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용기력(Ki-Lyuk Yong),이선호(Sun-Ho Lee),오시환(Si-Hwan Oh),방효충(Hyo-Choong Bang),이승우(Seung-Wu Rhee) 한국항공우주연구원 2006 항공우주기술 Vol.5 No.2
자세제어계 센서 보정알고리즘을 이용하여 자이로와 별 추적기의 보정 파라미터를 추정 하였다. 보정알고리즘은 칼만필터로 구현하였다. 자이로의 파라미터를 추정하기 위해서는 보정기동이 필요하며, 별 추적기의 요구조건 내에서 보정기동을 수행하였다. 보정기동 동안에 별 추적기가 태양, 지구, 달에 대해서 영향을 받는지를 분석을 하였다. 또한 별 추적기를 보정하기 위해서는 카메라 영상 정보를 이용하였다. 이러한 카메라 영상 정보는 지상 제어점과 인공위성의 궤도 정보를 이용하여 모사하였으며, 별 추적기 보정 파라미터 추정의 정밀도는 카메라 영상 정보의 정밀도에 따라 다르다. In this paper, the calibration parameters of the gyros and star trackers are estimated by using an on-orbit AOCS sensor calibration algorithm. The calibration algorithm was implemented by Kalman filter. In order to estimate gyro calibration parameters, the calibration algorithm requires calibration maneuver and it was analyzed whether the star trackers are protected by Sun, Moon and Earth or not. Also the star tracker calibration algorithm used the camera image information. This kinds of camera image information simulated ground control point and orbit information. The estimated accuracy of star tracker calibration parameters depends on camera image information.
스텝핑 모터 특성에 따른 2축 짐발 안테나 시스템의 미소진동 측정 시험
김대관(Kim, Dae-Kwan),용기력(Yong, Ki-Lyuk),최홍택(Choi, Hong-Taek),박지용(Park, Gee-Yong) 한국소음진동공학회 2012 한국소음진동공학회 논문집 Vol.22 No.11
A 2-axis gimbal system is one of main disturbance sources affecting image jitter response of a satellite. The gimbal system comprises azimuth stage and elevation stage, and these pointing mechanism can be rotated by stepping motors about its azimuth and elevation axes simultaneously. Because of the complex and coupled dynamic motion of the gimbal system, its moment of inertia and structural modes can be changed according to the system configuration, and thus the gimbal system generates complicated and non-linear disturbance characteristics. In order to improve the jitter response of a spacecraft, it is an indispensable process to reduce the micro-vibration disturbance level of the antenna system. In the present research, a 2-axis gimbal system was manufactured and then its micro-vibration test was performed in terms of two types of stepping motors(2-phase and 5-phase). The test results show that the disturbance level of the gimbal system can be reduced by replacing the 2-phase stepping motor with the 5-phase one, and the average disturbance attenuation ratio is 56 % in peak level and 48 % in standard deviation level. The experimental results confirm that it is an efficient jitter reduction method to adopt a high-phase stepping motor.
타코 펄스 불균일성이 존재하는 반작용휠의 속도측정 방법 오차 분석
오시환(Shi-Hwan Oh),용기력(Ki-Lyuk Yong) 한국항공우주연구원 2009 항공우주기술 Vol.8 No.2
인공위성 반작용휠의 속도측정은 크게 펄스 개수 측정 방법과 펄스 간 시간 측정 방법으로 나뉠 수 있다. 본 연구에서는 반작용휠의 타코 펄스에 불균일성이 존재할 때 두 가지 방법들에 대한 오차 분석이 이루어졌다. 펄스 간 시간 측정 방법은 고속에서는 시간 측정에 사용되는 고주파 클럭에, 저속에서는 시간 측정에 사용되는 펄스 개수에 크게 영향을 받지만 이 값들을 잘 선택함으로써 분해능 및 정밀도가 펄스개수 측정 방법보다 항상 더 좋도록 설계할 수 있다. 그러나 반작용휠의 타코 펄스 간격에 불균일성이 존재할 때에는 측정 정확도가 저하된다. 본 연구에서 저하되는 측정 정확도를 정량적으로 분석하였으며 그 결과 시간 측정에 사용되는 펄스 개수를 늘림으로써 저하 되는 성능을 향상시킬 수 있음을 해석적으로 검증하였다. Two conventional speed detection methods (Elapsed-time method and Pulse-count method) are analyzed and compared for a high speed motor with digital tacho pulse with non-uniformity. In general, the elapsed-time method usually has better performance than a pulse-count method in case sufficiently high speed clock is used to measure the time difference. But if a tacho pulse non-uniformity exists in the reaction wheel - most of reaction wheel has a certain amount of non-uniformity - the accuracy of the elapsed-time method is degraded significantly. Thus the performance degradation is analyzed with respect to the level of non-uniformity of tacho pulse distribution and an allowable bound is suggested.
이선호(Seon-Ho Lee),용기력(Ki-Lyuk Yong),오시환(Si-Hwan Oh),임조령(Jo-Ryeong Yim),김용복(Yong-Bok Kim),이승우(Seung-Wu Rhee),서현호(Hyun-Ho Seo) 한국항공우주연구원 2006 항공우주기술 Vol.5 No.1
자기토커는 자기 모멘트를 발생하는 구동기로서 우주공간에서 지구자기장과의 상호작용을 통해 인공위성에 토크를 발생시킨다. 본 연구는 위성제어 응용을 위한 고용량 자기토커의 설계 및 제작에 관한 전반적인 내용을 소개한다. 또한, 전류제어를 통해 자기토크를 구동하기 위한 구동전장박스의 개발내용을 다룬다. 컴퓨터 시뮬레이션을 수행하여 자기토커에서 발생하는 자기장을 해석하고 이를 통해 자기모멘트를 계산한다. 최종적으로 제작된 자기토커와 구동전장박스를 통합한 후 최종성능시험을 수행하여 시뮬레이션 결과와 비교 분석을 수행한다. 이때 수행되는 성능시험은 정밀자기센서를 이용한 자기장측정 시험과 토크미터를 이용한 자기토크측정 시험으로 구성된다. The magnetic torquer is a magnetic moment generating device which produces torque with an interaction of geomagnetic field in space. This study presents the overall summary on design and manufacture of a high capacity magnetic torquer for the use of spacecraft control application. Furthermore, a driving electronics is developed in order to provide an electrical current to the magnetic torquer. The computer simulation is performed to analyze the magnetic field induced by the magnetic torquer and to calculate the generated magnetic moment. Finally, the performance tests of the magnetic torquer and its driving electronics are performed to compare with the simulation result. In the test activity, the magnetic field measurement test with the precision magnetic sensor and the magnetic torque measurement test with the torque meter are performed.
감속 시의 고정부 작용력 측정을 이용한 반작용휠 계의 가진 입력 특성 규명
신윤호(Shin, Yun-Ho),허용화(Heo, Yong-Hwa),오시환(Oh, Shi-Hwan),김대관(Kim, Dae-Kwan),김광준(Kim, Kwang-Joon),용기력(Yong, Ki-Lyuk) 한국소음진동공학회 2010 한국소음진동공학회 논문집 Vol.20 No.3
A reaction wheel is commonly used, as an important actuator, to control the attitude of a satellite. Operation of the reaction wheel plays a role of an excitation source to loading equipment inside the satellite. As requirements for environmental vibration to manifest the performance of precision equipment are getting more stringent, the research for analysis or reduction of unwanted action force in high frequency range when operating the reaction wheel is necessary. In this paper, the procedure to extract input forces and damping of a rotor system of reaction wheel is suggested. The analysis for measured action forces of reaction wheel is accomplished and important higher harmonics of action forces are determined. The input forces and damping of the rotor system are, then, extracted by curve-fitting and a particular solution for input force.
임조령(Jo Ryeong Yim),김용복(Yong-Bok Kim),용기력(Ki-Lyuk Yong) 한국항공우주연구원 2011 항공우주기술 Vol.10 No.1
본 연구는 저궤도의 태양동기궤도 위성에 미치는 외란 토크의 크기와 영향을 해석하였다. 위성체 좌표계에서 보았을 때, 지구 지향 자세에서 최대 토크는 약 8.3×10<SUP>-4</SUP> Nm로 한 궤도당 약 1.4 Nms 의 모멘텀이 축적되고, 태양지향 자세에서의 최대 토크는 약 1.6×10<SUP>-3</SUP> Nm로 한 궤도당 약 3.0 Nms 의 모멘텀이 축적된다. 한 궤도당 축적되는 모멘텀의 양은 토커의 크기를 결정하는 설계 기준 자료로 사용되는데, 현재 사용 가능한 자기 토커의 한궤도당 모멘텀 덤핑 용량을 고려했을 때, 위성의 임무 수행을 위해 적절한 선택임을 확인하였다. The external disturbance torque acting on a low earth orbit spacecraft was analyzed. For the Earth pointing attitude, the maximum torque to the spacecraft is about 8.3×10<SUP>-4</SUP> Nms and the momentum accumulated for an orbit is about 1.4 Nms and for the Sun pointing attitude, the maximum torque to the spacecraft is about 1.6×10<SUP>-3</SUP> Nms and the momentum is accumulated about 3.0 Nms in the spacecraft body reference frame. The analysis results confirm that the size of magnetic torquer selected previously for the satellite is sufficient to manage the accumulated momentum by considering the dumping capacity for an orbit.