JP2560981B2 - Bias momentum type satellite wheel device - Google Patents
Bias momentum type satellite wheel deviceInfo
- Publication number
- JP2560981B2 JP2560981B2 JP5156943A JP15694393A JP2560981B2 JP 2560981 B2 JP2560981 B2 JP 2560981B2 JP 5156943 A JP5156943 A JP 5156943A JP 15694393 A JP15694393 A JP 15694393A JP 2560981 B2 JP2560981 B2 JP 2560981B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wheel
- momentum
- pivot mechanism
- satellite
- wheels
- 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
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 claims description 44
- 230000000712 assembly Effects 0.000 claims description 7
- 238000000429 assembly Methods 0.000 claims description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 2
- 230000007774 longterm Effects 0.000 description 2
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、バイアスモーメンタム
型人工衛星において、衛星の姿勢を制御するためのホイ
ール装置に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a wheel device for controlling the attitude of a bias momentum type artificial satellite.
【０００２】[0002]
【従来の技術】衛星の一面を常に地球方向を向けて地球
周回軌道上を飛翔する三軸制御の衛星において、地球中
心方向をヨー軸、軌道進行方向をロール軸、これらと直
角に右手座標系をなすようにピッチ軸をとった場合、衛
星の姿勢の安定化を図り、この３つの軸まわりの姿勢を
制御する方式として、モーメンタムホイールを搭載し、
衛星ピッチ軸方向に角運動量を持たせることによって姿
勢の安定化を図るバイアスモーメンタム制御方式が広く
採用されている。2. Description of the Related Art One side of a satellite is always facing the earth
In a three-axis control satellite flying in an orbit, when the yaw axis is in the center of the earth, the roll axis is in the direction of orbit , and the pitch axis is in a right-handed coordinate system at right angles to these, the attitude of the satellite is stable. And equipped with a momentum wheel to control the attitude around these three axes.
A bias momentum control method is widely adopted in which the attitude is stabilized by giving angular momentum in the satellite pitch axis direction.
【０００３】バイアスモーメンタム姿勢制御方式として
は、ホイールの軌道上での故障に対処できるようにする
ため、２台のホイールをピッチ軸方向に配置したもの、
また複数台のホイールを搭載し、同時に、ホイールのロ
ータ軸をピッチ軸から傾けてピッチ軸以外の軸まわりの
姿勢制御トルクも発生できるようにし、姿勢制御能力を
高めたものがある。The bias momentum attitude control system is a system in which two wheels are arranged in the pitch axis direction in order to cope with a failure of the wheels on the track.
In addition, there is one in which a plurality of wheels are mounted, and at the same time, the rotor axis of the wheels is tilted from the pitch axis so that attitude control torque around an axis other than the pitch axis can be generated, thereby improving the attitude control capability.
【０００４】図２のホイール構成は後者の一例であり、
２台のモーメンタムホイール８ａ，８ｂと１台のリアク
ションホイール９、およびこれらのホイールを駆動する
ホイール駆動装置（図示せず）から構成される。The wheel configuration of FIG. 2 is an example of the latter,
It is composed of two momentum wheels 8a and 8b, one reaction wheel 9, and a wheel drive device (not shown) for driving these wheels.
【０００５】２台のモーメンタムホイール８ａ，８ｂ
は、衛星ピッチ軸２１からピッチ・ヨー平面２３内にお
いてピッチ軸を挟んでホイール軸がＶ字をなすように配
置され、リアクションホイール９はヨー軸２２に沿って
配置されている。Two momentum wheels 8a and 8b
Are arranged so that the wheel axis forms a V shape with the pitch axis sandwiched between the satellite pitch axis 21 and the pitch / yaw plane 23, and the reaction wheel 9 is arranged along the yaw axis 22.
【０００６】衛星の姿勢は、合計３台のホイール８ａ，
８ｂ，９の内のいずれか２台によって制御される。２台
のモーメンタムホイール８ａ，８ｂのいずれか１台のモ
ーメンタムホイールと、ヨー軸方向のリアクションホイ
ール９によって衛星姿勢を制御する場合、これら２つの
ホイールの回転数を制御することによって、衛星座標系
でみたピッチ・ヨー面２３内での角運動量方向を制御す
ることができ、角運動量方向が慣性空間で固定された方
向を向くことから、ロール軸２０のまわりの衛星の姿勢
制御を行うことができる。The attitude of the satellite is a total of three wheels 8a,
It is controlled by any two of 8b and 9b. When the attitude of the satellite is controlled by one of the two momentum wheels 8a and 8b and the reaction wheel 9 in the yaw axis direction, the satellite coordinate system is controlled by controlling the rotational speeds of these two wheels. The angular momentum direction in the viewed pitch / yaw plane 23 can be controlled, and since the angular momentum direction faces the direction fixed in the inertial space, the attitude control of the satellite around the roll axis 20 can be performed. .
【０００７】また、ピッチ軸２１のまわりの姿勢角は、
ホイール系の有する角運動量の大きさの制御によって制
御される。The attitude angle around the pitch axis 21 is
It is controlled by controlling the amount of angular momentum of the wheel system.
【０００８】リアクションホイール９は使用せず、Ｖ字
を構成する２つのモーメンタムホイール８ａ，８ｂによ
って姿勢制御を行う場合も、衛星のピッチ軸，ロール軸
まわりの姿勢制御法は、１台のモーメンタムホイールと
１台のリアクションホイールを使う場合の姿勢制御法と
同様である。Even when the attitude control is performed by the two momentum wheels 8a and 8b forming the V shape without using the reaction wheel 9, the attitude control method around the pitch axis and the roll axis of the satellite is one momentum wheel. And the attitude control method when using one reaction wheel.
【０００９】バイアスモーメンタム三軸衛星で広く採用
されている別のホイール構成は、図３に示すように、１
台のモーメンタムホイール２ａをピボット機構（または
ジャックスクリュー機構）５ａの上に載せ、この構成を
１単位として、信頼性確保のためもう１単位（モーメン
タムホイール２ｂ，ピボット機構５ｂ）を冗長系として
搭載したものである。Another wheel configuration widely used in bias momentum triaxial satellites is as shown in FIG.
One momentum wheel 2a is placed on the pivot mechanism (or jack screw mechanism) 5a, and this configuration is used as one unit, and another unit (momentum wheel 2b, pivot mechanism 5b) is mounted as a redundant system to ensure reliability. It is a thing.
【００１０】モーメンタムホイール２ａ，２ｂはそれぞ
れホイール駆動装置３ａ，３ｂによって駆動される。ま
た、ピボット機構５ａ，５ｂは、ピボット機構駆動装置
６ａ，６ｂによってそれぞれ駆動される。The momentum wheels 2a and 2b are driven by wheel driving devices 3a and 3b, respectively. The pivot mechanisms 5a and 5b are driven by the pivot mechanism driving devices 6a and 6b, respectively.
【００１１】モーメンタムホイール２ａとホイール駆動
装置３ａとで、モーメンタムホイールアッセンブリ１ａ
を構成し、ピボット機構５ａとピボット機構駆動装置６
ａとでピボット機構アッセンブリ４ａを構成する。同様
に冗長系においても、モーメンタムホイールアッセンブ
リ１ｂ，ピボット機構アッセンブリ４ｂを構成してい
る。The momentum wheel assembly 1a is composed of the momentum wheel 2a and the wheel drive device 3a.
And a pivot mechanism 5a and a pivot mechanism driving device 6
The pivot mechanism assembly 4a is constructed with a. Similarly, also in the redundant system, the momentum wheel assembly 1b and the pivot mechanism assembly 4b are configured.
【００１２】ホイールロータ軸は、ピボット７ａ，７
ｂ，７ｃを駆動することによってピッチ軸２１から傾け
ることが可能であり、これによって衛星のロール軸２
０、ヨー軸２２のまわりの姿勢制御が可能となってい
る。ピッチ軸２１まわりの姿勢は、ホイールの回転数制
御によって所定の目標角に制御される。The wheel rotor shaft includes pivots 7a, 7
It is possible to tilt it from the pitch axis 21 by driving b, 7c, which allows the roll axis 2 of the satellite to be tilted.
0, attitude control around the yaw axis 22 is possible. The attitude around the pitch axis 21 is controlled to a predetermined target angle by controlling the rotation speed of the wheel.
【００１３】[0013]
【発明が解決しようとする課題】この従来の衛星姿勢制
御ホイール装置では、例えばＶ字モーメンタムホイール
＋ヨー方向リアクションホイールの構成では高価なホイ
ールを３台必要とする欠点があった。This conventional satellite attitude control wheel device has a drawback that three expensive wheels are required in the configuration of, for example, a V-shaped momentum wheel + a yaw direction reaction wheel.
【００１４】また、１モーメンタムホイールアッセンブ
リ＋１ピボット機構アッセンブリを２単位搭載する方式
のホイール装置では、一方の単位をＡ系統、他方をＢ系
統とした時に、例えば長期の運用の間にＡ系統のモーメ
ンタムホイールアッセンブリの故障にＢ系統のピボット
機構アッセンブリの故障が重なった場合、あるいは逆に
Ａ系統のピボット機構アッセンブリの故障にＢ系統のモ
ーメンタムホイールアッセンブリの故障が重なった場合
に充分な姿勢制御性能が得られなくなるという欠点があ
った。Further, in a wheel device of a system in which 1 unit of the momentum wheel assembly and 2 units of the pivot mechanism assembly are mounted, when one unit is set to the A system and the other unit is set to the B system, for example, during the long-term operation, the A system momentum Sufficient attitude control performance can be obtained when the failure of the wheel assembly overlaps the failure of the B system pivot mechanism assembly, or conversely, when the failure of the A system pivot mechanism assembly overlaps the failure of the B system momentum wheel assembly. There was a drawback that you couldn't.
【００１５】本発明の目的は、少ないホイール台数で、
しかも従来装置と比較して信頼度を高めたバイアスモー
メンタム型三軸安定衛星用のホイール装置を提供するこ
とにある。An object of the present invention is to reduce the number of wheels,
Moreover, it is another object of the present invention to provide a wheel device for a bias momentum type triaxial stable satellite which has higher reliability than the conventional device.
【００１６】[0016]
【課題を解決するための手段】本発明による衛星姿勢制
御ホイール装置は２台のピボット機構を重ね、その上に
２台のモーメンタムホイールを重ねて搭載した構成を持
たせることにより必要とする高価なホイール台数を２台
にとどめ、かつ従来のモーメンタムホイール＋ピボット
機構の構成のホイール装置と比較して信頼度を高めたも
のである。The satellite attitude control wheel device according to the present invention is expensive because it has a structure in which two pivot mechanisms are superposed and two momentum wheels are superposed thereon. The number of wheels is limited to two, and the reliability is improved compared to the conventional wheel device having a momentum wheel + pivot mechanism.
【００１７】[0017]
【実施例】次に本発明の実施例について図面を参照して
説明する。Next, an embodiment of the present invention will be described with reference to the drawings.
【００１８】図１は本発明におけるホイール装置の構成
を示すものである。図２，図３と同一の機能を有する構
成要素には、同一の参照番号を付して示してある。FIG. 1 shows the construction of a wheel device according to the present invention. Components having the same functions as those in FIGS. 2 and 3 are designated by the same reference numerals.
【００１９】１ａ，１ｂはモーメンタムホイールアッセ
ンブリ、２ａ，２ｂはモーメンタムホイール、３ａ，３
ｂはこれらモーメンタムホイールに対応するホイール駆
動装置である。４ａ，４ｂはピボット機構アッセンブ
リ、５ａ，５ｂはピボット機構、６ａ，６ｂはこれらピ
ボット機構を駆動するピボット機構駆動装置である。ピ
ボット機構５ａ，５ｂのピボット部の構成は図３に示す
ものと同じである。1a, 1b are momentum wheel assemblies, 2a, 2b are momentum wheels, 3a, 3
Reference numeral b is a wheel drive device corresponding to these momentum wheels. 4a and 4b are pivot mechanism assemblies, 5a and 5b are pivot mechanisms, and 6a and 6b are pivot mechanism drive devices for driving these pivot mechanisms. The structure of the pivot parts of the pivot mechanisms 5a and 5b is the same as that shown in FIG.
【００２０】図から明らかなように、２台のピボット機
構５ａ，５ｂを重ね、その上に２台のモーメンタムホイ
ール２ａ，２ｂを重ねて搭載し、２台のモーメンタムホ
イールの軸の向きを任意の１台のピボット機構で制御で
きる構成となっている。As is clear from the figure, two pivot mechanisms 5a and 5b are superposed on each other, and two momentum wheels 2a and 2b are superposed on the pivot mechanisms 5a and 5b, and the axes of the two momentum wheels can be arbitrarily oriented. It is configured so that it can be controlled by one pivot mechanism.
【００２１】モーメンタムホイールアッセンブリ１ａ，
１ｂ、およびピボット機構アッセンブリ４ａ，４ｂが全
て正常である場合、２台のホイールアッセンブリの内の
いずれか１台のホイールアッセンブリ（１ａまたは１
ｂ）と、２台のピボット機構アッセンブリの内のいずれ
か１台のピボット機構アッセンブリ（４ａまたは４ｂ）
を任意に選択し、動作させることによって姿勢制御を実
施する。Momentum wheel assembly 1a,
1b and the pivot mechanism assemblies 4a, 4b are all normal, one of the two wheel assemblies (1a or 1
b) and one of the two pivot mechanism assemblies (4a or 4b)
The posture is controlled by arbitrarily selecting and operating.
【００２２】衛星の長期運用の間に、ホイールアッセン
ブリ１ａ（ホイール２ａ，ホイール駆動装置３ａのいず
れか一方、または両方）が故障し、これにピボット機構
アッセンブリ４ｂ（ピボット機構５ｂ，ピボット機構駆
動装置６ｂのいずれか一方、または両方）の故障が重な
った場合、あるいはホイールアッセンブリ１ｂ（ホイー
ル２ｂ，ホイール駆動装置３ｂのいずれか一方、または
両方）が故障し、これにピボット機構アッセンブリ４ａ
（ピボット機構５ａ，ピボット機構駆動装置６ａのいず
れか一方、または両方）の故障が重なった場合、いずれ
も正常動作ができる残りのホイールとピボット機構を動
作させることにより、故障前と同様の姿勢制御の機能と
性能を発揮することができる。During a long-term operation of the satellite, the wheel assembly 1a (either one of the wheel 2a and the wheel driving device 3a, or both) fails, and the pivot mechanism assembly 4b (pivot mechanism 5b, pivot mechanism driving device 6b) is damaged. Of either one or both of them) or the wheel assembly 1b (either one of the wheel 2b and the wheel drive device 3b, or both) fails, and the pivot mechanism assembly 4a.
When failures of one or both of the pivot mechanism 5a and the pivot mechanism driving device 6a overlap, the remaining wheels that can normally operate and the pivot mechanism are operated to perform the same attitude control as that before the failure. The functions and performance of can be demonstrated.
【００２３】衛星のミッション期間中のホイール１台の
故障率をＰW 、ピボット機構１台の故障率をＰS とする
と、ミッション期間末期でのホイール装置の故障率は表
１に示す通りとなり、従来の方式と比較して、２ＰW ・
ＰS ・（１−ＰW ）・（１−ＰS ）だけ信頼度が向上す
る。When the failure rate of one wheel during the mission period of the satellite is P W and the failure rate of one pivot mechanism is P S , the failure rate of the wheel device at the end of the mission period is as shown in Table 1. Compared with the conventional method, 2P W
The reliability is improved by P S · (1-P W ) · (1-P S ).
【００２４】ホイールアッセンブリ、ピボット機構アッ
センブリに同じ信頼度を割り当てたとした時（ＰW ＝Ｐ
S ）、従来方式でのホイール装置としての残存確率が寿
命末期で例えば０．８または０．９とした時に、本発明
の方式ではこれら残存確率をそれぞれ０．８７および
０．９４に高めることができる。When the same reliability is assigned to the wheel assembly and the pivot mechanism assembly (P W = P
S ) When the remaining probability as a wheel device in the conventional method is 0.8 or 0.9 at the end of life, the method of the present invention can increase these remaining probabilities to 0.87 and 0.94, respectively. it can.
【００２５】[0025]
【表１】 [Table 1]
【００２６】[0026]
【発明の効果】以上説明したように本発明は、使用する
モーメンタムホイール数が少なくて済むピボット機構と
組み合わせた方式を採用し、かつ従来方式と比較して信
頼度を高くできる効果がある。As described above, the present invention has the effect of adopting a system in combination with a pivot mechanism that requires a small number of momentum wheels to be used, and having a higher reliability than the conventional system.
【図１】本発明における衛星姿勢制御用ホイール装置の
構成を示す図である。FIG. 1 is a diagram showing a configuration of a satellite attitude control wheel device according to the present invention.
【図２】従来技術における衛星姿勢制御用ホイール装置
の１つの例の構成を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing a configuration of an example of a satellite attitude control wheel device in the related art.
【図３】従来技術における衛星姿勢制御用ホイール装置
の別の例の構成を示す図である。FIG. 3 is a diagram showing the configuration of another example of a satellite attitude control wheel device in the related art.
１ａ，１ｂ モーメンタムホイールアッセンブリ ２ａ，２ｂ モーメンタムホイール ３ａ，３ｂ モーメンタムホイール駆動装置 ４ａ，４ｂ ピボット機構アッセンブリ ５ａ，５ｂ ピボット機構 ６ａ，６ｂ ピボット機構駆動装置 ７ａ，７ｂ，７ｃ ピボット ８ａ，８ｂ モーメンタムホイール ９ リアクションホイール ２０ 衛星のロール軸 ２１ 衛星のピッチ軸 ２２ 衛星のヨー軸 ２３ 衛星のピッチ−ヨー平面 1a, 1b Momentum wheel assembly 2a, 2b Momentum wheel 3a, 3b Momentum wheel drive device 4a, 4b Pivot mechanism assembly 5a, 5b Pivot mechanism 6a, 6b Pivot mechanism drive device 7a, 7b, 7c Pivot 8a, 8b Momentum wheel 20 satellite roll axis 21 satellite pitch axis 22 satellite yaw axis 23 satellite pitch-yaw plane
Claims (2)
ール駆動装置から構成されるモーメンタムホイールアッ
センブリ、ならびにピボット機構とピボット機構駆動装
置から構成されるピボット機構アッセンブリを使用する
人工衛星の姿勢制御用ホイール装置において、 冗長を含めて各々２台のモーメンタムホイールアッセン
ブリとピボット機構アッセンブリから構成され、２台の
ピボット機構を重ね、さらにその上に２台のモーメンタ
ムホイールを重ねて搭載し、２台のモーメンタムホイー
ルアッセンブリの内のいずれか１台と、２台のピボット
機構アッセンブリの内のいずれか１台を任意に選択し、
動作させることにより、モーメンタムホイールアッセン
ブリ、またはピボット機構アッセンブリの各々１台がと
もに故障したとしても、人工衛星の姿勢制御に必要とさ
れるホイール装置としての機能・性能を維持できること
を可能としたバイアスモーメンタム型人工衛星用ホイー
ル装置。Claim: What is claimed is: 1. A momentum wheel assembly including a momentum wheel and a momentum wheel driving device, and a satellite attitude control wheel device including a pivot mechanism assembly including a pivot mechanism and a pivot mechanism driving device, wherein redundancy is provided. consists momentum wheels assembly and the pivot mechanism assembly of two each, including overlapped two pivot mechanism further mounted on top of the two momentum wheels thereon, the two momentum wheel
One of the lure assemblies and two pivots
Select any one of the mechanical assemblies,
Momentum wheel assembly
One of each of the yellow or the pivot mechanism assembly
Even if it fails, it is necessary to control the attitude of the satellite.
Functions and performance allows can be maintained and the bias momentum artificial satellite wheel device as a wheel device.
任意の１台のピボット機構で制御できるようにした請求
項１記載のバイアスモーメンタム型人工衛星用ホイール
装置。2. A bias momentum type artificial satellite wheel device according to claim 1, wherein the directions of the axes of the two momentum wheels can be controlled by any one pivot mechanism.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5156943A JP2560981B2 (en) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Bias momentum type satellite wheel device |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP5156943A JP2560981B2 (en) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Bias momentum type satellite wheel device |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0789498A JPH0789498A (en) | 1995-04-04 |
| JP2560981B2 true JP2560981B2 (en) | 1996-12-04 |
Family
ID=15638740
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5156943A Expired - Lifetime JP2560981B2 (en) | 1993-06-28 | 1993-06-28 | Bias momentum type satellite wheel device |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2560981B2 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114229037B (en) * | 2021-11-29 | 2023-11-10 | 上海航天控制技术研究所 | Reconstruction rotating speed control method of double flywheel series system |
-
1993
- 1993-06-28 JP JP5156943A patent/JP2560981B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0789498A (en) | 1995-04-04 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| WO2018084261A1 (en) | Vertical take-off and landing aircraft, aircraft, vertical take-off and landing aircraft controller, and recording medium for storing control method and control program therefor | |
| US6484608B1 (en) | Method and apparatus for providing two axis motion with a single drive device | |
| EP3458360B1 (en) | Gyroscopic attitude control system | |
| US5826829A (en) | Spacecraft control system with a trihedral momentum bias wheel configuration | |
| US6360996B1 (en) | Steering control for skewed scissors pair CMG clusters | |
| ES2202499T3 (en) | RECONFIGURABLE HELICOPTER FLIGHT CONTROL SYSTEM. | |
| EP0520165B1 (en) | Momentum wheel platform steering system and method | |
| EP1188098B1 (en) | Momentum position control | |
| JP2560981B2 (en) | Bias momentum type satellite wheel device | |
| US6499699B1 (en) | Satellite attitude control system and method | |
| JP3519206B2 (en) | Rocket control method by adjusting engine thrust | |
| EP1492705B1 (en) | Satellite energy and attitude control system | |
| US6196502B1 (en) | Attitude control of spinning spacecraft with counterspun controls platform | |
| EP0209216A1 (en) | Stabilised platform arrangement | |
| KR100311736B1 (en) | Momentum Wheel Assembly for Satellite Control | |
| EP0496184A1 (en) | Attitude control actuator, particularly for spacecrafts | |
| JP3737700B2 (en) | Multi-beam antenna device | |
| JPH0952600A (en) | Pilotless helicopter | |
| JPH1016899A (en) | Device for attaching loaded equipment for space use | |
| JP3667628B2 (en) | 2-axis gimbal mechanism | |
| JPS628240Y2 (en) | ||
| JP2020091014A (en) | Link operation device and original position decision method of link operation device | |
| JPS62273200A (en) | Attitude controller for artificial satellite | |
| JPS62244798A (en) | Orbit correction and unloading method of geostationary satellite | |
| JPS5830900A (en) | Controller for attitude of artificial satellite |