JPH01275300A - 太陽輻射圧による宇宙飛翔体の姿勢制御法 - Google Patents
太陽輻射圧による宇宙飛翔体の姿勢制御法Info
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- JPH01275300A JPH01275300A JP63105588A JP10558888A JPH01275300A JP H01275300 A JPH01275300 A JP H01275300A JP 63105588 A JP63105588 A JP 63105588A JP 10558888 A JP10558888 A JP 10558888A JP H01275300 A JPH01275300 A JP H01275300A
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- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 18
- 230000005855 radiation Effects 0.000 title claims description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
本発明は、太陽輻射圧を推力として利用して宇宙空間、
特に深宇宙空間を航行する宇宙飛翔体の姿勢制御法に関
する。
特に深宇宙空間を航行する宇宙飛翔体の姿勢制御法に関
する。
（従来の技術）
太陽輻射圧を利用して宇宙空間を航行する宇宙飛翔体は
、第２図の例に示すように帆面１と帆面を支えるマスト
２、中心構体３、帆面の方向を変えるための４枚の制御
帆４、および制御帆４の方向を変えるステップモータ５
から構成される。
、第２図の例に示すように帆面１と帆面を支えるマスト
２、中心構体３、帆面の方向を変えるための４枚の制御
帆４、および制御帆４の方向を変えるステップモータ５
から構成される。
帆面１の表面は鏡面状になっており、入射す、る木陽光
を反射し、その時帆面の法線方向に働く反作。
を反射し、その時帆面の法線方向に働く反作。
用を利用して宇宙空間での軌道を変える。各制御帆４は
、中心構体３と制御帆４の取付点を結ぶ方向６のまわり
に回転可能て、所望の方向のトルクを発生ずるように４
つの制御帆の各々について回転角度が設定される（以下
この角度を制御帆の設定角という）。
、中心構体３と制御帆４の取付点を結ぶ方向６のまわり
に回転可能て、所望の方向のトルクを発生ずるように４
つの制御帆の各々について回転角度が設定される（以下
この角度を制御帆の設定角という）。
ところで、このような宇宙飛翔体は、微弱な太陽輻射圧
を推力として利用するものであるため、その帆面１の大
きさは一辺が約１００ｍの規模に及び、また帆面は重量
を軽くする目的て厚さが数十μｍ程度の薄いシー１〜で
構成されるため、構造的には極めて柔軟な大型構造物と
なっている。
を推力として利用するものであるため、その帆面１の大
きさは一辺が約１００ｍの規模に及び、また帆面は重量
を軽くする目的て厚さが数十μｍ程度の薄いシー１〜で
構成されるため、構造的には極めて柔軟な大型構造物と
なっている。
このため、各種の外乱に対して帆面形状を平面に維持す
る必要があるが、その方策の１つとして帆面に垂直なマ
ストを回転軸として飛翔体全体に回転運動を与えること
によって遠心力を発生させ、帆面を張る方法が考えられ
る。
る必要があるが、その方策の１つとして帆面に垂直なマ
ストを回転軸として飛翔体全体に回転運動を与えること
によって遠心力を発生させ、帆面を張る方法が考えられ
る。
（発明が解決しようとする課題）
宇宙飛翔体が回転運動をしていない場合には、制御帆は
それぞれある適切な角度に設定しておけばよいが、回転
運動をする場合には時々刻々変えていく必要がある。
それぞれある適切な角度に設定しておけばよいが、回転
運動をする場合には時々刻々変えていく必要がある。
これまで宇宙飛翔体が回転運動をしていない場合につい
て所望のトルクを発生させるための制御方法く制御帆の
角度設定方法）が開発されているが、回転している場合
については適切な方法がなかった。
て所望のトルクを発生させるための制御方法く制御帆の
角度設定方法）が開発されているが、回転している場合
については適切な方法がなかった。
本発明の目的は、宇宙飛翔体にスピン型太陽センサと計
算機を搭載し、太陽の方向および回転周期から、回転中
の各制御帆について、最も効率よく１〜ルクを発生ずる
設定角を時々刻々算出させ、各制御帆をその設定角に合
わせる姿勢制御法を提供しようとするものである。
算機を搭載し、太陽の方向および回転周期から、回転中
の各制御帆について、最も効率よく１〜ルクを発生ずる
設定角を時々刻々算出させ、各制御帆をその設定角に合
わせる姿勢制御法を提供しようとするものである。
（課題を解決するための手段）
本発明は上記の目的を達成するために次の手段ｕ４成を
有する。
有する。
即ち、本発明の太陽輻射圧による宇宙飛翔体の姿勢制御
法は、太陽輻射圧を推力として利用するための帆面と、
該帆面の端部複数箇所に収り付けられて太陽輻射圧を受
けることにより帆面の法線方向を変える複数の制御帆と
を有し帆面に垂直な軸のまわりに回転している宇宙飛翔
体の姿勢制御法であって、宇宙飛翔体に、回転軸と太陽
方向とのなず角θｓおよび回転周期Ｔを計測てきるスピ
ン型太陽センサと計算機を搭載し、θｓとＴの情報に基
ついて、宇宙飛翔体を所望の方向に向ける最大のトルク
を生せしめるための、回転中の各角度位置における各制
御帆の設定角を計算させ、各制御帆をその設定角に設定
することを特徴とするものである。
法は、太陽輻射圧を推力として利用するための帆面と、
該帆面の端部複数箇所に収り付けられて太陽輻射圧を受
けることにより帆面の法線方向を変える複数の制御帆と
を有し帆面に垂直な軸のまわりに回転している宇宙飛翔
体の姿勢制御法であって、宇宙飛翔体に、回転軸と太陽
方向とのなず角θｓおよび回転周期Ｔを計測てきるスピ
ン型太陽センサと計算機を搭載し、θｓとＴの情報に基
ついて、宇宙飛翔体を所望の方向に向ける最大のトルク
を生せしめるための、回転中の各角度位置における各制
御帆の設定角を計算させ、各制御帆をその設定角に設定
することを特徴とするものである。
（作 用）
以下、上記手段構成を有する本発明の宇宙飛翔体の姿勢
制御法の作用を説明する。
制御法の作用を説明する。
帆面の回転中心軸と太陽方向となす角θｓと、帆面の回
転面における基準向きからの各制御帆の角度位置が分か
り、生じさせたいトルクの向きが決まるとそのトルクを
最大にするための各制御帆の設定角は理論的に算出する
ことができる。宇宙飛翔体が回転しない場合には各制御
帆の角度位置は固定した値となるが、本発明におけるよ
うに宇宙飛翔体を回転させる場合は各制御帆の角度位置
は時々刻々変化していくことになる。
転面における基準向きからの各制御帆の角度位置が分か
り、生じさせたいトルクの向きが決まるとそのトルクを
最大にするための各制御帆の設定角は理論的に算出する
ことができる。宇宙飛翔体が回転しない場合には各制御
帆の角度位置は固定した値となるが、本発明におけるよ
うに宇宙飛翔体を回転させる場合は各制御帆の角度位置
は時々刻々変化していくことになる。
本発明ではスピン型太陽センサの視野が太陽を捉えるこ
とにより宇宙飛翔体の回転周期即ち回転速度を知ること
ができ、太陽を視野に捉えた時点からの時間を知ること
により各制御帆の時々刻々の回転角度位置を知ることが
できる。
とにより宇宙飛翔体の回転周期即ち回転速度を知ること
ができ、太陽を視野に捉えた時点からの時間を知ること
により各制御帆の時々刻々の回転角度位置を知ることが
できる。
こうして得られた各制御帆の回転角度位置とθｓおよび
生じさぜたいトルクの向きから搭載計算機によって各制
御帆のその回転角度位置における設定角を計算し、得ら
れた設定角に設定することにより所望の向きに最も効率
よくトルクを発生させることができる。
生じさぜたいトルクの向きから搭載計算機によって各制
御帆のその回転角度位置における設定角を計算し、得ら
れた設定角に設定することにより所望の向きに最も効率
よくトルクを発生させることができる。
（実 施 例）
以下、本発明方法の実施例を図面を参照して説明する。
第１図（ａ）は制御帆か４個の本発明の実施例の構成を
示す図である。同図において７はスピン型太陽センサ、
８は搭載計算機である。５は従来技術で使用されている
ものと同じス□テップモータ、４は同しく制御帆である
。宇宙飛翔体が回転運動し、スピン型太陽センサ７の視
野を太陽が横切るとパルス（以下これをサンパルスとよ
ぶ）と回転軸と太陽方向のなす角θｓのデータが得られ
る。
示す図である。同図において７はスピン型太陽センサ、
８は搭載計算機である。５は従来技術で使用されている
ものと同じス□テップモータ、４は同しく制御帆である
。宇宙飛翔体が回転運動し、スピン型太陽センサ７の視
野を太陽が横切るとパルス（以下これをサンパルスとよ
ぶ）と回転軸と太陽方向のなす角θｓのデータが得られ
る。
スピン型太陽センサ７の視野は第１図（ｂ）に示される
ようになっている。サンパルスが得られてから次にサン
パルスが得られるまでの時間間隔を計測することにより
宇宙飛翔体の回転周期Ｔが得られる。搭載計算機８はこ
のようにしてスピン型太陽センサ７から得られるθｓ、
Ｔのデータをもとに所望の方向に最大のトルクを発生す
るための４枚の制御帆の回転角度（設定角）を宇宙飛翔
体の回転位相の時々刻々において計算し、その結果を指
令信号として４個のステップモータ５に送る。
ようになっている。サンパルスが得られてから次にサン
パルスが得られるまでの時間間隔を計測することにより
宇宙飛翔体の回転周期Ｔが得られる。搭載計算機８はこ
のようにしてスピン型太陽センサ７から得られるθｓ、
Ｔのデータをもとに所望の方向に最大のトルクを発生す
るための４枚の制御帆の回転角度（設定角）を宇宙飛翔
体の回転位相の時々刻々において計算し、その結果を指
令信号として４個のステップモータ５に送る。
ステップモータ５は指令信号に基づき、制御帆の設定角
度を宇宙飛翔体の回転に応して刻々変えていく。
度を宇宙飛翔体の回転に応して刻々変えていく。
以下では、搭載計算機８で行う、所望の方向に最大のト
ルクを発生させるための４枚の制御帆の回転角度を計算
する方法について、第２図〜第４図を参照しながら説明
する。
ルクを発生させるための４枚の制御帆の回転角度を計算
する方法について、第２図〜第４図を参照しながら説明
する。
第２図において右端の制御帆４に着目し、その設定角を
θとする。この時、宇宙飛翔体の回転位相角がφである
時、この制御帆によって慣性空間に対して設定されたＸ
、軸の方向（慣性空間におけるＸ軸方向）に発生する瞬
時のトルクはτｘ ＝−Ｔｏ ｓｇｎ［ｆ （φ、
θ、 θ、）］・ｆ（φ、 θ、 θ、）２ｃｏｓθ
ｃｏｓφイ旦し ｆ（φ、θ、θｇ）＝ｃｏＳ４！
＋ ｓｉｎθｌｌ５ｉｎθ＋ｃｏｓθ５ＣＯＳθＴｏ
：太陽光か制御帆に正面から当る時に、その制御帆によ
って発生するトルク で与えられる。ここで宇宙飛翔体の回転位相角φは、回
転角速度を０）、時刻をｔとするとφ＝ωｔで時間に比
例して増大する。宇宙飛翔体が１回転する間に得られる
ｘＩ軸方向の制御トルクは（１）式を１周期にわたって
積分することによって得られる。
θとする。この時、宇宙飛翔体の回転位相角がφである
時、この制御帆によって慣性空間に対して設定されたＸ
、軸の方向（慣性空間におけるＸ軸方向）に発生する瞬
時のトルクはτｘ ＝−Ｔｏ ｓｇｎ［ｆ （φ、
θ、 θ、）］・ｆ（φ、 θ、 θ、）２ｃｏｓθ
ｃｏｓφイ旦し ｆ（φ、θ、θｇ）＝ｃｏＳ４！
＋ ｓｉｎθｌｌ５ｉｎθ＋ｃｏｓθ５ＣＯＳθＴｏ
：太陽光か制御帆に正面から当る時に、その制御帆によ
って発生するトルク で与えられる。ここで宇宙飛翔体の回転位相角φは、回
転角速度を０）、時刻をｔとするとφ＝ωｔで時間に比
例して増大する。宇宙飛翔体が１回転する間に得られる
ｘＩ軸方向の制御トルクは（１）式を１周期にわたって
積分することによって得られる。
Ｔ、 桟τＸｄ ｔ ＝−Ｔｏ／（ＪＪ ・Ｉ
−”−−−−−（３）７ 但し ■−５２″”ｓｇｎ（ｆ（φ、 Ｂ、θ、）Ｌｆ（φ、
θ、θｓ） ＣＯ５θｃｏｓφｄφ−一−−・−（４） これから慣性空間のｘ１軸方向に最大の制御トルクを得
るための制御帆の設定角θは、積分工を極大にすること
を条件に（４）式の被積分関数に極値を与える次の方程
式 ％式％ を解くことによって求められる。θｓ−０°の場合、（
５）式の解はθ＝０°、９０°であり、ＴＸを正にし、
かつ最大にするためには制御帆の設定角θを ０≦φ＜１８０° て θ＝９０゜ １８０″′≦φ≦３６０’でθ＝０６ のように制御していけばよいことになる。
−”−−−−−（３）７ 但し ■−５２″”ｓｇｎ（ｆ（φ、 Ｂ、θ、）Ｌｆ（φ、
θ、θｓ） ＣＯ５θｃｏｓφｄφ−一−−・−（４） これから慣性空間のｘ１軸方向に最大の制御トルクを得
るための制御帆の設定角θは、積分工を極大にすること
を条件に（４）式の被積分関数に極値を与える次の方程
式 ％式％ を解くことによって求められる。θｓ−０°の場合、（
５）式の解はθ＝０°、９０°であり、ＴＸを正にし、
かつ最大にするためには制御帆の設定角θを ０≦φ＜１８０° て θ＝９０゜ １８０″′≦φ≦３６０’でθ＝０６ のように制御していけばよいことになる。
第３図にθＳ＝Ｏ°の場合の制御の状況を示している。
またθａ−９０°の場合、（５）式の解はθ−±５４．
７°であり、Ｔ８を正にし、かつ最大にするものはθ−
−５４，７６の方である。この場合、制御帆は１回転周
期の間、この角度に固定される。第４図にこの場合の制
御の状態を示している。θｓ丼０°、９０°の場合で、
ＴＸを正で、かつ最大にする制御帆の設定角度θは、θ
＝０°。
７°であり、Ｔ８を正にし、かつ最大にするものはθ−
−５４，７６の方である。この場合、制御帆は１回転周
期の間、この角度に固定される。第４図にこの場合の制
御の状態を示している。θｓ丼０°、９０°の場合で、
ＴＸを正で、かつ最大にする制御帆の設定角度θは、θ
＝０°。
９０°の場合に比べて幾分複雑になるが、同様にして（
５）式を解くことによって求められる。
５）式を解くことによって求められる。
−例としてθ、、−６０°の場合のＴＸを最大にする設
定角θの回転位相角φに対する変化を第５図に示す。
定角θの回転位相角φに対する変化を第５図に示す。
以上で１つの制御帆のみについて考えたが残りの３枚の
制御帆については１／４周期、２／４周期、３／４周期
の時間遅れて同様の制御を実行すればよい。また、以上
てはＸＩ軸の正の方向にトルクを発生させる方法につい
て述べたが、ｙ１軸の正方向、ｘ１軸の負の方向および
’Ｉｒ軸の負の方向に最大のトルクを発生させるには、
それぞれ、前述の制御方法を１／４周期、２／４周期、
３／４周期の時間だけ遅らぜて実行ずればよい。残り３
枚の制御帆はこれからさらにそれぞれ１／４周期、２／
４周期、３／４周期遅らせて制御することになる。
制御帆については１／４周期、２／４周期、３／４周期
の時間遅れて同様の制御を実行すればよい。また、以上
てはＸＩ軸の正の方向にトルクを発生させる方法につい
て述べたが、ｙ１軸の正方向、ｘ１軸の負の方向および
’Ｉｒ軸の負の方向に最大のトルクを発生させるには、
それぞれ、前述の制御方法を１／４周期、２／４周期、
３／４周期の時間だけ遅らぜて実行ずればよい。残り３
枚の制御帆はこれからさらにそれぞれ１／４周期、２／
４周期、３／４周期遅らせて制御することになる。
（発明の効果）
以上説明したように、本発明方法では、宇宙飛翔体の回
転に伴う各制御帆の時々刻々の回転角度位置（回転位相
角）における最大トルク発生設定角を算出して各制御帆
をその角度に設定するようにしているので、構造形状を
維持するために回転運動をさぜながら飛翔さぜなければ
ならない宇宙飛翔体でもその回転軸を所望の向きに向け
るためのトルクを効率よく発生できるという利点がある
。
転に伴う各制御帆の時々刻々の回転角度位置（回転位相
角）における最大トルク発生設定角を算出して各制御帆
をその角度に設定するようにしているので、構造形状を
維持するために回転運動をさぜながら飛翔さぜなければ
ならない宇宙飛翔体でもその回転軸を所望の向きに向け
るためのトルクを効率よく発生できるという利点がある
。
第１図（ａ）は本発明方法を実施するための装置構成の
一例を示すフロック図、第１図（ｂ）はスピン型太陽セ
ンサの説明図、第２図は太陽輻射圧を利用して宇宙空間
を航行する宇宙飛翔体の説明図、第３図はθｓ−Ｏ°の
場合における本発明での制御帆の設定角θの制御状態を
示す図、第４図はθｓ−９０°の場合における本発明で
の制御帆の設定角θの制御状態を示す図、第５図はθｓ
−６０°の場合における本発明での制御帆の設定角θの
制御状態を示すグラフである。 １・・・帆面、 ２・・・・マスト、 ３ ・・−・中
心構体、 ４・・・・・制御帆、 ５・・・・・ステッ
プモータ、６・・・・・中心構体３と制御帆４の取付点
を結ぶ方向（ステップモータ５の回転軸と一致）、 ７
・・・スピン型太陽センサ、 ８・・・・・搭載計算
機。 代理人 弁理士 八 幡 義 博 寺）
一例を示すフロック図、第１図（ｂ）はスピン型太陽セ
ンサの説明図、第２図は太陽輻射圧を利用して宇宙空間
を航行する宇宙飛翔体の説明図、第３図はθｓ−Ｏ°の
場合における本発明での制御帆の設定角θの制御状態を
示す図、第４図はθｓ−９０°の場合における本発明で
の制御帆の設定角θの制御状態を示す図、第５図はθｓ
−６０°の場合における本発明での制御帆の設定角θの
制御状態を示すグラフである。 １・・・帆面、 ２・・・・マスト、 ３ ・・−・中
心構体、 ４・・・・・制御帆、 ５・・・・・ステッ
プモータ、６・・・・・中心構体３と制御帆４の取付点
を結ぶ方向（ステップモータ５の回転軸と一致）、 ７
・・・スピン型太陽センサ、 ８・・・・・搭載計算
機。 代理人 弁理士 八 幡 義 博 寺）
Claims (1)
- 太陽輻射圧を推力として利用するための帆面と、該帆面
の端部複数箇所に取り付けられて太陽輻射圧を受けるこ
とにより帆面の法線方向を変える複数の制御帆とを有し
帆面に垂直な軸のまわりに回転している宇宙飛翔体の姿
勢制御法であつて、宇宙飛翔体に、回転軸と太陽方向と
のなす角θ＿ｓおよび回転周期Ｔを計測できるスピン型
太陽センサと計算機を搭載し、θ＿ｓとＴの情報に基づ
いて、宇宙飛翔体を所望の方向に向ける最大のトルクを
生ぜしめるための、回転中の各角度位置における各制御
帆の設定角を計算させ、各制御帆をその設定角に設定す
ることを特徴とする太陽輻射圧による宇宙飛翔体の姿勢
制御法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63105588A JPH01275300A (ja) | 1988-04-28 | 1988-04-28 | 太陽輻射圧による宇宙飛翔体の姿勢制御法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63105588A JPH01275300A (ja) | 1988-04-28 | 1988-04-28 | 太陽輻射圧による宇宙飛翔体の姿勢制御法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01275300A true JPH01275300A (ja) | 1989-11-02 |
Family
ID=14411660
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63105588A Pending JPH01275300A (ja) | 1988-04-28 | 1988-04-28 | 太陽輻射圧による宇宙飛翔体の姿勢制御法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH01275300A (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6689952B2 (en) * | 2001-07-16 | 2004-02-10 | The Director-General Of The Institute Of Space And Astronautical Science | Large membrane space structure and method for its deployment and expansion |
| JP2004196290A (ja) * | 2002-12-13 | 2004-07-15 | Boeing Co:The | 大型の反射器の長い持続期間の展開における反動ホイールのダイナミック補償のための方法および装置 |
| JP2004196289A (ja) * | 2002-12-13 | 2004-07-15 | Boeing Co:The | 大型の反射器の長い持続期間の展開における太陽タックモーメント保守のための方法および装置 |
| CN108860662A (zh) * | 2018-06-24 | 2018-11-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种基于太阳光压的中轨道卫星离轨方法 |
| KR20210114698A (ko) * | 2020-03-11 | 2021-09-24 | 인하대학교 산학협력단 | 궤도 탈출 시스템으로서의 태양광 우주연 |
-
1988
- 1988-04-28 JP JP63105588A patent/JPH01275300A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6689952B2 (en) * | 2001-07-16 | 2004-02-10 | The Director-General Of The Institute Of Space And Astronautical Science | Large membrane space structure and method for its deployment and expansion |
| JP2004196290A (ja) * | 2002-12-13 | 2004-07-15 | Boeing Co:The | 大型の反射器の長い持続期間の展開における反動ホイールのダイナミック補償のための方法および装置 |
| JP2004196289A (ja) * | 2002-12-13 | 2004-07-15 | Boeing Co:The | 大型の反射器の長い持続期間の展開における太陽タックモーメント保守のための方法および装置 |
| CN108860662A (zh) * | 2018-06-24 | 2018-11-23 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 一种基于太阳光压的中轨道卫星离轨方法 |
| KR20210114698A (ko) * | 2020-03-11 | 2021-09-24 | 인하대학교 산학협력단 | 궤도 탈출 시스템으로서의 태양광 우주연 |
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