JP2973951B2 - Orbit changing apparatus for artificial satellite and orbit changing method - Google Patents
Orbit changing apparatus for artificial satellite and orbit changing methodInfo
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Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は人工衛星の軌道変更
装置及び人工衛星の軌道変更方法に関するものであり、
特に詳しくは、磁場を持った地球或いはその他の惑星を
周回する人工衛星の軌道変更装置及びその軌道変更方法
に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a satellite orbit changing device and a satellite orbit changing method.
More particularly, the present invention relates to an orbit changing apparatus and a method for changing the orbit of an artificial satellite orbiting the earth or other planets having a magnetic field.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来、人工衛星の軌道変更装置或いはそ
の軌道変更方法としては大きく分けて２種類の方法があ
る。その一つは、人工衛星の軌道変更装置に推薬を搭載
し、当該推薬を燃焼させる等の方法でその燃焼ガスを人
工衛星から高速で噴射させ、その反力を利用して人工衛
星の軌道を変更、変換するに必要な並進力を得る方法で
ある。2. Description of the Related Art Conventionally, as an orbit changing device for an artificial satellite or its orbit changing method, there are roughly two types of methods. One is to mount a propellant on the orbit changing device of the satellite, inject the combustion gas from the satellite at high speed by burning the propellant, etc., and use the reaction force of the satellite to This is a method to obtain the translational force necessary to change or change the trajectory.
【０００３】又他の方法としては、該推薬を使用せず
に、太陽光圧を受ける大きなプレート（帆）を当該人工
衛星に搭載させ、当該プレートの一面を太陽に向け、太
陽構成の圧力を受ける様に構成する事によって、人工衛
星の速度を加速若しくは減速させて、当該人工衛星の軌
道を変更するに必要な並進力を得る、所謂ソーラーセイ
ルと称される方法が知られている。As another method, a large plate (sail) receiving solar pressure is mounted on the satellite without using the propellant, and one side of the plate is directed toward the sun, and the pressure of the solar structure is increased. A method known as a so-called solar sail is known in which the speed of an artificial satellite is accelerated or decelerated to obtain a translational force necessary to change the orbit of the artificial satellite.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】然しながら、上記した
推薬を使用する方法に於いては、その搭載量に限界があ
るので、人工衛星の軌道変更、変換能力が有限であると
言う欠点がある。即ち、人工衛星の打ち上げ時に搭載し
た推薬が尽きてしまえば、当該人工衛星の軌道変換、変
更能力が失われてしまうからである。However, the above-mentioned method using a propellant has a drawback that the capability of changing the orbit and converting the artificial satellite is finite because of the limited amount of loading. . That is, if the propellant loaded when launching the artificial satellite runs out, the ability of the artificial satellite to change its orbit and change is lost.
【０００５】又、ソーラーセイル方式に於いては、当該
人工衛星が軌道変更、軌道変換の為に得られる並進力の
向きが基本的には太陽に対して反対向きに限られ、又ブ
レーキをかける場合には太陽に対して正対向する向きに
限られると言う問題を抱えている。その他、従来技術と
して特開平１−１８６４９６号公報が知られているが、
かかる公知例では、磁気スラスタが如何なる姿勢で飛行
するか明確でなく、然かも仮に図４に示す様な状態で飛
行するとすれば、電磁石の片極に受ける力は同じで逆向
きの力が反対極に生じるので、具体的には磁気スラスタ
にかかる力が相殺される様な事は考慮されていない。Further, in the solar sail system, the direction of the translational force obtained by the artificial satellite for changing its orbit and changing its orbit is basically limited to the opposite direction to the sun, and the brake is applied. In such a case, there is a problem that the direction is limited to a direction directly facing the sun. In addition, JP-A-1-186496 is known as a prior art,
In such a known example, it is not clear in what attitude the magnetic thruster flies, and if it is assumed that the magnetic thruster flies in a state as shown in FIG. 4, the force applied to one pole of the electromagnet is the same and the opposite force is opposite. Since it occurs at the pole, it is not specifically considered that the force applied to the magnetic thruster is offset.
【０００６】又実開平３−１２９５９９号公報が知られ
ているが、人工衛星の姿勢制御が主体であり、不要なト
ルクを処理する事によって人工衛星の軌道を変更乃至変
換する為の並進力を発生させる事に付いては開示されて
いない。本発明の目的は、上記した従来技術の欠点を改
良し、推薬を使用せず、人工衛星の軌道変更能力として
寿命に限りのない、永続系な軌道変更、軌道変換能力を
有すると同時に、ソーラーセイル方式の様な並進力の発
生位置に限定のない、簡易な構成で耐久性のある人工衛
星の軌道変更装置及びその軌道変更方法を提供するもの
である。Japanese Unexamined Utility Model Publication No. Hei 3-129599 is known, which mainly controls the attitude of an artificial satellite. The translational force for changing or converting the orbit of the artificial satellite by processing unnecessary torque. The occurrence is not disclosed. An object of the present invention is to improve the above-mentioned disadvantages of the prior art, use no propellant, have an unlimited life as a satellite orbit changing capability, have a permanent orbit changing and orbit changing capability, It is an object of the present invention to provide a durable orbit changing device for an artificial satellite with a simple configuration, which is not limited to a position where a translation force is generated as in a solar sail system, and a method for changing the orbit.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明は上記した目的を
達成するため、以下に記載されたような技術構成を採用
するものである。即ち、本発明に係る第１の態様として
は、人工衛星に搭載されている軌道変更装置であって、
当該軌道変更装置は、所定の長さを有する第１の電磁石
と、当該第１の電磁石に対して相対的に短い長さを有す
る第２の電磁石と、当該第１と第２の電磁石のそれぞれ
に、当該第１と第２の電磁石に個別に発生するモーメン
トが打ち消され、並進力が生じうる様な極性と電流値を
もつ電流を、供給する様に構成されており、且つ当該第
２の電磁石は、該第１の電磁石よりも強力な磁力を発生
する様に構成されている人工衛星の軌道変更装置であ
り、又第２の態様としては、所定の惑星を周回する人工
衛星に、所定の長さを有する第１の電磁石と、当該第１
の電磁石に対して相対的に短い長さを有する第２の電磁
石とを搭載すると共に、当該第１の電磁石に所定の電流
を供給する事によって、当該第１の電磁石が発生する磁
界と当該惑星の磁場の磁力線との相乗によって、当該第
１の電磁石の重心回りにモーメントを発生させると共
に、当該第１の電磁石の両端極部に於いて互いに異なる
大きさの力を発生させ、一方、該第２の電磁石に所定の
電流を供給する事によって、当該第２の電磁石が発生す
る磁界と当該惑星の磁場の磁力線との相乗によって、該
第１の電磁石が発生するモーメントを打ち消す様なモー
メントを当該第２の電磁石の重心回りに発生させ、該第
１の電磁石と第２の電磁石に発生する互いに反対方向の
モーメントを打ち消すことによって、当該第１の電磁石
の両端極部に於いて発生する互いに異なる大きさの力の
差分を並進力として発生させる人工衛星の軌道変更方法
である。The present invention employs the following technical configuration to achieve the above object. That is, as a first aspect according to the present invention, there is provided an orbit changing device mounted on an artificial satellite,
The trajectory changing device includes a first electromagnet having a predetermined length, a second electromagnet having a length relatively shorter than the first electromagnet, and each of the first and second electromagnets. In addition, the moments individually generated in the first and second electromagnets are cancelled, and a current having a polarity and a current value such that a translational force can be generated is supplied .
The second electromagnet generates a stronger magnetic force than the first electromagnet
In a second aspect, a satellite orbiting a predetermined planet is provided with a first electromagnet having a predetermined length, and a first electromagnet having a predetermined length.
A second electromagnet having a relatively short length is mounted on the electromagnet, and a predetermined current is supplied to the first electromagnet, so that the magnetic field generated by the first electromagnet and the planet By generating a moment about the center of gravity of the first electromagnet by synergism with the magnetic field lines of the magnetic field of the first electromagnet, and generating forces of different magnitudes at both ends of the first electromagnet, By supplying a predetermined current to the second electromagnet, a synergistic effect between the magnetic field generated by the second electromagnet and the magnetic field lines of the magnetic field of the planet generates a moment that cancels the moment generated by the first electromagnet. By generating around the center of gravity of the second electromagnet and canceling the moments in the first electromagnet and the second electromagnet generated in the opposite directions, the two electromagnets are generated at both ends of the first electromagnet. The difference between the different amount of force on each other to live a trajectory change an artificial satellite to generate a translational force.
【０００８】[0008]
【発明の実施の形態】即ち、本発明に係る人工衛星の軌
道変更装置は、長い長さを有する第１の電磁石の両極の
置かれている場所の磁場の強さが、地球を含む惑星の地
心から離れている距離に対して線型ではなく、当該地心
からの距離の３乗に反比例して変化する事を利用して、
電磁石により並進力を発生させるものであるので、推薬
を使用する方法の様に人工衛星の軌道変更機能に寿命と
言う制約はない。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS That is, the orbit changing apparatus for a satellite according to the present invention has a first electromagnet having a long length where the magnetic field strength at the place where both poles are located is determined by the intensity of the planet including the earth. Using the fact that the distance from the earth center is not linear, but changes in inverse proportion to the cube of the distance from the earth center,
Since the translation force is generated by the electromagnet, the orbit changing function of the artificial satellite is not limited in terms of life as in the method using a propellant.
【０００９】又、電磁石の不要トルクを打ち消す手段も
電磁石である為、基本的には電気の通電の制御だけで物
理的な形状を変えずに操作できることから、通電時の電
流の極性を切り換える操作のみによって並進力の極性も
切り換える事が出来、操作性も格段に優れたものとな
る。Since the means for canceling the unnecessary torque of the electromagnet is also an electromagnet, the operation can be basically performed only by controlling the energization of electricity without changing the physical shape. The polarity of the translation force can also be switched by only this, and the operability becomes much better.
【００１０】[0010]
【実施例】以下に、本発明に係る人工衛星の軌道変更装
置及びその軌道変更方法の具体例を図面を参照しながら
詳細に説明する。即ち、図１は、本発明に係る人工衛星
の軌道変更装置１０の一具体例の構成を示す概略図であ
り、図中、人工衛星６に搭載されている軌道変更装置１
０であって、当該軌道変更装置１０は、所定の長さＬを
有する第１の電磁石１と、当該第１の電磁石１に対して
相対的に短い長さｌ（英小文字エル）を有する第２の電
磁石２と、当該第１と第２の電磁石１、２のそれぞれ
に、当該第１と第２の電磁石１、２に個別に発生するモ
ーメントが打ち消され、並進力が生じうる様な極性と電
流値をもつ電流を、供給する様に構成された電流制御手
段３とから構成されている人工衛星の軌道変更装置１０
が示されている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A specific example of an orbit changing apparatus and a method for changing the orbit of an artificial satellite according to the present invention will be described below in detail with reference to the drawings. That is, FIG. 1 is a schematic diagram showing a configuration of a specific example of the orbit changing device 10 of the artificial satellite according to the present invention. In the drawing, the orbit changing device 1 mounted on the artificial satellite 6 is shown.
0, the trajectory changing device 10 includes a first electromagnet 1 having a predetermined length L, and a first electromagnet 1 having a length 1 (lowercase letter L) relatively shorter than the first electromagnet 1. The second electromagnet 2 and the first and second electromagnets 1 and 2 have respective polarities such that the moments individually generated in the first and second electromagnets 1 and 2 are canceled out and a translational force can be generated. And a current control means 3 configured to supply a current having a current value.
It is shown.
【００１１】本発明に使用される該第１の電磁石１は、
当該人工衛星６の長さ或いは幅に比べて極めて長い長さ
を有している事が望ましく、又本発明に使用される該第
２の電磁石２は、該第１の電磁石１よりも相対的に短
く、望ましくは、該人工衛星６の内部若しくはその外壁
に固定しえる程度の長さで充分である。又、本発明に於
いては、当該第２の電磁石２は該第１の電磁石１に比べ
て強力な磁力を発生する様に構成されている事が望まし
い。The first electromagnet 1 used in the present invention comprises:
It is desirable that the second electromagnet 2 has an extremely long length compared to the length or the width of the artificial satellite 6, and the second electromagnet 2 used in the present invention is more relative than the first electromagnet 1. It is sufficient that the length is short enough to be fixed to the inside of the artificial satellite 6 or the outer wall thereof. Further, in the present invention, it is desirable that the second electromagnet 2 is configured to generate a stronger magnetic force than the first electromagnet 1.
【００１２】それは、後述する様に、通電操作によって
第１の電磁石１に発生するモーメントと第２の電磁石２
に発生するモーメントとが互いに反対のベクトルを有し
て互いに相殺しえる様に構成される必要があるからであ
り、その為該第２の電磁石２は、その長さが短いなが
ら、第１の電磁石１と同等の磁力を発揮する様に構成さ
れる必要がある。As described later, the moment generated in the first electromagnet 1 by the energizing operation and the second electromagnet 2
The second electromagnet 2 needs to be configured so that the moments generated in the first electromagnet 2 have mutually opposite vectors and can cancel each other. It is necessary to be configured to exhibit the same magnetic force as the electromagnet 1.
【００１３】その為、例えば当該第２の電磁石２の巻線
の密度を当該第１の電磁石１の巻線の密度よりも極めて
大きくするか、巻線に流す電流の量を当該第１の電磁石
１の巻線に流す電流の量よりも極端に大きくするか、当
該第２の電磁石２のコア部をかなり大きな径にする等の
手段を使用する事が出来る。より具体的に説明するなら
ば、当該第２の電磁石２の磁力は、該第２の電磁石２に
対する該第１の電磁石１の長さ倍（即ちＬ／ｌ（英小文
字エル））に近似する倍数だけ、当該第１の電磁石１の
磁力よりも大きくなる様に設定する事が望ましい。For this reason, for example, the density of the winding of the second electromagnet 2 is set to be much larger than the density of the winding of the first electromagnet 1, or the amount of current flowing through the winding is changed to the first electromagnet. Means can be used such as making the current extremely larger than the amount of current flowing through one winding, or making the core portion of the second electromagnet 2 have a considerably large diameter. More specifically, the magnetic force of the second electromagnet 2 is close to the length of the first electromagnet 1 with respect to the second electromagnet 2 (that is, L / l (lowercase letter L)). It is desirable to set so as to be larger than the magnetic force of the first electromagnet 1 by a multiple.
【００１４】本発明に於ける当該第１の電磁石１の長さ
は、当該人工衛星６が周回飛行する惑星の磁場に於ける
磁力線密度に依存するが、例えば当該人工衛星６が地球
を周回する場合には、その長さは数キロメータ（Km) か
ら数千キロメータ（Km) である事が望ましく、一方当該
第２の電磁石２の長さは当該人工衛星６内に設ける場合
を考慮すると１ｍ以内が望ましい。The length of the first electromagnet 1 according to the present invention depends on the magnetic field line density in the magnetic field of the planet on which the artificial satellite 6 orbits. For example, the artificial satellite 6 orbits the earth. In this case, the length is desirably from several kilometers (Km) to several thousand kilometers (Km), while the length of the second electromagnet 2 is within 1 m in consideration of the case where the second electromagnet 2 is provided in the artificial satellite 6. Is desirable.
【００１５】つまり、本発明に於いては、地球を含む惑
星の地心から所定の距離だけ離れたる場所の磁場の強さ
が、当該地心からの距離の３乗に反比例して変化する事
を利用して、電磁石により並進力を発生させるものであ
り、図１には、ある惑星７に於ける地心Ｏからの距離Ｒ
によって、当該惑星磁場の磁力線４の密度が変化する状
況を示しており、惑星７に近い位置に於ける磁力線４の
密度が、惑星７に遠い位置に於ける磁力線４の密度より
も高くなっている事を示している。That is, the present invention utilizes the fact that the strength of the magnetic field at a place separated by a predetermined distance from the center of the earth, including the earth, changes in inverse proportion to the cube of the distance from the center of the earth. Then, a translation force is generated by an electromagnet. FIG. 1 shows a distance R from a center O of a certain planet 7.
This shows that the density of the magnetic field lines 4 of the planetary magnetic field changes, and the density of the magnetic field lines 4 at a position close to the planet 7 is higher than the density of the magnetic field lines 4 at a position far from the planet 7. It indicates that there is.
【００１６】従って、今、所定の電流制御手段３を使用
して、当該第１の電磁石１のコイルに所定の極性を持っ
た電流を供給すると、当該第１の電磁石１の磁心に発生
する磁界と該惑星磁場の磁力線４とが干渉し相乗的に機
能しあって、当該第１の電磁石１をその重力中心Ｐを中
心として当該電流の極性に応じた方向にモーメントが発
生する事になる。Therefore, when a current having a predetermined polarity is supplied to the coil of the first electromagnet 1 by using the predetermined current control means 3, a magnetic field generated in the magnetic core of the first electromagnet 1 is obtained. And the magnetic field lines 4 of the planetary magnetic field interfere with each other to function synergistically, so that a moment is generated in the first electromagnet 1 in a direction corresponding to the polarity of the current with the center of gravity P as a center.
【００１７】図１では、時計方法に旋回するモーメント
が当該第１の電磁石１に発生する様になる。一方、当該
第１の電磁石１の両端部のＮ極及びＳ極では、それぞれ
の端部が位置している場所の磁力線４の大きさに依存す
る事になるが、図１で示す様に、当該第１の電磁石１の
Ｎ極端部では、磁力線４と同一の方向に力Ｆ１が発生
し、一方、該第１の電磁石１のＳ極端部では、磁力線４
と反対の方向に力−Ｆ２が発生し、当該両者の力の差
分、即ち（−Ｆ２＋Ｆ１）の差が発生する事になる。In FIG. 1, a moment turning in a clockwise manner is generated in the first electromagnet 1. On the other hand, the N pole and the S pole at both ends of the first electromagnet 1 depend on the size of the magnetic force lines 4 where the respective ends are located, as shown in FIG. At the N extreme portion of the first electromagnet 1, a force F1 is generated in the same direction as the magnetic force lines 4, while at the S extreme portion of the first electromagnet 1, the force F1 is generated.
A force −F2 is generated in the direction opposite to the above, and a difference between the two forces, that is, a difference (−F2 + F1) is generated.
【００１８】一方、第２の電磁石２に於いては、当該第
１の電磁石１と第２の電磁石２とは、該電流制御手段に
より通電操作が行われた場合に、互いに反対方向にモー
メントが発生する様に構成されているものであり、その
為、該電流制御手段３に於いて、該第２の電磁石２に
は、該第１の電磁石１に流す電流の極性とは反対の極性
を有する電流を流すと同時に、当該第１の電磁石１に流
す電流の量よりも大きな電流量を有する電流を供給する
ものである。On the other hand, in the second electromagnet 2, when the first electromagnet 1 and the second electromagnet 2 are energized by the current control means, moments are generated in opposite directions. Therefore, in the current control means 3, the second electromagnet 2 has a polarity opposite to the polarity of the current flowing through the first electromagnet 1. At the same time, the current having the amount larger than the amount of current flowing through the first electromagnet 1 is supplied.
【００１９】その結果、当該第１の電磁石１の重心回り
Ｐに発生するモーメントＭと該第２の電磁石２の重心回
りＰ’に発生するモーメント−Ｍとが互いに相殺し合う
事によって、前記した力の差分、即ち（−Ｆ２＋Ｆ１）
の差分値が、当該人工衛星６に対する並進力として発生
する事になる。尚、本発明に於ける該第２の電磁石２に
於ける両端極部に発生する力である−Ｆ３とＦ４とは、
その長さが短く、それぞれの端部極部が存在する位置に
於ける磁力線４の大きさは略同一と見なされるので、略
同一と考えられる。As a result, the moment M generated around the center of gravity P of the first electromagnet 1 and the moment -M generated around the center of gravity P 'of the second electromagnet 2 cancel each other, thereby causing the above-mentioned problem. Force difference, ie (-F2 + F1)
Is generated as a translational force with respect to the artificial satellite 6. Note that -F3 and F4, which are forces generated at both ends of the second electromagnet 2 according to the present invention,
Since the length is short and the size of the magnetic field lines 4 at the positions where the respective end pole portions exist is considered to be substantially the same, it is considered to be substantially the same.
【００２０】又、本発明に於いては、当該第１の電磁石
１と第２の電磁石２とは、その中央部Ｐ、Ｐ’とがそれ
ぞれ人工衛星６の本体に固定的に搭載されているもので
あっても良く又、適宜の手段により人工衛星６本体に旋
回自在に取りつけられているもので有っても良い。或い
は、適宜の切換え手段を介して、当該第１と第２の電磁
石１、２が、該人工衛星６の本体に固定的に搭載される
状態と旋回自在に取りつけられている状態とを選択的に
設定出来る様に構成されていても良い。In the present invention, the first electromagnet 1 and the second electromagnet 2 have their central portions P and P 'fixedly mounted on the main body of the artificial satellite 6, respectively. It may be one which is attached to the artificial satellite 6 main body so as to be freely rotatable by an appropriate means. Alternatively, the state in which the first and second electromagnets 1 and 2 are fixedly mounted on the main body of the artificial satellite 6 and the state in which the first and second electromagnets 1 and 2 are rotatably mounted can be selectively switched through appropriate switching means. It may be configured so that it can be set to.
【００２１】本発明に係る当該人工衛星に搭載された第
１の電磁石１と第２の電磁石２とは共に地球を含む惑星
の地心０の法線方向に沿って配置される様に当該人工衛
星上に設けられる事が望ましい。係る構成を採用する事
によって、当該人工衛星６に対する加速或いは減速を行
わせて人工衛星の軌道変更、軌道変換する様にしても良
く、又人工衛星の姿勢制御を実行させる事も可能とな
る。The first electromagnet 1 and the second electromagnet 2 mounted on the artificial satellite according to the present invention are arranged such that both the first electromagnet 1 and the second electromagnet 2 are arranged along the direction normal to the center 0 of the planet including the earth. It is desirable to be provided on a satellite. By adopting such a configuration, the orbit of the artificial satellite may be changed by changing the orbit of the artificial satellite 6 by accelerating or decelerating the artificial satellite 6, or the attitude of the artificial satellite may be controlled.
【００２２】本発明に係る人工衛星の軌道変更方法とし
ては、上記した説明から理解される様に、基本的には、
所定の惑星７を周回する人工衛星６に、所定の長さを有
する第１の電磁石１と、当該第１の電磁石１に対して相
対的に短い長さを有する第２の電磁石２とを搭載すると
共に、当該第１の電磁石１に所定の電流を供給する事に
よって、当該第１の電磁石１が発生する磁界と当該惑星
７の磁場の磁力線４との相乗によって、当該第１の電磁
石１の重心回りＰにモーメントＭを発生させると共に、
当該第１の電磁石１の両端極部に於いて互いに異なる大
きさの力−Ｆ２、Ｆ１を発生させ、一方、該第２の電磁
石２に所定の電流を供給する事によって、当該第２の電
磁石２が発生する磁界と当該惑星７の磁場の磁力線４と
の相乗によって、該第１の電磁石１が発生するモーメン
トＭを打ち消す様なモーメント−Ｍを当該第２の電磁石
２の重心回りＰ’に発生させ、該第１の電磁石１と第２
の電磁石２に発生する互いに反対方向のモーメントを打
ち消すことによって、当該第１の電磁石１の両端極部に
於いて発生する互いに異なる大きさの力の差分を並進力
として発生させる様にした人工衛星の軌道変更方法であ
る。As will be understood from the above description, the orbit changing method of the artificial satellite according to the present invention basically includes
A first electromagnet 1 having a predetermined length and a second electromagnet 2 having a relatively short length with respect to the first electromagnet 1 are mounted on an artificial satellite 6 orbiting a predetermined planet 7. At the same time, by supplying a predetermined current to the first electromagnet 1, the synergism between the magnetic field generated by the first electromagnet 1 and the magnetic field lines 4 of the magnetic field of the planet 7 causes the first electromagnet 1 to rotate. While generating a moment M around the center of gravity P,
By generating forces -F2, F1 of different magnitudes at both ends of the first electromagnet 1 and supplying a predetermined current to the second electromagnet 2, the second electromagnet 2 The moment −M that cancels the moment M generated by the first electromagnet 1 is generated around the center of gravity P ′ of the second electromagnet 2 by the synergy between the magnetic field generated by the second electromagnet 2 and the magnetic field lines 4 of the magnetic field of the planet 7. Generating the first electromagnet 1 and the second
By canceling moments in opposite directions generated in the electromagnet 2 of the first electromagnet 2 so as to generate a difference between forces of different magnitudes generated at both ends of the first electromagnet 1 as a translational force. Orbit changing method.
【００２３】係る人工衛星の軌道変更方法に於いて、当
該第１の電磁石１の両端極部に於いて発生する互いに異
なる大きさの力は、当該第１の電磁石１に供給される電
流により発生される磁界と、当該惑星７の中心Ｏからの
距離Ｒの関数で示される当該惑星磁場の磁力線密度の変
化とに起因して発生されるものである。尚、本発明に於
ける該電流制御手段の駆動電源は、例えば太陽電池を利
用する事が出来る。In the method for changing the orbit of an artificial satellite, forces of different magnitudes generated at both ends of the first electromagnet 1 are generated by a current supplied to the first electromagnet 1. And the change in the magnetic field line density of the planetary magnetic field as a function of the distance R from the center O of the planet 7. In the present invention, for example, a solar cell can be used as a drive power source for the current control means.
【００２４】本発明によれば、長い電磁石である第１の
電磁石１の両極の置かれている場所の磁場の強さが地心
距離に対し線形ではなく、地心距離の３乗に反比例して
変化することを利用して、電磁石により並進力を生じさ
せる方式のため、推薬と用いる方式のような寿命の制約
がない。また、電磁石の不要トルクをキャンセルする手
段も電磁石であるため、基本的に電気の通電の制御だけ
で物理的形状を変えずに操作でき、通電の極性の切り換
えで並進力の極性も切り換えることができるため、操作
性にもすぐれる。According to the present invention, the strength of the magnetic field at the place where both poles of the first electromagnet 1 are long electromagnets is not linear with respect to the geocentric distance but is inversely proportional to the cube of the geocentric distance. Because of the method of generating a translational force by using an electromagnet by utilizing the change, there is no restriction on the life as in the method using a propellant. In addition, since the means for canceling unnecessary torque of the electromagnet is also an electromagnet, it can basically be operated without changing the physical shape only by controlling the energization of electricity, and the polarity of the translation force can be switched by switching the polarity of energization. Because it can be done, it has excellent operability.
【００２５】次に、本発明の人工衛星の軌道変更装置に
付いてのより詳細な具体例について図面を参照して説明
する。図１は本発明に係る人工衛星の軌道変更装置１０
の一具体例の構成を示す図である。人工衛星６には第１
の長い電磁石１と第２の短い電磁石２とそれらの電流を
制御する制御器３が搭載されている。図１は簡便の為、
特に惑星磁場の磁力線方向と電磁石の双極子が垂直にな
っている場合を想定したが、これは本発明の範囲を制約
するものではない。Next, a more detailed example of the artificial satellite orbit changing apparatus of the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 shows a satellite orbit changing device 10 according to the present invention.
FIG. 3 is a diagram showing a configuration of one specific example. Satellite 6 has the first
A long electromagnet 1 and a second short electromagnet 2 and a controller 3 for controlling their currents are mounted. Figure 1 is for simplicity,
In particular, it is assumed that the direction of the magnetic field lines of the planetary magnetic field is perpendicular to the dipole of the electromagnet, but this does not limit the scope of the present invention.
【００２６】図１の長い第１の電磁石１のＳ極方向が地
心Ｏ方向とし、長い第１の電磁石１と短い第２の電磁石
２の中心から両極までの距離をそれぞれＬ，ｌ（英小文
字エル）、衛星軌道８上の衛星の地心Ｏからの距離を
Ｒ、長い第１の電磁石１の両極に生じる磁荷量をＰL ，
Ｐl （英小文字エル）とする。また、第１の電磁石１の
Ｎ極、Ｓ極に生じる力をＦ１，Ｆ２とし、重心回りに発
生するモーメントをＭL とするとThe south pole direction of the long first electromagnet 1 in FIG. 1 is the earth center O direction, and the distances from the centers of the long first electromagnet 1 and the short second electromagnet 2 to both poles are L and l (English, respectively). The distance from the center O of the satellite in the satellite orbit 8 is R, and the magnetic charge generated at both poles of the long first electromagnet 1 is P L ,
Pl (lowercase L). The first N-pole of the electromagnet 1, the force generated to the S pole and F1, F2, when the moment generated around the center of gravity and M L
【００２７】[0027]
【数１】 (Equation 1)
【００２８】ここでｋは例えばｋ＝９．８９×１０16／
４πμo ＝６．２４×１０2 が使用できる。一方短い方
の第２の電磁石２によりＮ極、Ｓ極に生じる力をＦ４，
Ｆ３重心回りに発生するモーメントをＭl とするとHere, k is, for example, k = 9.89 × 10 16 /
4πμ o = 6.24 × 10 2 can be used. On the other hand, the force generated at the N pole and the S pole by the shorter second electromagnet 2 is represented by F4,
When the moment generated in F3 around the center of gravity and M l
【００２９】[0029]
【数２】 (Equation 2)
【００３０】ＭL ＝Ｍl （英小文字エル）として不要モ
ーメントを打ち消す様に電磁石の電流を制御するとWhen the current of the electromagnet is controlled such that M L = M l (lowercase letter L) to cancel the unnecessary moment,
【００３１】[0031]
【数３】 (Equation 3)
【００３２】[0032]
【数４】 (Equation 4)
【００３３】となるよう短い電磁石の電流を制御し、短
い電磁石の磁気モーメントを制御すれば良い。この時ト
ータルの並進力ＸT はThe current of the short electromagnet may be controlled so that the magnetic moment of the short electromagnet is controlled. At this time, the total translational force X T
【００３４】[0034]
【数５】 (Equation 5)
【００３５】となる。すなわち（１）式を用いて変形す
れば## EQU1 ## That is, if it is transformed using equation (1),
【００３６】[0036]
【数６】 (Equation 6)
【００３７】の並進力が発生する。これは２つの電磁石
の双極子モーメントが等しくても、アーム長Ｌとｌ（英
小文字エル）が大きく異なると地磁場の強さはＲ3 に反
比例して変化するため、上記非線形項の効果が表れてく
るためである。次に、本発明の実施の形態の動作につい
て図１を参照して詳細に説明する。The following translational force is generated. This is because even if the dipole moments of the two electromagnets are equal, if the arm lengths L and l (lowercase L) differ greatly, the strength of the geomagnetic field changes in inverse proportion to R 3 , so the effect of the above nonlinear term is Because it appears. Next, the operation of the embodiment of the present invention will be described in detail with reference to FIG.
【００３８】第１に第１の電磁石１は制御装置３の制御
により通電され地球あるいは惑星７の磁力線４と相互作
用し、Ｆ１，Ｆ２の力を生じることにより、モーメント
Ｍと並進力Ｆ１−Ｆ２を得る。次に第２の電磁石２は制
御装置３の制御によりモーメントＭを打ち消す様に通電
され、地球あるいは惑星７の磁場と相互作用し、Ｆ４，
Ｆ３の生じることにより、モーメント−Ｍと並進力−Ｆ
４＋Ｆ３を得る。First, the first electromagnet 1 is energized under the control of the control device 3 and interacts with the magnetic field lines 4 of the earth or the planet 7 to generate the forces F1 and F2, whereby the moment M and the translational force F1-F2 are generated. Get. Next, the second electromagnet 2 is energized under the control of the control device 3 so as to cancel the moment M, interacts with the magnetic field of the earth or the planet 7, and
By generating F3, the moment -M and the translation force -F
4 + F3 is obtained.
【００３９】これらシステムの全ての合力として、衛星
に働くモーメントは０となり並進力としてＦ１−Ｆ２−
Ｆ３＋Ｆ４が加わる。この並進力を軌道変換の為の並進
力として利用する。次に、本発明の上記具体例を更に図
２を参照して説明するならば、図２に於いては、惑星７
の地磁場の北極及び南極上空を軌道８に沿って軌道高度
３０００ｋｍを飛行する人工衛星を考えた。この時Ｒ＝
９３７８×１０3 ｍである。As a total force of these systems, the moment acting on the satellite becomes 0 and the translational force is F1-F2-
F3 + F4 is added. This translational force is used as a translational force for orbital conversion. Next, the above specific example of the present invention will be further described with reference to FIG.
An artificial satellite flying at an altitude of 3000 km along orbit 8 over the north and south poles of the geomagnetic field was considered. At this time, R =
9378 × 10 3 m.
【００４０】人工衛星６からは地心０の方向及びその反
対方向に伸びるように電磁石が設定され、その長さは２
０００ｋｍの長さとしその発生する電磁石の強さが１０
００ＡＴ・ｍ2 とする。 この時Ｌ＝２０００×１０3 ｍ、 ＬＰL ＝４πμo ×
１０００ｗｂｍ 一方、第２の電磁石２の長さを１ｍ程度に短くして、第
１の電磁石１のモーメントを打ち消すよう制御器３にて
電流制御し通電すると、実施形態で示した通り、人工衛
星６にはAn electromagnet is set so as to extend from the artificial satellite 6 in the direction of the earth center 0 and in the opposite direction, and has a length of 2
If the length of the electromagnet generated is 10 km
00AT · m 2 . At this time, L = 2000 × 10 3 m, LP L = 4πμ o ×
1000 wbm On the other hand, when the length of the second electromagnet 2 is shortened to about 1 m and the current is controlled by the controller 3 so as to cancel the moment of the first electromagnet 1, the artificial satellite 6 is turned on as shown in the embodiment. To
【００４１】[0041]
【数７】 (Equation 7)
【００４２】の並進力が働く。地磁場の強さからThe translational force works. From the strength of the geomagnetic field
【００４３】[0043]
【数８】 (Equation 8)
【００４４】の並進力を得ることができる。本実施例で
は長い電磁石の強さを１０００ＡＴ・ｍ2 としたが、電
磁石の強さを強くすれば、それに比例して大きな並進力
を得ることができる。The above translational force can be obtained. In the present embodiment, the strength of the long electromagnet is set to 1000 AT · m 2. However, if the strength of the electromagnet is increased, a large translational force can be obtained in proportion thereto.
【００４５】[0045]
【発明の効果】本発明により得られる第１の効果は、基
本的に電力だけで力を得ることができこれにより、推薬
を用いた軌道変換方式のような、推薬を使い尽くすこと
により軌道変換能力が失われるという寿命の問題が無く
なる。その理由は、電力は太陽電池パドル５等により、
太陽のエネルギを電力に変換している為、寿命としては
半永久的である。またその電力と地磁場の相互作用を用
いているだけなので、寿命は半永久的である。The first effect obtained by the present invention is that power can be basically obtained only by electric power, and thus, by using up the propellant, such as in the orbit conversion method using the propellant. Eliminates the lifespan problem of loss of orbit conversion capability. The reason is that the electric power is
Since the energy of the sun is converted to electric power, the life is semi-permanent. Moreover, the life is semi-permanent because only the interaction between the electric power and the geomagnetic field is used.
【００４６】第２の効果は、並進力の方向として、自由
に極性を切り換え大きさも変えられることである。その
理由は、並進力の源は電磁石と地磁場の相互作用である
ため、電磁石への通電の極性を反転すれば並進力の向き
も反転する。また、電流量を制御することにより電磁石
の強さを変えられるためである。The second effect is that the polarity can be freely switched and the magnitude can be changed as the direction of the translational force. The reason is that the source of the translation force is the interaction between the electromagnet and the earth's magnetic field. Therefore, if the polarity of the current supply to the electromagnet is reversed, the direction of the translation force is also reversed. Further, the strength of the electromagnet can be changed by controlling the amount of current.
【００４７】従って、本発明に於いては、当該人工衛星
の加速或いは減速を制御して、当該人工衛星６の軌道を
変更或いは変換する事更には当該人工衛星６の姿勢制御
を行う事も可能である。Therefore, in the present invention, it is possible to control the acceleration or deceleration of the artificial satellite to change or change the orbit of the artificial satellite 6, and to control the attitude of the artificial satellite 6. It is.
【図１】図１は、本発明に係る人工衛星の軌道変更装置
の一具体例の構成及びその動作原理を示す図である。FIG. 1 is a diagram showing a configuration of a specific example of an orbit changing device for an artificial satellite according to the present invention and an operation principle thereof.
【図２】図２は、本発明に係る人工衛星の軌道変更装置
の飛行状態を説明する図である。FIG. 2 is a diagram illustrating a flight state of the orbit changing device for an artificial satellite according to the present invention.
【符号の説明】 １…第１の電磁石 ２…第２の電磁石 ３…電流制御装置 ４…地磁場の磁力線 ５…太陽電池パドル ６…人工衛星 ７…惑星 ８…人工衛星の軌道[Description of Signs] 1 ... first electromagnet 2 ... second electromagnet 3 ... current control device 4 ... magnetic field lines of geomagnetic field 5 ... solar cell paddle 6 ... artificial satellite 7 ... planet 8 ... orbit of artificial satellite
Claims (7)
であって、当該軌道変更装置は、所定の長さを有する第
１の電磁石と、当該第１の電磁石に対して相対的に短い
長さを有する第２の電磁石と、当該第１と第２の電磁石
のそれぞれに、当該第１と第２の電磁石に個別に発生す
るモーメントが打ち消され、並進力が生じうる様な極性
と電流値をもつ電流を、供給する様に構成された電流制
御手段とから構成されており、且つ当該第２の電磁石
は、該第１の電磁石よりも強力な磁力を発生する様に構
成されている事を特徴とする人工衛星の軌道変更装置。An orbit changing device mounted on an artificial satellite, wherein the orbit changing device has a first electromagnet having a predetermined length and a length relatively short with respect to the first electromagnet. The second electromagnet having the first and second electromagnets and the polarities and current values such that the moments individually generated in the first and second electromagnets are canceled out and a translational force can be generated. the current with, and is composed of a configured current control means so as to supply, and the second electromagnet
Is configured to generate a stronger magnetic force than the first electromagnet.
An orbit changing device for an artificial satellite, which is constructed .
磁石に対する該第１の電磁石の長さ倍に近似する倍数だ
け、当該第１の電磁石の磁力よりも大きくなる様に構成
されている事を特徴とする請求項１記載の人工衛星の軌
道変更装置。2. The magnetic force of the second electromagnet is applied to the second electromagnet .
A multiple of the length of the first electromagnet relative to the magnet
The first electromagnet is configured to be larger than the magnetic force of the first electromagnet.
Track changing device of an artificial satellite according to claim 1, wherein the being.
該電流制御手段により通電操作が行われた場合に、互い
に反対方向にモーメントが発生する様に構成されている
ものである事を特徴とする請求項１又は２に記載の人工
衛星の軌道変更装置。3. The first electromagnet and the second electromagnet,
When an energization operation is performed by the current control means,
Moment is generated in the opposite direction to
The orbit changing device for an artificial satellite according to claim 1 or 2, wherein the orbit is changed.
その中央部がそれぞれ人工衛星の本体に固定的に若しく
は旋回自在に取りつけられている事を特徴とする請求項
１乃至３に記載の人工衛星の軌道変更装置。4. The first electromagnet and the second electromagnet,
The center of each is fixed to the satellite body
Is characterized by being mounted so as to be pivotable.
An orbit changing device for an artificial satellite according to any one of claims 1 to 3 .
の長さを有する第１の電磁石と、当該第１の電磁石に対
して相対的に短い長さを有する第２の電磁石とを搭載す
ると共に、当該第１の電磁石に所定の電流を供給する事
によって、当該第１の電磁石が発生する磁界と当該惑星
の磁場の磁力線との相乗によって、当該第１の電磁石の
重心回りにモーメントを発生させると共に、当該第１の
電磁石の両端極部に於いて互いに異なる大きさの力を発
生させ、一方、該第２の電磁石に所定の電流を供給する
事によって、当該第２の電磁石が発生する磁界と当該惑
星の磁場の磁力線との相乗によって、該第１の電磁石が
発生するモーメントを打ち消す様なモーメントを当該第
２の電磁石の重心回りに発生させ、該第１の電磁石と第
２の電磁石に発生する互いに反対方向のモーメントを打
ち消すことによって、当該第１の電磁石の両端極部に於
いて発生する互いに異なる大きさの力の差 分を並進力と
して発生させる事を特徴とする人工衛星の軌道変更方
法。 5. An artificial satellite orbiting a predetermined planet,
A first electromagnet having a length of
And a second electromagnet having a relatively short length.
And supplying a predetermined current to the first electromagnet.
The magnetic field generated by the first electromagnet and the planet
Of the first electromagnet by synergistic with the magnetic field lines of
A moment is generated around the center of gravity, and the first
Forces of different magnitudes are generated at both ends of the electromagnet.
And a predetermined current is supplied to the second electromagnet.
The magnetic field generated by the second electromagnet and the
By synergistic with the magnetic field lines of the star's magnetic field, the first electromagnet is
The moment that cancels the generated moment
The first electromagnet and the second electromagnet are generated around the center of gravity of the second electromagnet.
The moments generated in the two electromagnets in opposite directions.
By extinguishing, at both ends of the first electromagnet,
Translational force and the difference component of the force of different sizes to each other which occurs have
Of changing the orbit of a satellite characterized by generating
Law.
生する互いに異なる大きさの力は、当該第１の電磁石に
供給される電流により発生される磁界と、当該惑星の中
心からの距離の関数で示される当該惑星磁場の磁力線密
度の変化とに起因して発生されるものである事を特徴と
する請求項５記載の人工衛星の軌道変更方法。6. The electromagnet according to claim 1, wherein said first electromagnet has both ends.
The generated forces of different magnitudes are applied to the first electromagnet.
The magnetic field generated by the supplied current and the planet
Magnetic field density of the planet's magnetic field as a function of distance from the heart
It is characterized by being generated due to the change in degree
The method for changing the orbit of an artificial satellite according to claim 5 .
発生するモーメントを打ち消すだけの大きさのモーメン
トを発生させる為に、当該第２の電磁石は該第２の電磁
石に対する該第１の電磁石の長さ倍に近似する倍数だ
け、当該第１の電磁石の磁力よりも大きな磁力を発生さ
せる様にする事を特徴とする請求項５又は６に記載の人
工衛星の軌道変更方法。7. The second electromagnet is connected to the first electromagnet.
Moment large enough to cancel the generated moment
The second electromagnet is driven by the second electromagnetic
A multiple approximating the length of the first electromagnet to the stone
And a magnetic force larger than the magnetic force of the first electromagnet is generated.
The orbit changing method for an artificial satellite according to claim 5, wherein the orbit is changed.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8328249A JP2973951B2 (en) | 1996-12-09 | 1996-12-09 | Orbit changing apparatus for artificial satellite and orbit changing method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8328249A JP2973951B2 (en) | 1996-12-09 | 1996-12-09 | Orbit changing apparatus for artificial satellite and orbit changing method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10167198A JPH10167198A (en) | 1998-06-23 |
| JP2973951B2 true JP2973951B2 (en) | 1999-11-08 |
Family
ID=18208109
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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| JP8328249A Expired - Lifetime JP2973951B2 (en) | 1996-12-09 | 1996-12-09 | Orbit changing apparatus for artificial satellite and orbit changing method |
Country Status (1)
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| JP (1) | JP2973951B2 (en) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111367305B (en) * | 2020-02-26 | 2023-08-01 | 上海航天控制技术研究所 | Control method and system for guiding accompanying stability under high-rail light pressure effect |
-
1996
- 1996-12-09 JP JP8328249A patent/JP2973951B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH10167198A (en) | 1998-06-23 |
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