KR101899252B1 - 위성체의 제어 장치 및 방법 - Google Patents

위성체의 제어 장치 및 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR101899252B1
KR101899252B1 KR1020170084881A KR20170084881A KR101899252B1 KR 101899252 B1 KR101899252 B1 KR 101899252B1 KR 1020170084881 A KR1020170084881 A KR 1020170084881A KR 20170084881 A KR20170084881 A KR 20170084881A KR 101899252 B1 KR101899252 B1 KR 101899252B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
geomagnetic field
time
satellite
field vector
controlling
Prior art date
Application number
KR1020170084881A
Other languages
English (en)
Inventor
조동현
이동헌
최원섭
김민기
김진형
김해동
심은섭
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Application granted granted Critical
Publication of KR101899252B1 publication Critical patent/KR101899252B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/36—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using sensors, e.g. sun-sensors, horizon sensors
    • G05D1/0883—

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

위성체를 제어하는 장치 및 방법에 연관되며, 보다 특정하게는 위성체의 초기 자세를 안정화시키는 장치 및 방법에 연관된다. 일실시예에 따르면, 위성체의 제어 장치는 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 센서부, 지자기장 데이터로부터 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터를 추정하는 추정기, 제2 시간 동안에, 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하는 제어부 및 제어 명령을 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 구동부를 포함할 수 있다.

Description

위성체의 제어 장치 및 방법{APPARATUS AND METHOD FOR CONTROLLING SATELLITE}
위성체를 제어하는 장치 및 방법에 연관되며, 보다 특정하게는 위성체의 초기 자세를 안정화시키는 장치 및 방법에 연관된다.
위성체가 발사체로부터 분리될 때, 발생하는 회전운동(Tumbling)으로부터 위성체의 자세를 안정화하고, 정상적인 위성체의 운영이 가능하도록 디텀블링(Detumbling) 제어가 수행된다.
일반적으로, 중대형 위성 혹은 소형 위성의 경우에는 발사체로부터의 분리 시, Tip-off Rate가 보장되어 초기 디텀블링 제어가 크게 문제되지 않으나, 초소형 위성의 경우 Tip-off Rate의 보장에 어려움이 있어, 초기 디텀블링 제어가 상대적으로 중요하다.
일측에 따르면, 위성체의 제어 장치는 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 센서부, 상기 지자기장 데이터로부터 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터를 추정하는 추정기, 상기 제2 시간 동안에, 상기 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하는 제어부 및 상기 제어 명령을 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 구동부를 포함할 수 있다.
일실시예에 따르면, 상기 센서부는 상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 자이로를 더 포함하고, 상기 추정기는 상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여 상기 지자기장 데이터를 업데이트하며, 상기 제어부는 업데이트되는 상기 지자기장 데이터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성할 수 있다.
다른 일실시예에 따르면, 상기 센서부는 상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 자이로를 더 포함하고, 상기 추정기는 상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여 상기 지자기장 데이터를 업데이트하며, 상기 제어부는 업데이트되는 상기 지자기장 데이터를 이용하여, 상기 구동부가 위성체의 자세 제어 시 이용하는 쌍극자 모멘트 정보를 계산할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 추정기는 상기 추정된 상기 지자기장 벡터에 관한 공분산 정보를 계산하고, 상기 제어부는 상기 계산된 공분산 정보로부터 상기 제1 시간 및 상기 제2 시간의 스위칭 시점을 결정할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 제어부는 상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 추정기는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정할 수 있다.
다른 일측에 따르면, 위성체의 제어 장치는 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 센서부, 상기 지자기장 데이터로부터 추정된 지자기장 벡터에 대한 공분산 정보를 계산하는 추정기 및 상기 공분산 정보로부터 상기 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터에 따라 위성체의 자세가 제어되는 제2 시간의 스위칭 시점을 결정하는 제어부를 포함할 수 있다.
일실시예에 따르면, 상기 센서부는 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 자이로를 더 포함하고, 상기 제어부는 상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여, 상기 위성체의 자세 제어 시 이용하는 쌍극자 모멘트 정보를 계산할 수 있다.
다른 일실시예에 따르면, 상기 제어부는 상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 추정기는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 제어부는 상기 공분산 정보의 크기가 소정의 임계치에 접근하는 시점을 상기 제1 시간 및 상기 제2 시간이 교차되는 스위칭 시점으로 결정할 수 있다.
또 다른 일측에 따르면, 위성체의 제어 방법은 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 단계, 상기 지자기장 데이터로부터 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터를 추정하는 단계, 상기 제2 시간 동안에, 상기 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하는 단계 및 상기 제어 명령을 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 단계를 포함할 수 있다.
일실시예에 따르면, 상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 단계를 더 포함하고, 상기 제어하는 단계는 상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성할 수 있다.
다른 일실시예에 따르면, 상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 단계를 더 포함하고, 상기 제어하는 단계는 상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여, 위성체의 자세 제어 시 이용하는 쌍극자 모멘트 정보를 계산할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 추정하는 단계는, 상기 추정된 상기 지자기장 벡터에 관한 공분산 정보를 계산하고, 상기 제어하는 단계는, 상기 계산된 공분산 정보로부터 상기 제1 시간 및 상기 제2 시간의 스위칭 시점을 결정할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 추정하는 단계는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정할 수 있다.
또 다른 일측에 따르면, 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 단계 및 상기 지자기장 데이터로부터 추정된 지자기장 벡터에 대한 공분산 정보를 계산하고, 상기 공분산 정보로부터 상기 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터에 따라 위성체의 자세가 제어되는 제2 시간의 스위칭 시점을 결정하는 단계를 포함할 수 있다.
일실시예에 따르면, 상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 단계 및 상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여 상기 위성체의 자세 제어 시 이용하는 쌍극자 모멘트 정보를 계산하는 단계를 더 포함할 수 있다.
다른 일실시예에 따르면, 상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 결정하는 단계는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정할 수 있다.
또 다른 일실시예에 따르면, 상기 결정하는 단계는 상기 공분산 정보의 크기가 소정의 임계치에 접근하는 시점을 상기 제1 시간 및 상기 제2 시간이 교차되는 스위칭 시점으로 결정할 수 있다.
도 1은 일실시예에 따른 자이로 센서 및 가속도 센서를 도시한다.
도 2는 일실시예에 따라 자이로 피드백 제어를 실행한 경우와 B-dot 제어를 실행한 경우에 위성체 제어 결과를 비교한 그래프이다.
도 3은 일실시예에 따른 위성체의 자세 제어 장치를 도시한다.
도 4는 다른 일실시예에 따른 위성체의 자세 제어 장치를 도시한다.
도 5는 일실시예에 따라 지자기장 데이터를 획득하는 시간과 위성체의 자세 제어를 실행하는 시간이 분리되는 구성을 도시한다.
도 6은 일실시예에 따라 B-dot 제어를 실행한 경우, 자이로 피드백 제어를 실행한 경우 및 제안하는 위성체 제어를 실행한 경우에 위성체 제어 결과를 비교한 그래프이다.
도 7은 일실시예에 따라 제1 시간 및 제2 시간이 고정되어 있는 경우에, 지자기장 벡터 추정에 대한 공분산 정보를 계산한 결과를 나타낸다.
도 8은 일실시예에 따라 지자기장 벡터 추정 값에 대한 공분산 정보가 한계 공분산 값 이하로 유지되게 하는 경우 스위칭 시점의 변화를 나타낸다.
도 9는 일실시예에 따라 B-dot 제어를 실행한 경우, 자이로 피드백 제어를 실행한 경우, 제안하는 위성체 제어를 실행한 경우 및 제안하는 위성체 제어에 공분산 정보를 이용하여 스위칭 시점을 결정하여 제어를 실행한 경우에 위성체 제어 결과를 비교한 그래프이다.
이하에서, 실시예들을 첨부된 도면을 참조하여 상세하게 설명한다. 그러나, 권리범위는 이러한 실시예들에 의해 제한되거나 한정되는 것은 아니다. 각 도면에 제시된 동일한 참조 부호는 동일한 부재를 나타낸다.
아래 설명에서 사용되는 용어는, 연관되는 기술 분야에서 일반적이고 보편적인 것으로 선택되었으나, 기술의 발달 및/또는 변화, 관례, 기술자의 선호 등에 따라 다른 용어가 있을 수 있다. 따라서, 아래 설명에서 사용되는 용어는 기술적 사상을 한정하는 것으로 이해되어서는 안 되며, 실시예들을 설명하기 위한 예시적 용어로 이해되어야 한다.
또한 특정한 경우는 출원인이 임의로 선정한 용어도 있으며, 이 경우 해당되는 설명 부분에서 상세한 그 의미를 기재할 것이다. 따라서 아래 설명에서 사용되는 용어는 단순한 용어의 명칭이 아닌 그 용어가 가지는 의미와 명세서 전반에 걸친 내용을 토대로 이해되어야 한다.
위성체가 발사체로부터 분리될 때 발생하는 회전운동(Tumbling)으로부터, 위성체의 자세를 안정화하고 정상적인 위성체의 운영이 가능하도록 디텀블링(Detumbling)제어가 수행될 수 있다. 디텀블링 제어의 경우 위성체가 발사체로부터 분리되는 초기 단계에서 적용되며, 최소한의 하드웨어를 구동하여 제어를 수행함으로써, 사용하는 전력량을 제한할 수 있다.
최소한의 하드웨어를 구동하는 예로, B-dot 제어기의 경우, 초기 자세 안정화 기간 동안 자장 센서(Magnetometer)와 자장 토커(Magnetic Torquer)만을 사용하는 제어기이다. 그러나 B-dot 제어기는 초기 자세 안정화 시, 자이로를 사용하지 않기 때문에 자이로가 측정하는 각속도 정보를 이용할 수 없다.
도 1은 일실시예에 따른 자이로 센서 및 가속도 센서를 도시한다. 도 1을 참조하면 자이로(100)는 각 축 방향으로의 회전을 측정할 수 있다.
자이로(100)는 z축 방향의 회전(Yaw)(110)을 측정할 수 있으며, z 축 방향을 기준으로 얼마나 기울어져 있는지를 나타내는 x축(Roll) 및 y축(Pitch) 방향의 회전(130, 120)을 측정할 수 있다.
일실시예에 따른 도 1과 같은 자이로(100)로부터 3축의 회전에 대한 각속도 정보를 제공받는 경우, 자이로 피드백 제어(Gyro Feedback Control)를 수행할 수 있다.
도 2는 일실시예에 따라 자이로 피드백 제어를 실행한 경우와 B-dot 제어를 실행한 경우에 위성체 제어 결과를 비교한 그래프이다. 자이로 피드백 제어는 자이로로부터 각속도 정보를 제공받아 실행되며, B-dot 제어는 각속도 정보를 제공받지 않고 지자기장 정보를 측정하는 자장 센서와 지자기장 정보로부터 토크를 발생시켜 구동하는 자장 토크만으로 실행된다.
도 2를 참조하면, x축은 시간을 의미하고, y축은 총 각속도를 의미한다. y축의 총 각속도 값이 작아질수록 위성체의 자세가 안정되는 것을 의미한다. 도 2의 그래프는 일실시예로, 초소형 자이로인 MEMS 자이로 센서의 센서잡음(Noise)을 고려한 시뮬레이션 결과이다.
자이로 피드백 제어 시에는 위성체의 각속도 정보를 이용하여 제어하기 때문에, 도 2에 나타난 바와 같이 위성체의 각속도 정보를 이용하지 않는 B-dot 제어의 경우보다 더 효율적인 디텀블링 제어가 가능할 수 있다.
이에 위성체의 초기 자세 제어 시, 자이로가 측정하는 각속도 정보를 이용하기 위하여, 예를 들어 온 보드(On-board Computer)에 내장되는 MEMS 형식의 초소형 자이로를 사용할 수 있다.
도 3은 일실시예에 따른 위성체의 자세 제어 장치를 도시한다. 도 3을 참조하면, 자세 제어 장치(300)는 센서부(310), 추정기(320), 제어부(330) 및 구동부(340)를 포함할 수 있다.
위성체가 발사체로부터 분리된 후, 지자기장 데이터를 이용하여 위성체의 초기 자세를 제어할 수 있다. 지자기장 데이터는 3축의 각 방향으로의 지구 자기장 정보를 포함할 수 있다. 이에, 위성체의 자세 제어 장치(300)의 센서부(310)는 지자기장 데이터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하기 위하여, 지자기장 데이터를 센싱하는 지자기 센서(311)를 포함할 수 있다.
제어부(330)는 센싱한 지자기장 데이터로부터 추출되는 지자기장 벡터를 이용하여, 위성체를 구동시켜 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성할 수 있다.
위성체의 자세 제어 장치(300)는 위성체의 자세를 제어하는 구동부(340)를 포함할 수 있다. 일실시예에 따라, 구동부(340)는 는 자장 토커(341)를 포함할 수 있다. 자장 토커(341)가 구동되는 동안에는 자장계의 간섭으로 인하여, 센서부(310)에서 획득되는 지자기장 데이터를 사용할 수 없다. 이에, 센서부(310)가 지자기장 데이터를 획득하는 시간과 제어부(330)가 지자기장 벡터를 이용하여 위성체를 제어하는 제어 명령을 생성하고, 구동부(340)가 제어부(330)의 제어 명령을 자장 토커(341)에 적용하여 위성체의 자세를 제어하는 시간을 분리하여 위성체의 자세 제어를 실행할 수 있다. 이에 일실시예에 따라, 센서부(310)는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 획득하고, 제어부(330)는 제2 시간에 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성할 수 있으며, 구동부(340)는 제어부(330)의 제어 명령을 이용하여, 위성체의 자세를 제어할 수 있다.
제2 시간에는 센서부(310)가 획득하는 지자기장 데이터를 사용할 수 없어, 지자기장 데이터로부터 지자기장 벡터를 계산할 수 없다. 이에, 일실시예에 따라 제어부(330)는 추정기(320)가 추정하는 제2 시간의 지자기장 벡터 값을 사용하여 제어 명령을 생성할 수 있다.
추정기(320)는 제1 시간 동안 센서부(310)가 획득하는 지자기장 데이터로부터 제2 시간의 지자기장 벡터를 추정할 수 있다. 제어부(330)는 추정기(320)가 추정하는 제2 시간의 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어할 수 있다. 제2 시간 동안에는 제어부(330)가 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하고, 구동부(340)가 제어 명령을 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 동안, 구동부(340)의 자장 토커(341)의 구동으로 인한 자장계 간섭으로 인하여 센서부(310)가 지자기장 데이터를 센싱하여 업데이트된 정보를 제공할 수 없다. 따라서, 제어부(330)는 제2 시간 동안 추정기(320)가 제공하는 추정되는 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성할 수 있다. 추정기(320)가 지자기장 벡터를 추정하는 방법에 대한 실시예는 도 5에서 자세히 설명하도록 하겠다.
도 4는 다른 일실시예에 따른 위성체의 자세 제어 장치를 도시한다. 도 4을 참조하면, 자세 제어 장치(300)는 지자기 센서(311)를 포함하는 센서부(310), 추정기(320), 제어부(330), 구동부(340)를 포함하며, 센서부(310)는 자이로 센서(312)를 더 포함할 수 있다.
자이로(312)는 위성체의 각속도를 측정하여, 위성체의 각속도 정보를 제어부(330)에게 제공할 수 있다. 위성체의 디텀블링 제어 시, 각속도 정보를 이용하지 않고 제어하는 경우보다, 각속도 정보를 이용하여 제어하는 경우 디텀블링 제어 효과가 더욱 향상될 수 있다. 이 두 상황에 대한 디텀블링 제어 결과는 도 2에서 설명하였다.
위성체의 자세 제어로서, 디텀블링 제어는 다음과 같은 두 알고리즘에 따라 제어될 수 있다.
먼저, 자이로(312)로부터 각속도 정보를 제공받아 디텀블링 제어를 하는 경우를 설명하도록 하겠다.
Figure 112017064030735-pat00001
수학식 1에서 M은 쌍극자 모멘트, B는 지자기장 벡터, w는 위성체의 각속도 및 k는 임의의 상수를 의미한다. 위성체의 자세 제어 장치(300)는 자이로(312)로부터 측정되는 위성체의 각속도 정보(w)와 센서부(310)의 지자기 센서(311)가 측정하는 지자기장 데이터를 이용하여, 추정기(320)가 계산하여 추정하는 지자기장 벡터(B) 값을 이용하여 쌍극자 모멘트(M)를 계산할 수 있다.
Figure 112017064030735-pat00002
각속도 정보를 제공받지 않고 디텀블링 제어를 하는 B-dot 제어의 경우, 수학식 1과 달리, 수학식 2와 같이 쌍극자 모멘트(M) 값을 지자기장 벡터(B)의 수치 미분 값을 이용하여 계산할 수 있다.
일실시예에 따른 도 4의 위성체 자세 제어 장치는 자이로(312)를 포함하고 있어, 자이로(312)로부터 위성체의 각속도 정보를 제공받아 수학식 1과 같은 방식으로 위성체에 대해 디텀블링 제어를 수행할 수 있다.
다른 일실시예에 따라 센서부(310)는 자이로 뿐만 아니라, 태양 센서, 지구 센서, 별센서 및 GPS 등을 포함하여 지자기장 데이터의 업데이트가 가능할 수 있다.
도 5는 일실시예에 따라 지자기장 데이터를 획득하는 시간과 위성체의 자세 제어를 실행하는 시간이 분리되는 구성을 도시한다. 도 5를 참조하면, 센서부는 Ts 시간(500)에 지자기장 데이터를 획득할 수 있다. 위성체의 자세를 제어하기 위해, 위성체를 구동시키는 구동부로서, 일실시예에 따른 자장 토커가 구동되는 동안에는 자장계의 간섭으로 인하여 센서부가 획득하는 지자기장 데이터를 사용할 수 없다. 따라서 위성체의 자세를 제어하는 Ta 시간(510)에는 센서부가 획득하는 지자기장 데이터를 사용할 수 없다. 이에, Ts 시간(500)에 센싱되는 지자기장 데이터를 활용하여, 위성체의 자세를 제어할 수 있다.
추정기는 Ts 시간(500)에 센싱되는 지자기장 데이터를 활용하여 Ta 시간(510)에 대응하는 지자기장 벡터의 값을 계산하여 추정할 수 있다. 일실시예에 따라, 지자기장 벡터 값의 추정에는 칼만 필터(Kalman Filter)가 적용될 수 있다.
Figure 112017064030735-pat00003
Figure 112017064030735-pat00004
Figure 112017064030735-pat00005
Figure 112017064030735-pat00006
Figure 112017064030735-pat00007
Figure 112017064030735-pat00008
Figure 112017064030735-pat00009
수학식 3 내지 수학식 9는 칼만 필터를 나타낸다. 지자기장 데이터에 칼만 필터를 적용하여 지자기장 벡터를 추정하기 위하여, 지자기장 벡터와 각속도 사이의 관계를 선형화시키는 가정을 할 수 있다.
다른 일실시예에 따라, 지자기장 벡터의 추정에는 Extended Kalman Filter, Unscented Kalman Filter, Particle Filter 및 Observer 등이 적용될 수 있다.
수학식 3 내지 수학식 9에서 F는 시스템 방정식을 나타내고, A는 상태변환행렬, I는 단위행렬, P는 공분산 행렬, Q와 R은 센서와 시스템의 불확실성을 반영하는 행렬을 나타내며, K는 칼만 게인(Kalman Gain), H는 관측행렬을 나타낸다. F의 시스템 방정식에서 w는 시스템의 운동방정식에서 유도되는 변수로서, 자이로를 통해 획득되는 각속도 벡터를 의미한다.
일실시예에 따라, 제어부는 추정되는 지자기장 벡터와 자이로로부터 제공받는 위성체의 각속도 정보를 이용하여, 위성체의 자세 제어 시 구동을 위한 정보로 이용되는 쌍극자 모멘트를 계산할 수 있다. 보다 구체적으로, 일실시예에 따른 추정기는 센서부로부터 지자기장 데이터를 제공받아, 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 지자기장 벡터를 계산하여 추정할 수 있고, 제어부는 추정되는 지자기장 벡터 및 자이로로부터 제공받는 각속도 정보를 이용하여 쌍극자 모멘트 정보를 계산할 수 있다. 계산되는 쌍극자 모멘트 정보는 제어부에 제공되어, 제어부는 쌍극자 모멘트 정보를 이용하여 위성체를 구동시켜, 위성체의 자세를 제어할 수 있다.
일실시예에 따라, 센서부는 자장 토커가 Ta 시간(510) 이 후, 다시 Ts 시간(520)을 개시하는 Ts 시간의 시작점(550)을 결정할 수 있다. 센서부는 Ts 시간(520) 동안, 지자기장 데이터를 획득할 수 있으며, 추정기는 Ta 시간(530) 동안 획득한 각속도 정보를 이용하여 지자기장 벡터를 추정하고, 구동부는 지자기장 벡터를 이용하여 위성체를 구동시킬 수 있다.
센서부가 지자기장 데이터를 획득하는 Ts 시간(500, 520) 및 지자기장 데이터로부터 지자기장 벡터를 추정하고, 이로부터 위성체를 구동하는 Ta 시간(510, 530) 간의 스위칭 시점(540, 550, 560)을 결정하는 일 실시예는 도 7에서 상세히 설명하도록 하겠다.
도 6은 일실시예에 따라 B-dot 제어를 실행한 경우, 자이로 피드백 제어를 실행한 경우 및 제안하는 위성체 제어를 실행한 경우에 위성체 제어 결과를 비교한 그래프이다. 자이로 피드백 제어는 자이로로부터 각속도 정보를 제공받아 실행되며, B-dot 제어는 각속도 정보를 제공받지 않고 지자기장 정보를 측정하는 자장 센서와 지자기장 정보로부터 토크를 발생시켜 구동하는 자장 토크만으로 실행된다. 그리고, 제안하는 위성체 제어는 일실시예에 따라, 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 측정하고, 측정되는 지자기장 데이터를 이용하여 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터를 추정하여, 제2 시간에 추정되는 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어할 수 있다. 일실시예에 따라 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터 및 각속도 정보를 제공받아 이 둘로부터 쌍극자 모멘트 정보를 계산하여, 제2 시간에 쌍극자 모멘트 정보를 이용하여 위성체의 자세를 제어할 수 있다.
도 6을 참조하면, x축은 시간을 의미하고, y축은 총 각속도를 의미한다. y축의 총 각속도 값이 작아질수록 위성체의 자세가 안정되는 것을 의미한다. 도 6의 그래프는 일실시예로, 도 3의 자이로 피드백 혹은 제안하는 위성체 제어에 대해, 초소형 자이로인 MEMS 자이로 센서의 센서 Noise를 고려한 시뮬레이션 결과이다.
도 2에서 설명하였던 바와 같이, 자이로 피드백 제어 시에는 위성체의 각속도 정보를 이용하여 제어하기 때문에, 위성체의 각속도 정보를 이용하지 않는 B-dot 제어의 경우보다 더 효율적인 디텀블링 제어가 가능할 수 있다. 그러나, 자이로 피드백 제어의 경우 위성체를 구동시키는 제2 시간 동안, 자장계 간섭으로 인해 제2 시간에 센서부가 측정하는 지자기장 데이터를 사용할 수 없기 때문에 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터에 대한 값을 상수로 사용하고 있다.
반면, 제안하는 위성체 제어는 제2 시간 동안, 지자기장 벡터를 추정하여 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터 값을 추정 값으로 계속해서 업데이트하여 사용할 수 있다. 지자기장 벡터는 제1 시간 동안 센서부가 측정한 지자기장 데이터와 제2 시간에 자이로로부터 측정한 위성체의 각속도 정보를 이용하여 추정될 수 있으며, 추정에는 칼만 필터 등이 적용될 수 있다.
도 6에 나타난 바와 같이, 위성체를 구동시키는 제2 시간 동안의 지자기장 벡터를 추정하여 위성체를 제어하는 제안하는 위성체 제어의 경우에 다른 경우보다 더 빠르게 위성체가 안정되는 시뮬레이션 결과가 나타남을 알 수 있다.
이어서, 지자기장 데이터를 측정하는 제1 시간 및 위성체를 구동시키는 제2 시간 사이의 스위칭 시점을 결정하는 방법에 대해 설명하도록 하겠다.
도 7은 일실시예에 따라 제1 시간 및 제2 시간이 고정되어 있는 경우에, 지자기장 벡터 추정에 대한 공분산 정보를 계산한 결과를 나타낸다. 공분산(Covariance) 정보는 특정 정보를 추정하는 연산 과정에서 필터를 적용하여 계산하는 경우, 추정 결과 값의 불확실성을 나타낸다. 이 공분산 정보가 특정 값 이하로 유지되도록 하면, 추정 결과 값의 신뢰성이 기 정하는 범위 내에서 보장되도록 할 수 있다.
지자기장 데이터를 측정하는 Ts 시간(500, 520) 및 지자기장 데이터로부터 지자기장 벡터를 추정하여 위성체를 제어하는 Ta 시간(510, 530) 간의 스위칭 시점(540, 550, 560)을 미리 정하여 고정시켜두는 경우, 지자기장 벡터 추정 값에 대한 공분산 정보(710)는 도 7에 나타난 바와 같이, 한계 공분산 값(700)을 초과하는 분포를 가질 수 있다.
따라서, 이러한 공분산 정보(710)가 한계 공분산 값(700) 이하로 유지되도록 스위칭 시점(540, 550, 560)이 결정되도록 할 수 있다.
도 8은 일실시예에 따라 지자기장 벡터 추정 값에 대한 공분산 정보가 한계 공분산 값 이하로 유지되게 하는 경우 스위칭 시점의 변화를 나타낸다. 도 8을 참조하면, 제1 시간(800, 803, 806, 809)에 측정되는 지자기장 데이터를 이용하여, 제2 시간(810, 813, 816, 819)에 대응하는 지자기장 벡터를 추정할 때, 추정되는 지자기장 벡터 값에 대한 공분산 정보(830)를 한계 공분산 값(820) 이하로 유지되도록 할 수 있다.
공분산 정보(830)가 한계 공분산 값(820) 이하로 유지되도록 하기 위하여, 제1 시간(800, 803, 806, 809)과 제2 시간(810, 813, 816, 819)의 시간 간격 및 스위칭 시점이 변화할 수 있다.
도 8을 참조하면, 일실시예에 따라 선형 필터인 칼만 필터를 적용하는 경우 공분산 정보(830)가 선형으로 증가하는 모습으로 나타날 수 있다. 따라서, 공분산 정보(830)가 한계 공분산 값(820) 이하로 유지되도록 하기 위하여, 한계 공분산 값(820)에 도달하기 이전 시점(840, 843, 846, 849)에 지자기장 데이터를 측정하는 제1 시간이 시작되도록 결정할 수 있다.
지자기장 데이터를 측정함에 따라 공분산 정보(830) 값이 감소하여, 지자기장 벡터를 추정하기에 적절한 공분산 정보(850, 853, 856, 859) 값에 이르는 경우, 지자기장 벡터를 추정하여 위성체를 제어하기 위하여, 해당 기간인 제2 시간이 시작되도록 결정할 수 있다.
도 8을 참조하면 일실시예에 따라 공분산 정보(830)를 이용하여, 위성체를 제어하는 경우, 지자기장 측정 시간의 단축을 통해, 구동기의 가용 시간이 늘어나는 효과를 확인할 수 있다.
도 9는 일실시예에 따라 B-dot 제어를 실행한 경우, 자이로 피드백 제어를 실행한 경우, 제안하는 위성체 제어를 실행한 경우 및 제안하는 위성체 제어에 공분산 정보를 이용하여 스위칭 시점을 결정하여 제어를 실행한 경우에 위성체 제어 결과를 비교한 그래프이다. 제안하는 위성체 제어는 일실시예에 따라, 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 측정하고, 측정되는 지자기장 데이터를 이용하여 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터를 추정하여, 제2 시간에 추정되는 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어할 수 있다. 일실시예에 따라 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터 및 각속도 정보를 제공받아 이 둘로부터 토크 정보를 계산하여, 제2 시간에 토크 정보를 이용하여 위성체의 자세를 제어할 수 있다. 이 경우(KF)에는 제1 시간 및 제2 시간의 스위칭 시점이 미리 정해져 있는 상태에서 위성체 제어를 실행한 결과이다.
제안하는 위성체 제어에 공분산 정보를 더 고려한 제어(KF+Cov)의 경우는, 제2 시간에 추정되는 지자기장 벡터에 대한 공분산 정보가 한계 공분산 값 이하로 유지될 수 있도록, 제1 시간 및 제2 시간의 스위칭 시점을 변화시키며 제어할 수 있다.
도 9를 참조하면, x축은 시간을 의미하고, y축은 총 각속도를 의미한다. y축의 총 각속도 값이 작아질수록 위성체의 자세가 안정되는 것을 의미한다.
도 9를 참조하면, 제안하는 위성체 제어(KF)는 제2 시간 동안, 지자기장 벡터를 추정하여 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터 값을 추정 값으로 계속해서 업데이트하여 사용할 수 있다. 지자기장 벡터는 제1 시간 동안 센서부가 측정한 지자기장 데이터를 이용하여 추정될 수 있으며, 추정에는 칼만 필터 등이 적용될 수 있다. 이 경우(KF)에는 제1 시간 및 제2 시간의 스위칭 시점은 미리 결정되어 있을 수 있다.
도 9를 참조하면, 제안하는 위성체 제어에 공분산 정보를 고려하는 위성체 제어(KF+Cov)는 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터 추정 값에 대한 공분산 정보가 한계 공분산 값 이하로 유지되도록 제1 시간 및 제2 시간의 스위칭 시점을 변화시킬 수 있다.
도 9에 나타난 바와 같이, 공분산 정보를 고려하여, 제1 시간 및 제2 시간의 스위칭 시점을 변화시키는 위성체 제어의 경우, 제1 시간 및 제2 시간의 스위칭 시점을 미리 결정해놓는 위성체 제어의 경우보다 더 빠르게 위성체가 안정되는 시뮬레이션 결과가 나타남을 알 수 있다.
제안하는 위성체의 자세 제어 장치 및 방법은 위성체 초기 상태의 Detumbling 과정에서 적용될 뿐만 아니라 자장 토커를 이용한 자세제어계에 전반적으로 적용될 수 있다. 일실시예에 따라 위성의 Momentum Dumping(혹은 Wheel off loading) 제어 과정에 활용될 수 있다.
이상에서 설명된 장치는 하드웨어 구성요소, 소프트웨어 구성요소, 및/또는 하드웨어 구성요소 및 소프트웨어 구성요소의 조합으로 구현될 수 있다. 예를 들어, 실시예들에서 설명된 장치 및 구성요소는, 예를 들어, 프로세서, 콘트롤러, ALU(arithmetic logic unit), 디지털 신호 프로세서(digital signal processor), 마이크로컴퓨터, FPA(field programmable array), PLU(programmable logic unit), 마이크로프로세서, 또는 명령(instruction)을 실행하고 응답할 수 있는 다른 어떠한 장치와 같이, 하나 이상의 범용 컴퓨터 또는 특수 목적 컴퓨터를 이용하여 구현될 수 있다. 처리 장치는 운영 체제(OS) 및 상기 운영 체제 상에서 수행되는 하나 이상의 소프트웨어 애플리케이션을 수행할 수 있다. 또한, 처리 장치는 소프트웨어의 실행에 응답하여, 데이터를 접근, 저장, 조작, 처리 및 생성할 수도 있다. 이해의 편의를 위하여, 처리 장치는 하나가 사용되는 것으로 설명된 경우도 있지만, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는, 처리 장치가 복수 개의 처리 요소(processing element) 및/또는 복수 유형의 처리 요소를 포함할 수 있음을 알 수 있다. 예를 들어, 처리 장치는 복수 개의 프로세서 또는 하나의 프로세서 및 하나의 콘트롤러를 포함할 수 있다. 또한, 병렬 프로세서(parallel processor)와 같은, 다른 처리 구성(processing configuration)도 가능하다.
소프트웨어는 컴퓨터 프로그램(computer program), 코드(code), 명령(instruction), 또는 이들 중 하나 이상의 조합을 포함할 수 있으며, 원하는 대로 동작하도록 처리 장치를 구성하거나 독립적으로 또는 결합적으로(collectively) 처리 장치를 명령할 수 있다. 소프트웨어 및/또는 데이터는, 처리 장치에 의하여 해석되거나 처리 장치에 명령 또는 데이터를 제공하기 위하여, 어떤 유형의 기계, 구성요소(component), 물리적 장치, 가상 장치(virtual equipment), 컴퓨터 저장 매체 또는 장치, 또는 전송되는 신호 파(signal wave)에 영구적으로, 또는 일시적으로 구체화(embody)될 수 있다. 소프트웨어는 네트워크로 연결된 컴퓨터 시스템 상에 분산되어서, 분산된 방법으로 저장되거나 실행될 수도 있다. 소프트웨어 및 데이터는 하나 이상의 컴퓨터 판독 가능 기록 매체에 저장될 수 있다.
실시예에 따른 방법은 다양한 컴퓨터 수단을 통하여 수행될 수 있는 프로그램 명령 형태로 구현되어 컴퓨터 판독 가능 매체에 기록될 수 있다. 상기 컴퓨터 판독 가능 매체는 프로그램 명령, 데이터 파일, 데이터 구조 등을 단독으로 또는 조합하여 포함할 수 있다. 상기 매체에 기록되는 프로그램 명령은 실시예를 위하여 특별히 설계되고 구성된 것들이거나 컴퓨터 소프트웨어 당업자에게 공지되어 사용 가능한 것일 수도 있다. 컴퓨터 판독 가능 기록 매체의 예에는 하드 디스크, 플로피 디스크 및 자기 테이프와 같은 자기 매체(magnetic media), CD-ROM, DVD와 같은 광기록 매체(optical media), 플롭티컬 디스크(floptical disk)와 같은 자기-광 매체(magneto-optical media), 및 롬(ROM), 램(RAM), 플래시 메모리 등과 같은 프로그램 명령을 저장하고 수행하도록 특별히 구성된 하드웨어 장치가 포함된다. 프로그램 명령의 예에는 컴파일러에 의해 만들어지는 것과 같은 기계어 코드뿐만 아니라 인터프리터 등을 사용해서 컴퓨터에 의해서 실행될 수 있는 고급 언어 코드를 포함한다. 상기된 하드웨어 장치는 실시예의 동작을 수행하기 위해 하나 이상의 소프트웨어 모듈로서 작동하도록 구성될 수 있으며, 그 역도 마찬가지이다.
실시예들이 비록 한정된 도면에 의해 설명되었으나, 해당 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 상기의 기재로부터 다양한 수정 및 변형이 가능하다. 예를 들어, 설명된 기술들이 설명된 방법과 다른 순서로 수행되거나, 및/또는 설명된 시스템, 구조, 장치, 회로 등의 구성요소들이 설명된 방법과 다른 형태로 결합 또는 조합되거나, 다른 구성요소 또는 균등물에 의하여 대치되거나 치환되더라도 적절한 결과가 달성될 수 있다.
그러므로, 다른 구현들, 다른 실시예들 및 특허청구범위와 균등한 것들도 후술하는 특허청구범위의 범위에 속한다.

Claims (23)

  1. 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 센서부;
    상기 지자기장 데이터로부터 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터를 추정하는 추정기;
    상기 제2 시간 동안에, 상기 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하는 제어부;
    상기 제어 명령을 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 구동부
    를 포함하는 위성체의 제어 장치.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 센서부는 상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 자이로를 더 포함하고,
    상기 제어부는 상기 추정기에 의해 추정되는 지자기장 벡터 및 상기 자이로로부터 제공받는 각속도 데이터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하는 위성체의 제어 장치.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 센서부는 상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 자이로를 더 포함하고,
    상기 제어부는 상기 추정기에 의해 추정되는 지자기장 벡터 및 상기 자이로로부터 제공받는 각속도 데이터를 이용하여, 상기 구동부가 위성체의 자세 제어 시 이용하는 쌍극자 모멘트 정보를 계산하는 위성체의 제어 장치.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 추정기는 상기 추정된 상기 지자기장 벡터에 관한 공분산 정보를 계산하고,
    상기 제어부는 상기 계산된 공분산 정보로부터 상기 제1 시간 및 상기 제2 시간의 스위칭 시점을 결정하는 위성체의 제어 장치.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어하는 위성체의 제어 장치.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 추정기는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정하는 위성체의 제어 장치.
  7. 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 센서부;
    상기 지자기장 데이터로부터 추정된 지자기장 벡터에 대한 공분산 정보를 계산하는 추정기; 및
    상기 공분산 정보로부터 상기 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터에 따라 위성체의 자세가 제어되는 제2 시간의 스위칭 시점을 결정하는 제어부
    를 포함하는 위성체의 제어 장치.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 센서부는 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 자이로를 더 포함하고,
    상기 제어부는 상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여, 상기 위성체의 자세 제어 시 이용하는 쌍극자 모멘트 정보를 계산하는 위성체의 제어 장치.
  9. 제7항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어하는 위성체의 제어 장치.
  10. 제7항에 있어서,
    상기 추정기는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정하는 위성체의 제어 장치.
  11. 제7항에 있어서,
    상기 제어부는 상기 공분산 정보의 크기가 소정의 임계치에 접근하는 시점을 상기 제1 시간 및 상기 제2 시간이 교차되는 스위칭 시점으로 결정하는 위성체의 제어 장치.
  12. 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 단계;
    상기 지자기장 데이터로부터 제2 시간에 대응하는 지자기장 벡터를 추정하는 단계;
    상기 제2 시간 동안에, 상기 지자기장 벡터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하는 단계; 및
    상기 제어 명령을 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 단계
    를 포함하는 위성체의 제어 방법.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 단계를 더 포함하고,
    상기 제어 명령을 생성하는 단계는,
    상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여 위성체의 자세를 제어하는 제어 명령을 생성하는 단계
    를 포함하는 위성체의 제어 방법.
  14. 제12항에 있어서,
    상기 위성체의 각속도 데이터를 측정하는 단계를 더 포함하고,
    상기 제어 명령을 생성하는 단계는,
    상기 지자기장 벡터 및 상기 각속도 데이터를 이용하여, 위성체의 자세 제어 시 이용하는 쌍극자 모멘트 정보를 계산하는 단계
    를 포함하는 위성체의 제어 방법.
  15. 삭제
  16. 제12항에 있어서,
    상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어하는 위성체의 제어 방법.
  17. 제12항에 있어서,
    상기 추정하는 단계는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정하는 위성체의 제어 방법.
  18. 미리 정의되는 제1 시간 동안 지자기장 데이터를 얻는 단계; 및
    상기 지자기장 데이터로부터 추정된 지자기장 벡터에 대한 공분산 정보를 계산하고, 상기 공분산 정보로부터 상기 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터에 따라 위성체의 자세가 제어되는 제2 시간의 스위칭 시점을 결정하는 단계
    를 포함하는 위성체의 제어 방법.
  19. 삭제
  20. 제18항에 있어서,
    상기 지자기장 데이터를 얻는 제1 시간 및 상기 지자기장 벡터가 추정되는 제2 시간이 상기 위성체 내에서 반복 실행되도록 제어하는 위성체의 제어 방법.
  21. 제18항에 있어서,
    상기 결정하는 단계는 상기 지자기장 데이터를 칼만 필터에 적용하여 상기 지자기장 벡터를 추정하는 위성체의 제어 방법.
  22. 제18항에 있어서,
    상기 결정하는 단계는 상기 공분산 정보의 크기가 소정의 임계치에 접근하는 시점을 상기 제1 시간 및 상기 제2 시간이 교차되는 스위칭 시점으로 결정하는 위성체의 제어 방법.
  23. 제12항의 위성체의 자세를 제어하는 방법을 수행하는 프로그램을 수록한 컴퓨터 판독 가능 기록 매체.
KR1020170084881A 2017-05-10 2017-07-04 위성체의 제어 장치 및 방법 KR101899252B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020170058107 2017-05-10
KR20170058107 2017-05-10

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR101899252B1 true KR101899252B1 (ko) 2018-09-17

Family

ID=63721816

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020170084881A KR101899252B1 (ko) 2017-05-10 2017-07-04 위성체의 제어 장치 및 방법

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101899252B1 (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102232860B1 (ko) * 2019-10-15 2021-03-26 한국항공우주연구원 비행체 자세제어 시스템 및 비행체 자세제어방법

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3795865B2 (ja) 2003-01-22 2006-07-12 三菱電機株式会社 人工衛星の姿勢決定装置
JP2010202069A (ja) 2009-03-04 2010-09-16 Mitsubishi Electric Corp 姿勢制御装置
KR101517391B1 (ko) 2013-12-27 2015-05-06 한국항공우주연구원 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템
KR101723751B1 (ko) 2015-11-27 2017-04-05 한국항공우주연구원 위성체의 항법 제어 장치 및 방법

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3795865B2 (ja) 2003-01-22 2006-07-12 三菱電機株式会社 人工衛星の姿勢決定装置
JP2010202069A (ja) 2009-03-04 2010-09-16 Mitsubishi Electric Corp 姿勢制御装置
KR101517391B1 (ko) 2013-12-27 2015-05-06 한국항공우주연구원 단일 입출력 제어기를 이용한 인공위성의 3축 자세 제어 시스템
KR101723751B1 (ko) 2015-11-27 2017-04-05 한국항공우주연구원 위성체의 항법 제어 장치 및 방법

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102232860B1 (ko) * 2019-10-15 2021-03-26 한국항공우주연구원 비행체 자세제어 시스템 및 비행체 자세제어방법

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9702674B2 (en) Method and apparatus for GPS-denied navigation of spin-stabilized projectiles
KR102351261B1 (ko) 관성 내비게이션 시스템
EP1585939B1 (en) Attitude change kalman filter measurement apparatus and method
JP6388661B2 (ja) 慣性航法装置
US7739045B2 (en) Rapid self-alignment of a strapdown inertial system through real-time reprocessing
US10788324B2 (en) Method and apparatus for calculation of angular velocity using acceleration sensor and geomagnetic sensor
US10539421B2 (en) Inertial navigation system with compensation of roll scale factor error
Jung et al. Inertial attitude and position reference system development for a small UAV
JP6255924B2 (ja) センサー用ｉｃ、センサーデバイス、電子機器及び移動体
RU2762143C2 (ru) Система определения курса и углового пространственного положения, выполненная с возможностью функционирования в полярной области
Oh Multisensor fusion for autonomous UAV navigation based on the Unscented Kalman Filter with Sequential Measurement Updates
EP2340998A1 (en) On-line inertia estimation for use in controlling an aerospace vehicle
KR101688331B1 (ko) 위성체 제어 장치 및 그 방법
JP3726884B2 (ja) 慣性計測装置を用いた姿勢推定装置及び方法並びにプログラム
EP4053504B1 (en) Systems and methods for model based inertial navigation for a spinning projectile
JP5164645B2 (ja) カルマンフィルタ処理における繰り返し演算制御方法及び装置
KR101899252B1 (ko) 위성체의 제어 장치 및 방법
Khosravian et al. Velocity aided attitude estimation on SO (3) with sensor delay
KR101752724B1 (ko) 관성항법장치의 정렬 방법
JP2015094631A (ja) 位置算出装置及び位置算出方法
KR20210080978A (ko) 전지구위성항법 수신기와 관성항법 센서를 융합한 지표 변위 관측 기법
Hansen et al. Validation and experimental testing of observers for robust gnss-aided inertial navigation
CN113218389B (zh) 一种车辆定位方法、装置、存储介质及计算机程序产品
CN114993296A (zh) 一种制导炮弹高动态组合导航方法
KR102431724B1 (ko) 센서 데이터를 통한 자율주행 차량의 실시간 다이나믹 추정 방법 및 장치

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant