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公开(公告)号：KR101008176B1
公开(公告)日：2011-01-13
申请号：KR1020080136668
申请日：2008-12-30
Applicant: 한국항공우주연구원
CPC classification number: B64G1/26 , B64G1/283 , B64G2001/245 , G05D1/0883
Abstract: 본 발명은 인공위성의 위성체 자세기동 시 사용하는 구동기 중 반작용휠과 추력기를 동시에 사용함으로써 기동성능 및 가제어성을 향상시키는 방법에 관한 것이다. 위성체 자세제어 시스템은, 위성체에 탑재된 추력기의 구동을 제어하는 추력기 기반 자세제어기(Thruster-Based Attitude Controller), 상기 위성체의 반작용휠의 구동을 제어하는 반작용휠 기반 자세제어기(Reaction Wheel-Based Attitude Controller) 및 상기 위성체의 자세를 변화시키는 위성체 동역학 모델(Spacecraft Dynamics)을 포함하여 구성된다. 여기서, 상기 위성체에는 상기 복수개의 반작용휠이 구비되고, 상기 반작용휠 중 일부의 고장으로 인한 결손 시 상기 추력기 기반 자세제어기와 상기 반작용휠 기반 자세제어기를 동시에 적용함으로써 위성체의 자세기동을 보정하게 된다.
인공위성 자세제어, 반작용휠(Reaction Wheel), 추력기(Thruster), 반작용휠 고장-
公开(公告)号：KR1020100072665A
公开(公告)日：2010-07-01
申请号：KR1020080131141
申请日：2008-12-22
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G05D1/08
CPC classification number: B64G1/1021 , B64G1/365 , B64G2001/245 , G01C11/00 , G01C25/00
Abstract: PURPOSE: A posture angle sensor three dimensional misalignment correcting method using a monoscopic image is provided to implement the three dimensional misalignment calculation by using a single image information photographed by a camera. CONSTITUTION: A ground control point reference vector is calculated(S100). A ground control point observation vector is calculated by using the image information(S200). A posture error matrix is calculated by using the ground control point reference vector and the ground control point observation vector(S300). A posture angle sensor misalignment correction is implemented by using the posture error matrix calculation value(S400).
Abstract translation: 目的：提供使用单视场图像的姿态角度传感器三维不对准校正方法，以通过使用由照相机拍摄的单个图像信息来实现三维不对准计算。 构成：计算地面控制点参考矢量（S100）。 通过使用图像信息来计算地面控制点观测矢量（S200）。 通过使用地面控制点参考矢量和地面控制点观测矢量（S300）计算姿势误差矩阵。 通过使用姿势误差矩阵计算值来实现姿势角度传感器的未对准校正（S400）。
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公开(公告)号：KR100778098B1
公开(公告)日：2007-11-22
申请号：KR1020060070263
申请日：2006-07-26
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G05D1/08
CPC classification number: G05D1/0883
Abstract: A moment gyro cluster for three axis attitude control of an artificial satellite is provided to improve torque performance by using an MPP(Moore-Penrose Pseudoinverse) driving law. A moment gyro cluster is mounted with a predetermined rotation angle(sigma) between 0° and 360°. Sequential torque inputs are applied as much as rotation amounts of an artificial satellite along an axis direction using a new pyramid shape which the moment gyro cluster is mounted with the predetermined rotation angle. Torque inputs corresponding to x, y, and z axes are sequentially applied in accordance with an artificial satellite attitude movement range in respective axes such that an artificial satellite attitude movement is performed.
Abstract translation: 提供用于人造卫星的三轴姿态控制的力矩陀螺集群，以通过使用MPP（Moore-Penrose伪逆）驱动规律来提高扭矩性能。 一个陀螺仪簇以0°至360°之间的预定旋转角度（sigma）安装。 使用以预定旋转角度安装力矩陀螺集群的新的金字塔形状，沿轴向方向施加顺序扭矩输入多达人造卫星的旋转量。 按照各轴的人造卫星姿态移动范围依次施加对应于x，y，z轴的转矩输入，从而进行人造卫星姿态移动。
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公开(公告)号：KR100766000B1
公开(公告)日：2007-10-12
申请号：KR1020060128495
申请日：2006-12-15
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/24
CPC classification number: B64G1/36 , G05D1/0883
Abstract: An integrated verification system for controlling a satellite attitude is provided to improve the efficiency of control logic verification by displaying a geometric appearance of a satellite in a three-dimensional space. An integrated verification system comprises a satellite dynamic simulator(10), a remote interface device(20), an embedded computer simulator(30), a satellite attitude control three-dimensional graphic visual device(40), a star simulator(50) and a host PC(60). The satellite dynamic simulator(10) includes a hardware having a commercial board and a custom board, and a software. The remote interface device(20) collects information on satellite attitude from an attitude control sensor, and sends the information to an attitude control logic.
Abstract translation: 提供用于控制卫星姿态的综合验证系统，以通过在三维空间中显示卫星的几何外观来提高控制逻辑验证的效率。 集成验证系统包括卫星动态模拟器（10），远程接口设备（20），嵌入式计算机模拟器（30），卫星姿态控制三维图形视觉设备（40），星型模拟器（50）和 主机PC（60）。 卫星动态模拟器（10）包括具有商业板和定制板的硬件以及软件。 远程接口装置（20）从姿态控制传感器收集关于卫星姿态的信息，并将该信息发送到姿态控制逻辑。
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公开(公告)号：KR100649730B1
公开(公告)日：2006-11-27
申请号：KR1020050129700
申请日：2005-12-26
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: G01C19/56
Abstract: A control moment gyroscope is provided to mount a gimbal motor to a lower portion of one side of a wheel rotated by a spin motor, thereby controlling the posture of a small-sized satellite. A control moment gyroscope includes a spin motor(200), a spin shaft(220), a wheel(210), a gimbal motor(100), a lower connection shaft(120), an upper connection shaft(130), and a sensing section(110). The gimbal motor is disposed at a lower portion of the lower side of the wheel and supplies a moment perpendicular to the rotation direction of the spin motor. The lower connection shaft is mounted to the gimbal motor to rotate the wheel mounted to the spin motor. The upper connection shaft penetrates from the spin motor and extends upward. The sensing section accommodates the upper connection shaft.
Abstract translation: 提供控制力矩陀螺仪以将万向电机安装到由旋转电机旋转的车轮的一侧的下部，从而控制小尺寸卫星的姿态。 控制力矩陀螺仪包括旋转电机200，旋转轴220，轮210，万向电机100，下连接轴120，上连接轴130， 感测部分（110）。 万向电机设置在车轮下侧的下部，并提供垂直于旋转电机旋转方向的力矩。 下连接轴安装在万向节马达上，以旋转安装在旋转马达上的轮子。 上连接轴从旋转电机穿入并向上延伸。 传感部分容纳上连接轴。
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Patent Agency Ranking
公开(公告)号：KR100533192B1
公开(公告)日：2005-12-05
申请号：KR1020030075764
申请日：2003-10-29
Applicant: 한국항공우주연구원
IPC: B64G1/24
Abstract: 본 발명은 연동 추력 방식을 사용하는 위성의 변분사비율 추력 제어방법에 관한 것으로, 상세하게는 위성의 궤도 조절과 자세제어에 사용되는 추력기를 장착한 위성 중 추력기의 수가 적어 연동식으로 작동되어야 하는 추력기 세트를 장착한 위성의 추력분사비율 조정법중 가변 분사비율 방법을 제공하기 위함이다.
상기한 목적을 달성하기 위하여 본 발명은 임의의 순간 위성자세 제어를 위하여 각 축의 토크 분사비율( u
i ≡ t
i / t
s , i=1,2,3, t
i =분사시간, t
s =제어시간간격)을 하기 식과 같은 조건 u
1 + u
2 + u
3 ≤ 1 을 만족시키되 각축의 분사비율이 하기식과 같은 경우에 따라 1/3이 넘을 수 있도록 가변적으로 할당(Varying Time Division)하여
0 ≤ u
i ≤ 1, i=1,2,3
결과적으로 각축에 발생하는 상당토크 g
i 가 하기 식과 같이
g
i = g
i max u
i
가 되어 각 축에 발생되는 상당토크를 극대화시키는 방법을 제공하게 된다.(여기서 g
i max 는 i번째 축의 최대 발생가능 토크를 나타냄) -
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