Abstract The focus of this paper is to develop a control scheme for overcoming the nutational motion of an asymmetric spin satellite regardless of its spin-to-transverse inertia ratio using a single reaction wheel mounted along the desired spin axis. In this strategy the basic Proportional–Derivative (PD) controller is acted on the precession angle error and, moreover, Lyapunov stability is applied for creating positive spin rate using proper precession command. A Monte Carlo type approach is used to verify the stability for various inertia ratios. The control system makes use of only angular velocity of wheel and spacecraft angular rates to stabilize spin. This active nutation controller globally and asymptotically stabilizes the spacecraft about a revolute motion and provides automatically logical recovery of desired positive spin from any initial state. This straightforward attitude recovery technique does not require accurate estimates of spacecraft inertias and various simulation results demonstrate that stability is not affected by various inertia ratios. Numerical simulations confirm that the approach has typically robust performance.

EVANS ROOT LOCUS KONTROL TEKNİĞİ KULLANARAK UYDU DURUM KONTROLÜ ÖZET Durum Kontrol Sistemi bir uydunun durumunu, üzerine etkileyen harici torklara karşı kararlı hale getiren ve pozisyonunu istenen yönlerde tutan bir sistemdir. Uzay aracının kontrolü, 1957 yılında ilk uydu olan Sputnik'in uzaya gönderilmesiyle gündeme gelmiştir. Sputnik uydusunda spin stabilizasyon tekniği kulanılmıştır. Teknolojinin gelişmesiyle uydu kontrol sistemleri de buna paralel gelişmiştir. Günümüzde bir uzay aracının durumunu çok yüksek hassasiyetle kararlı hale getirmek çok yaygın bir uygulamadır. Yer çekimi farklılığına bağlı olarak kararlılık kontrolü, jet tepkili sistemler, momentum tekerleği, spin ve çift spin kararlılık sistemleri ve kontrol moment cayro sistemleri çok kullanılan durum kontrol yöntemleridir. Kontrol sistem seçimi, genellikle görevin gerektirdiği hassasiyet derecesine, sistem maliyetine ve uzay aracının yapısına bağlıdır. Bias Momentum sistemi de düşük maliyetli bir sistem olup, bu sistem esas itibariyle uzay aracının yunuslama eksenine paralel olarak yerleştirilen bir momentum tekerleğinden oluşur. Yalpa ekseni kararlılığı için, yalpa hataları bir sensor kullanılarak kontrol sistemine geri besleme yapılır. Sapma ekseni kararlılığı için sensor kullanılmayıp bunun yerine sapma-yalpa ekseni etkileşimi kullanılır. Bu çalışmada sapma ekseni hatalarının sensor yardımıyla ölçülüp kontrol sistemine iletildiği kabul edilmiştir. Görev amaçlarına ulaşmak için gerekli kontrol sistemini inşa

placed to stabilize this axis, with the spin rate nominally at 5 rpm. Inside the body was a hydrazine fuel tank. Hydrazine monopropellant was used for course Ulysses ( yoo-LISS-eez, UK also YOO-liss-eez) was a robotic space probe whose primary mission was to orbit the Sun and study it at all latitudes. It was launched in 1990 and made three "fast latitude scans" of the Sun in 1994/1995, 2000/2001, and 2007/2008. In addition, the probe studied several comets. Ulysses was a joint venture of the European Space Agency (ESA) and the United States' National The spacecraft was designed by ESA and built by Dornier Systems, a German aircraft manufacturer. The body was roughly a box, approximately 3.2 m × 3.3 m × 2.1 m (10.5 ft × 10.8 ft × 6.9 ft) in size. The box mounted the 1.65 m (5 ft 5 in) dish antenna and the GPHS-RTG radioisotope thermoelectric generator (RTG) power source. The box was divided into noisy and quiet sections. The noisy section abutted the RTG; the quiet section housed the instrument electronics. Particularly "loud" components, such as the preamps for the radio dipole, were mounted outside the structure entirely, and the box acted as a Faraday cage. Ulysses was spin-stabilised about its z-axis which roughly coincides with the axis of the dish antenna. The RTG, whip antennas, and instrument boom were placed to stabilize this axis, with the spin rate nominally at 5 rpm. Inside…

thumb|Animation of the use of a spin-stabilized upper stage for a space mission, including the yo-yo despin (from 0:22 to 0:26) of the spacecraft following upper-stage burnout.