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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 1992.10
- 수록면
- 469 - 473 (5page)
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The conventional closed-loop guidance commands are generated from a simplified point mass model for real time operations. In real situations, the generated guidance commands are applied to the original rigid body. This can cause attitude instability of the vehicle.
In this paper, in order to solve the attitude instability problem in the guidance system sense, the influence of the guidance commands on a launch vehicle attitude is derived quantitatively. The checking method of the attitude stability conditions that uses Liapunov theorem is proposed, and the attitude stabilizing method is also proposed. The attitude stability is accomplished by subtracting the influence of the guidance commands that destabilize the vehicle attitude.
The closed-loop guidance commands generated from the simplified point mass model may destabilize the vehicle attitude, which is verified through simulations. In this case, the vehicle attitude can be always stabilized with the proposed attitude stabilizing method without additive fuel consumption.
In this paper, in order to solve the attitude instability problem in the guidance system sense, the influence of the guidance commands on a launch vehicle attitude is derived quantitatively. The checking method of the attitude stability conditions that uses Liapunov theorem is proposed, and the attitude stabilizing method is also proposed. The attitude stability is accomplished by subtracting the influence of the guidance commands that destabilize the vehicle attitude.
The closed-loop guidance commands generated from the simplified point mass model may destabilize the vehicle attitude, which is verified through simulations. In this case, the vehicle attitude can be always stabilized with the proposed attitude stabilizing method without additive fuel consumption.
목차
Abstract
1. 서론
2. 유도지령이 발사체의 회전운동에 미치는 영향
3. 시뮬레이션 및 결과 분석
4. 결론
참고문헌
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