자세제어

자세 제어는 기준의 관성 프레임 또는 천체, 특정 장, 주변 물체 등과 같은 다른 실체와 관련하여 항공우주 차량의 방향을 제어하는 과정이다.

차량 자세를 제어하려면 센서에서 차량 방향을 측정해야 하며, 액츄에이터가 원하는 방향으로 차량을 방향을 설정하는 데 필요한 토크를 적용해야 하며, (1) 현재 자세의 센서 측정과 (2) 원하는 자세의 사양에 따라 액츄에이터를 명령하는 알고리즘이 필요하다. 센서, 액추에이터 및 알고리즘의 조합을 연구하는 통합 분야를 GNC(Guidance, Navigation and Control)라고 한다.

항공기 자세 제어

요를 치다

투구하다

굴리다

항공기의 자세는 위아래로 움직이는 축에 대해 좌우 요, 코 좌우, 날개에서 날개까지 달리는 축에 대해 상하로 피치, 코, 코, 코, 코에서 꼬리까지 달리는 축을 중심으로 회전하는 세 방향으로 안정화된다. 엘리베이터(수평 꼬리 위에서 움직이는 플랩)는 피치를, 수직 꼬리에서는 방향타가 요를, 그리고 반대 방향으로 움직이는 날개의 플랩은 롤링을 만든다.

우주선 자세 제어

우주선의 태도는 다양한 이유로 일반적으로 안정되고 통제되어야 한다. 우주선 고게인 안테나가 통신을 위해 지구를 정확히 가리킬 수 있도록, 탑재 실험이 정확한 수집과 후속 데이터 해석을 위한 정밀한 포인팅(pointing)을 달성할 수 있도록, 태양과 그림자의 냉난방 효과가 열 제어에 지능적으로 사용될 수 있도록 하기 위해 종종 필요하다.또한 지침의 경우: 짧은 추진 기동은 올바른 방향으로 실행되어야 한다.

안정화 유형

우주선에 대한 자세 제어를 안정화하기 위한 두 가지 주요 접근법이 있다.^{[citation needed]}

스핀 안정화는 회전하는 우주선 질량의 자이로스코프 동작을 안정화 메커니즘으로 사용하여 우주선이 회전하도록 설정함으로써 이루어진다. 추진 시스템 추진기는 스핀 속도 또는 스핀 안정화 자세에서 원하는 변화를 주기 위해 가끔만 발사된다. 원하는 경우 스러스터를 사용하거나 요요 데 스핀을 사용하여 스핀을 중지할 수 있다. 외부 태양계의 파이오니어 10과 파이오니어 11 탐사선은 스핀 안정 우주선의 예다.
3축 안정화는 우주선을 회전 없이 원하는 방향으로 고정시키는 우주선 자세 제어의 대안적 방법이다.
- 한 가지 방법은 작은 추진기를 사용하여 허용된 자세 오류의 데드밴드 내에서 우주선을 계속 앞뒤로 움직이게 하는 것이다. 스러스터는 질량-배출 제어(MEC)^[1] 시스템 또는 반응 제어 시스템(RCS)이라고도 할 수 있다. 우주탐사선 보이저 1호와 보이저 2호는 이 방식을 채택하고 있으며 2015년 7월 현재 추진체 100㎏ 중 4분의 3가량을^[2] 소진했다.
- 3축 안정화를 달성하는 또 다른 방법은 우주선에 탑재된 직교 축 3개에 장착되는 전동 반응 휠(모멘텀 휠이라고도 함)을 사용하는 것이다. 그들은 각운동량을 우주선과 바퀴 사이를 왔다 갔다 하는 수단을 제공한다. 주어진 축에서 차량을 회전하기 위해 해당 축의 반응 휠은 반대 방향으로 가속된다. 차량을 다시 회전하기 위해 휠이 감속됨 예를 들어 태양 광자 압력 또는 중력 구배의 외부 토크로 인해 시스템에 축적되는 과도한 운동량은 제어된 토크를 우주선에 적용하여 때때로 시스템에서 제거하여 바퀴가 컴퓨터 제어 하에서 원하는 속도로 돌아갈 수 있도록 해야 한다. 이것은 모멘텀 만족도 또는 모멘텀 언로드 기동이라고 불리는 기동 중에 수행된다. 대부분의 우주선은 탈착 기동을 위해 토크를 적용하기 위해 추력 시스템을 사용한다. 허블우주망원경에 의해 다른 접근법이 사용되었는데, 허블우주망원경은 추진기 배기가스에 의해 오염될 수 있는 민감한 광학장치를 가지고 있었고, 대신 자기 토커를 사용하여 탈착 기동을 했다.

스핀 안정화와 3축 안정화 모두 장단점이 있다. 스핀 안정화 우주선은 일부 광학 스캐닝 기구뿐만 아니라 필드 및 입자 계기에도 바람직한 연속적인 스위프 동작을 제공하지만, 과학 관측 또는 지구와의 통신을 위해 표적을 가리켜야 하는 안테나나 광학 기구를 디스핀하기 위해서는 복잡한 시스템이 필요할 수 있다. 3축 제어 크래프트는 디 스핀(disspin) 없이 광학 기기와 안테나를 포인팅할 수 있지만 자기장 및 입자 기구를 가장 잘 활용하기 위해 특수 회전 기동을 수행해야 할 수 있다. 일상적인 안정화에 추진기를 사용할 경우, 우주선이 항상 예측 가능한 것이 아니라 항상 앞뒤로 천천히 흔들린다는 것을 알고 영상과 같은 광학적 관찰을 설계해야 한다. 반응 바퀴는 관측할 수 있는 훨씬 안정된 우주선을 제공하지만 우주선에 질량을 더하고, 기계적 수명이 제한되며, 빈번한 모멘텀 탈착 기동을 필요로 하는데, 이는 추력기의 사용으로 전달되는 가속도 때문에 항법 솔루션을 동요시킬 수 있다.^{[citation needed]}

아티큘레이션

많은 우주선들은 관절이 필요한 부품을 가지고 있다. 예를 들어 보이저와 갈릴레오는 우주선 방향과는 별개로 광학 기기를 표적에 가리키는 스캔 플랫폼으로 설계되었다. 화성의 궤도와 같은 많은 우주선에는 태양을 추적해야 하는 태양 전지판이 있어서 우주선에 전력을 공급할 수 있다. 카시니의 메인 엔진 노즐은 조향성이 뛰어났다. 태양 전지판, 스캔 플랫폼 또는 노즐, 즉 그것을 어떻게 표현해야 하는지를 아는 것은 우주선의 태도에 대한 지식이 필요하다. 하나의 서브시스템이 우주선의 자세, 태양의 위치, 지구의 위치를 추적하기 때문에 부속물을 가리키는 적절한 방향을 계산할 수 있다. 그것은 논리적으로 태도와 발성 제어 서브시스템(AACS)이라는 동일한 서브시스템에 속하며, 그 다음 태도와 발성을 모두 관리한다. AACS라는 이름은 심지어 우주선에 연결될 수 있는 부속물이 없더라도 우주선으로 옮겨질 수 있다.^{[citation needed]}

기하학

태도는 물체가 차지하는 공간에 물체가 어떻게 배치되는지에 대한 설명의 일부다. 자세와 자세는 물체가 어떻게 우주에 배치되는지를 충분히 설명한다.(로보틱스나 컴퓨터 비전 같은 일부 용도의 경우 자세라고 하는 하나의 설명으로 위치와 태도를 함께 결합하는 것이 관습이다.)

자세는 다양한 방법을 사용하여 설명할 수 있지만, 가장 일반적인 것은 회전 행렬, 쿼터니언, 오일러 각이다. 오일러 각도는 종종 시각화하기에 가장 간단한 표현이지만, 그것들은 김발 잠금이라고 알려진 현상 때문에 고도로 조작 가능한 시스템에 문제를 일으킬 수 있다. 반면에 회전 행렬은 3이 아닌 9개의 값을 요구하는 비용으로 자세에 대한 완전한 설명을 제공한다. 회전 매트릭스를 사용하면 계산 비용이 증가할 수 있으며 작업하기가 더 어려울 수 있다. 쿼터니온은 짐벌 잠금에 시달리지 않고 태도를 완전히 설명하기 위해 네 가지 값만 요구한다는 점에서 상당한 절충안을 제시한다.

강체 본체의 방향을 바꾸는 것은 본체에 부착된 기준 프레임의 축을 회전시키는 것과 같다.

센서스

상대적 태도 센서

많은 센서가 태도 변화 속도를 반영하는 출력을 생성한다. 이들은 알려진 초기 자세 또는 태도를 결정하는 데 사용하기 위한 외부 정보를 필요로 한다. 이 센서의 많은 등급은 약간의 소음을 가지고 있어 절대태도 센서에 의해 보정되지 않으면 부정확하게 된다.

자이로스코프

자이로스코프는 외부 물체의 관측에 의존하지 않고 3차원 공간에서 회전을 감지하는 장치다. 고전적으로 자이로스코프는 회전 질량으로 구성되지만 폐쇄된 경로 주변에 반사되는 일관된 빛을 활용하는 '링 레이저 자이로'도 있다. 또 다른 형태의 '자이로'는 와인잔 모양의 크리스털 컵을 손가락처럼 문질러 주듯이 진동으로 몰고 갈 수 있는 반구형 공명형 자이로다. 진동 방향은 관성 공간에 고정되어 있기 때문에 우주선에 상대적인 진동 방향을 측정하여 관성 공간에 대한 우주선의 움직임을 감지할 수 있다.^[3]

모션 기준 단위

모션 기준 장치는 단일 또는 다중 축 모션 센서가 있는 관성 측정 장치의 일종이다. 그들은 MEMS 자이로스코프를 이용한다. 일부 멀티축 MRU는 롤링, 피치, 요 및 히브를 측정할 수 있다. 그들은 항공 분야 밖에서 다음과 같은 응용 프로그램을 가지고 있다.^[4]

안테나 움직임 보상 및 안정화
동적 포지셔닝
해상크레인 하이드 보상
고속 크래프트 모션 컨트롤 및 댐핑 시스템
하이드로 음향 위치 지정
단일 및 멀티빔 에초선더의 움직임 보상
바다의 파동 측정
해상 구조물 동작 모니터링
수중자율주행차 및 원격조종수중차량의 방향 및 자세
선박모션모니터링

절대태도센서

이 등급의 센서는 우주선 외부의 필드, 물체 또는 다른 현상의 위치나 방향을 감지한다.

호라이즌 센서

지평선 센서는 지구 대기의 '한계', 즉 지평선에서 빛을 감지하는 광학 기기다. 훨씬 추운 우주 배경과 비교해 대기의 비교적 온기를 감지하는 열적외선 감지가 자주 사용된다. 이 센서는 약 2개의 직교 축에 대해 접지와 관련된 방향을 제공한다. 별의 관측에 근거한 센서보다 정밀도가 떨어지는 경향이 있다. 접지 센서라고도 한다.^{[citation needed]}

궤도 자이로 컴퍼스

지상의 자이로 컴퍼스가 진자를 사용하여 국부 중력을 감지하고 자이로를 지구의 스핀 벡터와 정렬하도록 강제하는 방식과 유사하게, 따라서 북쪽을 가리키는 궤도 자이로 컴퍼스는 지평선 센서를 사용하여 지구의 중심 방향으로의 방향을 감지하고, 자이로가 궤도면과 정상적인 축에 대한 회전을 감지하는 방식이다. 따라서 수평선 센서는 피치 및 롤링 측정을 제공하며 자이로가 요를 제공한다.^{[citation needed]} Tait-Bryan 각도를 참조하십시오.

태양센서

태양 센서는 태양으로 가는 방향을 감지하는 장치다. 이것은 임무 요건에 따라 일부 태양 전지와 음영처럼 간단하거나 조향 망원경처럼 복잡할 수 있다.

접지 센서

지구 센서는 지구로 가는 방향을 감지하는 장치다. 그것은 보통 적외선 카메라인데, 오늘날 태도를 감지하는 주요 방법은 별 추적기지만, 지구 센서는 낮은 비용과 신뢰성으로 인해 여전히 위성에 통합되어 있다.^{[citation needed]}

별추적기

STARS 실시간 별 추적 소프트웨어는 2012-12-29년 남극에서 발사된 고고도 풍선 전달 우주론 실험인 EBEX 2012의 이미지 위에서 작동한다.

항성추적기는 광전지 또는 카메라를 사용하여 항성의 위치를 측정하는 광학 장치다.^[5] 밝기의 크기와 스펙트럼 유형의 크기를 사용하여 주변 별의 상대적 위치를 파악한 다음 계산한다.

자력계

자기장 측정기는 자기장 강도를 감지하는 장치로, 3축 3중창으로 사용할 경우 자기장 방향을 감지한다. 우주선 항해 보조 도구로서 감지된 자기장 강도 및 방향은 온보드 또는 지상 유도 컴퓨터의 기억장치에 저장된 지구 자기장 지도와 비교된다. 우주선의 위치가 알려지면 태도를 유추할 수 있다.^{[citation needed]}

태도 결정

자세 제어를 수행하기 전에 현재 자세를 결정해야 한다. 자세는 어떤 단일 측정으로도 직접 측정할 수 없으며, 따라서 일련의 측정(흔히 다른 센서를 사용하여)으로 계산(또는 추정)해야 한다. 이는 정적으로(현재 이용 가능한 측정만을 사용하여 자세를 계산)하거나, 이전의 자세 추정치를 전류 센서 측정치와 통계적으로 결합하여 현재 자세의 최적 추정치를 얻는 통계 필터(가장 일반적으로 Kalman 필터)를 사용하여 수행할 수 있다.

일부 센서와 애플리케이션(예: 자력계를 사용하는 우주선)의 경우 정확한 위치도 알아야 한다. 포즈 추정을 사용할 수 있지만, 우주선의 경우 일반적으로 자세 추정과는 별도로 (궤도 결정을 통해) 위치를 추정하는 것으로 충분하다. 지구 가까이에서 운행하는 지상 차량과 우주선의 경우 위성항법장치의 등장으로 정확한 위치지식을 쉽게 얻을 수 있다. 이 문제는 심층 우주 차량 또는 GNSS(Global Navigation Satellite System)에서 작동하는 지상 차량의 경우 더 복잡해진다(Navigation 참조).

정적 자세 추정 방법

정적 태도 추정 방법은 와바의 문제에 대한 해결책이다. 많은 해결책들이 제안되었는데, 특히 데이븐포트의 q-method, QUEST, TRIAD, 단수값 분해 등이 대표적이다.^[6]

순차 추정 방법

Kalman 필터링은 각도 비율뿐만 아니라 자세도 순차적으로 추정하는데 사용될 수 있다.^[7] 자세 역학(강체 신체 역학과 자세 역학의 조합)은 비선형이기 때문에 선형 칼만 필터로는 충분하지 않다. 자세 역학이 매우 비선형적이지 않기 때문에 확장 칼만 필터는 대개 충분하다(그러나 Crassidis와 Markey는 Unsented Kalman 필터를 사용할 수 있다는 것을 증명했고, 초기 추정치가 좋지 않은 경우 혜택을 제공할 수 있다).^[8] 여러 가지 방법이 제안되었지만 MEKF(Multiplicative Extended Kalman Filter)가 단연코 가장 일반적인 접근법이다.^{[citation needed]} 이 접근방식은 오차 쿼터니온의 승법적 공식화를 활용하며, 쿼터니온에 대한 통합 제약조건을 더 잘 처리할 수 있도록 한다. 또한 동적 모델 교체라고 알려진 기법을 사용하는 것이 일반적이며, 이 기법에서는 각도 비율을 직접 추정하지 않고 자이로에서 측정된 각도 속도를 직접 사용해 회전 역학을 시간 내에 전진적으로 전파한다. 이는 자이로가 일반적으로 시스템에 작용하는 교란 토크의 지식(각도율의 정확한 추정에 필요함)보다 훨씬 정밀하기 때문에 대부분의 용도에 유효하다.

제어 알고리즘

제어 알고리즘은 차량 센서로부터 데이터를 수신하고 적절한 명령을 액츄에이터에 유도하여 차량을 원하는 자세로 회전시키는 컴퓨터 프로그램이다. 알고리즘은 임무 요건에 따라 매우 단순함(예: 비례 제어)에서 복잡한 비선형 추정기 또는 많은 중간 형식에 이르기까지 다양하다. 일반적으로 자세 제어 알고리즘은 지상에서 명령을 수신하고 지상국으로 전송하기 위해 차량 데이터 원격측정을 포맷하는 하드웨어에서 실행되는 소프트웨어의 일부분이다.

자세 제어 알고리즘은 특정 자세 기동에 대한 요건에 기초하여 작성되고 구현된다. 중력-중력-중력-중력-중력 안정화와 같은 수동태도제어 구현에 있어, 대부분의 우주선은 전형적인 자세제어 루프를 보이는 능동태도제어장치를 사용한다. 제어 알고리즘의 설계는 단순한 비례 통합-파생 제어기(PID 제어기)를 사용하는 것이 대부분의 제어 요구를 만족시키지만 특정 자세 기동에 사용할 작동기에 따라 달라진다.

측정된 자세와 원하는 자세의 차이로 설명되는 오류 신호를 기반으로 액추에이터에 대한 적절한 명령을 얻는다. 오류 신호는 일반적으로 오일러 각도( (, θ, θ)로 측정되지만, 이에 대한 대안은 코사인 행렬 또는 오차 쿼터니온의 측면에서 설명될 수 있다. 가장 일반적인 PID 컨트롤러는 다음과 같은 자세를 바탕으로 오류 신호(탈선)에 반응한다.

$T_{c}(t)=K_{\text{p}e(t)+K_{\text{i}\int_{0}^{t}e(\tau )\,d\\text{d}}{\dot{e},}}},$

여기서 $T_{c}$ $T_{c}$ ${\$ 는 $T_{c}$ 제어 토크, $e$ $e$ 은 $e$ (는) 자세 편차 신호, K p $K_{\text{p}},K_{\text{i}},K_{\text{d}}$ , $K_{\text{p}},K_{\text{i}},K_{\text{d}}$ $K_{\text{p}},K_{\text{i}},K_{\text{d}}$ , $K_{\text{p}},K_{\text{i}},K_{\text{d}}$ d ${\dyplaystyle K_{p}, K_{\text{i$ }, $K_{d}}}}}$ 는 PID 컨트롤러 매개 변수다 $K_{\text{p}},K_{\text{i}},K_{\text{d}}$ .

이것의 간단한 구현은 모멘텀 또는 반응 휠을 작동기로 사용하는 nadir 포인팅에 비례 제어의 적용일 수 있다. 바퀴의 운동량 변화를 바탕으로 제어법은 3축 x, y, z로 정의할 수 있다.

$T_{c}x=-K_{\text{q1}q_{1}+K_{\text{w1}:{w_{x},$

$T_{c}y=-K_{\text{q2}}q_{2}+K_{\text{w2}},{w_{y}},$

$T_{c}z=-K_{\text{q3}q_{3}+K_{\text{w3}}{w_{z}},$

이 제어 알고리즘은 또한 모멘텀 덤핑에도 영향을 미친다.

또 다른 중요하고 공통적인 제어 알고리즘은 우주선의 각운동량을 감소시키는 멈춤의 개념을 포함한다. 우주선을 격퇴할 필요성은 발사체에서 방출된 후 통제할 수 없는 상태에서 발생한다. 지구 저궤도(LEO)에 있는 대부분의 우주선은 지구 자기장의 효과를 활용하는 자기파괴 개념을 사용한다. 제어 알고리즘은 B-Dot 컨트롤러라고 불리며 제어 액추에이터로서 자기 코일 또는 토크 로드에 의존한다. 제어법은 차체 고정 자력계 신호의 변화율 측정에 근거한다.

$m=-K{\dot{B}$

여기서 $m$ $m$ 은 $m$ (는) 자기장의 명령된 자기 쌍극자 모멘트 $,$ $K$ {\ $displaystyle$ K}은 $K$ 비례 이득, B ${\dot {B}}$ ${\dot {B}$ 은 ${\dot {B}}$ (는) 지구 자기장의 변화율이다.

액츄에이터

자세 제어는 특히 다음과 같은 몇 가지 메커니즘에 의해 얻을 수 있다.^{[citation needed]}

스러스터

버니어 스러스터는 스테이션 유지에도 사용될 수 있기 때문에 가장 일반적인 액추에이터다. 추력기는 세 축 모두에 대한 안정화를 제공하기 위한 시스템으로 구성되어야 하며, 일반적으로 각 축에 최소 두 개의 추력기가 사용되어 차량에 대한 번역이 전달되지 않도록 커플로서 토크를 제공한다. 제한사항은 연료 사용, 엔진 마모 및 제어 밸브 사이클이다. 자세 제어 시스템의 연료 효율은 특정 충격(배기 속도에 비례)과 그것이 제공할 수 있는 최소 토크 충격(정밀한 제어를 제공하기 위해 추력자가 발포해야 하는 빈도 결정)에 의해 결정된다. 한 방향으로 추진기를 발사하여 회전을 시작하고, 새로운 방향을 잡으려면 반대 방향으로 다시 발사해야 한다. 추진체 시스템은 보스토크, 수성, 제미니, 아폴로, 소유즈, 우주왕복선을 포함한 대부분의 유인 우주선에 사용되었다.

비행 지속시간에 대한 연료 제한을 최소화하기 위해, 보조 자세 제어 시스템을 사용하여 태양 전지의 전력을 사용하여 전기적으로 이온화 가스를 극한 속도로 가속하는 소형 이온 추진기와 같은 차량 회전을 더 낮은 수준으로 감소시킬 수 있다.

스핀 안정화

전체 우주 차량 자체는 단일 차량 축의 방향을 안정시키기 위해 회전할 수 있다. 이 방법은 발사 차량의 마지막 단계를 안정시키기 위해 널리 사용된다. 우주선 전체와 부착된 고체 로켓 모터는 스핀 테이블이 탑재된 하부 단계의 자세 제어 시스템이 지향하는 "스핀 테이블" 위에서 로켓의 추력 축을 중심으로 회전한다. 최종 궤도에 도달하면 위성은 여러 가지 수단으로 디스펀(disspun)되거나, 혹은 좌회전할 수 있다. 위성의 스핀 안정화는 위성의 수명 동안 극적으로 변화할 필요가 없고 매우 높은 정밀 지점이 필요하지 않은 1차 방향 축을 가진 임무에만 적용된다. 그것은 또한 항성장이나 지구의 표면이나 대기를 스캔해야 하는 기구를 가진 임무에도 유용하다.^{[citation needed]} 스핀 안정화 위성을 참조하십시오.

모멘텀 휠

이것은 차량의 방향을 다시 잡는 데 필요한 방향과 반대 방향으로 회전하도록 만들어진 전기 모터 구동 로터다. 모멘텀 휠은 우주선 질량의 작은 부분을 차지하며 컴퓨터로 제어되기 때문에 정밀하게 제어한다. 일반적으로 모멘텀 휠은 베어링 마찰 및 고장 문제를 방지하기 위해 마그네틱 베어링에 매달린다.^{[citation needed]} 3차원 공간에서 방향을 유지하려면 최소 3개 이상의 장치를 사용해야 하며,^[9] 단일 고장 보호를 제공하는 추가 장치가 있어야 한다. 오일러 각도를 참조하십시오.

제어 모멘트 자이로스

이것들은 일정한 속도로 회전하는 로터들로, 자세 제어를 위해 짐벌에 장착된다. CMG는 자이로 스핀 축과 직교하는 두 축에 대한 제어를 제공하지만, 삼축 제어는 여전히 두 개의 단위를 필요로 한다. CMG는 비용과 질량 면에서 좀 더 비싸다. 왜냐하면 김발과 그들의 구동 모터가 제공되어야 하기 때문이다. CMG가 발휘하는 최대 토크(그러나 최대 각운동량 변화는 아님)는 모멘텀 휠보다 커 대형 우주선에 더 적합하다. 주요 단점은 추가적인 복잡성이며, 이는 고장점의 수를 증가시킨다. 이 때문에 국제우주정거장은 CMG 4세트를 사용해 이중고장 내성을 제공한다.

태양열 돛

소형 태양열 돛(사고 빛을 반사하여 유도하는 반응력으로 추력을 생성하는 장치)을 사용하여 소형 자세 제어 및 속도 조절을 할 수 있다. 이 애플리케이션은 연료 지출 없이 제어 모멘트를 생성함으로써 장기간의 임무에서 많은 양의 연료를 절약할 수 있다. 예를 들어 마리너 10호는 소형 태양열 돛으로 태양전지와 안테나를 이용해 자세를 조절했다.

중력-중력-중력

궤도에서 한 축이 다른 두 축보다 훨씬 긴 우주선은 자연적으로 방향을 잡아 긴 축이 행성의 질량 중심을 가리키도록 할 것이다. 이 시스템은 능동 제어 시스템이나 연료 지출이 필요하지 않다는 장점이 있다. 그 효과는 조수력에 의해 발생한다. 차량의 위쪽 끝은 아래쪽 끝보다 중력이 덜 당기는 느낌이다. 이것은 긴 축이 중력 방향과 함께 선형이 되지 않을 때마다 회복 토크를 제공한다. 댐핑의 어떤 수단이 제공되지 않는 한, 우주선은 국부 수직선을 중심으로 진동할 것이다. 때로는 안정 토크를 증가시키기 위해 테더를 사용하여 위성의 두 부분을 연결하기도 한다. 그러한 테더의 문제는 모래알만큼 작은 유성체가 그들을 갈라놓을 수 있다는 것이다.

자기 토커

코일 또는 (매우 작은 위성에서) 영구 자석은 국소 자기장에 대해 한순간 작용한다. 이 방법은 반응하는 자기장이 있는 경우에만 효과가 있다. 하나의 고전적인 장 "코일"은 실제로 행성 자기장의 전도성 테더의 형태다. 그러한 전도성 테더는 궤도 붕괴를 희생시키면서 전력을 발생시킬 수도 있다. 반대로 태양전지 전력을 이용하여 역류를 유도함으로써 궤도를 올릴 수 있다. 이상적인 방사형 장으로부터 지구 자기장의 엄청난 변동성으로 인해, 이 장에 대한 토크의 결합에 기초한 제어 법칙은 고도로 비선형적일 것이다. 또한 주어진 시간에 2축 제어만 사용할 수 있으므로 모든 요율을 무효화하려면 차량 방향 전환이 필요할 수 있다.

순수한 수동태도조절

인공위성을 위한 두 가지 주요 수동 제어 유형이 있다. 첫 번째 것은 중력 경사로를 사용하며, 긴 축(관성 모멘트가 가장 작은 축)이 지구를 향하도록 하여 4개의 안정된 상태를 이끌어 낸다. 이 시스템은 네 가지 안정된 상태를 가지고 있기 때문에, 만약 위성이 행성을 가리키는 카메라와 같은 선호하는 방향을 가지고 있다면, 위성과 그 테더를 종단간 뒤집는 어떤 방법이 필요하다.

다른 수동식 시스템은 자석 덕분에 지구의 자기장을 따라 위성을 향하게 한다.^[10] 이러한 순수하게 수동적인 자세 제어 시스템은 우주선이 에너지 미니마 주위에서 진동하기 때문에 포인팅 정확도가 제한적이다. 이러한 단점은 이력 재료 또는 점성 댐퍼일 수 있는 댐퍼를 추가함으로써 극복된다. 점성 댐퍼는 우주선에 탑재된 작은 캔이나 유체 탱크로 내부 배플이 있어 내부 마찰을 증가시킬 수 있다. 댐퍼 내부의 마찰은 점진적으로 진동 에너지를 점성 댐퍼 내에서 분산된 열로 변환한다.

참고 항목

참조

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^ "Voyager Weekly Reports". Nasa.gov. Retrieved July 15, 2015.
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^ "MRU Applications". Kongsberg Maritime AS. Retrieved January 29, 2015.
^ "Star Camera". NASA. May 2004. Archived from the original on July 21, 2011. Retrieved May 25, 2012.
^ Markley, F. Landis; Crassidis, John L. (2014), "Static Attitude Determination Methods", Fundamentals of Spacecraft Attitude Determination and Control, Springer New York, pp. 183–233, doi:10.1007/978-1-4939-0802-8_5, ISBN 9781493908011
^ Markley, F. Landis; Crassidis, John L. (2014), "Estimation of Dynamic Systems: Applications", Fundamentals of Spacecraft Attitude Determination and Control, Springer New York, pp. 451–512, doi:10.1007/978-1-4939-0802-8_5, ISBN 9781493908011
^ Crassidis, John L.; Markley, F. Landis (May 23, 2012). "Unscented Filtering for Spacecraft Attitude Estimation". Journal of Guidance, Control and Dynamics. 26 (4): 536–542. doi:10.2514/2.5102.
^ "Investigation of Pulsed Plasma Thrusters for Spacecraft Attitude Control" (PDF). Erps.spacegrant.org. Archived from the original (PDF) on April 22, 2014. Retrieved September 9, 2013.
^ OUFTI 나노위성을 위한 자세 및 결정 제어 시스템. 빈센트 프랑수아-라벳(2010-05-31)

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