theory using LMI method is applied to design an attitude controller of radial type satellite that has strongly coupled channels due to the large product of inertia. It is observed that the cross-over frequency of open-loop with H<SUB>∞</SUB> controller is lower than that of open-loop without controller, which is not typical phenomenon in an optimal control design result: it is interpreted that due to a large product of inertia, there is certain limit in increasing agility of satellite by just tuning weighting function. μ-analysis is performed to verify the stability and performance robustness with the assumption of +/-5% MOI variation. μ-analysis result shows that the variation of principal MOI degrades the stability and performance robustness more than the variation of POI does.

저가 소형 CMG 성능시험 및 분석

이승우(Seung-Wu Rhee),권혁진(Hyoek Jin Kwon) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.6

가장 효과적인 모멘텀 교환장치인 CMG(Control Moment Gyro)는 고기동성이 요구되는 위성에 필수적이다. 본 논문에서는 고기동성이 요구되는 소형 인공위성을 위한 Single-Gimbal CMG(SGCMG)에 대한 하드웨어 개발에 필요한 동역학식을 정리하였으며 이를 사용하여 CMG 설계에 필요한 요구사항이 도출되었다. 또한 도출된 요구사항에 따라 출력토크가 1.2Nm인 소형 CMG 성능검증 모델이 제작되었으며, 에러분석 및 성능시험이 수행되었다. 최대 출력토크, 김벌 과도응답특성, 최소 출력토크, 출력토크오차, 김벌 각속도 오차 등을 성능시험 항목으로 선정하어 실험 측정하였고, 시험 결과를 통해 설계 결과를 검증하였다. 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. In this study, the essential dynamic equation for the design of gimbal motor and wheel motor is summarized. The development process of SGCMG hardware for agile small satellite system, the description of developed hardware and its performance test results are presented. Test result shows that the developed hardware model can produce an output torque more than 1.2Nm as designed. Other test items are max. torque, gimbal bandwidth, minimum torque, torque error, gimbal rate error.