Abstract
Actuator-induced disturbance is one of the crucial factors of spacecraft attitude pointing and stability in fine attitude control problems. The control moment gyros (CMGs) are known as very attractive actuators from the point of high power and low weight. In order to develop a CMG as an actuator for fine controls, CMG-induced disturbances should be analyzed. Therefore, this paper aims to develop an analytic model and predict the effect of disturbances of CMGs by assuming static and dynamic imbalances. The proposed model is induced by the Lagrangian method on the basis of the small signal assumption.
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 고출력저중량이라는 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 정적동적 불균형을 가정하고, 라그랑지안 방법을 이용하여 소신호 가정을 통해 해석적 모델을 유도하였다.
