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논문 기본 정보

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저널정보
한국항공우주학회 한국항공우주학회지 韓國航空宇宙學會誌 第35卷 第7號
발행연도
2007.7
수록면
640 - 646 (7page)

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??인공위성의 정밀 자세제어 문제에서 자세지향 및 안정성을 저해하는 구동기 교란의 효과는 매우 중요한 인자 중 하나라 할 수 있다. 최근 CMG는 그 구조의 복잡성에도 불구하고 반작용휠에 비교할 때 고출력ㆍ저중량이라는 장점에 근거하여 인공위성의 차세대 구동기로 많은 연구가 진행되고 있다. 정밀자세제어가 요구되는 인공위성의 구동기로 이용되기 위해서는 CMG가 위성 동체에 주게 될 교란력의 특성을 파악하는 것이 필수적이다. 본 논문에서는 CMG의 교란토크 및 교란력를 분석하기 위해 정적ㆍ동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 소신호 가정을 통해 해석적 모델을 유도하였다.
#Control Moment Gyros(제어 모멘트 자이로) #Analytic Modeling(해석적 모델링)

목차

ABSTRACT
초록
Ⅰ. 서론
Ⅱ. 본론
Ⅲ. 결론
참고문헌

참고문헌 (4)

참고문헌 신청
Lee, A. Y. , 2002 , Space Interferometry Mission Sapcecraft Pointing Error Budgets , IEEE transactions on aerospace and electronic systems 38 (2) : 502 ~ 514 google schola Heiberg, C. J. , 2000 , A Practical Approach to Modeling Single-Gimbal Control Moment Gyroscopes in Agile Spacecraft , AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit google schola Lappas, V. J. , 2002 , Practical Results on the Development of a Control Moment Gyro Based Attitude Control System for Agile Small Satellites , AIAA, USU Small Satellite Conference google schola Masterson, R. A. , 1999 , Development of Empirical and Analytical Reaction Wheel Disturbance Models , AIAA, ASME, ASCE, AHS, ASC Structures, Structural Dynamics, and Materials Conference and Exhibit google schola

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