제어모멘트자이로와 반작용휠의 순차적 사용을 통한 위성 고기동 연구

국문 초록 (Abstract)

네 개의 반작용휠이 장착된 위성에 두 개의 우주검증용 제어모멘트자이로가 탑재되었다고 가정하고, 이들을 이용한 위성 고기동 방법에 대해서 연구해 보았다. 토크가 큰 제어모멘트자이로를 먼저 사용하여 위성의 자세오차를 줄인 후에, 반작용휠을 통해 나머지 자세오차를 제어하는 방법을 제안하였다. 본 방법을 사용할 경우, 제어모멘트자이로에서 발생하는 특이점 문제를 회피할 수 있으며, 토크 명령 계산시 김벌각 정보가 필요 없다는 장점이 있다. 또한 시뮬레이션을 통해, 본 방법이 기존에 연구된 방법들에 비해 위성의 기동성능에는 큰 차이가 없으며, 필요한 반작용휠의 모멘텀도 크게 줄어드는 것을 확인하였다.

다국어 초록 (Multilingual Abstract)

We assume that two control moment gyros are installed for space qualification in a satellite with four reaction wheels, and study the high agile maneuver method. Using high torque control moment gyros, we reduce the satellite"s attitude error. After that, we activate reaction wheels to control remaining attitude error. This proposed method can avoid singularity problem of control moment gyros, and do not require gimbals" angle to calculate torque command. Through numerical simulations, we show that our method"s agile performance is similar to previous method and reduce the reaction wheels" required momentum.

목차 (Table of Contents)

• Abstract
• 초록
• 1. 서론
• 2. 본론
• 3. 결론
• 참고문헌