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김동훈(Dong-Hoon Kim),이현재(Henzeh Lee),오화석(Hwa-Suk Oh) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.1
임무를 수행하는데 있어 정확한 자세 정보는 필수적이다. 두 개 또는 그 이상의 관측 벡터를 이용하는 자세 결정 알고리듬에는 크게 두 가지가 널리 알려져 있다. 하나는 결정적인 방법인 TRIAD 알고리듬이며, 다른 하나는 최적의 해를 찾는 방법인 QUEST 알고리듬이다. 본 논문은 TRIAD 알고리듬의 성능 향상과 서로 다른 정확도를 가진 센서의 조합을 이용한 자세 결정 방법을 제안하였다. 첫째, 보다 정확한 자세 행렬을 구하기 위하여 직교화 방법을 이용하는 대신 방향 여현 행렬을 오일러 각으로 바꾸고, 분산 대신 공분산 행렬을 고려하여 편향되지 않은 최소 공분산 기법을 적용하였다. 또한, 세 개 이상의 측정값이 주어졌을 경우 TRIAD 알고리듬을 적용할 수 있는 방법을 제안하였다. 제안된 평균 TRIAD 알고리듬의 성능은 서로 다른 센서의 조합을 가정하여 표준편차와 확률적 측면에서의 수치 시뮬레이션을 통해 분석되었다. In general, accurate attitude information is essential to perform the mission. Two algorithms are well-known to determine the attitude through two or more vector observations. One is deterministic method such as TRIAD algorithm, the other is optimal method such as QUEST algorithm. This paper suggests the idea to improve performance of the TRIAD algorithm and to determine the attitude by combination of different sensors. First, we change the attitude matrix to Euler angle instead of using orthogonalization method and also use covariance in place of variance, then apply an unbiased minimum variance formula for more accurate solutions. We also suggest the methodology to determine the attitude when more than two measurements are given. The performance of the Averaging TRIAD algorithm upon the combination of different sensors is analyzed by numerical simulation in terms of standard deviation and probability.
최윤혁(Yoonhyuk Choi),이현재(Henzeh Lee),방효충(Hyochoong Bang) 한국항공우주학회 2008 韓國航空宇宙學會誌 Vol.36 No.7
본 논문에서는 저사양의 반작용 휠을 이용하여 토크 가용성을 높이는 두 가지 기법이 제안 하였다. 첫 번째는 기존의 의사역행렬을 이용한 토크 제어 분배 법칙 대신 가중치가변 의사역행렬과 모멘텀을 최소화하는 제어 분배 법칙을 제안하여 반작용 휠의 토크, 모멘텀 제한 조건 내의 해를 찾도록 했다. 두 번째는 휠의 장착각을 변경하여 토크가 많이 필요한 축의 토크 가용성 자체를 증가시키는 방법을 제안하였다. 제안된 법칙들은 위성체의 자세 천이에 적용되었으며, 시뮬레이션을 통하여 성능 향상과 실제 위성의 적용 가능성을 기술했다. A new approach for maximizing torque capability of low efficient reaction wheel assembly is addressed in this paper. At first, to find out a solution in constrainted field, weighted pseudo-inverse and momentum minimized allocation are suggested instead of a general control allocation called pseudo-inverse. The second method is a structural manner to enlarge torque capability of specific axis by changing installed skew angle of wheels. Two proposed methods are applied to large angle maneuvers of satellite. Improvement of control performance and feasibility for applying to commercial satellite attitude control are demonstrated by numeric simulations.
인공위성 자세제어를 위한 제어 모멘트 자이로의 정밀 모델링
명현삼(Hyunsam Myung),이현재(Henzeh Lee),박종오(Jongoh Park),방효충(Hyochoong Bang),오시환(Shi-Hwan Oh),용기력(Ki-Lyuk Yong) 한국항공우주학회 2007 韓國航空宇宙學會誌 Vol.35 No.7
??인공위성의 정밀 자세제어 문제에서 자세지향 및 안정성을 저해하는 구동기 교란의 효과는 매우 중요한 인자 중 하나라 할 수 있다. 최근 CMG는 그 구조의 복잡성에도 불구하고 반작용휠에 비교할 때 고출력ㆍ저중량이라는 장점에 근거하여 인공위성의 차세대 구동기로 많은 연구가 진행되고 있다. 정밀자세제어가 요구되는 인공위성의 구동기로 이용되기 위해서는 CMG가 위성 동체에 주게 될 교란력의 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 CMG의 교란토크 및 교란력를 분석하기 위해 정적ㆍ동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 소신호 가정을 통해 해석적 모델을 유도하였다. Actuator-induced disturbance is one of the crucial factors of spacecraft attitude pointing and stability in fine attitude control problems. The control moment gyros (CMGs) are known as very attractive actuators from the point of high power and low weight. In order to develop a CMG as an actuator for fine controls, CMG-induced disturbances should be analyzed. Therefore, this paper aims to develop an analytic model and predict the effect of disturbances of CMGs by assuming static and dynamic imbalances. The proposed model is induced by the Lagrangian method on the basis of the small signal assumption.