1축 단방향 고기동 위성의 반작용휠 0점 교차 감소 방법 연구

손준원,강우용,박영웅 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

위성의 자세제어를 위해서 반작용휠을 사용할 때는 회전속도가 0 근처를 지나지 않도록 사용하는 것이 권장된다. 따라서 대부분의 위성은 휠의 모멘텀을 전체 모멘텀의 절반 정도로 설정해두고, 위성 기동시에도 전체 모멘텀의 절반 범위내에서만 휠이 움직이도록 한다. 하지만 위성의 기동요구조건이 높을 경우에는 부득이하게 이러한 조건을 벗어나서 휠을 운용해야 하고, 이로 인하여 반작용휠의 회전속도가 0을 지나서 회전방향을 변경하는 경우가 발생한다. 본 연구에서는 1축 단방향 고기동 위성에서 이를 최소화하는 운용방법을 살펴보고자 한다. When we use reactions wheels for satellite attitude control, it is recommended that the wheel speed do not approach zero. Therefore, most satellites set the nominal wheel momentum as half of its full momentum and make the wheel moves within the range of half momentum. However, if satellite’s agility requirement is very high, we should operate the wheels above this condition, and this causes the zero crossing of the wheels. In this research, we study the method of minimizing the zero crossing for 1-axis one directional highly agile satellite.

1축 단방향 고기동 위성의 다섯 개 반작용휠 배치

손준원,강우용,박영웅 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

본 연구에서는 1축 한쪽 방향으로만 고기동을 하는 위성의 반작용휠 배치방법에 대해서 살펴본다. 위성자세제어를 위해 일반적으로 사용하는 네 개의 반작용휠 환경 대신, 고기동을 위하여 한 개의 반작용휠을 추가되어 총 다섯 개의 반작용휠을 사용하는 경우를 가정하고, 이 때의 반작용휠 배치에 대해서 살펴본다. 단방향 기동일 경우는 반작용휠 배치가 자유로우며, 휠의 고장으로 인한 설정 변경시에도 안전한 설정을 할 수 있음을 보인다. In this research, we will discuss the reaction wheel arrangement for 1-axis one directional highly agile satellite. Instead of normal four reaction wheels configuration for satellite attitude control, we assume that one wheel is added for high agile maneuver and five reaction wheels are used, and we study the five reaction wheels’ arrangement. In case of one directional maneuver, we will show that arrangement of reaction wheels is not restricted and safe wheel reconfiguration is possible when one wheel failure is occurred.

1축 고기동 위성의 반작용휠 배치

손준원,이선호,최홍택 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

위성 구동기로는 자기토커, 추력기, 반작용휠, 제어모멘트자이로가 있지만, 대부분의 위성에서는 반작용휠을 주 구동기로 사용한다. 고장을 대비하여 일반적으로 위성에는 네 개 이상의 반작용휠이 탑재되며, 이들의 배치방법에 따라서 위성 3축 방향 출력 가능 토크 및 모멘텀의 크기가 달라진다. 또한 우리는 정상상태에서 반작용휠들이 생성하는 모멘텀도 고려해주어야 한다. 본 논문에서는 1축 방향 고기동 위성에서의 반작용휠 배치방법에 대해서 살펴본다. 네 개의 반작용휠을 배치하는 방법과 다섯 개의 반작용휠 사용시 발생하는 문제점을 다룬다. There are various satellite actuatos such as a magnetic torquer, thruster, reaction wheel, control moment gyro, but most of satellites use reaction wheels as a main actuator. In case of failure, satellites usually have four or more wheels, and satellite"s 3-axis direction avialible output torque and momentum varies according to these wheels" arrangement. Also, we should consider wheels" output momentum on nominal status. In this paper, we study on reaction wheel arrangement of 1-axis highly agile satellite. We deal with the four reaction wheels arrangement method and consider the problem from five reaction wheels arrangement.

유연모드를 가진 위성의 시간 기반 자세제어 기법

손준원,최홍택 한국항공우주학회 2014 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2014 No.11

위성체는 태양전지판 등으로 인해서 강체에 유연모드가 더해지는 형태로 모델링 된다. 이 경우 자세제어기의 제어대역폭은 유연모드의 주파수를 피하여 설계해야 하고, 이로 인하여 응답속도가 느려지게 된다. 이를 극복하기 위하여 시간 기반으로 자세제어를 하는 방법을 살펴보았다. 자세제어를 시작할 때에 한 번 자세오차를 측정하고 이를 토대로 계산한 시간만큼 양의 방향으로, 그 다음으로는 동일한 시간동안 음의 방향으로 토크를 주어서 위성의 자세오차를 크게 줄인다. 그 후로 일반적인 PD 제어기를 이용하여 위성 자세제어를 마무리하도록 하였다. 시뮬레이션을 통하여 본 방법의 성능을 살펴보았다. Due to solar panels and other parts, satellites are modeled as rigid body with flexible mode. In this case, control bandwidth of attitude controller should be designed to avoid the flexible mode frequency, and system response will be slowed. To overcome this property, we study the time based attitude control method. At the time of starting attitude control, we once measure the attitude error, and calculate the time duration using this value. Then we apply positive direction torque during the time duration, and after that, apply negative direction torque for the same duration. After this control, attitude error will be reduced drastically. Then, we apply normal PD control and finish the satellite attitude control. Through numerical simulation, we show the proposed method"s performance.

심층신경망기반 에너지 효율적 Cell-less 시스템

손준원,김승년,심병효 한국통신학회 2019 한국통신학회 학술대회논문집 Vol.2019 No.1

급성 막창자꼬리염에서 다중검출 컴퓨터 단층촬영 관상 재구성 영상을 이용한 이상적인 수술 절개 부위

손준원,오성범,조현영 대한외상중환자외과학회 2017 Journal of Acute Care Surgery Vol.7 No.1

Purpose: This study identifies the optimal incision site by describing the relationship between McBurney’s point and the base of appendix using the coronal view of abdominal multi-detector computed tomography (MDCT) in patients with acute appendicitis.Methods: We reviewed the records of 206 patients with positive MDCT findings who were histologically diagnosed with acute appendicitis after appendectomy between January 2014 and September 2015. The outer 1/3 point between two points, the umbilicus and the right anterior superior iliac spine, was marked as McBurney’s point on the coronal view. The superoinferior, mediolateral and radial distances between the base of appendix and McBurney’s point were measured and recorded.Results: The average age was 35.1±20.3 years. There were 34 patients below the age of 15-years-old (children), and 172 patients over 15-years-old (adults). In 35.4% of patients, the base of appendix was located within a radius of 2 cm from the McBurney’s point, in 39.8% it was within 2∼4 cm, and in 24.8% was over 4 cm. The average center coordinate of the base of inflamed appendix in our patients is 9.32 mm, 8.31 mm and the distance between two points is 12.5 mm.Conclusion: The location of appendix has wide individual variability; therefore the McBurney’s point has limitations as an anatomic landmark. If we choose to customize appendectomy incisions considering the base of appendix by using an abdominal MDCT coronal view, additional incision site extension can be reduced. (J Acute Care Surg 2017;7:23-29)

자기토커 고장시 반작용휠 모멘텀 덤핑

손준원(Jun-Won Son) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.5

정밀지향위성은 반작용휠로 자세제어를 수행하며, 반작용휠의 모멘텀 덤핑은 3개의 자기토커로 이뤄진다. 본 논문에서는 자기토커 고장 시의 모멘텀 덤핑 영향성에 대해서 살펴본다. 높은 경사각을 가지는 궤도에 위치한 위성이 지구지향자세를 유지하고 있을 때 피치축 방향 자기토커가 고장나면 모멘텀 덤핑이 불가능하다. 하지만 다른 방향의 자기토커가 고장나면 성능 저하만 있을 뿐 모멘텀 덤핑은 여전히 가능하다. 피치축 방향의 자기토커가 고장났을 때도 위성자세변화를 통해서 모멘텀 덤핑을 할 수 있다. 또한 자기토커 배치를 변경하면, 어느 자기토커가 고장나더라도 모멘텀 덤핑이 항상 가능하다. High precision pointing satellite uses the reaction wheels for the attitude control and their momentum dumping is performed by the three magnetic torquers. In this paper, the effects of one magnetic torquer’s failure on the momentum dumping will be reviewed. When the satellite on the high inclination angle orbit holds LVLH (Local Vertical Local Horizontal) attitude, pitch axis magnetic torquer failure causes the momentum dumping failure. But in case of other torquer’s failure, momentum dumping is still possible with degraded dumping performance. When pitch axis magnetic torquer fails, momentum dumping is possible by changing the satellite attitude. This paper propose the satellite attitude change to make the momentum dumping possible when pitch axis magnetic torquer fails. In addition, if torquer arrangement is modified, momentum dumping is always possible regardless of any torquer’s failure.

반작용휠 저속구간에서의 위성자세제어

손준원(Jun-Won Son),박영웅(Young-Woong Park) 한국항공우주학회 2017 韓國航空宇宙學會誌 Vol.45 No.11

반작용휠은 저속구간에서 마찰로 인해서 비선형 토크 응답을 보인다. 따라서 이 구간에서는 위성의 정밀한 자세제어를 달성하기 어렵다. 기존 연구들은 마찰력 보상이나 디더명령을 인가하는 방법을 사용하여 본 문제를 해결하려 하였다. 하지만 마찰력 모델링의 어려움이나 휠속도의 빈번한 영점 교차 때문에, 이러한 방법을 실제 위성 자세제어에 적용하기에는 어려움이 있다. 이를 해결하기 위해서, 자세오차에 따라서 자세제어기의 이득 값을 조절하는 방법을 제안한다. Reaction wheel shows nonlinear torque response on low-speed region due to friction. Thus precise satellite attitude control on this region is hard to achieve. Previous research tries to solve this problem, by compensating friction or applying dither command. However, due to difficulties of drag torque modeling or frequent zero wheel speed crossing, these methods are not suitable to apply on the real satellite attitude control. To solve this problem, we propose the attitude controller gain adjustment method based on the attitude error.

자기토커 배치와 반작용휠 모멘텀 덤핑 성능 관계

손준원(Jun-Won Son) 한국항공우주학회 2018 韓國航空宇宙學會誌 Vol.46 No.9

위성에 작용하는 외란으로 인해서 반작용휠에 원치 않는 모멘텀이 쌓인다. 이를 해소하기 위해서 위성의 축방향으로 설치한 세 개의 자기토커를 이용한다. 자기토커는 지구 자기장과 상호 작용하여 간접적으로 토크를 생성한다. 따라서 모멘텀 덤핑시 자기토커와 자기토커 주위에 형성되는 지구 자기장을 동시에 고려해야 한다. 높은 경사각을 가지는 저궤도 위성이 지구지향을 할 때 위성체의 피치축으로는 매우 약한 지구자기장이 형성된다. 이 경우 하나의 자기토커에 과부하가 걸려서 모멘텀 덤핑 성능이 떨어진다. 본 연구에서는 자기토커의 배치를 변경하여 지구지향자세에서 모멘텀 덤핑 성능을 향상시키는 방법에 대해서 살펴본다. Due to external disturbances on the satellite, unwanted momentum is accumulated on reaction wheels. To remove this momentum, three magnetic torquers which are installed along the satellite’s axes are used. The magnetic torquers generated torque indirectly by interactions with the earth’s magnetic field. Thus, during momentum dumping, we should consider both the magnetic torquer and the earth`s magnetic field generated on the magnetic torquers at the same time. When low earth orbit satellite with high inclination angle holds nadir pointing attitude, weak earth`s magnetic field is generated along the satellites pitch axis. In this case, one magnetic torquer is overloaded and momentum dumping performance is degraded. This research will review the method to improve the momentum dumping performance by adjusting magnetic torquers arrangement.

반작용휠과 제어모멘트자이로를 이용한 위성자세제어

손준원(Jun-Won Son),이승우(Seung-Wu Rhee) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.10

네 개의 반작용휠과 두 개의 제어모멘트자이로를 이용하여 X축 또는 Y축으로 위성을 고 기동 시키는 자세제어방법에 대해서 연구해보았다. 일반적인 위성은 동일한 구동기들을 사용하므로 위성자세제어기를 먼저 설계하고 여기에서 나온 토크를 각 구동기에 할당하면 된 다. 하지만 우리 위성은 출력토크 차이가 큰 반작용휠과 제어모멘트자이로로 이루어져 있기에 이러한 방법을 적용하는데 어려움이 있다. 이에 본 논문에서는 구동기 출력토크명령 설계에 위성자세제어기를 포함시키는 방법을 사용하였다. 시뮬레이션을 통하여, 설계된 제 어기법이 위성을 고기동 시키는 것을 확인하였다. 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 control moment gyros and reaction wheels, whose torque output differences are very large. Therefore, we cannot apply normal attitude controller design procedure. In this paper, we solve this problem by combining actuator torque command and attitude controller. Through numerical simulations, we show that our method enables satellite high agility.