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논문 기본 정보
- 자료유형
- 학술대회자료
- 저자정보
- 발행연도
- 2010.11
- 수록면
- 1,528 - 1,532 (5page)
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After LEO satellite is launched, it performs the mission on the mission orbit. In general, attitude control subsystem for the LEO satellite consists of ground test mode, safe hole mode, orbit maintenance mode, standby mode and image mode to perform the mission. The satellite performs orbit correction and maintenance and inclination correction and maintenance using thruster after the insertion of the mission orbit. The internal disturbance is caused by thruster which is equipped with incorrectly, change of center of mass, and thrust level, etc. Nutation is also derived during ΔV to change altitude and inclination. Roll and pitch axis rotation is necessary for ΔV. In order to eliminate nutation angle and to stabilize the satellite, ΔV requires correct orbital rate. In this study, we reviewed the orbital rate according to reference frame and compare the attitude date with the requirement of the ΔV.
목차
Abstract
1. 서론
2. 추력기를 이용한 위성의 제어 루프
3. Euler 각속도와 위성의 각속도
4. Quaternion을 사용한 운동학 방정식
5. 쿼터니온을 사용한 시뮬레이션 결과
6. 결론
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