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문제 정의
- 우주비행체의 비행 구간별 특성치 기-징을 통해 블로우다운 방식의 추력기 시스템에 대한 차 세제 어기 최적설계를 수행해 보았다. Limit Cycle 분석 결과를 도대로, 임무 요〒 조건 들을 만 속하는 추력기 자세제어기 최적설계 분제를 정의하였으며, 추력기의 시간 지연 영향을 고려한 자세제어기 설계가 가능함을 보였다.
- KSRTL[에서는 비교적 기]발이 용이한 질소가스 추력기를 적용한 경험이 있지반, 우주 비행체의 경우에는 시스템의 무게 측변에서 비추력이 높은 추력기를 적용하는 것이 바람직할 것이다. 이에, 본 논문에서는 비추력이 높은 추력기를 우주비행체 자세제어시스템으로 채용할 경우 예상되는 지-세제어기 설계를 수행해 보고 적용 가능성을 타진해 보고자 한다.
가설 설정
- 1초., off 명령 이후 추력이 소멸하기까지의 시간지연이 tD =0.2 초 존재하는 것으로 가정하였다.
- 9 kg-n?에서 868.8 kg-m?으-루- 선형적으루- 감소하는 것으로 가정하였다. 추력멍령이 인가되고부터 실제 추력이 발생하기 까지 의 시 간지 인 이 Z〃 =0.
- 추력기의 경우, 블로우다운(blow-down) 빙식으로 구성되어 사용시간에 따라 탱크압이 24 bar 에서 6 bar까지 감소하는 것으로 가정하였으며, 탱크압이 감소함에 띠-라 추력 및 비추력이 표 1 과 같이 번하는 것으로 두었다. 롤 제이 모멘트 암은 0.
- 3도, 무게종심오차를 24 mm로 누었을 때 계산된 값이다. 특히, Phase 2 후반부는 연소 말기 구간으로서 킥모티 평균회전각이 감소되어 롤 외란모멘트 또한 절반 정도로 줄어든 것으로 가정하였다.
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