ES2345487T3 - Accionador giroscopico, en particular para dispositivo de pilotaje de la actitud de un satelite. - Google Patents
Accionador giroscopico, en particular para dispositivo de pilotaje de la actitud de un satelite. Download PDFInfo
- Publication number
- ES2345487T3 ES2345487T3 ES04076876T ES04076876T ES2345487T3 ES 2345487 T3 ES2345487 T3 ES 2345487T3 ES 04076876 T ES04076876 T ES 04076876T ES 04076876 T ES04076876 T ES 04076876T ES 2345487 T3 ES2345487 T3 ES 2345487T3
- Authority
- ES
- Spain
- Prior art keywords
- support
- actuator according
- axis
- shaft
- rotating part
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
- 238000004804 winding Methods 0.000 claims description 5
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 2
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims description 2
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims description 2
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims description 2
- 230000005693 optoelectronics Effects 0.000 claims description 2
- 229920002120 photoresistant polymer Polymers 0.000 claims 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 8
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 3
- XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N Iron Chemical compound [Fe] XEEYBQQBJWHFJM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 2
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 2
- 230000004044 response Effects 0.000 description 2
- 235000001674 Agaricus brunnescens Nutrition 0.000 description 1
- 241000283690 Bos taurus Species 0.000 description 1
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 238000011109 contamination Methods 0.000 description 1
- 230000001934 delay Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 1
- 229910052742 iron Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 230000003071 parasitic effect Effects 0.000 description 1
- 230000021715 photosynthesis, light harvesting Effects 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 238000010079 rubber tapping Methods 0.000 description 1
- 238000009987 spinning Methods 0.000 description 1
- 230000002618 waking effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
- B64G1/245—Attitude control algorithms for spacecraft attitude control
-
- 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
- B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels
-
- 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
- B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
-
- 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
- G01C19/08—Rotors electrically driven
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Gyroscopes (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
Un accionador giroscópico que comprende un soporte (116) montado sobre una base (110) por medios (114, 118) que permiten hacerle girar alrededor de un primer eje (120) y que lleva una pieza giratoria (134) por medios (126, 130, 144) que permiten arrastrarle en rotación a velocidad elevada alrededor de un segundo eje (132) ortogonal al primer eje (120), comprendiendo el soporte (116) medios (128, 130) sobre los que gira el árbol (142) de la pieza giratoria, caracterizado porque la pieza giratoria (134) comprende dos costados (136) unidos por el árbol (142), y porque el soporte (116) comprende un tubo (122) en una extremidad del cual está fijado un zócalo (128) atravesado por el árbol (142) y que lleva guías (130) en rotación del árbol (142) y de la pieza giratoria (134) alrededor del segundo eje (132).
Description
Accionador giroscópico, en particular para
dispositivo de pilotaje de la actitud de un satélite.
El presente invento se refiere a un accionador
giroscópico, en particular para dispositivo de pilotaje de actitud
de satélite por mando de orientación del eje de rotación de la pieza
o cruceta giratoria de accionadores giroscópicos o girodinos de un
conjunto de girodinos montado en el satélite.
Los girodinos o accionadores giroscópicos
(designados a menudo por la sigla anglosajona cmg) se diferencian
de las ruedas de reacción, corrientemente utilizadas para mandar la
actitud de un satélite por intercambio de momento cinético, porque
están montados sobre un soporte, llamado cardán, orientable por al
menos un motor alrededor de al menos un eje ortogonal al eje de
rotación de la pieza giratoria. En la mayor parte de los casos las
piezas giratorias son arrastradas a velocidad constante o al menos
poco variable durante su empleo.
Un conjunto de girodinos debe incluir al menos
tres girodinos para permitir reorientar un triedro de referencia
unido al satélite en todas las actitudes y al menos dos girodinos
para un pilotaje de 2 ejes. En la práctica se utilizan al menos
cuatro girodinos en conjunto o racimo para asegurar una
redundancia.
El conjunto de girodinos constituye un
accionador inercial cuyo mando permite aplicar un par que da a la
plataforma del satélite un perfil de velocidades angulares
especificado, generalmente por telecarga a partir del suelo. El par
es generado por puesta en velocidad del eje cardán de manera que
haga precesionar a la pieza giratoria. Para la pieza giratoria de
orden i, el par Ci debido al efecto giroscópico está dado por:
Ci =
Hi\sigmai
Donde
Hi es el momento de inercia de la pieza
giratoria de orden:
\sigmai es la velocidad angular
Un satélite incluye generalmente un sistema de
mando de actitud que recibe señales de entrada de captadores que
permiten determinar su posición angular en una referencia inercial.
Este sistema, que tiene generalmente una constante de tiempo
relativamente larga, permite mantener al satélite en una actitud de
consigna mandando los motores de las ruedas de reacción, o los de
las cardán cuando el satélite está provisto de girodinos.
En el caso considerado aquí, del control de
actitud con ayuda de un conjunto de girodinos, el sistema de mando
determina en primer lugar el par a aplicar y debe deducir de él una
velocidad a aplicar a las cardán de los girodinos. Las posiciones
angulares de las cardán varían en el curso del tiempo. La capacidad
de suministro del par total C es en consecuencia no estacionario y
no lineal. Puede escribirse, en forma matricial:
(1)C =
A(\sigma).
\sigma
donde A es la matriz jacobiana
a_{ij} = \deltaH_{i}/\delta\sigma_{j}, con i = 1 a 3 y j
= 1 a 4 (o más generalmente uno al número de
girodinos).
Un método clásico de guiado consiste, conociendo
el par C a proporcionar, en invertir la relación (1) para obtener
las velocidades \sigma_{c} de consigna a dar a los
girodinos.
Ciertas misiones prevén modificaciones
importantes de actitud del satélite en retardos cortos. Los
girodinos están particularmente adaptados a estas misiones
"ágiles". A la hora actual, se utilizan esencialmente dos
métodos para determinar el perfil de velocidades a imponer a los
soportes de los girodinos.
Según un primer procedimiento, que se puede
calificar de guiado local, se calcula con cada solicitud de par, la
velocidad angular requerida para cada soporte por la fórmula (2) lo
que vuelve a una pseudo-inversión de la Jacobiana.
La tensión impuesta para tener en cuenta la redundancia es la
búsqueda de un movimiento con energía mínima.
(2)\sigma_{c} =
[A'(A.A')-1]C
La experiencia ha mostrado que esta aproximación
conduce a menudo a abandonar un girodino cuya reorientación hacia
la dirección requerida solicita demasiada velocidad a todos los
soportes, con el resultado de que finalmente el conjunto incluye
una pieza giratoria "durmiente", mientras que todas las demás
se reagrupan en una dirección opuesta. El conjunto está entonces en
una configuración singular: el momento cinético es máximo en esta
dirección opuesta y es imposible obtener un par según esta
dirección.
\newpage
Existen algoritmos para evitar localmente
singularidades por puestas en velocidad de las cardan, tales que el
par total resultante sea nulo. Pero estos algoritmos son poco
eficaces, pues la aproximación de la singularidad es detectada
tardíamente falta de predicciones sobre el perfil de par a seguir.
Se está en consecuencia llevado a sobredimensionar la capacidad del
conjunto, a fin de franquearse de la mayor parte de las
singularidades.
Otra aproximación, que se puede calificar de
guiado global continuo, implica calcular, antes del comienzo de la
maniobra de cambio de actitud del satélite, la mejor trayectoria de
reconfiguración de conjunto \sigma(t) durante toda la
maniobra, a fin de evitar pasar en proximidad de una configuración
singular. Este cálculo es muy pesado. Debe ser hecho en el suelo, y
luego telecargado.
El documento EP 1 002 716 proporciona un
procedimiento que permite, en el pilotaje de actitud por girodinos,
franquearse del problema de las singularidades, limitando al mismo
tiempo la carga de cálculo asociada. El procedimiento según EP 1
002 716 permite entonces explotar la integridad de la capacidad del
conjunto para los basculamientos de la actitud del satélite.
Para ello, el documento EP 1 002 716 utiliza en
particular el hecho de que la capacidad de par de un girodino no
está limitada más que por la velocidad de rotación máxima del motor
de arrastre de la cardan. El documento EP 1 002 716 utiliza
igualmente la constatación de que es posible pasar transitoriamente
en una configuración singular, a condición de que sea en el curso
de la reconfiguración del conjunto de girodinos hacia una consigna
predeterminada y mientras las cardán están animadas de una velocidad
angular importante.
En consecuencia el documento EP 1 002 716
propone un procedimiento de pilotaje de la actitud de un satélite,
por mando de uno de los girodinos de un conjunto (generalmente por
al menos cuatro girodinos), que tienen piezas giratorias
respectivas montadas sobre cardán montadas giratorias sobre una
plataforma del satélite, alrededor de ejes de orientaciones
diferentes, según la reivindicación 1ª del documento EP 1 002
716.
El documento EP 1 002 716 permite también
reducir la duración de los basculamientos por la reducción de las
fases de aceleración y de deceleración angulares de comienzo y de
final de maniobra. Prácticamente, la ascensión de velocidad será
casi instantánea con respecto al tiempo de respuesta de la
subordinación de sistema de control de actitud. El momento cinético
interno es reorientado en la dirección adecuada para obtener el
perfil de velocidad y de actitud del satélite buscado antes de que
este sistema intervenga.
El procedimiento del documento EP 1002716
permite además tener en cuenta una tensión de dominio angular de
orientación de cada soporte limitando el dominio a una región
determinada, por ejemplo de 360º, se pueden así evitar uniones de
anillos y escobillas y utilizar cables para el pelado de las
potencias y de las señales.
EL documento EP 1002716 propone igualmente un
dispositivo de pilotaje de actitud según la reivindicación 10ª del
documento EF 1002716.
En tal dispositivo, es posible de limitar el
dominio de desplazamiento angular del eje cardán de un girodino
1-eje (por ejemplo a \pm 1/2 vuelta).
El documento de patente JP 01 226 496 divulga un
accionador giroscópico, según el preámbulo de la reivindicación 1ª,
que comprende, en referencia a los dibujos de este documento, un
soporte (12, 13) montado sobre una base (14) por medios (15) que
permiten hacer girar alrededor de un primer eje (12a), y que llevan
un trompo (110) por los medios (11) permitiendo arrastrar en
rotación a velocidad elevada alrededor de un segundo eje (10a)
ortogonal al primer eje. En la extremidad del soporte (12, 13) por
el lado opuesto a la base, el soporte comprende medios sobre los
que gira el árbol del trompo alrededor del segundo eje.
El documento de patente US 5 256 942 muestra un
accionador giroscópico, según el preámbulo de la reivindicación 1ª,
con, en referencia a los dibujos de este documento, un trompo en
forma de dos costados (16) unidos por un árbol (15). Este árbol
está soportado por los dos lados por medio de un árbol perpendicular
(30) en un marco (12), oponiéndose así al documento JP 01 226
496.
El problema en la base del invento es proponer
un girodino de tamaño pequeño, poco voluminoso, capaz de
proporcionar pares suficientes para provocar maniobras rápidas de
satélites de clases intermedias, utilizable ventajosamente en un
dispositivo según el documento EP 1 002 716, y cuyo trompo comprende
dos costados unidos por un árbol de diámetro muy inferior al de los
costados y cuyo soporte incluye medios en los que gira el árbol.
A este efecto, el invento propone un accionador
giroscópico según la reivindicación 1ª. Unos modos de realización
ventajosos del accionador giroscópico del invento constituyen el
objeto de las reivindicaciones dependientes 2ª a 10ª.
Las características anteriores así como otras
aparecerán mejor con la lectura de la descripción que sigue de un
modo particular de realización del invento, dado a título no
limitativo. La descripción se refiere a los dibujos que la
acompañan, en los cuales:
La fig. 1 es un esquema en perspectiva que
muestra una disposición posible de cuatro girodinos de un eje de un
conjunto o racimo, en posición canónica;
Las figs. 2A y 2B muestran la variación en el
tiempo del par aplicado por un girondino y un momento cinético H
intercambiado con la plataforma, para varios perfiles de puesta en
velocidad;
La fig. 3 muestra un girodino utilizable en un
dispositivo según el documento EP 1 002 716.
La fig. 1 muestra un conjunto de cuatro
girodinos 10a, 10b, 10c, 10d idénticos, cada uno de los cuales tiene
una pieza giratoria 12 montada sobre una cardán 14 de manera que
pueda girar alrededor de un eje 16. Un motor no representado
mantiene la pieza giratoria en rotación, generalmente a velocidad
constante, Cada cardán está montada sobre una plataforma del
satélite (no representada) de manera que pueda girar alrededor de un
eje 18 ortogonal al eje 16. Los ejes 18 tienen orientaciones
diferentes. En el caso representado, ocupan las aristas de una
pirámide regular de vértice 20.
Cada una de las cardán está provista de un motor
22, de los que solo se ha representado uno, que permiten hacerla
girar alrededor del eje 18 respectivo. Un captador angular 24 da una
información sobre la orientación de la cardán y por tanto del plano
de la rueda 12.
El mantenimiento del satélite en una actitud de
consigna en una referencia inercial está asegurado por un sistema
de mando de actitud que puede ser de un tipo conocido. Incluye un
órgano 26 de cálculo y de mando del motor 22 que recibe consignas
de orientación de un emisor-receptor 28 de unión con
el suelo y señales 30 que provienen de captadores no representados,
tales como captadores de estrella y de horizonte terrestre, etc.
Este órgano manda circuitos de potencia 32 que alimentan los
motores. Este sistema tiene generalmente una constante de tiempo
relativamente larga, de algunos segundos a varias decenas de
segundos.
El dispositivo incluye igualmente medios de
mando suplementarios 34 en el que posiciones finales a dar a las
cardán de los girodinos son telecargadas para provocar una maniobra
de reorientación del satélite. Como se ha indicado más arriba, esta
posición final de todos los girodinos es evaluada partiendo de la
hipótesis de que la reconfiguración será terminada antes de que el
sistema de control de actitud intervenga para anular la diferencia
entre la actitud real y la actitud de consigna del satélite en una
referencia inercial.
La reconfiguración del conjunto se efectúa por
reorientación casi instantánea e independiente de los ejes de pieza
giratoria, y no por seguimiento paso a paso de una trayectoria
continua predeterminada.
La configuración inicial no es singular y la
configuración final es calculada para ser no singular igualmente.
Las configuraciones intermedias son tan transitorias que una
improbable pérdida de orden de la Jacobiana pasa virtualmente
desapercibida del sistema de control de actitud 26.
No es entonces ya necesario sobredimensionar la
capacidad de control del conjunto para evitar las singularidades.
Se puede utilizar la integridad de la capacidad de momento cinético
del conjunto para realizar las maniobras. Una parte del margen
ganado puede ser reservada para liberar tiempo para los transitorios
de tranquilización y de afinado del punteo o indicación en ejes
inerciales al final del basculamiento.
La disminución de las velocidades cresta de
basculamiento obtenida gracias a la reducción de la duración de las
fases de aceleración y de deceleración aparece en las figs. 2A y
2B.
Adoptando un par elevado, se da al perfil de
velocidad, reproducido por el perfil de momentos cinéticos, una
forma rectangular (líneas en trazos llenos en las figs. 2A y
2B).
La capacidad de momento cinético máximo
requerida del conjunto para provocar el intercambio de momento
cinético global es hasta dos veces menor que en el caso del par
pequeño representado por una línea en trazos mixtos. Ahora bien, la
capacidad de momento cinético es un factor esencial de
dimensionamiento del conjunto (masa, dimensiones y velocidad de
rotación de las piezas giratorias), mientras que la capacidad de par
de un girodino no está limitada más que por la velocidad de
rotación máxima del motor de cardan.
Es ventajoso en consecuencia buscar un perfil de
momento cinético rectangular o trapezoidal de momentos cinéticos,
con un largo escalón constante. Las regulaciones de las pendientes
de salida y de llegada aseguran la continuidad del perfil con
relación a las condiciones iniciales y finales de velocidad angular
especificada.
En el caso extremo de un perfil rectangular, el
guiado del conjunto es muy simplificado, ya que basta calcular una
configuración \sigma de consigna para el conjunto tal que
H(\sigma)-I_{sat}\Omega_{sat} (siendo
\Omega_{sat} la velocidad angular) en lugar de una trayectoria
continua \sigma(t).
Para ello, una consigna de posición es enviada
en bucle abierto a cada motor al comienzo de cada maniobra. La
subordinación en posición utiliza un codificador angular y reorienta
la cardán los más rápido posible; el único límite es la banda
pasante del control de los motores de cardán y su velocidad
máxima.
El momento cinético interno es reorientado de
manera casi instantánea con relación a los tiempos de respuesta de
la subordinación de control de actitud. Si fuera necesario, el
sistema de control de actitud puede ser puesto fuera de servicio
durante la reconfiguración de conjunto o su mando de par limitado a
un valor muy inferior a la capacidad de los girodinos. Para ello,
se pueden utilizar técnicas de saturación o de filtrado. Los
motores de las cardán pueden ser del tipo paso a paso. Se suprime
así el bucle de subordinación en posición, ya que el motor paso a
paso es directamente mandado en posición. El control fino de
microperturbaciones y de los despunteos puede entonces ser
asegurado no por pequeñas reorientaciones de los ejes cardan, sino
por la aceleración o la deceleración de las piezas giratorias de
inercia, pareciéndose entonces el sistema a una grupo estacionario
de ruedas de reacción.
Una vez el conjunto reconfigurado, el satélite
es animado de la buena velocidad alrededor del eje elegido, con las
incertidumbres sobre las inercias y los alineamientos
aproximados.
Como la reconfiguración no es estrictamente
instantánea, se crea un error de actitud con relación al perfil
teórico de consigna. El sistema de control de actitud debe anular
este error.
Al estar la configuración de llegada de las
cardán elegida bastante lejos de una singularidad, el sistema de
control de actitud puede compensar estos errores sin dificultad por
una ley de guiado local clásica del conjunto. Incluso al cabo de
varias maniobras, las excursiones de las posiciones de las cardán al
rededor de la configuración de consigna quedan limitadas y el
conjunto puede ser llevado a configuración canónica durante las
fases de eliminación de saturación en periodo de vigilia.
Cada uno de los girodinos puede tener la
constitución mostrada en la fig. 3. El girodino incluye entonces
una base 110 que define, con una envolvente estanca 112, un volumen
en el que es colocado el conjunto del accionador. Sobre la base 110
está fijado un mecanismo de basculamiento que tiene una parte de
estator 114 y una parte de rotor que constituye un soporte 116. La
parte de estator 114 está constituida por un manguito en el que hay
colocados medios de guiado (rodamiento de bolas por ejemplo) 118
espaciados entre sí de manera que den una orientación precisa a un
eje de basculamiento 120 alrededor del cual gira un tubo 122 que
pertenece al soporte 116.
Las partes de estator 114 y de rotor incluyen
igualmente los componentes de un motor de par de conmutación
electrónica 124, que tiene imanes permanentes sobre la parte de
rotor.
Los pasos de corriente eléctrica entre las
partes de rotor y de estator 114 pueden ser efectuados por
conectadores giratorios 126 de anillo y escobilla, representados en
número de tres en la figura.
La posición angular del soporte 116 o parte de
rotor está dada en cualquier instante por un codificador 138 que
presenta una parte fijada rígidamente a la parte de estator 114 y un
rotor unido al tubo 122 por un acoplamiento elástico 140.
Se puede en particular utilizar un codificador
óptico 138, de salida incremental en forma de señales en cuadratura.
Estas señales pueden ser tratadas por una electrónica de proximidad
capaz de funcionar en modos periodímetro, para el punteo fino, y
frecuencímetro, durante los basculamientos a velocidad rápida.
Las señales de salida del codificador 138 pueden
ser utilizadas en varios bucles de regulación y de medida:
- -
- un bucle de auto pilotaje del motor 124 que efectúa la conmutación de las fases y el control de las corrientes de fase en función de la posición instantánea;
- -
- medida de la orientación de la pieza giratoria 134, y de control de la velocidad instantánea de basculamiento para el control del par generado sobre el satélite.
En la extremidad del tubo 122 del soporte 116
hay fijado un zócalo 128 que lleva guías 130 que definen el eje 132
de rotación de una pieza giratoria 134 que puede ser considerada
como que comprende dos costados 136 unidos por un árbol hueco
142.
Esta disposición permite elegir el diámetro de
los rodamientos 130 de manera que aseguren el mejor compromiso
posible entre la duración mecánica durante el lanzamiento y después
de una duración de vida importante en órbita, un par viscoso
resistivo aceptable y una frecuencia propia de flexión del árbol
fuera del dominio de frecuencia parásita susceptible de ser
aplicada. Para evitar la contaminación del interior de la envolvente
112, los rodamientos de bolas pueden estar provistos de
estrechamientos que evitan que aceite depositado localmente, se
escape.
La pieza giratoria 134 es arrastrada en rotación
a una velocidad elevada, generalmente constante. Un motor de
arrastre de la pieza giratoria incluye, en el caso presentado en la
figura, un motor de par 144 sin escobilla y sin hierro,
generalmente de conmutación electrónica, cuyo par compensa las
disipaciones de energía por rozamiento. Puede incluir generalmente
un rotor anular pasivo 146 que pertenece a la periferia de uno de
los costados 136 y un arrollamiento 148 alimentado por medio de los
conectadores giratorios 126 y fijado a una llanta 158 paralela al
costado y solidaria del zócalo 128. La electrónica 150 de mando y de
regulación de velocidad del motor 144 puede estar situada sobre una
o varias placas de circuito impreso insertadas en el interior de la
llanta 158 paralela al costado que está provisto del motor, y a la
que se le puede dar una forma de champiñón.
La velocidad de rotación es medida por un
taquímetro 152 que tiene una corona 154 fijada al otro costado 136
y una parte activa 156 que pertenece a una segunda llanta 158,
similar a la que soporta el arrollamiento 148. La segunda llanta
puede contener una tarjeta 160 de tratamiento de las señales
proporcionadas por el taquímetro, unida al exterior por uno de los
conectadores giratorios 126.
El taquímetro 152 es ventajosamente sin
contactos. Se puede utilizar en particular un taquímetro que tenga
acopladores optoelectrónicos. Cada acoplador incluye por ejemplo al
menos un diodo electroluminiscente y al menos un fototransistor
llevado por la llanta, que coopera con la corona anular 154 que
presenta una alternancia de zonas de transmisión y de ocultación de
un haz entre el diodo electroluminiscente y el fototransistor.
Los medios de alimentación de los motores 144 a
partir de una fuente eléctrica exterior no representada pueden
estar montados sobre una tarjeta 162 colocada alrededor de la base
de la parte de estator 114. Los medios de alimentación del motor de
basculamiento 124 pueden estar colocados sobre otra tarjeta 164.
Unas conexiones con el exterior, no representadas, permiten mandar
el basculamiento a partir de un circuito exterior.
Claims (10)
1. Un accionador giroscópico que comprende un
soporte (116) montado sobre una base (110) por medios (114, 118)
que permiten hacerle girar alrededor de un primer eje (120) y que
lleva una pieza giratoria (134) por medios (126, 130, 144) que
permiten arrastrarle en rotación a velocidad elevada alrededor de un
segundo eje (132) ortogonal al primer eje (120), comprendiendo el
soporte (116) medios (128, 130) sobre los que gira el árbol (142)
de la pieza giratoria, caracterizado porque la pieza
giratoria (134) comprende dos costados (136) unidos por el árbol
(142), y porque el soporte (116) comprende un tubo (122) en una
extremidad del cual está fijado un zócalo (128) atravesado por el
árbol (142) y que lleva guías (130) en rotación del árbol (142) y
de la pieza giratoria (134) alrededor del segundo eje (132).
2. Un accionador según la reivindicación 1ª,
caracterizado porque el zócalo (128) está fijado en una
extremidad del tubo (122) por el lado opuesto a la base (110).
3. Un accionador según una cualquiera de las
reivindicaciones 1ª y 2ª, caracterizado porque los medios de
arrastre de la pieza giratoria (134) en rotación comprenden un motor
de par (144) sin escobilla y sin hierro que tiene un rotor anular
pasivo (146) que pertenece a la periferia de uno de los costados
(136) y un arrollamiento (148) alimentado por medio de conectadores
giratorios (126) colocados entre el soporte (116) y la base
(110).
4. Un accionador según la reivindicación 3ª,
caracterizado porque el arrollamiento (148) está fijado a la
periferia de una llanta (158) solidaria del soporte (116).
5. Un accionador según una cualquiera de las
reivindicaciones 1ª a 4ª, caracterizado porque comprende un
taquímetro (152) que tiene una corona pasiva (154) fijada a un
costado (136) y una parte activa (156) que pertenece a una llanta
(158) solidaria del soporte (116).
6. Un accionador según la reivindicación 5ª,
caracterizado porque el taquímetro (152) es sin
contactos.
7. Un accionador según la reivindicación 6ª,
caracterizado porque el taquímetro (152) incluye al menos un
acoplador optoelectrónico que tiene un diodo electroluminiscente y
una fotorresistencia llevada por la llanta (158), que coopera con
la corona anular (154) que presenta una alternancia de zonas de
transmisión y de ocultación de un haz luminoso entre el diodo
electroluminiscente y el fototransistor.
8. Un accionador según una cualquiera de las
reivindicaciones 1ª a 7ª, caracterizado porque los medios
(114, 118) que permiten hacer girar el soporte (116) comprenden un
motor de par (124) de corriente continua y de conmutación
electrónica que tiene imanes permanentes sobre el soporte (116) y un
arrollamiento sobre una parte de estator (114) solidaria de la base
(110).
9. Un accionador según una cualquiera de las
reivindicaciones 1ª a 8ª, caracterizado porque comprende un
codificador (138) de posición angular del soporte (116) que tiene
una parte solidaría de la base (110) y un rotor unido al soporte
(116) por un acoplamiento elástico (140).
10. Un accionador según una cualquiera de las
reivindicaciones 1ª a 9ª, caracterizado porque el árbol
(142) es de diámetro muy inferior al diámetro de los costados
(136).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR9814548A FR2786283B1 (fr) | 1998-11-19 | 1998-11-19 | Procede et dispositif de pilotage de l'attitude d'un satellite |
| FR9814548 | 1998-11-19 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| ES2345487T3 true ES2345487T3 (es) | 2010-09-24 |
Family
ID=9532924
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES99401843T Expired - Lifetime ES2247767T3 (es) | 1998-11-19 | 1999-07-21 | Procedimiento y dispositivo de contgrol del comportamiento de un satelite. |
| ES04076876T Expired - Lifetime ES2345487T3 (es) | 1998-11-19 | 1999-07-21 | Accionador giroscopico, en particular para dispositivo de pilotaje de la actitud de un satelite. |
Family Applications Before (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| ES99401843T Expired - Lifetime ES2247767T3 (es) | 1998-11-19 | 1999-07-21 | Procedimiento y dispositivo de contgrol del comportamiento de un satelite. |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6305647B1 (es) |
| EP (2) | EP1484247B1 (es) |
| DE (2) | DE69942590D1 (es) |
| ES (2) | ES2247767T3 (es) |
| FR (1) | FR2786283B1 (es) |
Families Citing this family (46)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2786283B1 (fr) | 1998-11-19 | 2001-01-26 | Matra Marconi Space France | Procede et dispositif de pilotage de l'attitude d'un satellite |
| US6454218B1 (en) * | 2000-02-28 | 2002-09-24 | Quoin International, Inc. | Integrated system for providing 3-axis attitude-control, energy-storage, and electrical power |
| FR2819597B1 (fr) | 2001-01-15 | 2003-04-11 | Cit Alcatel | Procede de guidage d'un systeme d'actionneurs gyrospcopiques |
| US6729580B2 (en) * | 2001-04-05 | 2004-05-04 | Northrop Grumman Corporation | Method and system for directing an object using gyroscopes |
| FR2826470B1 (fr) * | 2001-06-26 | 2003-09-19 | Astrium Sas | Procede et dispositif de pilotage de l'attitude et de guidage d'un satellite par grappe de gyrodynes |
| US6691955B2 (en) * | 2001-11-27 | 2004-02-17 | Space Systems/Loral | Spacecraft having a momentum wheel configuration that prevents zero wheel speeds |
| FR2837580B1 (fr) | 2002-03-21 | 2005-06-03 | Astrium Sas | Actionneur gyroscopique de pilotage de l'attitude d'un vehicule spatial |
| US6682019B2 (en) * | 2002-04-04 | 2004-01-27 | Honeywell International Inc. | Minimum energy wheel configurations for energy storage and attitude control |
| JP3970724B2 (ja) * | 2002-08-30 | 2007-09-05 | Ｎｅｃ東芝スペースシステム株式会社 | 飛翔体の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 |
| US7152495B2 (en) * | 2002-12-19 | 2006-12-26 | Honeywell International, Inc. | System and method for adaptive cancellation of disturbances |
| US6758444B1 (en) * | 2002-12-30 | 2004-07-06 | Honeywell International Inc. | Momentum control system and method |
| FR2850948B1 (fr) | 2003-02-07 | 2006-01-06 | Astrium Sas | Dispositif de pilotage de l'attitude d'un satellite par actionneurs gyroscopiques |
| US6779759B1 (en) * | 2003-03-28 | 2004-08-24 | Honeywell International, Inc. | Integrated power and attitude control system and method |
| FR2858294A1 (fr) * | 2003-07-28 | 2005-02-04 | Eads Astrium Sas | Roue d'inertie pour vehicule |
| US7561947B2 (en) * | 2003-10-06 | 2009-07-14 | Honeywell International Inc. | Dynamic CMG array and method |
| FR2861690B1 (fr) | 2003-11-04 | 2006-04-07 | Eads Astrium Sas | Controle d'attitude de satellites en particulier agiles a nombre reduit de gyrodynes |
| US7185855B2 (en) * | 2004-04-30 | 2007-03-06 | Honeywell International, Inc. | Method and system for steering a momentum control system |
| US7364120B2 (en) * | 2004-08-26 | 2008-04-29 | Honeywell International, Inc. | Quantized control-moment gyroscope array |
| KR100552583B1 (ko) | 2004-11-16 | 2006-02-15 | 한국과학기술원 | 특이점 문제를 개선한 제어 모멘트 자이로스코프 및 그구동 방법 |
| US7693619B2 (en) | 2005-11-30 | 2010-04-06 | Honeywell International Inc. | Method and system for controlling sets of collinear control moment gyroscopes with offset determination without attitude trajectory of spacecraft |
| GB0606885D0 (en) * | 2006-04-05 | 2006-05-17 | Suisse Electronique Microtech | Torquer apparatus |
| KR100778098B1 (ko) | 2006-07-26 | 2007-11-22 | 한국항공우주연구원 | 인공위성 3축 자세제어용 제어 모멘트 자이로 클러스터 |
| US7805226B2 (en) * | 2006-09-29 | 2010-09-28 | Honeywell International Inc. | Hierarchical strategy for singularity avoidance in arrays of control moment gyroscopes |
| FR2907423B1 (fr) | 2006-10-23 | 2009-07-03 | Astrium Sas Soc Par Actions Si | Gyrodyne et son dispositif de montage |
| GB2445569A (en) * | 2007-01-12 | 2008-07-16 | Duncan James Harrison | Gyro-coupling torque converter |
| JP4463287B2 (ja) * | 2007-02-07 | 2010-05-19 | Ｎｅｃ東芝スペースシステム株式会社 | 姿勢変更制御方法、姿勢変更制御システム、姿勢変更制御プログラムおよびプログラム記録媒体 |
| US20090039202A1 (en) * | 2007-02-07 | 2009-02-12 | Keita Ogo | Attitude Change Control Method, Attitude Change Control System, Attitude Change Control Program and Program Recording Medium |
| US7997157B2 (en) * | 2008-02-11 | 2011-08-16 | Honeywell International Inc. | Control moment gyroscope |
| US8127631B2 (en) * | 2008-09-17 | 2012-03-06 | Honeywell International Inc. | Rotor assembly including strain relief feature |
| US8688296B2 (en) * | 2008-11-17 | 2014-04-01 | David A. Bailey | Method for maximum data collection with a control moment gyroscope controlled satellite |
| US8209070B2 (en) * | 2008-12-17 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for efficiently orienting an agile vehicle using a gyroscope array |
| WO2010135421A2 (en) | 2009-05-19 | 2010-11-25 | University Of Florida Research Foundation, Inc. | Attitude control system for small satellites |
| US8312782B2 (en) * | 2009-06-18 | 2012-11-20 | Honeywell International Inc. | Control moment gyroscope based momentum control systems in small satellites |
| FR2981050B1 (fr) * | 2011-10-07 | 2014-07-25 | Larminat Philippe De | Commande d'actionneur gyroscopique par formulation directe, pour pilotage d'attitude de satellite agile |
| US9061775B2 (en) * | 2012-06-22 | 2015-06-23 | Isaac M. Ross | Method and apparatus for spacecraft attitude control using polynomial interpolation |
| US8880246B1 (en) * | 2012-08-22 | 2014-11-04 | United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for determining spacecraft maneuvers |
| US9849785B1 (en) * | 2012-12-10 | 2017-12-26 | The United States Of America, As Represented By The Secretary Of The Navy | Method and apparatus for state space trajectory control of uncertain dynamical systems |
| CN104699107B (zh) * | 2015-02-05 | 2017-10-13 | 北京理工大学 | 一种控制力矩陀螺群的桁架包络结构的搭建方法 |
| US10114382B2 (en) * | 2016-05-10 | 2018-10-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flexible command model for aircraft control |
| WO2018047817A1 (ja) * | 2016-09-09 | 2018-03-15 | 三菱電機株式会社 | 姿勢制御装置、姿勢制御システム、地上局、人工衛星、姿勢制御方法及びプログラム |
| CN106553771A (zh) * | 2016-10-21 | 2017-04-05 | 上海卫星工程研究所 | 适用于五棱锥构形布局的sgcmg一体化支撑装置 |
| FR3074685B1 (fr) | 2017-12-12 | 2019-11-22 | Societe D'exploitation De Produits Pour Les Industries Chimiques Seppic | Nouveaux polyol polyrhamnosides, procede pour leur preparation et composition cosmetiques et/ou pharmaceutiques en comprenant |
| FR3074686B1 (fr) | 2017-12-12 | 2019-11-15 | Societe D'exploitation De Produits Pour Les Industries Chimiques Seppic | Nouveaux glyceryl polyrhamnosides, procede pour leur preparation et composition cosmetiques et/ou pharmaceutiques en comprenant |
| CN108146659A (zh) * | 2018-02-08 | 2018-06-12 | 黄君 | 卫星姿态控制磁力矩、卫星姿态控制系统及卫星 |
| CN111099040B (zh) * | 2019-10-18 | 2021-10-29 | 上海航天控制技术研究所 | 一种基于控制力矩陀螺群控制的系统极性确定方法 |
| CN113917958B (zh) * | 2021-08-31 | 2023-05-09 | 北京控制工程研究所 | 一种三浮陀螺单机在轨自主管理与控制方法 |
Family Cites Families (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3452948A (en) * | 1967-01-03 | 1969-07-01 | Garrett Corp | System and method for free body stabilization and orientation |
| US3603161A (en) * | 1969-09-04 | 1971-09-07 | Bodenseewerk Geraetetech | Gyroscope with collectorless dc motor |
| US3741500A (en) * | 1971-04-21 | 1973-06-26 | Sperry Rand Corp | A cmg fine attitude control system |
| FR2384174A1 (fr) * | 1977-03-15 | 1978-10-13 | Aerospatiale | Roue d'inertie |
| US4375878A (en) * | 1980-10-28 | 1983-03-08 | Lockheed Missiles & Space Company, Inc. | Space satellite with agile payload orientation system |
| US4573651A (en) * | 1983-12-19 | 1986-03-04 | Stanton Austin N | Torque orientation device |
| JPH01226496A (ja) | 1988-03-07 | 1989-09-11 | Toshiba Corp | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
| US5256942A (en) * | 1992-05-07 | 1993-10-26 | Wood Ross C | Stabilization system for a freely rotatable platform |
| WO1994010036A1 (de) * | 1992-10-27 | 1994-05-11 | Teldix Gmbh | Einrichtung zum schwenken eines flugkörpers, mit zwei kreiseln |
| US5386738A (en) * | 1992-12-22 | 1995-02-07 | Honeywell Inc. | Direct torque control moment gyroscope |
| US5441222A (en) * | 1993-04-26 | 1995-08-15 | Hughes Aircraft Company | Attitude control of spinning spacecraft |
| US5681012A (en) * | 1995-01-05 | 1997-10-28 | Hughes Electronics | Spacecraft control with skewed control moment gyros |
| US5692707A (en) * | 1995-05-15 | 1997-12-02 | Hughes Aircraft Company | Universal spacecraft attitude steering control system |
| US6131056A (en) * | 1998-03-16 | 2000-10-10 | Honeywell International Inc. | Continuous attitude control that avoids CMG array singularities |
| US6039290A (en) * | 1998-03-16 | 2000-03-21 | Honeywell Inc. | Robust singularity avoidance in satellite attitude control |
| FR2786283B1 (fr) | 1998-11-19 | 2001-01-26 | Matra Marconi Space France | Procede et dispositif de pilotage de l'attitude d'un satellite |
-
1998
- 1998-11-19 FR FR9814548A patent/FR2786283B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-07-21 EP EP04076876A patent/EP1484247B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-21 ES ES99401843T patent/ES2247767T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-21 EP EP99401843A patent/EP1002716B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-21 DE DE69942590T patent/DE69942590D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-21 DE DE69926854T patent/DE69926854T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-07-21 ES ES04076876T patent/ES2345487T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1999-11-19 US US09/443,366 patent/US6305647B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| ES2247767T3 (es) | 2006-03-01 |
| DE69926854T2 (de) | 2006-06-29 |
| EP1002716B1 (fr) | 2005-08-24 |
| EP1484247B1 (fr) | 2010-07-14 |
| FR2786283B1 (fr) | 2001-01-26 |
| FR2786283A1 (fr) | 2000-05-26 |
| DE69926854D1 (de) | 2005-09-29 |
| EP1484247A1 (fr) | 2004-12-08 |
| EP1002716A1 (fr) | 2000-05-24 |
| US6305647B1 (en) | 2001-10-23 |
| DE69942590D1 (de) | 2010-08-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| ES2345487T3 (es) | Accionador giroscopico, en particular para dispositivo de pilotaje de la actitud de un satelite. | |
| US11411472B2 (en) | Motor positional sensing | |
| US9893574B2 (en) | Multi-degree of freedom spherical actuator | |
| US5067672A (en) | Method of placing a geostationary telecommunicaiton satellite in orbit | |
| US5751078A (en) | Reactionless, momentum compensated payload positioner | |
| ES2349830T3 (es) | Girodino y su dispositivo de montaje. | |
| ES2694691T3 (es) | Control de posición para aplicaciones ágiles de satélite | |
| JPS6047159B2 (ja) | 衛星の姿勢制御装置 | |
| US20150316761A1 (en) | Ball joint gimbal imaging system with an off-gimbal directional electro-optic component | |
| ES2346007T3 (es) | Torreta de orientacion de dos ejes con motorizacion piezoelectrica. | |
| US6371413B1 (en) | Artificial satellite equipped with generators of magnetic and aerodynamic moments and control process for such a satellite | |
| JP6229184B2 (ja) | 飛行体および飛行体の制御方法 | |
| US9442185B2 (en) | Non-contacting electro-magnetic spherical planar motor providing 3-axis control of a ball joint gimbal mounted electro-optic system | |
| US7190097B2 (en) | Cross plane wide-gap motor system for gimbal | |
| US20080271550A1 (en) | Gyroscope Apparatus | |
| JP4271264B2 (ja) | オーバサンプル式プッシュブルーム走査を用いた画像取り込み方法 | |
| JP6772211B2 (ja) | 飛行装置および飛行装置誘導システム | |
| ES2533761T3 (es) | Procedimiento de mando de un sistema de control de posición y sistema de control de posición de un vehículo espacial | |
| ES2265601T3 (es) | Procedimiento de pilotaje solar de vehiculo espacial. | |
| US11161630B2 (en) | Free-floating spherical gimbal | |
| ES2293968T3 (es) | Procedimiento de orientacion de un sistema de accionadores giroscopicos. | |
| JP3467633B2 (ja) | ジャイロコンパス | |
| WO2004071869A1 (fr) | Dispositif de pilotage de l’attitude d’un satellite par actionneurs gyroscopiques | |
| JPH107097A (ja) | スペースプラットフォームに搭載したペイロードを操作する方法及び装置 | |
| JP6742151B2 (ja) | 軸ずれ光学望遠鏡 |