KR100649730B1 - Control moment gyroscope - Google Patents

Control moment gyroscope Download PDF

Info

Publication number
KR100649730B1
KR100649730B1 KR1020050129700A KR20050129700A KR100649730B1 KR 100649730 B1 KR100649730 B1 KR 100649730B1 KR 1020050129700 A KR1020050129700 A KR 1020050129700A KR 20050129700 A KR20050129700 A KR 20050129700A KR 100649730 B1 KR100649730 B1 KR 100649730B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
motor
spin
wheel
spin motor
gyroscope
Prior art date
Application number
KR1020050129700A
Other languages
Korean (ko)
Inventor
이선호
이승우
Original Assignee
한국항공우주연구원
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주연구원 filed Critical 한국항공우주연구원
Priority to KR1020050129700A priority Critical patent/KR100649730B1/en
Application granted granted Critical
Publication of KR100649730B1 publication Critical patent/KR100649730B1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
    • G01C19/56—Turn-sensitive devices using vibrating masses, e.g. vibratory angular rate sensors based on Coriolis forces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/244—Spacecraft control systems
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
    • B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01C—MEASURING DISTANCES, LEVELS OR BEARINGS; SURVEYING; NAVIGATION; GYROSCOPIC INSTRUMENTS; PHOTOGRAMMETRY OR VIDEOGRAMMETRY
    • G01C19/00—Gyroscopes; Turn-sensitive devices using vibrating masses; Turn-sensitive devices without moving masses; Measuring angular rate using gyroscopic effects
    • G01C19/02—Rotary gyroscopes
    • G01C19/04—Details
    • G01C19/06—Rotors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Radar, Positioning & Navigation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)

Abstract

A control moment gyroscope is provided to mount a gimbal motor to a lower portion of one side of a wheel rotated by a spin motor, thereby controlling the posture of a small-sized satellite. A control moment gyroscope includes a spin motor(200), a spin shaft(220), a wheel(210), a gimbal motor(100), a lower connection shaft(120), an upper connection shaft(130), and a sensing section(110). The gimbal motor is disposed at a lower portion of the lower side of the wheel and supplies a moment perpendicular to the rotation direction of the spin motor. The lower connection shaft is mounted to the gimbal motor to rotate the wheel mounted to the spin motor. The upper connection shaft penetrates from the spin motor and extends upward. The sensing section accommodates the upper connection shaft.

Description

제어 모멘트 자이로스코프{Control Moment Gyroscope}Control Moment Gyroscope

도 1은 종래의 자이로스코프에 대한 사시도,1 is a perspective view of a conventional gyroscope,

도 2는 종래의 자이로스코프에 대한 배치도,2 is a layout view of a conventional gyroscope,

도 3은 본 발명의 제어 모멘트 자이로스코프에 대한 단면도,3 is a cross-sectional view of the control moment gyroscope of the present invention;

도 4는 본 발명의 제어 모멘트 자이로스코프에 대한 사시도이다.4 is a perspective view of a control moment gyroscope of the present invention.

<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>

100 : 짐벌모터 110 : 센싱부100: gimbal motor 110: sensing unit

120 : 하부 연결축 130 : 상부 연결축120: lower connecting shaft 130: upper connecting shaft

200 : 스핀모터 210 : 휠200: spin motor 210: wheel

220 : 스핀 축 300 : 지지구조물220: spin axis 300: support structure

400 : 받침대 500 : 커버400: pedestal 500: cover

본 발명은 2축방향의 모멘트에 의해 구동 토크를 발생시키는 자이로스코프에 관한 것으로서, 상세하게는 휠이 스핀모터 일측에 배치되는 한편 짐벌모터는 상기 휠의 하부에 장착되고, 센싱부는 상기 휠의 상부에 장착되어 상기 휠의 반경반향으 로 질량이 고르게 분포되어 각모멘텀을 최대한 증가시키는 한편 질량과 부피를 감소시킬 수 있는 제어 모멘트 자이로스코프에 관한 것이다.The present invention relates to a gyroscope for generating a drive torque by a moment in the biaxial direction, in detail, the wheel is disposed on one side of the spin motor while the gimbal motor is mounted to the lower portion of the wheel, the sensing unit is the top of the wheel It is related to a control moment gyroscope which is mounted on and which can distribute mass evenly in the radial direction of the wheel to increase angular momentum as much as possible while reducing mass and volume.

일반적으로 제어 모멘트 자이로스코프(CMG ; Control Moment Gyroscope)라고 하는 것은 특히 인공위성의 자세를 제어하기 위한 것으로서 2축방향의 모멘트에 의해 발생하는 자이로스코프 토크를 이용하는 것을 말한다.In general, the control moment gyroscope (CMG) refers to the use of a gyroscope torque generated by moments in two axes, particularly for controlling the attitude of the satellite.

도 1을 참고하여 상기 제어 모멘텀 자이로스코프의 원리에 대해 설명하면, 먼저 짐벌모터(10)에 의해 회전대(11)가 일축(g)을 기준으로 회전하고 있고, 또한 상기 회전대(11)에 의해 회전하면서 상기 회전대(11)의 회전방향과 직교되는 방향(h)으로 휠(21)이 회전되는데, 상기 휠(21)은 스핀모터(20)에 의해 구동된다. 이와 같이 상호 직교되는 방향 즉 g 방향과 h 방향의 모멘텀에 의해 자이로스코프 모멘트(T)가 발생하는 것이다.The principle of the control momentum gyroscope will be described with reference to FIG. 1. First, the rotary table 11 is rotated by the gimbal motor 10 about one axis g, and the rotary table 11 is rotated by the rotary table 11. While the wheel 21 is rotated in a direction h orthogonal to the rotation direction of the rotating table 11, the wheel 21 is driven by the spin motor 20. In this way, the gyroscope moment T is generated by moments in the mutually orthogonal directions, that is, the g direction and the h direction.

이러한 모멘트를 이용하여 인공위성의 자세를 제어하게 되는바 이하 도 2를 참조하여 설명한다. 상기 도 2에 도시된 삼각뿔은 인공위성(V)을 모사한 것이며, 상기 삼각뿔 하측에 도시된 CMG1, CMG2, CMG3, CMG4는 각 제어 모멘텀 자이로스코르프를 모사한 것이다. Using the moment to control the attitude of the satellite bar will be described with reference to FIG. The triangular pyramid shown in FIG. 2 simulates the satellite V, and CMG1, CMG2, CMG3, and CMG4 shown below the triangular pyramid simulate the respective control momentum gyroscopes.

상기 도 2에 도시된 바와 같이 통상 4개의 제어 모멘트 자이로스코프(CMG1, CMG2, CMG3, CMG4) 즉 각 2축의 모멘트(g1,h1)(hg2,h3)(g3,h3)(g4,h4)를 이용하여 인공위성(V)의 자세를 제어하게 된다. 원래 인공위성의 3축 자세제어를 위해서는 최소 3개의 제어 모멘트 자이로스코프가 필요하나 특이점을 회피하기 위해 요구되는 여유 자유도(Redundancy)를 위해 4개 이상의 제어 모멘트 자이로스코프를 사용 한다.As shown in FIG. 2, four control moment gyroscopes CMG1, CMG2, CMG3, and CMG4, that is, moments g1 and h1 (hg2 and h3) (g3 and h3) (g4 and h4) of the respective two axes are It is used to control the attitude of the satellite (V). Originally, three-axis attitude control of satellites requires at least three control moment gyroscopes, but four or more control moment gyroscopes are used for the redundancy required to avoid singularities.

상기 특이점이라고 하는 것은 인공위성의 자세에어에 있어 원하는 방향의 토크를 발생시킬 수 없는 짐벌각 조건이 존재하는데 이러한 조건을 일컫는다.The singular point is a gimbal angle condition that cannot generate torque in a desired direction in the attitude air of the satellite.

인공위성의 개발은 지구관측과 우주감시의 임무수행을 위해서 고정밀도와 고기동성의 두 가지 요구사항을 동시에 만족시키는 것을 요구하는 것이 요즘 추세인데, 상기 고기동성은 위성운영의 효율을 높이며 것을 뜻한다. 이러한 고기동 위성을 개발하기 위해서 1-10deg/sec 정도의 기동능력을 발생시키는 구동기가 요구되나, 기존에 사용되는 반작용 휠(Reaction wheel) 즉 스핀모터와 회전판에 의해 기동능력을 발생시키는 구성으로는 상기 요구되는 1-10 deg / sec의 능력을 발휘할 수 없었다.In recent years, the development of satellites has required both high-precision and high-mobility requirements to be met simultaneously for the purpose of earth observation and space surveillance, which means that the operation of satellites increases the efficiency of satellite operation. In order to develop such a high-powered satellite, a driver for generating a maneuverability of about 1-10 deg / sec is required. Could not achieve the required 1-10 deg / sec ability.

이러한 문제를 해결하기 위하여 상술한 제어 모멘트 자이로스코프가 사용되는데, 종래의 제어 모멘트 자이로스코프에 대해 상기 도 1을 다시 참조하여 설명하면, 상기 종래의 제어 모멘트 자이로스코프는 하단부에 짐벌모터(10)가 배치되고, 상기 짐벌모터(10)상에 회전대(11)가 장착되어 회전되게 된다. 이때 상기 회전대(11)에 스핀모터(20)가 장착되고 상기 스핀모터(20)에 의해 휠(21)이 회전하게 되는 구성이다.In order to solve this problem, the above-described control moment gyroscope is used. Referring to FIG. 1 for the conventional control moment gyroscope, the conventional control moment gyroscope has a gimbal motor 10 at a lower end thereof. Is disposed, the rotary table 11 is mounted on the gimbal motor 10 to be rotated. At this time, the spin motor 20 is mounted on the swivel table 11 and the wheel 21 is rotated by the spin motor 20.

이러한 구성에 의해 상술한 바와 같이 상기 회전대(11)가 회전하게 됨은 물론 상기 휠(21)이 직교되는 방향으로 회전되어 자이로스코프 토크가 발생하게 된다.As described above, the rotating table 11 is rotated as described above, and the wheel 21 is rotated in a direction orthogonal to each other to generate a gyroscope torque.

그러나 상술한 바와 같은 종래의 제어 모멘트 자이로스코프의 경우 짐벌모터 (10)상에 회전대(11)가 배치되는 한편 상기 회전대(11)에 스핀모터(20)와 휠(21)이 배치되어 상기 자이로스코프는 상당한 공간을 차지하게 된다. 즉, 인공위성의 적재량과 적재공간의 제한 때문에 제어 모멘트자이로스코프와 그 질량에 요구되는 공간은 주어진 각모멘텀과 토크에 대하여 가능한한 줄여야 하는데, 상술한 바와 같은 종래의 제어 모멘트 자이로스코프의 경우 그 부피가 커서 상당한 공간을 차지하여 소형의 인공위성용 구동기로서는 사용하기 힘든 문제점이 있었다.However, in the case of the conventional control moment gyroscope as described above, the rotation table 11 is disposed on the gimbal motor 10, while the spin motor 20 and the wheel 21 are disposed on the rotation table 11 such that the gyroscope is used. Will take up considerable space. That is, the space required for the control moment gyroscope and its mass should be reduced as much as possible for a given angular momentum and torque due to the limitation of the loading capacity and the space of the satellite. In the case of the conventional control moment gyroscope as described above, It occupies a considerable amount of space and has a problem that is difficult to use as a small satellite driver.

본 발명은 상술한 문제를 해결하기 위한 것으로서, 스핀모터에 의해 회전되는 휠의 일측 하부에 짐벌모터를 장착하는 한편 상기 휠의 일측 상부에는 센싱수단을 장착하는 구성에 의해 부피를 줄이고, 질량을 균등하게 분포시켜 각모멘텀을 최대한 증가시킬 수 있는 제어 모멘트 자이로스코프를 제공하는데 그 목적이 있다.The present invention is to solve the above-mentioned problems, by mounting a gimbal motor on the lower side of the wheel rotated by the spin motor, while the upper portion of the one side of the wheel by mounting the sensing means to reduce the volume, equal mass The purpose is to provide a control moment gyroscope that can be distributed in such a way that the angular momentum can be increased as much as possible.

상술한 목적은 일축에 대한 회전력을 공급하는 스핀모터와, 상기 스핀모터에 장착되어 회전력을 전달하는 스핀 축과, 상기 스핀 축이 원판형상의 중앙부에 장착되어 회전되는 휠과, 상기 휠의 일측 하부에 배치되는 한편 상기 스핀모터의 회전방향과 직교되는 회전력을 공급하는 짐벌모터와, 상기 짐벌모터에 장착되는 한편 상기 스핀모터에 관통되어 상기 스핀모터 및 상기 스핀모터에 장착된 상기 휠을 회전시키는 하부 연결축과, 상기 스핀모터로부터 관통되어 상방향으로 연장되는 상부 연결축과, 상기 상부 연결축을 수용하는 센싱부를 포함하는 제어 모멘텀 자이로스코프에 의해 달성될 수 있다.The above-described object is a spin motor for supplying rotational force about one axis, a spin axis mounted on the spin motor to transmit rotational force, a wheel on which the spin axis is mounted and rotated in a central portion of a disc, and a lower portion of one side of the wheel. A gimbal motor which is disposed at a side to supply a rotational force orthogonal to a rotational direction of the spin motor, and a lower part which is mounted to the gimbal motor and penetrated by the spin motor to rotate the spin motor and the wheel mounted to the spin motor. It may be achieved by a control momentum gyroscope including a connecting shaft, an upper connecting shaft penetrating from the spin motor and extending upward, and a sensing unit accommodating the upper connecting shaft.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 구성을 더욱 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings will be described in more detail the configuration of the present invention.

본 발명은 상술한 바와 같이 스핀모터에 의해 회전되는 휠의 일측 하부에 짐벌모터를 장착하는 한편 상기 휠의 일측 상부에는 센싱수단을 장착하는 구성에 의해 부피를 줄이고, 질량을 균등하게 분포시켜 각모멘텀을 최대한 증가시킬 수 있는 제어 모멘트 자이로스코프에 관련된 것으로서 이하 도 3 및 도 4를 참조하여 설명하기로 한다.According to the present invention, the gimbal motor is mounted on one side of the lower side of the wheel rotated by the spin motor, while the upper side of the wheel is equipped with a sensing means to reduce the volume and distribute the mass evenly, thereby angular momentum. As related to the control moment gyroscope that can increase as much as will be described with reference to FIGS. 3 and 4.

이미 설명된 바와 같이 자이로스코프 토크는 2축방향의 모멘트로부터 생성되는 것으로서 본 발명에서는 일축에 대한 회전력을 공급하는 스핀모터(200)와, 상기 스핀모터(200)에 장착되어 회전력을 전달하는 스핀 축(220)에 의해 상기 스핀 축(220)에 장착되는 휠(210)이 회전하게 된다. 이때 상기 휠(210)의 중앙부에 상기 스핀 축(220)이 장착되는 것이 질량관성모멘트를 감소시켜 각모멘텀을 증가시킬 수 있다.As described above, the gyroscope torque is generated from the moment in the biaxial direction, and in the present invention, the spin motor 200 supplies a rotational force about one axis, and the spin shaft is mounted on the spin motor 200 to transmit the rotational force. The wheel 210 mounted on the spin shaft 220 is rotated by the 220. At this time, the mounting of the spin shaft 220 in the center portion of the wheel 210 may increase the angular momentum by reducing the mass moment of inertia.

한편 상기 휠(210)은 상기 스핀모터(200)의 일측에 1개가 장착되거나 양측에 각각 1개씩 장착될 수 있는데, 이하 설명의 편의를 위해 양측에 각각 1개씩 장착된 경우를 상정하여 설명하기로 한다. 이때 상기 휠(210)이 1개가 사용되는 경우에도 본 발명의 권리범위에 속함은 물론이다.Meanwhile, one wheel 210 may be mounted on one side of the spin motor 200 or one on each side of the spin motor 200. For convenience of description, the wheel 210 will be described assuming that one wheel is mounted on each side. do. At this time, even if one wheel 210 is used, of course, it belongs to the scope of the present invention.

상술한 바와 같이 스핀모터(200)의 양측에 휠(210)이 장착되는데, 상기 스핀모터를 회전시키는 짐벌모터(100)가 상기 휠(210) 사이의 하부에 배치된다. 또한, 상기 짐벌모터(100)에 스핀모터(200)를 회전가능하게 고정하기 위해 상기 스핀모터(200)에 관통되는 하부 연결축(120)이 장착된다.As described above, wheels 210 are mounted on both sides of the spin motor 200, and a gimbal motor 100 for rotating the spin motor is disposed below the wheels 210. In addition, a lower connection shaft 120 penetrating through the spin motor 200 is mounted to fix the spin motor 200 to the gimbal motor 100.

이러한 구성에 의해 상기 짐벌모터(100)에 의해 상기 스핀모터(200) 및 휠(210)이 회전하게 되어 2축방향의 모멘트가 발생되는 것이다.In this configuration, the spin motor 200 and the wheel 210 are rotated by the gimbal motor 100 to generate moments in two axial directions.

또한, 상기 스핀모터(200)로부터 관통되어 상방향으로 연장되는 상부 연결축(130)이 수용되는 센싱부(110)가 상기 휠(210)사이의 상부측에 배치된다.In addition, the sensing unit 110 is accommodated in the upper side between the wheels 210 to accommodate the upper connecting shaft 130 penetrating from the spin motor 200 extending in the upward direction.

상술한 바와 같이 상부 연결축(130)이 센싱부(110)에 수용되어 회전함에 의해 회전각도나 각가속도등을 센싱할 수 있게 된다.As described above, the upper connecting shaft 130 is accommodated in the sensing unit 110 to rotate to sense a rotation angle or angular acceleration.

상술한 바와 같이 스핀모터(200)의 양측에 배치되는 휠(210)사이의 상부측에 센싱부(110)를 배치하고 하부에는 짐벌모터(100)를 배치하여 전체적으로 부피를 감소시킴은 물론 상기 상하부에 배치되는 센싱부(110) 및 짐벌모터(100)에 의해 질량이 상대적으로 균등하게 분포되어 각모멘텀을 증가시킬 수 있어 소형 인공위성 자세제어를 위한 자이로스코프로 사용할 수 있게 되는 것이다.As described above, the sensing unit 110 is disposed on the upper side between the wheels 210 disposed on both sides of the spin motor 200, and the gimbal motor 100 is disposed on the lower side to reduce the overall volume, as well as the upper and lower portions. Mass is evenly distributed by the sensing unit 110 and the gimbal motor 100 disposed in the angular momentum can be increased to be used as a gyroscope for a small satellite attitude control.

한편 상기 짐벌모터(100)를 지지하기 위해 지지구조물(300)을 상기 짐벌모터(100)의 하부에 설치하게 되고, 상기 지지구조물(300)은 받침대(400)에 의해 고정된다. 이러한 구성의 제어 모멘트 자이로스코프가 인공위성에 장착되어 상기 인공위성의 자세를 제어하는데 이용되는 것이다. Meanwhile, in order to support the gimbal motor 100, the support structure 300 is installed below the gimbal motor 100, and the support structure 300 is fixed by the pedestal 400. The control moment gyroscope of this configuration is mounted on the satellite and used to control the attitude of the satellite.

한편 상술한 본 발명의 제어 모멘트 자이로스코프를 보호하기 위해 중공형상의 커버(500)를 더 포함하는 것도 바람직하다. 이때 상기 커버(500)의 상부측에 두께부(510)를 형성하여 상기 센싱부(110)를 고정하는 것도 바람직하다. On the other hand it is also preferable to further include a hollow cover 500 to protect the control moment gyroscope of the present invention described above. In this case, it is also preferable to form the thickness portion 510 on the upper side of the cover 500 to fix the sensing unit 110.

이상 살펴본 바와 같이 종래의 제어 모멘트 자이로스코프는 하단부에 짐벌모 터가 배치되고, 상기 짐벌모터상에 회전대가 장착되어 회전되게 된다. 이때 상기 회전대에 스핀모터가 장착되고 상기 스핀모터에 의해 휠이 회전하게 되는 구성이어서 부피가 커서 소형 인공위성에 사용하기 어려운 문제점이 있었으나,As described above, in the conventional control moment gyroscope, a gimbal motor is disposed at a lower end thereof, and a rotation table is mounted on the gimbal motor to be rotated. At this time, the spin motor is mounted on the swivel table and the wheel is rotated by the spin motor, so the volume is large and it is difficult to use in a small satellite.

스핀모터에 의해 회전되는 휠의 일측 하부에 짐벌모터를 장착하는 한편 상기 휠의 일측 상부에는 센싱수단을 장착하는 본 발명에 의해 부피를 줄이고, 질량을 균등하게 분포시켜 각모멘텀을 최대한 증가시킬 수 있어 소형의 인공위성을 위한 제어 모멘트 자이로스코프로 사용할 수 있는 효과가 있다.According to the present invention in which the gimbal motor is mounted on one side lower portion of the wheel rotated by the spin motor while the sensing means is mounted on one side upper portion of the wheel, the volume can be reduced, the mass is evenly distributed, and the angular momentum can be increased as much as possible. It can be used as a control moment gyroscope for small satellites.

Claims (5)

2축 방향의 모멘트에 의해 발생되는 토크를 이용하여 인공위성의 자세를 제어하는 자이로스코프로서,Gyroscope for controlling the attitude of the satellite by using the torque generated by the moment in the biaxial direction, 일축에 대한 모멘트를 공급하는 스핀모터;와Spin motor for supplying a moment about one axis; And 상기 스핀모터에 장착되어 모멘트를 전달하는 스핀 축;과A spin shaft mounted on the spin motor to transfer a moment; and 상기 스핀 축이 원판형상의 중앙부에 장착되어 회전되는 휠;과,A wheel on which the spin shaft is mounted and rotated in a central portion of a disc shape; 상기 휠의 일측 하부에 배치되는 한편 상기 스핀모터의 회전방향과 직교되는 모멘트를 공급하는 짐벌모터;와,A gimbal motor disposed under one side of the wheel and supplying a moment orthogonal to a rotation direction of the spin motor; and 상기 짐벌모터에 장착되는 한편 상기 스핀모터에 관통되어 상기 스핀모터 및 상기 스핀모터에 장착된 상기 휠을 회전시키는 하부 연결축;과A lower connecting shaft mounted on the gimbal motor and rotating through the spin motor to rotate the spin motor and the wheel mounted on the spin motor; and 상기 스핀모터로부터 관통되어 상방향으로 연장되는 상부 연결축;과An upper connecting shaft penetrating from the spin motor and extending upward; and 상기 상부 연결축을 수용하는 센싱부;를 포함하는 것을 특징으로 하는 제어 모멘텀 자이로스코프.And a sensing part accommodating the upper connection shaft. 제1항에 따른 자이로스코프를 수용하기 위해 중공형상의 커버를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 제어 모멘텀 자이로스코프.A control momentum gyroscope further comprising a hollow cover for receiving the gyroscope according to claim 1. 제1항 또는 제2항에 있어서,The method according to claim 1 or 2, 상기 짐벌모터를 수용하는 한편 상기 커버가 고정되는 지지구조물과 상기 지 지구조물을 지지하는 받침대를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 제어 모멘텀 자이로스코프.And a support structure for receiving the gimbal motor and the support structure to which the cover is fixed and the support for supporting the support structure. 제1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 휠은 상기 스핀모터 양측에 각각 배치되는 한편 상기 짐벌모터는 상기 양 휠사이의 하부에 장착되고, 상기 센싱부는 상기 양 휠사이의 상부에 장착되어 상기 각 휠의 반경반향으로 질량이 고르게 분포되게 한 것을 특징으로 하는 제어 모멘텀 자이로스코프.The wheels are disposed at both sides of the spin motor, while the gimbal motor is mounted at the lower side between the wheels, and the sensing unit is mounted at the upper side between the both wheels so that the mass is evenly distributed in the radial direction of each wheel. Control momentum gyroscope, characterized in that. 제3항에 있어서,The method of claim 3, 상부 커버의 상부에는 상기 센싱부를 수용하는 두께부가 형성되는 것을 특징으로 하는 제어 모멘텀 자이로스코프.The control momentum gyroscope, characterized in that the upper portion of the upper cover is formed with a thickness receiving the sensing portion.
KR1020050129700A 2005-12-26 2005-12-26 Control moment gyroscope KR100649730B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020050129700A KR100649730B1 (en) 2005-12-26 2005-12-26 Control moment gyroscope

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020050129700A KR100649730B1 (en) 2005-12-26 2005-12-26 Control moment gyroscope

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR100649730B1 true KR100649730B1 (en) 2006-11-27

Family

ID=37713539

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020050129700A KR100649730B1 (en) 2005-12-26 2005-12-26 Control moment gyroscope

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR100649730B1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101093598B1 (en) * 2009-02-02 2011-12-15 한국항공우주연구원 Gyroscope
KR101796541B1 (en) 2017-03-29 2017-12-01 (주)나라스페이스테크놀로지 Control moment gyroscope and cube type satellite including the same

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101093598B1 (en) * 2009-02-02 2011-12-15 한국항공우주연구원 Gyroscope
KR101796541B1 (en) 2017-03-29 2017-12-01 (주)나라스페이스테크놀로지 Control moment gyroscope and cube type satellite including the same

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5095746B2 (en) Control moment gyro and its mounting device
EP0819997A3 (en) Spacecraft attitude control system
JPS6117006B2 (en)
JP2003521424A5 (en)
CN105270585B (en) A kind of submarine navigation device
US20100307290A1 (en) Apparatus, system and method for gyroscopic propulsion and/or steering
KR100649730B1 (en) Control moment gyroscope
Tyc et al. Gyrowheel™-An Innovative New Actuator/Sensor for 3-axis Spacecraft Attitude Control
JP2004538439A5 (en)
EP1492705B1 (en) Satellite energy and attitude control system
KR100942199B1 (en) Control moment gyroscope
JPH08156896A (en) Position controlling wheel and position controller of space-craft using the same
KR101654282B1 (en) Control moment gyro adapting multy momentum wheel assembly
JPH10167197A (en) Attitude control for three-axes satellite by meand of wheel and unloading wheel and spin satellite attitude restoring device by using wheels
KR102638909B1 (en) Control moment gyro
KR102638914B1 (en) Control moment gyro
KR102638910B1 (en) Control moment gyro
KR20240017241A (en) control memet gyro base Drone
JPH11142428A (en) Servo platform for accelerometer, and flight controller
JPH06132716A (en) Antenna posture controller
KR20180002420A (en) Coaxial twin-gyro attitude control system
KR20220161864A (en) control memet gyro base Drone
JPS6042490Y2 (en) Aerial horizontal stabilizer device
KR20230032208A (en) Control moment gyro
JPH0335843B2 (en)

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20121115

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20131115

Year of fee payment: 8

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20140827

Year of fee payment: 9

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20151117

Year of fee payment: 10

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20161005

Year of fee payment: 11

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20171027

Year of fee payment: 12

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180822

Year of fee payment: 13

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190814

Year of fee payment: 14