시간 최적화 성능지수를 고려한 유도탄 자세제어 기법 연구

문관영,김성준,전병을 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.11

수직 발사관을 이용하여 사출되는 유도탄의 경우 급격한 초기 회전이 수행되어야 하는 교전 기하가 발생한다. 이를 해결하기 위해 본 논문에서는 유도탄 자세제어 기법에 대한 연구를 수행하였다. 추진제 연소에 따른 제트베인의 비 정형적 삭마에 대응하기 위해, 빠른 응답속도를 갖는 자세 제어 기법이 요구된다. 시스템 모델링에 대해 소개하고, 안정적인 피치, 요 방향 제어를 위해 설계한 기본 제어기 구조에 대한 설계 기법을 정리하였다. 이후 급속 롤 자세제어를 위해 성능지수를 제어 종료 시간으로 하는 뱅뱅(Bang-Bang) 최적해를 유도하였으며, 이의 적용기법에 대해 고찰하였다. 설계된 자세제어기를 비선형 시뮬레이션에 적용하여 설계된 제어기의 타당성을 검증하였다. To perform abrupt attitude control for initial phase of flight, attitude control scheme is studied. Firstly, the pitch and yaw dynamics is introduced for composing the attitude controller. The classical 3 loop attitude structure is adopted for the basic pitch and yaw control. During the intial maneuver, the vane erosion problem arises. To cope with this phenomenon, fast maneuver for the roll is required for the attitude control system; Time optimal solution, bang-bang control is applied to the roll attitude loop. Based on the phase diagram between roll and roll rate, the roll fin is switched to achieve the control goal. Numerical simulation is performed to check the validity for the proposed algorithm.

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.

상용제어기를 이용한 농용 헬리콥터 자세제어의 적용성 평가(Ⅱ)- 순항 비행 및 요 운동 제어 특성 -

구영모 경상대학교 농업생명과학연구원 2014 농업생명과학연구 Vol.48 No.6

본 연구에서는 살포비행의 주된 요운동과 순항비행에 대하여 시뮬레이션과 비행실험을 통해 얻은 적정 제어이득을 적용하여, 농용헬리콥터의 수동과 제어비행에서 순항비행 및 요의 행동을 비교하였다. 수동의 경우는 조종간의 입력 즉, 서보의 입력은 그대로 서보의 출력으로 전달되어 헬리콥터의 비행자세와 반응으로 나타나므로 조종자에 있어 높이와 자세를 유지하는데 높은 숙련도와 노력이 필요하였다. 반면 상용제어기의 적용은 기본적인 자세 및 요의 제어를 제공 받으므로 조종자가 살포작업에 편이성을 제공받을 수 있었다. 수동비행에서 요각의 행태는 편류비행의 결과를 보였으나, 제어에서는 목표진행 방위각에서 안정되게 유지되었다. 또한 수동 순항비행에서는 롤 및 피치각의 자세가 숙련된 조종자에 의해 ±6.9°(±0.11 rad) 정도의 롤 및 피치각의 큰 변동폭을 경험하였다. 반면 자세제어 비행에서는 ±2.8°(±0.05 rad) 정도의 안정된 변동폭을 유지하였다. 따라서, 상용제어기를 적용함으로써 요운동으로 방향을 유지하고 순항비행에서 살포높이와 속도를 조절하는데 조종자의 편이성을 제공 할 수 있을 것으로 생각되었다. Applying proper control gains obtained from simulations and flight trials, the performance during the cruise flight and yawing, which are major maneuvers of aerial application using manual and auto pilots was compared and analyzed. For the manual pilot, highly skilled operation would be required to maintain spray height and attitude because the servo inputs directly transmit to servo outputs, resulted in the helicopter attitude response. However, the adaptation of a commercial controller provides a basic attitude and yaw controls, which give a convenience to pilot during spray operation. Yaw performance at the manual pilot resulted in a drift forwarding, on the other hand the stability of the target direction was maintained at the auto pilot. The flights were experienced the oscillation of roll and pitch within a wide range of ±6.9°(±0.11 rad) at the manual pilot, but within a stable range of ±2.8°(±0.05 rad) at the auto pilot. Thus, the adaptation of a commercial controller would provide that the friendliness to operator, maintaining the yaw direction and adjusting the spray height and speed during cruise flight.

자기 제어를 이용한 큐브위성의 자세 결정 및 제어에 관한 연구

김영두,노희권,유선경,김오종,기창돈 한국항공우주학회 2015 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2015 No.4

본 연구에서는 자기 제어를 이용한 큐브위성의 자세 결정 및 제어 시스템(ADCS)를 설계하였다. 본 연구에서 고려하는 큐브위성의 임무수행을 위해서는 큐브위성의 밑면이 지구중심을 향하는 지구지향제어가 10° 이내의 정확도로 이루어져야 한다. 이를 위하여 자세 제어 알고리즘으로 LQR 제어를 사용하며 구동기로는 자기장토커만을 이용한다. 자세 추정을 위해서는 확장칼만필터(EKF)를 이용하며 센서로 자기장센서, 태양센서, 그리고 자이로스코프를 이용한다. 본 논문에서는 자세 제어를 위한 위성 자세의 동역학 모델과 자세 추정을 위한 확장칼만필터를 유도한다. 이를 바탕으로 시뮬레이션을 한 결과 큐브위성의 자세가 목표한 정확도 이내로 이루어지는 것을 확인하였다. The purpose of this paper is design of Attitude Determination and Control System (ADCS) of CubeSat. For mission of the CubeSat, the Earth pointing control that bottom side of CubeSat points the center of Earth within 10° accuracy must be achieved. For this purpose, the LQR control was used for attitude control algorithm, and the only actuator is magnetic torquer. For attitude estimation, Extended Kalman Filter (EKF) was used, and the sensors are magnetometer, sun sensor and gyroscope. In this paper, dynamic modeling of CubeSat attitude and EKF are derived for designing of ADCS. The simulation results show that the attitude of CubeSat is maintained within accuracy which goal.

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.

초소형 위성 CINEMA의 자세 제어 시험 환경 연구

신유철,윤세영,이용석,전제헌,선종호,진호,이동훈,Robert P.LIN 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.4

경희대학교에서 제작 중인 초소형 위성 CINEMA(Cubesat for Ion, Neutron, Electron and MAgnetic field)의 자세제어 시스템은 V-slit 형태의 태양 센서와 3축 자력계인 MAGIC(MAGnetometer by Imperial College London)의 자세감지 센서와 2개의 토크 코일을 사용하는 자기 토커의 구동부로 이루어져 있다. 지상에서 CINEMA의 자세 제어를 검증하기 위해서는 센서와 구동부의 시뮬레이터를 이용한 자세 제어 시험이 요구된다. 본 연구에서는 CINEMA의 자세 제어 시스템을 시험하기 위한 태양 센서와 자력계의 시뮬레이터 및 구동부의 구현을 제안 하였다. 태양 센서와 자력계 센서의 시뮬레이터는 실제 CINEMA 하드웨어와 유사한 시험 환경의 구현을 제시하였다. 자세 제어 시뮬레이터의 설계 및 구현을 통하여 CINEMA 자세 제어 시스템을 검증 할 수 있을 것으로 기대된다. Attitude Control System of CINEMA is composed of attitude sensors of V-slit Sun sensor, 3-axis magnetometer(MAGIC : MAGnetometer by Imperial College London) and actuator of magnetic torquer which is used by torque coil. To verify the Attitude Control System of CINEMA, simulator of attitude sensors and actuator is required. This study proposed realization of simulator for Sun sensor, magnetometer and actuator. The simulator for Sun sensor and magnetometer is similar to real one. Design and implementation of simulator for attitude control can make it possible to verify the Attitude Control System of CINEMA.

제어모멘텀휠 기반 자세제어 M&S 소프트웨어 개발

목성훈(Sung-Hoon Mok),김태호(Taeho Kim),방효충(Hyochoong Bang),송태성(Taeseong Song),이종국(Jongkuck Lee),송덕기(Deokki Song),서중보(Joongbo Seo) 한국항공우주학회 2019 韓國航空宇宙學會誌 Vol.47 No.4

자세제어 M&S(Modeling & Simulation)는 모델링 정밀도에 따라 간단한 자세제어 알고리즘 설계부터 실제 탑재 소프트웨어 검증까지 활용될 수 있다. 본 논문은 CMG 기반 위성 자세제어를 위한 M&S 소프트웨어를 소개한다. 개발된 소프트웨어는 크게 6자유도 모델링과 자세제어 알고리즘으로 나뉠 수 있다. 6자유도 모델링은 CMG 구동기 모델링과 우주환경 모델링(궤도외란/자세외란)을 포함한다. 자세제어 알고리즘은 CMG 모터속도 제어기(내부루프)부터 토크명령생성 및 스티어링 법칙(외부루프)을 포함한다. M&S는 하위 레벨인 CMG 모터제어부터 상위 레벨인 지구관측임무 수행까지 단계적으로 수행되며, 적용 레벨에 따라 3개 모듈로 나뉜다. 본 M&S 소프트웨어는 초기 자세제어 알고리즘 개발을 목표로 개발되었는데, 향후 상세한 위성체/구동기 모델링 및 우주환경 모델링을 반영해 점차 활용 범위를 넓힐 수 있을 것으로 기대된다. Attitude control modeling and simulation (M&S) can be extensively applied in overall development process, from simple algorithm design to on-board software verification. This paper introduces CMG-based attitude control M&S software, which consists of 6-DOF modeling (CMG and space environments modeling), and attitude control algorithm. The M&S software is divided into three modules, from an inner CMG motor control module to an outer earth observation mission module. While an application of this developed software is currently limited to the initial-phase attitude controller development, its application area can be extended to the later-phases by considering sophisticated model information in future.

기계식 자동비행제어시스템을 이용한 헬리콥터 자세명령반응타입 제어법칙 설계

김응태,최인호,이장호,이석천,강영신,현정욱 한국항공우주학회 2012 한국항공우주학회 학술발표회 논문집 Vol.2012 No.11

본 논문에서는 헬리콥터의 기계식 자동비행제어시스템을 이용하여 자세명령 타입을 구현하는 제어법칙 설계 기법에 대하여 기술하였다. 제어기 구조로는 명령모델과 단순 운동모델 기반의 역변환모델을 이용한 모델추정기법을 적용하였으며 축간 연동 효과를 상쇄시키기 위한 디커플링 제어기를 포함하였다. 설계된 제어기 구조를 BO-105 선형 운동모델에 적용하고 CONDUIT을 이용하여 제어이득을 최적화하였으며 자세명령 추종 성능과 ADS-33E에서 규정하는 조종성 규격 수준을 분석을 통하여 기계식 자동비행제어시스템을 이용한 자세명령 제어기의 특성에 대하여 연구하였다. This Paper describes helicopter flight control law design for the implementation of attitude command response type using a conventional mechanical automatic flight control system. The controller architecture is composed of a command model and inverse model based on simple helicopter dynamics model as well as decoupling controller eliminating off-axis effects. This control architecture was applied to BO-105 linear dynamic model and feedback gains were optimized using CONDUIT. The characteristics of the mechanical automatic flight control system modified for the attitude command response type implementation was studied by analyzing its attitude command response and ADS-33E handling quality level.

롤 보상알고리듬을 적용한 발사체 자세제어기 구조 설계 및 분석

박용규(Yong-Kyu Park),오충석(Choong-Seok Oh),선병찬(Byung-Chan Sun),노웅래(Woong-Rae Roh) 한국항공우주연구원 2011 항공우주기술 Vol.10 No.1

본 논문에서는 롤 자세운동이 발생하는 상황에서 안정적인 피치/요 자세제어를 위한 항법쿼터니언 기반 자세제어기 구조를 설계하고, 발사체 6자유도 시뮬레이션을 통해 설계된 제어기의 성능평가를 수행하였다. 항법쿼터니언 자세제어기는 기존 KSR-III, KSLV-I 상단부 자세제어기 설계 경험을 기반으로 고안되었고, 탑재소프트웨어 내에서 효율적인 자세제어 변수 사용 및 KSR-III, KSLV-I 상단부 제어기와 동일한 성능 확보 관점에서 설계되었다. 제안된 새로운 자세제어기 타당성 분석을 위하여 방위각 전환을 위한 롤 기동, 롤 자세제어가 수행되지 않는 두 비행조건에 대해 6자유도 시뮬레이션을 수행, 자세제어 성능을 평가하고 탑재 소프트웨어로서 적용 가능성을 확인하였다. This paper is summarized for designing launch vehicle autopilot structure with attitude angle command from guidance algorithm and for evaluating performance of autopilot using launch vehicle six-degree of freedom simulation program. The suggested autopilot has heritage from KSR-III/KSLV-I upper stage autopilot designing experience, and it has two design point. The one is, it must have same performance with KSR-III/KSLV-I upper stage autopilot, the other is, it must be simple autopilot structure and use low number of variable to apply on-board system. It is evaluated the performance using launch vehicle six-degree of freedom simulation program in case of roll maneuvering and no roll control flight condition.

나로호 3차 비행시험 2단 자세제어 결과

선병찬(Byung-Chan Sun),박용규(Yong-Kyu Park),오충석(Choong-Suk Oh),노웅래(Woong-Rae Roh) 한국항공우주연구원 2013 항공우주기술 Vol.12 No.1

본 논문에서는 나로호 3차 비행시험에서의 2단 자세제어 결과를 정리하였다. 나로호 2단 추력기시스템에 의한 무추력 비행구간 3축 자세제어 및 추력벡터제어에 의한 킥모터 연소구간 피치/요 자세제어가 정상적으로 수행되었음을 보였다. 무게중심 오프셋, 킥모터 슬래그 영향, 킥모터 잔류추력 영향으로 인한 외란에도 불구하고 2단 자세제어기가 모든 비행구간에서 성공적으로 작동하였음을 보였다. 이러한 결과들은 국내의 발사체 자세제어기술을 향상시키는 데 있어서 중요한 토대를 마련할 것이다. This paper summarizes results of second stage attitude control of KSLV-I third flight test. The results show that three axes attitude control at coasting phases of KSLV-I was successfully accomplished by the reaction control system, and pitch and yaw attitude control at thrusting phase where second stage kick motor burns was also normally accomplished by using the thrust vector control system. It is verified that the second stage controller performed successfully for all flight phases regardless of some disturbances due to mass center offset, slag effects, and residual thrust of kick motor. These results may provide an important basis in enhancing domestic technology level of attitude control of launch vehicle.