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2축 김벌의 가변속도 CMG를 이용한 인공위성 자세제어
방효충(Hyochoong Bang),박영웅(Youngwoong Park) 한국항공우주학회 2004 韓國航空宇宙學會誌 Vol.32 No.5
CMG(Control Momentum Gyro)는 일반적으로 동체에 부착된 반작용휠에 비해 큰 토크의 크기를 발생시켜 인공위성의 자세제어에 이용되는 장치이다. CMG는 휠의 각운동량벡터의 방향을 위성체의 동체축에 대하여 연속적으로 변화시킴으로써 자이로스코픽 토크를 발생하게 된다. 가변속도 CMG는 휠의 속도도 함께 변화시킴으로써 보다 다양한 제어 명령을 생성할수 있게 되고 또한 특이(Singularity) 조건을 피하는데 장점을 지니고 있다. 본 연구에서는 2축의 김발에 장착된 가변속도 CMG를 이용한 위성체의 자세 동역학 방적식을 유도하기로 한다. 이러한 운동방정식은 기존의 1축 김벌 시스템의 경우를 확장한 것이다. 또한 유도된 운동방정식을 활용하여 피드백 자세기동 제어 법칙을 제안하기로 한다. CMG(Control Momentum Gyro) is a control device being used for spacecraft attitude control constructing relatively large amount of torque compared to conventional body-fixed reaction wheels. The CMG produces gyroscopic control torque by continuously varying the angular momentum vector direction with respect to the spacecraft body. The VSCMG(Variable Speed Control Momentum Gyro) has favorable advantages with variable speed to lead to better control authority as well as singularity avoidance capability. Attitude dynamics with a VSCMG mounted on a two-axis gimbal system are derived in this study. The dynamic equation may be considered as an extension of the single-axis counterpart. Also, a feedback control law design is addressed in conjunction with the dynamic equations of motion.
Modified Rodrigues Parameter 기반의 인공위성 관성모멘트 추정 연구
방효충(Hyochoong Bang) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.3
본 연구에서는 인공위성의 관성 모멘트 추정을 위해 MRP(Modified Rodrigues Parameter) 자세 변수기반의 추정기를 설계하였다. MRP는 인공위성 자세 결정시 쿼터니언(Quaternion) 파라미터의 구속 조건으로부터 발생하는 필터의 오차 공분산 행렬의 특이 (Singularity) 현상을 피할 수 있는 장점이 있다. 한편 MRP의 경우 자세각 변위가 클 경우에 역시 특이현상이 발생할 수 있어 이를 피하기 위해 적절한 자세각 범위에서 인위적 인 기준 운동을 생성하여 필터 설계에 적용하였다. 쿼터니언 파라미터의 단점을 극복하여 보다 안정된 오차 공분산 갱신 결과의 필터의 개선된 성능을 예상할 수 있다. This study addresses spacecraft moment of inertial estimation approach using Modified Rodrigues Parameters(MRP). The MRP offer advantage by avoiding singularity in Kalman Filter design for attitude determination caused by the norm constraint of quaternion parameters. Meanwhile, MRP may suffer singularity for large angular displacement, so that we designed appropriate reference attitude motion for accurate estimation. The proposed approach is expected to provide stable error covariance update with accurate spacecraft mass property estimation results.
방효충(Hyochoong Bang) 한국항공우주학회 2010 韓國航空宇宙學會誌 Vol.38 No.12
본 연구는 적응제어기법을 이용한 무인항공기이 피치 자세 기동에 대한 연구 내용을 소개한다. 모델기반적응제어(Model Reference Adaptive Control)을 이용하여 피치 자세각과 엘리베이터 입력 사이의 피드백 선형화 과정에서 발생하는 불확실성을 처리하였다, 모델 불활실성 파라미터는 피드백 제어기가 작동하는 중에 적응법칙을 이용하여 추정할 수 있도록 설계 되었다. 안정화 제어기에 의해 달성되는 최종 피치 자세각에 대한 분석을 통해 폐루프 시스템의 특성을 파악할 수 있도록 하였다. 제안된 제어 기법은 기존 제어기에서 주로 채택하고 있는 선형화나 게인 스케쥴링등의 과정이 필요하지 않아 상당한 모델 오차가 존재하는 상황에서 무인항공기의 고기동 피치 제어기 설계에 도움을 줄 것으로 생각한다. This study addresses adaptive control of UAVs(Unmanned Aerial Vehicles) pitch-axis maneuver. The MRAC(Model Referenced Adaptive Control) approach is employed to accommodate uncertainties which are introduced by feedback linearization of pitch attitude control by elevator input. The model uncertainty is handled by adaptation laws which update model parameters while the UAV is under control by the feedback control law. Steady-state pitch attitude achieved by the stabilizing control law is derived to provide insight on the closed-loop behavior of the controlled system. The proposed idea is free of linearization, gain-scheduling procedures, so that one can design high maneuverability of UAVs for pitching motion in the presence of significant model uncertainty.