JPH0195999A - 宇宙飛しよう体の姿勢制御装置 - Google Patents
宇宙飛しよう体の姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPH0195999A JPH0195999A JP62254114A JP25411487A JPH0195999A JP H0195999 A JPH0195999 A JP H0195999A JP 62254114 A JP62254114 A JP 62254114A JP 25411487 A JP25411487 A JP 25411487A JP H0195999 A JPH0195999 A JP H0195999A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- spacecraft
- inertia
- axis
- attitude
- product
- 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.)
- Granted
Links
- 230000007774 longterm Effects 0.000 claims abstract description 3
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 230000001174 ascending effect Effects 0.000 description 5
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 206010002329 Aneurysm Diseases 0.000 description 1
- 101100045248 Danio rerio tdo2a gene Proteins 0.000 description 1
- 101100205791 Danio rerio tdo2b gene Proteins 0.000 description 1
- 101150064021 TDO2 gene Proteins 0.000 description 1
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 1
- 230000005611 electricity Effects 0.000 description 1
- 230000005358 geomagnetic field Effects 0.000 description 1
- 210000003127 knee Anatomy 0.000 description 1
- 102220083458 rs369862936 Human genes 0.000 description 1
- 239000004575 stone Substances 0.000 description 1
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 1
- 235000021419 vinegar Nutrition 0.000 description 1
- 239000000052 vinegar Substances 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Ｊ
この発明は地球等の中心天体の回りを周回する宇宙飛し
よう体の姿勢制御装置に関するものである。
よう体の姿勢制御装置に関するものである。
宇宙飛しよう体の姿勢制御系においては、宇宙飛しよう
体の姿勢を望ましい方向に保つまたは向けるという狭義
の姿勢制御機能と並んで、宇宙飛しよう体の角運動量を
望ましい範囲内に保持する角運動量制御の機能が重要で
ある。なぜならば。
体の姿勢を望ましい方向に保つまたは向けるという狭義
の姿勢制御機能と並んで、宇宙飛しよう体の角運動量を
望ましい範囲内に保持する角運動量制御の機能が重要で
ある。なぜならば。
宇宙飛しよう体においては外界から受ける様々な外乱ト
ルクによって艮期間の間に次第に角運動量が正または負
の方向に蓄積してゆくのが普通であるが、宇宙飛しよう
体の角運動量が許容範囲を越えると１例えば内蔵の姿勢
制御用ホイールの回転数が飽和して姿勢制御不能に陥る
等の悪影響が生じるため、 （ｉＩｌらかの手段によっ
て宇宙飛しよう体の角運動量を補償して元に戻してやる
必要があるからでちる。
ルクによって艮期間の間に次第に角運動量が正または負
の方向に蓄積してゆくのが普通であるが、宇宙飛しよう
体の角運動量が許容範囲を越えると１例えば内蔵の姿勢
制御用ホイールの回転数が飽和して姿勢制御不能に陥る
等の悪影響が生じるため、 （ｉＩｌらかの手段によっ
て宇宙飛しよう体の角運動量を補償して元に戻してやる
必要があるからでちる。
このための手段として、従来の宇宙飛しよう体では第７
図に示すようなスラスタまたは第８図に示すような磁気
トルカが広く使用されてきた。
図に示すようなスラスタまたは第８図に示すような磁気
トルカが広く使用されてきた。
図において、（１）〜（３）は宇宙飛しよう体（４）に
固定された座標系（物体座標系と呼ぶ）であって、（１
）がＸＢ軸、（２）がＹＢ軸、（３）がｚＢ軸である。
固定された座標系（物体座標系と呼ぶ）であって、（１
）がＸＢ軸、（２）がＹＢ軸、（３）がｚＢ軸である。
また第７図においてのはスラスタであり、途中に電磁パ
ルプ（７）を介した配管０９によって推薬タンク０りに
接続されている。また、第８図において（至）および（
ロ）はそれぞれＸＥ軸（Ｉｌ、 ＹＢ軸（２）に平行に
配置された磁気トルカである。
ルプ（７）を介した配管０９によって推薬タンク０りに
接続されている。また、第８図において（至）および（
ロ）はそれぞれＸＥ軸（Ｉｌ、 ＹＢ軸（２）に平行に
配置された磁気トルカである。
なお、第１図および第８図に示すスラスタ（ト）及び磁
気トルカα１．Ｃ１４＋の配置は１つの典型例であって
、これ以外にも各種の配置方法が考えられる。
気トルカα１．Ｃ１４＋の配置は１つの典型例であって
、これ以外にも各種の配置方法が考えられる。
次にスラスタと磁気トルカの動作を説明する。
スラスタを用いるシステムでは、一般に第７図の宇宙飛
しよう体（４）に搭載された推薬タンクＣ（２内の推薬
を配管Ｇυを通して電磁パルプ（至）に導き、電磁パル
プ（７）の開閉によってノズル状をしたスラスタ翰から
外部にガスとして放出し、その反動によって必要な軸回
りの制御トルクを発生する。通常。
しよう体（４）に搭載された推薬タンクＣ（２内の推薬
を配管Ｇυを通して電磁パルプ（至）に導き、電磁パル
プ（７）の開閉によってノズル状をしたスラスタ翰から
外部にガスとして放出し、その反動によって必要な軸回
りの制御トルクを発生する。通常。
宇宙飛しよう体（４１（７）ＸＢ軸（１１，ＹＢ軸（２
）、 ＺＢ軸（３）の回りの正負のトルクが発生できる
ようにいくつかのスラスタ翰が配置される。したがって
、複数のスラスタ翰のうち適切なスラスタＱ１を選んで
軌道上の適切な位置で噴射させれば、宇宙飛しよう体（
４）の角運動量の任意の方向の成分を制御することがで
きる。
）、 ＺＢ軸（３）の回りの正負のトルクが発生できる
ようにいくつかのスラスタ翰が配置される。したがって
、複数のスラスタ翰のうち適切なスラスタＱ１を選んで
軌道上の適切な位置で噴射させれば、宇宙飛しよう体（
４）の角運動量の任意の方向の成分を制御することがで
きる。
一方、磁気トルカを用いるシステムでは、磁気トルカに
通電して磁気モーメントを発生させ、中心天体が発生す
る磁場との相互作用によって制御トルクを得る。ここで
、磁気トルカは棒状の構造物にコイルを巻いた装置であ
るが、同等の機能をもつ装置として空芯コイルを用いて
もよく、その場合は磁気コイルと呼ぶこともある。第８
図において、磁気トルカ（至）及び（ロ）は通電するこ
とによってそれぞれ宇宙飛しよう体（４）のｘＢ軸（１
）及びＹＢ軸（２）に平行な磁気モーメントを発生する
。そこで。
通電して磁気モーメントを発生させ、中心天体が発生す
る磁場との相互作用によって制御トルクを得る。ここで
、磁気トルカは棒状の構造物にコイルを巻いた装置であ
るが、同等の機能をもつ装置として空芯コイルを用いて
もよく、その場合は磁気コイルと呼ぶこともある。第８
図において、磁気トルカ（至）及び（ロ）は通電するこ
とによってそれぞれ宇宙飛しよう体（４）のｘＢ軸（１
）及びＹＢ軸（２）に平行な磁気モーメントを発生する
。そこで。
これらの磁気トルカＧυ、０２に軌道上の適切な位置に
おいて適切な方向及び大きさの電流を流せば。
おいて適切な方向及び大きさの電流を流せば。
宇宙飛しよう体（４）の角運動量の任意の方向の成分を
制御することができる。
制御することができる。
角運動量制御にスラスタを使用する場合には。
短期間で角運動量を制御できる反面、有限な資源である
推薬を消費してしまうという欠点があった。
推薬を消費してしまうという欠点があった。
一方、磁気トルカの場合には、太陽電池で発生する電力
を使用するので資源が枯渇することはない。
を使用するので資源が枯渇することはない。
その反面、地磁場をもたない中心天体では制御力が発生
できない、静止高度では磁場が弱くかつ磁場の不確定性
が大きい（例えば、磁気嵐によって磁場の方向が逆転す
ることもある）ため精度の良い制御力が得られない、あ
るいは磁場の方向が軌道上の各点で大きく変化するため
制御則が複雑になる等の欠点があった。
できない、静止高度では磁場が弱くかつ磁場の不確定性
が大きい（例えば、磁気嵐によって磁場の方向が逆転す
ることもある）ため精度の良い制御力が得られない、あ
るいは磁場の方向が軌道上の各点で大きく変化するため
制御則が複雑になる等の欠点があった。
この発明は上記のような問題点を解消するためになされ
たものであり、磁気トルカに比べて精度の高い制御力を
得るとともに、磁場をもたない中心天体を周回する宇宙
飛しよう体においても制御力を得ることができ、かつス
ラスタと異なり推薬のような有限な資源を消費しないで
角運動量の制御が可能な姿勢制御装置を得ることを目的
とする。
たものであり、磁気トルカに比べて精度の高い制御力を
得るとともに、磁場をもたない中心天体を周回する宇宙
飛しよう体においても制御力を得ることができ、かつス
ラスタと異なり推薬のような有限な資源を消費しないで
角運動量の制御が可能な姿勢制御装置を得ることを目的
とする。
この発明に係る宇宙飛しよう体の姿勢制御装置は、中心
天体が存在する限り必ず存在し、かつ磁場に比べて時間
的・空間的変動がはるかに小さい重力場を利用して宇宙
飛しよう体の角運動量を制御するとともに、有限な資源
の消費を防止したものである。
天体が存在する限り必ず存在し、かつ磁場に比べて時間
的・空間的変動がはるかに小さい重力場を利用して宇宙
飛しよう体の角運動量を制御するとともに、有限な資源
の消費を防止したものである。
この発明においては、慣性空間に対して一定の姿勢を保
つように制御された第１のイナーシャと。
つように制御された第１のイナーシャと。
中心天体に対して一定の姿勢を保つように制御された第
２のイナーシャにそれぞれ慣性乗積を持たせ、これによ
って宇宙飛しよう体に働く重力傾度トルクの軌道−周の
間の平均値が慣性空間の直交三軸全ての方向に非零にな
るようにして、任意の軸回りの角運動量を制御する。
２のイナーシャにそれぞれ慣性乗積を持たせ、これによ
って宇宙飛しよう体に働く重力傾度トルクの軌道−周の
間の平均値が慣性空間の直交三軸全ての方向に非零にな
るようにして、任意の軸回りの角運動量を制御する。
第１図はこの発明の一実施例を表わす構成図であり、第
１図において（１１〜（４）は従来装置と同一であって
、（１）〜（３）がそれぞれ宇宙飛しよう体（４）のＸ
Ｂ軸、ＹＢ ４Ｑｊ、 ＺＢ軸を表わす。（５）は固
定シャフト（６）を介して宇宙飛しよう体（４）と接続
されている第１のイナーシャであって、 ＹＲ軸（２）
とイナーシャ（５）を含む平面内に慣性乗積を発生する
。一方。
１図において（１１〜（４）は従来装置と同一であって
、（１）〜（３）がそれぞれ宇宙飛しよう体（４）のＸ
Ｂ軸、ＹＢ ４Ｑｊ、 ＺＢ軸を表わす。（５）は固
定シャフト（６）を介して宇宙飛しよう体（４）と接続
されている第１のイナーシャであって、 ＹＲ軸（２）
とイナーシャ（５）を含む平面内に慣性乗積を発生する
。一方。
（９）は駆動シャフトα０を介して駆動装置（７）と接
続されている第２のイナーシャであって、宇宙飛しよう
体（４）に対して相対的に回転できるようになっている
。そして、ＸＢ軸（１）とｚＢ軸（３）が作る平面内に
慣性乗積を発生する。
続されている第２のイナーシャであって、宇宙飛しよう
体（４）に対して相対的に回転できるようになっている
。そして、ＸＢ軸（１）とｚＢ軸（３）が作る平面内に
慣性乗積を発生する。
この宇宙飛しよう体（４）は慣性空間に対して一定の姿
勢をとることを仮定しているが、さらにこの実施例では
簡単のためＸＢ ｉ！１１（１１，ＹＲ軸（２）及びＺ
Ｂ軸（３）が以下に定義するところの軌道基準座標系の
ＸＲ軸、 ＹＲ軸及びＺＲ軸に一致するものと仮定する
。
勢をとることを仮定しているが、さらにこの実施例では
簡単のためＸＢ ｉ！１１（１１，ＹＲ軸（２）及びＺ
Ｂ軸（３）が以下に定義するところの軌道基準座標系の
ＸＲ軸、 ＹＲ軸及びＺＲ軸に一致するものと仮定する
。
次に、上記実施例の作用・動作を説明する。
はじめに、上記実施例に関わる座標系を第２図に定義す
る。
る。
第２図において（１）〜（４）は従来装置と同一であり
。
。
αＤ−α３は各々軌道基準座標系のＸＲ軸、 ＹＲ軸及
びｚＲ軸を表わす。ここで、 ＸＲ軸、 ＹＲ軸及びｚ
Ｒ軸は以下のように決められる。中心天体α七の赤道面
ＱＳを宇宙飛しよう体（４）の軌道が南北法から北半球
へよぎる点ａθを昇交点を呼び、昇交点から中心天体Ｉ
の中心点αηへ向う直線をｚＲ軸とする。
びｚＲ軸を表わす。ここで、 ＸＲ軸、 ＹＲ軸及びｚ
Ｒ軸は以下のように決められる。中心天体α七の赤道面
ＱＳを宇宙飛しよう体（４）の軌道が南北法から北半球
へよぎる点ａθを昇交点を呼び、昇交点から中心天体Ｉ
の中心点αηへ向う直線をｚＲ軸とする。
また、宇宙飛しよう体（４）の軌道面α秒に垂直で、宇
宙飛しよう体（４）の進行方向に向かって右側を正とす
る座標軸をＹＲ軸とする。さらに、軌道面αυ内にあッ
テＺＲ＠（１３と直交し、 ｙＲ軸１１７Ｊ、 ＺＲ軸
α３と右手系をなす座標軸をｘＲ軸と定める。
宙飛しよう体（４）の進行方向に向かって右側を正とす
る座標軸をＹＲ軸とする。さらに、軌道面αυ内にあッ
テＺＲ＠（１３と直交し、 ｙＲ軸１１７Ｊ、 ＺＲ軸
α３と右手系をなす座標軸をｘＲ軸と定める。
次に、宇宙飛しよう体（４）が昇交点から緯度引数α９
（ηで表わす）だけ位相の進んだ軌道面０秒上の位置に
あるとし、宇宙飛しよう体（４）の質量中心■を原点と
する軌道座標系Ｘｏ−Ｙｏ −Ｚｏ を定義する。こ
こに、 Ｙｏ Ｎ（ハ）は宇宙飛しよう体（４）の質ｉ
ｔ 中心Ｃ）［１を通りＹＲ１１１Ｈに平行な方向、
Ｚｏ ｍａは宇宙飛しよう体（４）の質量中心（至）か
ら中心天体の中心＋１７１を見た方向であり、 ＸＯ軸
ＱυはＹｏｌｌｂａ’３とｚＯ軸（ハ）の両者に垂直で
宇宙飛しよう体の進行方向を正とする座標軸である。
（ηで表わす）だけ位相の進んだ軌道面０秒上の位置に
あるとし、宇宙飛しよう体（４）の質量中心■を原点と
する軌道座標系Ｘｏ−Ｙｏ −Ｚｏ を定義する。こ
こに、 Ｙｏ Ｎ（ハ）は宇宙飛しよう体（４）の質ｉ
ｔ 中心Ｃ）［１を通りＹＲ１１１Ｈに平行な方向、
Ｚｏ ｍａは宇宙飛しよう体（４）の質量中心（至）か
ら中心天体の中心＋１７１を見た方向であり、 ＸＯ軸
ＱυはＹｏｌｌｂａ’３とｚＯ軸（ハ）の両者に垂直で
宇宙飛しよう体の進行方向を正とする座標軸である。
軌道基準座標系Ｑｌｌ−（１３は軌道面α腸の慣性空間
における緩やかな変動を無視すれば一つの慣性座標系と
みなすことができる。
における緩やかな変動を無視すれば一つの慣性座標系と
みなすことができる。
また、物体固定座標系（１）〜（３）も、仮定により軌
道基準座標系αυ〜α１に一致している。一方、軌道座
標系Ｑυ〜＠は、軌道基準座標系に対してＹＲ軸ＱＸ５
の回りを軌道角速度で負の方向に回転する非慣性座標系
になる。今、 ＸＲ軸αυ、ＹＲ軸α３．ＺＲ軸α３に
沿った単位ベクトルをａｌ、 ａ２． ａ５． Ｘ□軸
ｅｌＤ 、 Ｙｏ＠命、 Ｚｏ＠ＩＩＣ＝！３に沿った
単位ベクトルをｂｌ 、 ｂ２．ｂ３とすれば両者の関
係は次式で表わされる。
道基準座標系αυ〜α１に一致している。一方、軌道座
標系Ｑυ〜＠は、軌道基準座標系に対してＹＲ軸ＱＸ５
の回りを軌道角速度で負の方向に回転する非慣性座標系
になる。今、 ＸＲ軸αυ、ＹＲ軸α３．ＺＲ軸α３に
沿った単位ベクトルをａｌ、 ａ２． ａ５． Ｘ□軸
ｅｌＤ 、 Ｙｏ＠命、 Ｚｏ＠ＩＩＣ＝！３に沿った
単位ベクトルをｂｌ 、 ｂ２．ｂ３とすれば両者の関
係は次式で表わされる。
ｂｌ ＝ ａｌ ｃｏｓη＋ａ５Ｓ石ηｂ２ ： ａ２
ｂ３ ＝ ａ ｓｒｎ η十ａ３ ｃａｓ １上式か
ら明らかなように、昇交点αｅ（即ちη＝０）において
は物体固定座標系と軌道基準座標系は一致する。すなわ
ち。
ら明らかなように、昇交点αｅ（即ちη＝０）において
は物体固定座標系と軌道基準座標系は一致する。すなわ
ち。
ｂｌ ＝ ａｌ、 ｂ２＝ａ２． Ｊ：ａ３ （ｒＩ
＝ Ｏのとき）さて、この発明の一実施例における宇宙
飛しよう体（４）の姿勢制御装置は第１図のように構成
されているので、第１のイナーシャ（５）は慣性空間に
対して一定の姿勢をとる。
＝ Ｏのとき）さて、この発明の一実施例における宇宙
飛しよう体（４）の姿勢制御装置は第１図のように構成
されているので、第１のイナーシャ（５）は慣性空間に
対して一定の姿勢をとる。
そこで、イナーシャ（５）の取付角を調整すれば。
ＸＲＱｌｌ ＹＲＨ面内、 ＹＲαｚ−ＺＲ，（１３
１面内のいずれか一方または両方に一定の慣性乗積を発
生させることができる。一方、第２のイナーシャ（９）
は、宇宙飛しよう体（４）に対して回転速度（８）が軌
道角速度に一致するように回転させることによって、軌
道座標系のＸｏＱυ−２ｏ（ハ）面内において一定の慣
性乗積を発生する。
１面内のいずれか一方または両方に一定の慣性乗積を発
生させることができる。一方、第２のイナーシャ（９）
は、宇宙飛しよう体（４）に対して回転速度（８）が軌
道角速度に一致するように回転させることによって、軌
道座標系のＸｏＱυ−２ｏ（ハ）面内において一定の慣
性乗積を発生する。
良く知られているように（例えばＭ、Ｈ，Ｋａｐ−Ｉａ
ｎ、 ” Ｍｏｄｅｒｎ ５ｐａｃｅｃｒａｆｔ Ｄｙ
ｎａｍｉｃｓ ａｎｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ 、 −ｐ、
２０１ 、 ＪｏｈｎＷｉｌｅｙ ａｎｄ ５ｏｎｓ
、 １９７６ ） 、 宇宙飛しよう体（４）の慣性
乗積は中心天体Ｉの重力との相互作用によって重力傾度
トルクと呼ばれるトルクを宇宙飛しよう体（４）に及ぼ
す。重力傾度トルクの大きさは、近似的に次式で表わさ
れる。
ｎ、 ” Ｍｏｄｅｒｎ ５ｐａｃｅｃｒａｆｔ Ｄｙ
ｎａｍｉｃｓ ａｎｄ Ｃｏｎｔｒｏｌ 、 −ｐ、
２０１ 、 ＪｏｈｎＷｉｌｅｙ ａｎｄ ５ｏｎｓ
、 １９７６ ） 、 宇宙飛しよう体（４）の慣性
乗積は中心天体Ｉの重力との相互作用によって重力傾度
トルクと呼ばれるトルクを宇宙飛しよう体（４）に及ぼ
す。重力傾度トルクの大きさは、近似的に次式で表わさ
れる。
ＴＯ＝３ω＆ （−Ｉ２３ｂ１ ＋１１３ｂ２）ここで
ＴＧは重力傾度トルク、ω０は軌道角速度、 １１３
． Ｉ２３はそれぞれＸＯ軸ｅｌｌ／Ｚｏ軸（ハ）面内
。
ＴＧは重力傾度トルク、ω０は軌道角速度、 １１３
． Ｉ２３はそれぞれＸＯ軸ｅｌｌ／Ｚｏ軸（ハ）面内
。
及びＹｏｌ）！］（２）ＺｚｏＩＩＩＩ器面内の慣性東
面内ある。平たく表現すれば、細長い物体に対しては、
長手方向を重力の方向に一致させるような方向に重力傾
度トルクが働く。
面内ある。平たく表現すれば、細長い物体に対しては、
長手方向を重力の方向に一致させるような方向に重力傾
度トルクが働く。
第３図及び第４図は第１のイナーシャ（５）により前述
の如く発生させたＹＲα２ｌ−Ｚｎ６３ 面内及びＸ
Ｒａｌｌ −Ｘｎ （ＩＸ５ 面内の慣性乗積の軌道
−周にわたる効果を示す図である。
の如く発生させたＹＲα２ｌ−Ｚｎ６３ 面内及びＸ
Ｒａｌｌ −Ｘｎ （ＩＸ５ 面内の慣性乗積の軌道
−周にわたる効果を示す図である。
第３図において３つの宇宙飛しよう体（４）はそれぞれ
η＝０（外交点αＢ）、ｑ＝π／２．η＝π における
状態を示したものである。第１のイナーシャ（５）によ
り発生する慣性乗積のＹＲ（１２１−ＺＲ０３１面内の
成分をＩＹＺとすれば衛星座標系ではそれぞれダ＝０の
とき Ｉ２！Ｓ”ＩＹＺ 、 １１３＝Ｑ。
η＝０（外交点αＢ）、ｑ＝π／２．η＝π における
状態を示したものである。第１のイナーシャ（５）によ
り発生する慣性乗積のＹＲ（１２１−ＺＲ０３１面内の
成分をＩＹＺとすれば衛星座標系ではそれぞれダ＝０の
とき Ｉ２！Ｓ”ＩＹＺ 、 １１３＝Ｑ。
１１２ ＝ ０
り＝に／２のとき ■２３＝Ｑ、Ｉ、５＝Ｑ。
工１２ ” ＩＹＺＲ
ダ＝πのとき Ｉ２３ニーＩＹＺ 、 １１３＝（
１゜１１２ ” ０ なる慣性乗積が発生する。したがって、これによる重力
傾度トルク＠は η＝０のとき Ｔｏ ＝−３ω。′Ｉ工２Ｒｂ１＝３
（ａ１０２ＩｙｚＲａ１ η＝π／２のとき Ｔ□ ：０ り＝π］とき ’ｒＧ＝ ３６ＪＱ２ＩＹＺＲｂ１＝
−３ω０２ＩＹ２’ ａｌ となる。同様にして、任意の緯度引数ηに対してＩ２３
＝ｌＹＺ 罵η、 １１３＝０．１１２＝工ｙｚ
ｍη、’、 Ｔｏ ニー３ω０２ＩＹｚ−ηｂ１＝
３ωｏ２１ｙｚ （Ｗ２η・ａ１＋癲ηｍｌＦ ・ｍ
ｓ ）したがって、軌道−周の間の平均的なトルクＴＧ
としては。
１゜１１２ ” ０ なる慣性乗積が発生する。したがって、これによる重力
傾度トルク＠は η＝０のとき Ｔｏ ＝−３ω。′Ｉ工２Ｒｂ１＝３
（ａ１０２ＩｙｚＲａ１ η＝π／２のとき Ｔ□ ：０ り＝π］とき ’ｒＧ＝ ３６ＪＱ２ＩＹＺＲｂ１＝
−３ω０２ＩＹ２’ ａｌ となる。同様にして、任意の緯度引数ηに対してＩ２３
＝ｌＹＺ 罵η、 １１３＝０．１１２＝工ｙｚ
ｍη、’、 Ｔｏ ニー３ω０２ＩＹｚ−ηｂ１＝
３ωｏ２１ｙｚ （Ｗ２η・ａ１＋癲ηｍｌＦ ・ｍ
ｓ ）したがって、軌道−周の間の平均的なトルクＴＧ
としては。
＝−王ω。２ＩＹ♂２゜
が得られる。このトルクはＸＲ１１１（１９回りに非零
の成分を持つので、軌道−周の間にＸＲ軸αυ方向の角
運動量が蓄積する。
の成分を持つので、軌道−周の間にＸＲ軸αυ方向の角
運動量が蓄積する。
第４図においては１図に示した’７ ＝２π、Ｏ１する
ＸＲＯυ−ｙＲ（１２面内の慣性乗積ＩＸＹ によっ
てそれぞれ次のような慣性乗積が生じる。
ＸＲＯυ−ｙＲ（１２面内の慣性乗積ＩＸＹ によっ
てそれぞれ次のような慣性乗積が生じる。
η＝−πのとき １２５＝Ｉｚ、 、 １１３＝０
゜１１２＝Ｑ り＝０のとき Ｉ２３＝Ｑ、 １１５＝Ｑ。
゜１１２＝Ｑ り＝０のとき Ｉ２３＝Ｑ、 １１５＝Ｑ。
Ｉ＋２＝Ｉｒｙ ：）０
ダ０−のとき Ｉ２３＝−ＩＸＹ 、 １１Ｂ”
０゜１１２ ＝ ０ 一般に、任意の緯度引数ηに対して Ｉ２５ ＝〒ＩＣＹ ｍη、 ＩＢ ＝ ０ 、 １
１２ ＝ ＩＸＹ ａｓηこれによる重力傾度トルク（
ハ）は ＴＧ ： ３（ａｌｏ２ＩＸＹ−１７ｂ１＝ ３ωｏ
２ＩｘｙＲ（ｓｉη ・ｃａｓ１７ ａｌ ＋５ｌｎ
２η＋ Ｉ３）特に ダ＝−πのとき Ｔ□ ＝ ３ （＆１Ｏ２ＩｚｙＲａ
５ダ＝０のとき ＴＧ＝０ η＝−のとき で３＝３ω０２ＩＸＹＲＩ”５したが
って、軌道−周の間の平均的なトルク〒Ｇは ３ ２ Ｒ ＝−ωＯＩＸＹ Ｉ３ となる５、このトルクはｚＲ軸（１３回力に非零の成分
を持つので、軌道−周の間にｚＲ軸ａ３方向の角運動量
が蓄積する。
０゜１１２ ＝ ０ 一般に、任意の緯度引数ηに対して Ｉ２５ ＝〒ＩＣＹ ｍη、 ＩＢ ＝ ０ 、 １
１２ ＝ ＩＸＹ ａｓηこれによる重力傾度トルク（
ハ）は ＴＧ ： ３（ａｌｏ２ＩＸＹ−１７ｂ１＝ ３ωｏ
２ＩｘｙＲ（ｓｉη ・ｃａｓ１７ ａｌ ＋５ｌｎ
２η＋ Ｉ３）特に ダ＝−πのとき Ｔ□ ＝ ３ （＆１Ｏ２ＩｚｙＲａ
５ダ＝０のとき ＴＧ＝０ η＝−のとき で３＝３ω０２ＩＸＹＲＩ”５したが
って、軌道−周の間の平均的なトルク〒Ｇは ３ ２ Ｒ ＝−ωＯＩＸＹ Ｉ３ となる５、このトルクはｚＲ軸（１３回力に非零の成分
を持つので、軌道−周の間にｚＲ軸ａ３方向の角運動量
が蓄積する。
第５図は、第２のイナーシャ（９）により発生させたＸ
ＯＧ！υ／ Ｚ ｏ ｃ！１面内の慣性乗積の軌道−周
にわたる効果を示す図である。
ＯＧ！υ／ Ｚ ｏ ｃ！１面内の慣性乗積の軌道−周
にわたる効果を示す図である。
第５図において、３つの宇宙飛しよう体（４）はそれぞ
れ緯度引数ηαりがｙｔ＝Ｑ、ｑ＝−π、？＝１πにお
ける状態を示したものであり、第２のイナーシャ（９）
により発生するＸｏ １２＋１／ Ｚ Ｏ（ハ）面内の
慣性乗積ＩｚＢ（＝ １１３ ）に！す、？１ｔＫＴｏ
＝ ３（１）０２ＩＸＺ” ｂ２−＝ ３ ｔｄｏ２
１ｘｚ” ４２ なる重力傾度トルク（ハ）が発生することを示している
。一般に、緯度引数α９に拘らず上式が成り立つので、
軌道−周の間の平均トルクは Ｔｏ ＝ −Ｓ、２ ＴＧ ｄη ２π ＝ ３（１）０２１ｘｚ Ｒ２ となる。
れ緯度引数ηαりがｙｔ＝Ｑ、ｑ＝−π、？＝１πにお
ける状態を示したものであり、第２のイナーシャ（９）
により発生するＸｏ １２＋１／ Ｚ Ｏ（ハ）面内の
慣性乗積ＩｚＢ（＝ １１３ ）に！す、？１ｔＫＴｏ
＝ ３（１）０２ＩＸＺ” ｂ２−＝ ３ ｔｄｏ２
１ｘｚ” ４２ なる重力傾度トルク（ハ）が発生することを示している
。一般に、緯度引数α９に拘らず上式が成り立つので、
軌道−周の間の平均トルクは Ｔｏ ＝ −Ｓ、２ ＴＧ ｄη ２π ＝ ３（１）０２１ｘｚ Ｒ２ となる。
以上を要約すると、第１のイナーシャ（５）が発生する
慣性空間に対して一定の慣性乗積ＩＹＺ 及びＩＸＹ
によりそれぞれＸＲ４１１１０９及びｚＲ軸も３方
向の、また第２のイナーシャ（９）が発生する軌道座標
系に対して一定の慣性乗積Ｉｚｚ によＪ）ＹＲ軸ｑ
ｚ方向の平均トルクが軌道−周の間に発生する。すなわ
ち。
慣性空間に対して一定の慣性乗積ＩＹＺ 及びＩＸＹ
によりそれぞれＸＲ４１１１０９及びｚＲ軸も３方
向の、また第２のイナーシャ（９）が発生する軌道座標
系に対して一定の慣性乗積Ｉｚｚ によＪ）ＹＲ軸ｑ
ｚ方向の平均トルクが軌道−周の間に発生する。すなわ
ち。
ＴＧ＝３（１７０２（−−１ｙｚ ａ１＋ＩｘｚＲａ２
＋’ＩｘｙＲａｓ） Ｒ これにより、 ＸＲ軸αυ、ＹＲ軸α２及びＺＲ軸ａ３
の方向の角運動量を軌道−周の間に平均的に変化させる
ことができる。
＋’ＩｘｙＲａｓ） Ｒ これにより、 ＸＲ軸αυ、ＹＲ軸α２及びＺＲ軸ａ３
の方向の角運動量を軌道−周の間に平均的に変化させる
ことができる。
第６図は、第１及び第２のイナーシャ（５）及び（９）
の宇宙飛しよう体（４）に対する角度を変化させる機構
（イ）及び＠（慣性乗積可変機構と呼ぶ）により。
の宇宙飛しよう体（４）に対する角度を変化させる機構
（イ）及び＠（慣性乗積可変機構と呼ぶ）により。
第１及び第２のイナーシャ（５）及び（９）が発生する
慣性乗積の大きさを独立に可変とした他の実施例を示す
ものである。この慣性乗積可変機構（５）及び（至）ハ
、地上からのコマンドによって動かしてもよいし、ある
いは例えばに、 Ｔｓｕｃｈｉｙａ ａｎｄ Ｍ、 Ｉ
ｎｏｕｅ 。
慣性乗積の大きさを独立に可変とした他の実施例を示す
ものである。この慣性乗積可変機構（５）及び（至）ハ
、地上からのコマンドによって動かしてもよいし、ある
いは例えばに、 Ｔｓｕｃｈｉｙａ ａｎｄ Ｍ、 Ｉ
ｎｏｕｅ 。
”’ Ｎｅｗ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｃｈｅｍｅｓ ｆｏ
ｒ ａ Ｍａｇｎｅｔｉｃ Ａ ｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｎ
ｎ−ｔｒｏｌ ５ｙｓｔｅＩＴＩｓ、 ’ Ｐｒｏｃ、
ＩＦＡＣＡｕｔｃｍａｔｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌｉｎ ｆ
；ｐａｃｅ 、 Ｎｏｏｒｄｗｉｊｋｅｒｈｏｕｔ
、 Ｔｈｅ Ｎｅｔｈｅｒｌａｎｄ 。
ｒ ａ Ｍａｇｎｅｔｉｃ Ａ ｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｎ
ｎ−ｔｒｏｌ ５ｙｓｔｅＩＴＩｓ、 ’ Ｐｒｏｃ、
ＩＦＡＣＡｕｔｃｍａｔｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌｉｎ ｆ
；ｐａｃｅ 、 Ｎｏｏｒｄｗｉｊｋｅｒｈｏｕｔ
、 Ｔｈｅ Ｎｅｔｈｅｒｌａｎｄ 。
１９８２ に示されるような方法によって軌道上で角運
動量の蓄積項を推定し その結果に基づいてオンボード
で動かしてもよい。このように慣性乗積の大きさを軌道
上で可変とすることによって。
動量の蓄積項を推定し その結果に基づいてオンボード
で動かしてもよい。このように慣性乗積の大きさを軌道
上で可変とすることによって。
角運動量の補償をきめ細か〈実施することが可能となる
。
。
なお、上記実施例では宇宙飛しよう体（４）がＸＢ軸ｆ
ｉ１． ＹＢ軸（２）、 ＺＢ軸（３）カそレソｈ−Ｘ
Ｒ軸ＱＩＩ。
ｉ１． ＹＢ軸（２）、 ＺＢ軸（３）カそレソｈ−Ｘ
Ｒ軸ＱＩＩ。
ＹＲ軸（ｌｚ、 ＺＲ軸α３に一致するような姿勢をと
っていることを仮定したが、実際には宇宙飛しよう体（
４）が慣性空間に対しである一定の姿勢を保持する限り
どのような姿勢をとっても構わない。
っていることを仮定したが、実際には宇宙飛しよう体（
４）が慣性空間に対しである一定の姿勢を保持する限り
どのような姿勢をとっても構わない。
以上のように、この発明によれば、慣性空間に対して一
定の姿勢を保つ第１のイナーシャと中心天体に対して一
定の姿勢を保つ宇宙飛しよう体に固定された第２のイナ
ーシャを設け、これら２つのイナーシャによって発生す
る慣性乗遺と中心天体の重力場の間の相互作用によって
生じる重力傾度トルクを利用して、宇宙飛しよう体が有
する角運動量の長期的な変動を補償するようにしたので
。
定の姿勢を保つ第１のイナーシャと中心天体に対して一
定の姿勢を保つ宇宙飛しよう体に固定された第２のイナ
ーシャを設け、これら２つのイナーシャによって発生す
る慣性乗遺と中心天体の重力場の間の相互作用によって
生じる重力傾度トルクを利用して、宇宙飛しよう体が有
する角運動量の長期的な変動を補償するようにしたので
。
磁場をもたない中心天体を周回する宇宙飛しよう体にお
いても制御力を得ることが可能であり、かつ従来の磁場
トルカに見られるような磁場の変動の影響を受けずに簡
単な制御則で高精度の制御力を得ることができ、また従
来のスラスタのように有限な資源である推薬等を消費す
ることなく角運動量制御が可能になるという効果がある
。
いても制御力を得ることが可能であり、かつ従来の磁場
トルカに見られるような磁場の変動の影響を受けずに簡
単な制御則で高精度の制御力を得ることができ、また従
来のスラスタのように有限な資源である推薬等を消費す
ることなく角運動量制御が可能になるという効果がある
。
第１図はこの発明の一実施例による宇宙飛しよう体の姿
勢制御装置の構成図、第２図はこの発明の前記一実施例
の作用・動作を説明するための座標系の定義図、第３図
及び第４図はこの発明の一実施例における第１のイナー
シャの効果を示す説明図、第５図は同じくこの発明の一
実施例における第２のイナーシャの効果を示す説明図、
第６図はこの発明の他の実施例による宇宙飛しよう体の
姿勢制御装置の構成図、第１図及び第８図は、それぞれ
従来の装置であるスラスタ及び磁気トルカの構成例を示
す図である。 図において、 （１）、 （２）、 （３）はそれぞれ
宇宙飛しよう体（４）のロール軸、ピッチ軸及びヨー軸
、（５）は第１のイナーシャ、（６）は駆動シャフト、
（７）は駆動装置、（８）は第１のイナーシャ（５）の
宇宙飛しよう体（４）に対する相対回転角速度、（９）
は第２のイナーシャ。 αＱは固定シャツ）、（Ｉυ、＋４３．α３はそれぞれ
軌道基準座標系のＸＲ軸、 ＹＲ軸及びＺＲ軸、 ａ４
１は中心天体、αっけ中心天体の赤道面、αｅは宇宙飛
しよう体（４）の軌道の昇交点、αηは中心天体α瘤の
中心、α樟は宇宙飛しよう体（４）の軌道面、顛は宇宙
飛しよう体（４）の緯度引数、翰は宇宙飛しよう体（４
）の質量中心。 Ｑυ、（２）、（至）はそれぞれ軌道座標系のＸＯ軸、
ｙｏ軸及びｚＯ軸、ｃ＋ｉ、Ｉ２！９．（至）はそれ
ぞれ慣性乗積ＩＹＺ 、 ｘｘｙ 及びＩＸＺ
により生じる重力傾度トルク、＠、＠はそれぞれ第１の
イナーシャ（５）及び第２のイナーシャ（９）の慣性乗
積可変機構、＠はスラスタ、（至）は電磁パルプ、３υ
は配管、 Ｃ３７Ｊは推薬り７．り、＋３３．ｃ＃はそ
れぞれＸＢ軸（１１及Ｕ ＹＢ ４１１（２） Ｋ平行
な磁気モーメントを発生する磁気トルカである。 なお９図中同一符号は同一または相当部分を示す。
勢制御装置の構成図、第２図はこの発明の前記一実施例
の作用・動作を説明するための座標系の定義図、第３図
及び第４図はこの発明の一実施例における第１のイナー
シャの効果を示す説明図、第５図は同じくこの発明の一
実施例における第２のイナーシャの効果を示す説明図、
第６図はこの発明の他の実施例による宇宙飛しよう体の
姿勢制御装置の構成図、第１図及び第８図は、それぞれ
従来の装置であるスラスタ及び磁気トルカの構成例を示
す図である。 図において、 （１）、 （２）、 （３）はそれぞれ
宇宙飛しよう体（４）のロール軸、ピッチ軸及びヨー軸
、（５）は第１のイナーシャ、（６）は駆動シャフト、
（７）は駆動装置、（８）は第１のイナーシャ（５）の
宇宙飛しよう体（４）に対する相対回転角速度、（９）
は第２のイナーシャ。 αＱは固定シャツ）、（Ｉυ、＋４３．α３はそれぞれ
軌道基準座標系のＸＲ軸、 ＹＲ軸及びＺＲ軸、 ａ４
１は中心天体、αっけ中心天体の赤道面、αｅは宇宙飛
しよう体（４）の軌道の昇交点、αηは中心天体α瘤の
中心、α樟は宇宙飛しよう体（４）の軌道面、顛は宇宙
飛しよう体（４）の緯度引数、翰は宇宙飛しよう体（４
）の質量中心。 Ｑυ、（２）、（至）はそれぞれ軌道座標系のＸＯ軸、
ｙｏ軸及びｚＯ軸、ｃ＋ｉ、Ｉ２！９．（至）はそれ
ぞれ慣性乗積ＩＹＺ 、 ｘｘｙ 及びＩＸＺ
により生じる重力傾度トルク、＠、＠はそれぞれ第１の
イナーシャ（５）及び第２のイナーシャ（９）の慣性乗
積可変機構、＠はスラスタ、（至）は電磁パルプ、３υ
は配管、 Ｃ３７Ｊは推薬り７．り、＋３３．ｃ＃はそ
れぞれＸＢ軸（１１及Ｕ ＹＢ ４１１（２） Ｋ平行
な磁気モーメントを発生する磁気トルカである。 なお９図中同一符号は同一または相当部分を示す。
Claims (3)
- （１）慣性空間に対して一定の姿勢をとつて中心天体の
回りを周回する宇宙飛しよう体において、宇宙飛しよう
体に固定されて慣性空間に対して一定の姿勢を保ちつつ
宇宙飛しよう体のピッチ軸を含み慣性空間に固定された
ある面内に一定の慣性乗積を発生するように制御された
第１のイナーシャと宇宙飛しよう体に取付けられ宇宙飛
しよう体に対して相対的に回転することによつて中心天
体に対して一定の姿勢を保ちつつ宇宙飛しよう体のロー
ル／ヨー面内に一定の慣性乗積を発生する第２のイナー
シャを備え、これらのイナーシャと中心天体の間の重力
の相互作用によつて、宇宙飛しよう体の角運動量の長期
的な変動を補償することを特徴とする宇宙飛しよう体の
姿勢制御装置。 - （２）第１及び第２のイナーシャの宇宙飛しよう体に対
する相対位置または角度を地上からのコマンドにより動
かして、これらのイナーシャが発生する慣性乗積を変え
ることができるようにしたことを特徴とする特許請求の
範囲第（１）項記載の宇宙飛しよう体の姿勢制御装置。 - （３）第１及び第２のイナーシャの宇宙飛しよう体に対
する相対位置または角度を軌道上における角運動量推定
結果に基づいてオンボードで動かして、これらのイナー
シャが発生する慣性乗積を自動的に調整することを特徴
とする特許請求の範囲第（１）項記載の宇宙飛しよう体
の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62254114A JPH0725359B2 (ja) | 1987-10-08 | 1987-10-08 | 宇宙飛しよう体の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62254114A JPH0725359B2 (ja) | 1987-10-08 | 1987-10-08 | 宇宙飛しよう体の姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0195999A true JPH0195999A (ja) | 1989-04-14 |
| JPH0725359B2 JPH0725359B2 (ja) | 1995-03-22 |
Family
ID=17260418
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62254114A Expired - Fee Related JPH0725359B2 (ja) | 1987-10-08 | 1987-10-08 | 宇宙飛しよう体の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0725359B2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2658070C2 (ru) * | 2016-04-18 | 2018-06-19 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский политехнический университет" | Комбинированная гравитационная система ориентации малого космического аппарата |
| FR3131281A1 (fr) * | 2021-12-23 | 2023-06-30 | Thales | Systeme d'equilibrage du centre d'inertie d'un satellite de telecommunications. |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61268600A (ja) * | 1985-03-20 | 1986-11-28 | スペ−ス・インダストリ−ズ・インコ−ポレ−テツド | ２個の飛行モ−ドを選択できる宇宙船とその姿勢制御方法 |
-
1987
- 1987-10-08 JP JP62254114A patent/JPH0725359B2/ja not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS61268600A (ja) * | 1985-03-20 | 1986-11-28 | スペ−ス・インダストリ−ズ・インコ−ポレ−テツド | ２個の飛行モ−ドを選択できる宇宙船とその姿勢制御方法 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2658070C2 (ru) * | 2016-04-18 | 2018-06-19 | Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Национальный исследовательский Томский политехнический университет" | Комбинированная гравитационная система ориентации малого космического аппарата |
| FR3131281A1 (fr) * | 2021-12-23 | 2023-06-30 | Thales | Systeme d'equilibrage du centre d'inertie d'un satellite de telecommunications. |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0725359B2 (ja) | 1995-03-22 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5149022A (en) | Satellite roll and yaw attitude control method | |
| US5626315A (en) | Apparatus controlling the pitch attitude of a satellite by means of solar radiation pressure | |
| US5692707A (en) | Universal spacecraft attitude steering control system | |
| CA2853545C (en) | Propulsion system with four modules for satellite orbit control and attitude control | |
| US20130292516A1 (en) | Propulsion System for Satellite Orbit Control and Attitude Control | |
| US7510148B2 (en) | Dynamic yaw steering method for spacecrafts | |
| JPH0624397A (ja) | ジンバルおよび絞り調整されるスラスタを使用する宇宙船姿勢制御および運動量アンローディング方法および装置 | |
| JPH05185998A (ja) | 衛星用のロールおよびヨー姿勢制御の方法および装置 | |
| EP3112272B1 (en) | Efficient stationkeeping design for mixed fuel systems | |
| EP3202670B1 (en) | Spin stabilization of a spacecraft for an orbit maneuver | |
| EP3112273B1 (en) | Efficient stationkeeping design for mixed fuel systems in response to a failure of an electric thruster | |
| Gong et al. | Solar sail formation flying on an inclined Earth orbit | |
| EP3854698B1 (en) | Orientation control device, satellite, orientation control method, and program | |
| JP2567098B2 (ja) | 姿勢制御システム | |
| JPH01500308A (ja) | 軌道上の回転体の姿勢の制御方法 | |
| JPH0195999A (ja) | 宇宙飛しよう体の姿勢制御装置 | |
| JPH05238492A (ja) | 人工衛星の太陽翼のステップ運動の動的な事前補償方法および装置 | |
| US11697513B2 (en) | Method for orbit control and desaturation of a satellite by means of a single articulated arm carrying a propulsion unit | |
| US11827382B2 (en) | Dayside-only roll steering | |
| JPH0725358B2 (ja) | 宇宙飛しょう体の姿勢制御装置 | |
| Quadrelli et al. | Dynamics and controls of a conceptual Jovian Moon Tour Spacecraft | |
| Pocha et al. | Station-Keeping | |
| Thopil et al. | A control system analysis for a potential small geostationary satellite for South Africa | |
| KAPLAN | Design and operational aspects of zero-momentum control systems for geostationary satellites |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |