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논문 기본 정보

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저널정보
한국항공우주학회 한국항공우주학회지 韓國航空宇宙學會誌 第34卷 第5號
발행연도
2006.5
수록면
65 - 73 (9page)

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위성이 발사체로부터 분리될 때 초기 각속도가 발생한다. B-dot 로직은 일반적으로 위성의 초기각속도 제어에 사용되나, 상대적으로 제어시간이 많이 소요된다는 단점이 있다. 이런 문제를 해결하기 위해 본 논문에서는 피치 바이어스 모멘텀 방식을 사용하는 초소형 위성에 적용 가능한 디텀블링(detumbling) 방식을 새롭게 제안하였다. 제안된 디텀블링 방식은 제어시간이 약 20분 이내로 기존의 방식에 비해 상당한 시간을 줄일 수 있다. 본 논문에서 제안한 디텀블링 방식을 사용할 경우 기존의 모멘텀 휠 초기구동 방식을 사용할 수 없다. 따라서 휠의 속도를 안정적으로 공칭 속도까지 증가시키는 방식을 제안하고 시뮬레이션을 통해 비교, 검증하였다. 시뮬레이션 결과 기존의 방식과 비교했을 때 제어시간을 단축할 수 있었으며 휠의 공칭 속도와 3축 안정화를 이룰 수 있었다.
#Pitch Bias Momentum(피치 바이어스 모멘텀) #Detumbling Control(초기각속도 제어) #Momentum Wheel Start-up(모멘텀 휠 초기구동) #Magnetic Torquer(자기토커) #Micro/Nano Satellite(마이크로/ 나노 위성)

목차

ABSTRACT
초록
Ⅰ. 서론
Ⅱ. 위성 자세제어 모델
Ⅲ. 디텀블링(Detumbling) 제어
Ⅳ. 모멘텀 휠 초기구동
Ⅴ. 결론
후기
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[학술지(정기간행물)] - / 1997. / Spacecraft Dynamics and Control google schola [학술지(정기간행물)] - / 1991. / Satellite Technology and Its Applications google schola [학술지(정기간행물)] - / pp.282-287. / Elementary Magnetic Attitude Control System 13 (5) : 1975 ~ google schola [학술지(정기간행물)] - / 1998 / The CATSAT Attitude Control System google schola [학술지(정기간행물)] - / 1962 / Spin Stabilization of Attitude against Gravity Torque 9 : 31 ~ 33 google schola

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