Accelerometer Disturbance Removement Algorithm for Underwater Vehicle

본 논문에서는 일정한 전진 속도를 지닌 수중 운동체의 자세제어를 위한 자세 계산 알고리즘을 제안한 다. 가속도계와 지자기계를 이용한 자세 계산 알고리즘은 항체의 회전에 의해 발생하는 가속도에 의해 자세오차가 발생한다. 이를 제거하기 위해 전진 방향 속도와 자이로에서 측정되는 각속도를 이용해 원 심력 성분을 계산하여 외란 성분을 계산한다. 외란이 제거된 가속도 신호를 이용하여 자세 추정을 수행 하면 기존의 자세 추정 방식보다 정밀한 자세 추정 결과를 얻을 수 있다. In this paper, improved attitude estimation is proposed for underwater vehicle which maneuvers with constant velocity. the attitude estimation which uses vector measurement of accelerometer and magnetometer is affected by acceleration from rotational maneuvers. To compensate the acceleration disturbance, the proposed method calculate the centrifugal acceleration using angular rate and body velocity. The attitude estimation result is improved by sing the accelerometer signal without disturbance as a measurement.본 연구는 한국연구재단을 통해 교육과학기술부의 NSL(National Space Lab)으로부터 지원(과제번호 2011-0018663)받아 수행되었음

Performance Improvement of Attitude Estimation Using Modified Euler Angle Based Kalman Filter

To calculate the attitude in ARS(Attitude Reference System) using 3 gyros and 3 accelerometers, gyro drift must be compensated with accelerometer to avoid divergence of attitude error. Kalman filter is most popular method to integrate those two sensor outputs. In this paper, new Kalman filtering method is proposed for roll and pitch attitude estimation. New states are defined to make linear equation and algorithm for changing Kalman filter parameters is proposed to ignore disturbances of acceleration. This algorithm can be easily applied to low cost ARSNSL(KOSEF

Fault Detection and Recovery of Control Moment Gyro Using Parity Equation

인공위성은 그 목적에 따라 다양한 임무 수행을 위하여 넓은 비행환경에서 안정적이고 견실한 성능을 가져야 한다. 따라서 인공위성에는 다양한 환경에서 제어가 가능하도록 추력기, 자기토커, 반작용 휠, 제어모멘트자이로 등 여러 종류의 구동기가 탑재된다. 이중 제어모멘트자이로(Control Moment Gyro, CMG)는 자이로스코픽 토크를 발생시켜 이를 자세제어에 이용하는 구동기로써 휠의 각운동량이 작더라도 각운동량 벡터를 구동시키는 각속도의 크기를 상대적으로 크게 유지함으로써 큰 제어 토크를 생성한다. 따라서 CMG는 반작용 휠이나 모멘텀 휠보다 성능면에서 효율적이기에 최근에는 많은 위성에서 이를 탑재하고 있고, 차세대 인공위성에 적용할 수 있는 뛰어난 구동기로 각광받고 있다.KOSEF/NS

Improvement of INS-GPS Integrated Navigation System using Wavelet Thresholding

This research have introduced wavelet signal processing technic for improving navigation signals. INS signals can be distorted with conventional pre-filtering method such as low-pass filtering by unwanted smoothing on real signals. But in this paper, wavelet thresholding method is implemented to INS signal to denoise for INS-GPS integrated system. This method reduces signal noise but not distorts the rapid varing signal. And this paper applied thresholding to INS-GPS integrated navigation system and improved navigation performance. 본 논문에서는 웨이블릿 잡음제거 기법 중 하나인 임계화 기법을 이용하여 관성센서 신호의 잡음을 제거하면서도 운동에 의한 신호변화는 상대적으로 왜곡이 적은 필터링기 법을 제안하였다. 이는 기존 연구들이 웨이블릿의 장점을 충분히 활용하지 못하고 저역통 과 필터와 같은 형태로 사용되기 때문에 급격히 변화하는 항체에 대하여는 부적합한 점 을 개선하기 위한 것이다. 제안된 방법의 성능 확인을 위하여 INS-GPS 결합항법 시스템 에 적용하였다.DAPA/AD

Performance Comparison of Passive Fault Tolerant Controllers for a Nano-satellite

Authors' version최근 나노 위성에 대한 관심이 국제적으로 높아지는 가운데 고장에 취약한 나노 위성의 고장복구 시스 템에 대한 연구가 필요하게 되었다. 본 논문에서는 수동형 고장 허용 제어기로 비선형 H∞ 제어기와 슬 라이딩 모드 제어기로 제안하고 나노 위성의 반작용 휠 고장에 대하여 성능을 비교 하였다. 시뮬레이션 을 통하여 테스트해 본 결과, 반작용 휠 고장이 발생한 경우 슬라이딩 모드 제어기의 성능이 더 뛰어났 다. As nano-satellite has been more popular in last decade, Fault tolerant controller(FTC) of the nano-satellite also has been developed . In this paper, nonlinear H∞ contol and sliding mode control is designed as a passive FTC for a developed nano-satellite. And the performance of those controllers are investigated by simulations of reaction wheel faults. Consequently, sliding mode controller shows better performance for reaction wheel faults than H∞ contoller.KOSEF/NS

Fault Detection of a Redundant IMU Using Wavelet Analysis

고장검출 및 분리기법은 대상 시스템의 계층에 따라 시스템 수준의 고장 진단기법과 국소적 하위 시스템 수준의 고장 진단기법으로 분류될 수 있다. 시스템 수준의 고장 진단기법은 서로 다른 센서들의 출력에 기반하기 때문에 안전성과 강건성을 보장하지 못해 여러 단점을 가지고 있다. 같은 종류의 센서라 할지라도 온도, 압력, 탑재위치 등과 같은 환경조건에 따라서 고유한 특성이 나타나며 사용자에 따라 동종 센서에 관하여 서로 다른 다양한 수학적 모델링 또하나 가능하다. 그러한 수학적 모델을 변화하는 환경조건하에서 적용하기도 힘든 것이 사실이다. 따라서 최근에는 국소적 하위 수준의 기법, 즉 센서 신호에 기반한 ILM(In-Line Monitoring) 기법이 고장 진단을 위해 연구되고 있다. 이러한 하위 시스템 수준의 고장 진단기법들은 어떠한 외부의 도움이 없이 가공되지 않은 센서의 출력을 이용한다는 장점을 가지고 있다.KOSEF/NS

Satellite Thruster Leakage Fault Detection using Observer and Extended Kalman Filter

인공위성에서는 다양한 임무를 수행 하기 위해 여러가지 자세제어 구동기를 이용한다. 이러한 구동기에는 추력기, CMG(Control Moment Gyro), 반작용 휠 등이 있다. 구동기에서 추력기는 항체 내부에 저장된 일정량의 질량을 분출함으로써 구동력을 생성하는 구동기이며, 반작용 휠은 고속으로 회전하는 휠을 이용하여 위성체의 자세를 제어하기 위한 구동력을 생성한다. CMG는 반작용 휠과 유사하나 같은 에너지로 발생 시킬 수 있는 토크의 크기가 반작용 휠 보다 크기 때문에 대형 위성에 많이 사용된다. 인공위성이 임무수행 중에 구동기의 고장이 발생하게 되었을 때 그 고장을 신속하게 검출하지 못하여 적절한 대응을 하지 못하게 되면 고가의 위성이 임무를 수행 못하게 되거나 심각한 경우 위성을 잃어버리는 경우도 발생 할 수가 있다. 따라서 구동기의 고장을 빠르게 검출 하는 것이 무엇보다도 중요하다.NSL/국토해양부 하늘프로젝

Fault Tolerant Control for Nanosatellite Using Adaptive Sliding Mode Control

본 논문에서는 나노위성의 고장허용제어 기법을 제안하였다. 나노위성의 모델의 부피는 10cm⋅10cm⋅20cm 이며, 반작용 휠을 구동기로 쓰는 모델이다. 반작용 휠의 고장을 시스템의 불확실성으로 반영하였다. 그렇기 때문에 갑작스럽게 일어난 반작용휠의 고장에 위성이 강건하게 반응한 제어 시스템을 갖도록 하였다. 제어 시스템은 불확실성이 존재하는 비선형 시스템에 강건하게 반응하도록 하기 위해 적응 슬라이딩 모드 제어 기법을 유도 및 적용하였다. 적응 기법을 사용하여 위성의 불확실성인 반작용 휠의 고장에 대하여 적절한 보상이 가능하다. 제안된 제어 기법은 수치 시뮬레이션을 수행하여 성능 검증을 하였다. In this paaper, the fault tolerant control scheme for nanosatellite is proposed. Nanosatellite model has volume of 10cm x 10cm x 20cm. The model has 4 reaction wheels as actuators. The fault of reaction wheels is represented as a model uncertainty. For this reason, the robust control system against abrupt fault is desinged and applied to the nanosatellite. This control system is desinged by using adapitve sliding mode control scheme which is robust against uncertainties of nonlinear system. Adaptive control can compensate for the reaction wheel fault. The proposed conotrol scheme is verified by performing numerical simulation.KOSEF/NS

HSHP 모듈을 이용한 초기 정렬 알고리즘

본 논문에서는 스트랩다운 관성항법시스템에서 운항 모드 진입전에 수행되는 초기 정렬의 성능 향상을 위하여 개발된 정밀정렬 알고리즘과 HSHP(high speed and high precìsion) 모듈에 대하여 설명하고 시뮬레이션을 통하여 그 성능을 검증한다. 이를 위하여 먼저 기존에 수행된 초기 정렬 알고리즘의 문제점인 가속도계 및 자이로 바이어스에 의한 초기 자세 오차에 대하여 살펴본다. 다음으로 가속도계와 자이로 바이어스를 상태변수로 고려한 정밀정렬 알고리즘에 대하여 설명하고 정렬 성능 향상을 위하여 제안된 HSHP 모듈의 입출력에 대하여 설명한다. 또한 HSHP 모듈의 성능을 검증하기 위하여 임의의 자세에 대하여 가속도계와 자이로 데이터를 생성한 후 제안된 알고리즘을 적용하여 초기 정렬을 수행한다

EKF Attitude Estimation Algorithm with Considering Gyro Output for ARS

자동비행 제어 시스템의 발전에 따라 2000년대 이후 무인항공기를 군사적, 상업적 용도로 다양하게 활용하고 있다. 특히 100g 이내의 무게를 지니는 초소형 무인항공기는 작은 크기로 인해 휴대와 활용이 용이하고 발견 및 격추가 어려워서 미래전장에서 정찰 등의 임무에 많은 활용을 할 수 있을 것으로 기대된다. 이와 같은 초소형 무인항공기가 임무를 수행함에 있어서 가장 중요한 요소 중 하나는 자세제어 성능이다. 일반적인 항공기에서는 자세제어를 위한 자세 센서로 관성센서와 GPS, 지자기 센서 등을 이용한다. 그러나 탑재중량의 제약이 많은 초소형 무인항공기의 경우 MEMS급의 고나성센서만이 활용가능하다. 여러 개의 관성센서를 이용하여 만든 센서 모듈을 IMU(Inertial Measurement Unit)라고 하며 일반적으로 자이로 3개와 가속도계 3개로 구성된다.KOSEF/NS