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宇宙機の姿勢制御アクチュエータとして大トルクの出力できるCMG(Control Moment Gyro)が注目されている．CMGにおいて2つのジンバル軸を有しホイールの回転角速度も可変のCMGは1台で3自由度を有するため姿勢の3自由度を制御可能である．本研究ではこの3自由度CMGに関して姿勢変更軌道を構築し，姿勢変更能力の限界を明らかにした．さらに，姿勢角速度の減衰制御手法を提案し，種々の条件下における宇宙機の定常状態を求めた．また，CMGを用いる場合に問題となる特異点について，その影響を抑える制御手法を提案してシミュレーション及び地上実験によってその有効性を実証した．
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