Percision Attitude Determination Design Using Star Tracker

Seung-Wu Rhee,Zeen-Chul Kim 제어로봇시스템학회 1998 제어로봇시스템학회 국내학술대회 논문집 Vol.2 No.10

Covariance Analysis Study for KOMPSAT Attitude Determination System

Seung-Wu Rhee 한국항공우주학회 2000 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.1 No.1

KOMPSAT-2 AOCS Control Mode & Power Safe Mode Design

Seung-Wu Rhee,Hak-Jung Kim,Joo-Jin Lee 한국항공우주학회 2005 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.6 No.1

KOMPSAT-2 is the second Korean earth observation satellite after KOMPSAT-l: the 1 meter GSD cartographic capability and planning to launch at the end of 2005 by ROKOT launch vehicle. The dedicated AOCS operational modes are designed for KOMPSAT-2 based on KOMPSAT-l experience All of AOCS operational modes requires gyro information. To compensate this drawback, Power Safe Mode is designed and implemented. Successfully AOCS on-board software is developed and extensively verified through a nonlinear simulation process. The simulation results of Power Safe Mode and Science Fine Submode are provided to demonstrate its functionality as well as its performance.

KOMPSAT-2 AOCS Control Mode & Power Safe Mode Design

Rhee, Seung-Wu,Kim, Hak-Jung,Lee, Joo-Jin The Korean Society for Aeronautical and Space Scie 2005 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol.6 No.1

KOMPSAT-2 is the second Korean earth observation satellite after KOMPSAT-l: the 1 meter GSD cartographic capability and planning to launch at the end of 2005 by ROKOT launch vehicle. The dedicated AOCS operational modes are designed for KOMPSAT-2 based on KOMPSAT-l experience All of AOCS operational modes requires gyro information. To compensate this drawback, Power Safe Mode is designed and implemented. Successfully AOCS on-board software is developed and extensively verified through a nonlinear simulation process. The simulation results of Power Safe Mode and Science Fine Submode are provided to demonstrate its functionality as well as its performance.

Covariance Analysis Study for KOMPSAT Attitude Determination System

Rhee, Seung-Wu The Korean Society for Aeronautical and Space Scie 2000 International Journal of Aeronautical and Space Sc Vol. No.

The attitude knowledge error model is formulated for specifically KOMPSAT attitude determination system using the Lefferts/Markley/Shuster method, and the attitude determination(AD) error analysis is performed so as to investgate the on-board attitude determination capability of KOrea Multi-Purpose SATellite(KOMPSAT) using the covariance analysis method. Analysis results show there is almost no initial value effect on Attitude Determination (AD) error and the sensor noise effects on AD error are drastically decreased as is predicted because of the inherent characteristic of Kalman filter structure. However, it shows that the earth radiance effect of IR-sensor(earth sensor) and the bias effects of both IR-sensor and fine sun sensor are the dominant factors degrading AD error and gyro rate bias estimate error in AD system. Analysis results show that the attitude determination errors of roll, pitch and yaw axes are 0.056, 0.092 and 0.093 degrees, respectively. These numbers are smaller than the required values for the normal mission of KOMPSAT. Also, the selected on-orbit data of KOMPSAT is presented to demonstrate the designed AD system.

6시 저궤도 위성에서 B-dot 제어기 역할과 고장분석

이승우(Seung-Wu Rhee),김홍중(Hong- Joong Kim),손준원(Jun-Won Son) 한국항공우주학회 2013 韓國航空宇宙學會誌 Vol.41 No.3

본 논문에서 B-dot 제어기 종류, Lyapunov 안정성 관점에서 B-dot 제어기 안정성 검토 결과 요약이 제시되었다. 6시 태양동기 궤도의 대형위성이 초기 자세획득 할 때 또는 이상 상태 발생 후 태양획득을 위해 B-dot 제어기가 사용될 경우, B-dot 제어기의 활용성에 대한 검토 결과 제어기 활용성이 매우 높다는 결론을 얻을 수 있었다. 또한 B-dot 제어기작동원리의 이해를 위해 천이상태 제어토크와 정상상태 제어토크 개념을 도입해서 새로 운 물리적 해석 결과를 도출ㆍ제시하였으며, 자기 토커가 고장 났을 때 자세 안정화에 미치는 영향을 이론적으로 분석 후 토커고장에 대한 설계 최적화 방안을 제시하였다. 또한 6시 태양동기 궤도의 대형위성에서 B-dot 제어기의 유용성 및 자기토커 고장 영향 분석 결과 확인을 위해 비선형 시뮬레이션 결과 만족스런 태양지향능력 및 예측된 고장 영향분석결과 등이 확인되었다. In this paper, the types of B-dot controller and the review results of B-dot controller stability are summarized. Also, it is confirmed that B-dot controller is very useful and essential tool when a dawn-dusk low earth orbit(LEO) large satellite has especially to capture the Sun for a required power supply in a reliable way after anomaly and that its algorithm is very simple for on-board implementation. New physical interpretation of B-dot controller is presented as a result of extensive theoretical investigation introducing the concept of transient control torque and steady state control torque. Also, the failure effect analysis results of magnetic torquers as well as a simulation verification are included. And the design recommendation for optimal design is provided to cope with the failure of magnetic torquer. Nonlinear simulation results are included to justify its capability as well as its performance for an application to a dawn-dusk LEO large satellite.

LMI 방법을 이용한 방사형 인공위성 제어로직 설계 및 강건성 분석

이승우(Seung-Wu Rhee) 한국항공우주학회 2015 韓國航空宇宙學會誌 Vol.43 No.11

방사형 인공위성 경우, 관성곱이 커서 단일 입·출력 가정이 불가능하기 때문에 고전적 제어기 설계방법을 사용하기 어렵다. 본 논문에서 현대 제어 이론인 H<SUB>∞</SUB> 제어기 설계이론을 사용하여 방사형 인공위성의 자세 제어기 설계를 수행하였다. 설계 알고리즘으로 보다 안정적인 LMI 방법이 사용되었고, 설계 결과에 대한 안정성과 성능에 대한 강건성 해석을 위해μ-해석 방법이 적용되었다. 설계 결과, 일반적인 경우와 다르게 제어기가 포함되지 않은 개루프보다 제어기가 포함된 개루프의 cross-over frequency가 더 낮게 설계되는 것이 관측되었다. 즉 상대적으로 큰 관성곱 영향 때문에 단지 weighting 함수 조정으로 위성 기동성을 증가시키는데 한계가 있는 것으로 해석된다.μ-해석을 위해 +/-5%의 관성모멘트 변화를 가정하였다. 안정성 및 성능에 대한 강건성 해석결과, +/-7% 관성모멘트 변화까지 시스템 안정성 및 성능이 보장됨이 확인되었고, 관성곱 변화보다 주관성모멘트 변화가 안정성 및 성능 저하에 더 영향을 주는 것으로 확인되었다. The H<SUB>∞</SUB> control theory using LMI method is applied to design an attitude controller of radial type satellite that has strongly coupled channels due to the large product of inertia. It is observed that the cross-over frequency of open-loop with H<SUB>∞</SUB> controller is lower than that of open-loop without controller, which is not typical phenomenon in an optimal control design result: it is interpreted that due to a large product of inertia, there is certain limit in increasing agility of satellite by just tuning weighting function. μ-analysis is performed to verify the stability and performance robustness with the assumption of +/-5% MOI variation. μ-analysis result shows that the variation of principal MOI degrades the stability and performance robustness more than the variation of POI does.

다목적 실용위성 태양모드 및 기동모드의 추력기 제어 설계

이승우(Seung-Wu Rhee),최홍택(Hong-Taek Choi),김진철(Zeen-Chul Kim) 한국항공우주학회 1999 韓國航空宇宙學會誌 Vol.27 No.2

토크센서를 이용한 CMG의 지상 시뮬레이터 개발

김승현(Seung-Hyeon Kim),이승목(Seung-Mok Lee),이승우(Seung-Wu Rhee) 한국항공우주학회 2009 韓國航空宇宙學會誌 Vol.37 No.1

CMG는 3축으로 토크를 발생시키기 위해 클러스터로 구성하여 사용할 수 있다. CMG 클러스터에서 발생되는 여러 가지 설계에 고려되어야 할 문제들이 있다. 이러한 문제들을 지상에서 미리 검증하는 것이 필수적이다. 따라서 본 논문에서 토크센서로 위성자세를 계산하는 CMG 시뮬레이터를 제안하였다. 개발과정에서 발생한 김발각문제 해결을 위해 보정방법과 칼만필터가 제시되었다. 보정방법은 계산된 김발각을 기본으로 사용하고 센서 값을 보조로 사용해서 오차를 줄인다. 또한 개발된 CMG 시뮬레이터를 이용하여 특이점 회피를 위한 구동법칙과 자세제어 로직 시험결과도 예로서 제시되었다. CMG cluster which consists of four CMGs can be used to produce 3-axis torque. There are many issues that we have to investigate and validate when CMG cluster itself is developed. Thus, its ground validation and verification processes are essential. Therefore, CMG simulator which uses a torque sensor to calculate satellite attitude is proposed in this paper. Update and kalman filter are also proposed for gimbal angle problem occurred in development. The first way uses a calculated gimbal angle as a primary and a sensor angle as a scondary to reduce error. Also, the test results of specific CMG steering law as well as attitude control logic are presented as an example

저가 소형 CMG 성능시험 및 분석

이승우(Seung-Wu Rhee),권혁진(Hyoek Jin Kwon) 한국항공우주학회 2011 韓國航空宇宙學會誌 Vol.39 No.6

가장 효과적인 모멘텀 교환장치인 CMG(Control Moment Gyro)는 고기동성이 요구되는 위성에 필수적이다. 본 논문에서는 고기동성이 요구되는 소형 인공위성을 위한 Single-Gimbal CMG(SGCMG)에 대한 하드웨어 개발에 필요한 동역학식을 정리하였으며 이를 사용하여 CMG 설계에 필요한 요구사항이 도출되었다. 또한 도출된 요구사항에 따라 출력토크가 1.2Nm인 소형 CMG 성능검증 모델이 제작되었으며, 에러분석 및 성능시험이 수행되었다. 최대 출력토크, 김벌 과도응답특성, 최소 출력토크, 출력토크오차, 김벌 각속도 오차 등을 성능시험 항목으로 선정하어 실험 측정하였고, 시험 결과를 통해 설계 결과를 검증하였다. Control Moment Gyro(CMG) is one of the most efficient momentum exchange devices for satellite attitude control and CMG is very essential device for agile satellite. In this study, the essential dynamic equation for the design of gimbal motor and wheel motor is summarized. The development process of SGCMG hardware for agile small satellite system, the description of developed hardware and its performance test results are presented. Test result shows that the developed hardware model can produce an output torque more than 1.2Nm as designed. Other test items are max. torque, gimbal bandwidth, minimum torque, torque error, gimbal rate error.