JPH02200599A - 宇宙構造物の姿勢制御装置 - Google Patents
宇宙構造物の姿勢制御装置Info
- Publication number
- JPH02200599A JPH02200599A JP1021594A JP2159489A JPH02200599A JP H02200599 A JPH02200599 A JP H02200599A JP 1021594 A JP1021594 A JP 1021594A JP 2159489 A JP2159489 A JP 2159489A JP H02200599 A JPH02200599 A JP H02200599A
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- Japan
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- thruster
- satellite
- mast
- space structure
- attitude control
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- Pending
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 abstract description 9
- 238000002347 injection Methods 0.000 abstract description 7
- 239000007924 injection Substances 0.000 abstract description 7
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 abstract description 2
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 4
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity 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、宇宙空間を周回する人工衛星、宇宙基地、亜
鈴型衛星等の宇宙構造物の姿勢を制御する宇宙構造物の
姿勢制御装置に関する。
鈴型衛星等の宇宙構造物の姿勢を制御する宇宙構造物の
姿勢制御装置に関する。
（従来の技術）
従来、この種の宇宙構造物の姿勢制御装置としては第４
図及び第５図に示すようならのかある。
図及び第５図に示すようならのかある。
すなわち、第４図に示すものは、回転自由に軸支された
モーメンタムホイール２１と、同じく回転自由に軸支さ
れたリアクションホイール２２とを備えた宇宙構造物の
本体２３の図中上下位置に、気体をジェット噴射する１
対のスラスタ２４が取り付けられている。そして、スラ
スタ２４からの気体噴射により、宇宙構造物の本体２３
の姿勢をロール軸、ピッチ軸及びヨー軸まわりに制御す
るようにしている。
モーメンタムホイール２１と、同じく回転自由に軸支さ
れたリアクションホイール２２とを備えた宇宙構造物の
本体２３の図中上下位置に、気体をジェット噴射する１
対のスラスタ２４が取り付けられている。そして、スラ
スタ２４からの気体噴射により、宇宙構造物の本体２３
の姿勢をロール軸、ピッチ軸及びヨー軸まわりに制御す
るようにしている。
また、第５図に示すものは、２つの宇宙構造物の本体２
３からなる宇宙構造物から２本のマスＩ・２５が外方に
向けて突設されており、該各マスト２５の先端部に姿勢
制御用質量体２６が各々取り付けられている。そして該
質量体２６に加わる宇宙′Ｗ！造物の本体の質量中心ま
わりの重力傾斜ｌ・ルクにより、宇宙構造物のピッチ軸
まわりの姿勢制御を受動的に行なうようにしている。
３からなる宇宙構造物から２本のマスＩ・２５が外方に
向けて突設されており、該各マスト２５の先端部に姿勢
制御用質量体２６が各々取り付けられている。そして該
質量体２６に加わる宇宙′Ｗ！造物の本体の質量中心ま
わりの重力傾斜ｌ・ルクにより、宇宙構造物のピッチ軸
まわりの姿勢制御を受動的に行なうようにしている。
（発明が解決しようとする課題）
上述した従来の宇宙構造物の姿勢制御装置においては、
以下に述べるような欠点がある。
以下に述べるような欠点がある。
すなわち、人工衛星の姿勢制御において、モーメンタム
ホイール２１の角運動量の飽和を解放するアンローディ
ング動作において、スラスタ２４を使用する際、第４図
にある様に、衛星構体外面上下位置に位置したスラスタ
２４によりガスジェットを放出するが、その回数が多く
なるときに燃料の消費が多くなり、衛星寿命の低下につ
ながる欠点がある。特に宇宙基地などの長大で低軌道の
宇宙構造物では、空気抵抗や重力１１ｊ斜トルクなどに
よる外乱のため、姿勢制御に必要な角運動量やスラスト
の回数が多くなるため、更に燃料の消費が早くなる欠点
がある。
ホイール２１の角運動量の飽和を解放するアンローディ
ング動作において、スラスタ２４を使用する際、第４図
にある様に、衛星構体外面上下位置に位置したスラスタ
２４によりガスジェットを放出するが、その回数が多く
なるときに燃料の消費が多くなり、衛星寿命の低下につ
ながる欠点がある。特に宇宙基地などの長大で低軌道の
宇宙構造物では、空気抵抗や重力１１ｊ斜トルクなどに
よる外乱のため、姿勢制御に必要な角運動量やスラスト
の回数が多くなるため、更に燃料の消費が早くなる欠点
がある。
また、亜鈴型衛星の場合、第５図にあるように、衛星よ
り伸展したマスト２５の先端に位置する質量体２６に加
わる衛星質量中心まわりの重力傾斜トルクによる受動的
な姿勢制御が行なわれるように考えられている。しかし
、重力傾斜によるトルクは小さく、更に、該トルクは、
軌道角速度の２乗に比例するため衛星の軌道の高度が高
くなると急激に小さくなり応答の遅い姿勢制御しか得ら
れず、離心率の小さい軌道でないと、姿勢誤差が大きく
なるという欠点がある。
り伸展したマスト２５の先端に位置する質量体２６に加
わる衛星質量中心まわりの重力傾斜トルクによる受動的
な姿勢制御が行なわれるように考えられている。しかし
、重力傾斜によるトルクは小さく、更に、該トルクは、
軌道角速度の２乗に比例するため衛星の軌道の高度が高
くなると急激に小さくなり応答の遅い姿勢制御しか得ら
れず、離心率の小さい軌道でないと、姿勢誤差が大きく
なるという欠点がある。
本発明は、上記欠点を解消することを課題とするもので
あって、スラスタ噴射に用いる燃料の消費を抑制するこ
とで、宇宙構造物の寿命を延すことができると共に、宇
宙構造物の軌道の高低等に影響されることなく迅速な姿
勢制御を行なうことで、姿勢制御誤差を少なくすること
ができる宇宙構造物の姿勢制御装置を提供することを目
的とする。
あって、スラスタ噴射に用いる燃料の消費を抑制するこ
とで、宇宙構造物の寿命を延すことができると共に、宇
宙構造物の軌道の高低等に影響されることなく迅速な姿
勢制御を行なうことで、姿勢制御誤差を少なくすること
ができる宇宙構造物の姿勢制御装置を提供することを目
的とする。
（課題を解決するための手段）
宇宙空間を周回する人工ＷＪ３．．等の宇宙′！ｌＩＪ
造物の姿遺物制御する宇宙構造物の姿勢制御装置におい
て、前記宇宙構造物の本体から外方に延設されたマスト
と、該マストの先端部付近に設けられ気体を噴出させる
スラスタとを備えることにより解決することができる６ （作用） 本発明によれば、宇宙構造物本体から外方に延設された
マストの先端部に気体を噴出させるスラスタを設けてい
るので、従来に比べて少ない気体噴出量で大きな角運動
量とトルクを宇宙構造物に付与することが可能となる。
造物の姿遺物制御する宇宙構造物の姿勢制御装置におい
て、前記宇宙構造物の本体から外方に延設されたマスト
と、該マストの先端部付近に設けられ気体を噴出させる
スラスタとを備えることにより解決することができる６ （作用） 本発明によれば、宇宙構造物本体から外方に延設された
マストの先端部に気体を噴出させるスラスタを設けてい
るので、従来に比べて少ない気体噴出量で大きな角運動
量とトルクを宇宙構造物に付与することが可能となる。
したがってスラスタ噴射に用いる燃料の消費を抑制する
ことができ、宇宙ｍ遺物の寿命を延ばすことができる。
ことができ、宇宙ｍ遺物の寿命を延ばすことができる。
さらに、スラスタによる気体噴射により姿勢制御を行な
うようにしているので、宇宙構造物の軌道の高低等に影
響されることなく迅速な姿勢制御を行なうことができ、
姿勢制御誤差を少なくすることができる。
うようにしているので、宇宙構造物の軌道の高低等に影
響されることなく迅速な姿勢制御を行なうことができ、
姿勢制御誤差を少なくすることができる。
（実施例）
以下に図面を参照して本発明の一実施例について説明す
る。
る。
第１図は、本発明の一実施例である０人工衛星のモーメ
ンタムホイール１が姿勢制御用に回転数を変え、衛星ピ
ッチ軸２まわりのホイール角運動量が飽和したとき、衛
星より伸展したマスト３先端に位置したスラスタ４によ
ってアンローディングを行なうようにしている。このよ
うにして、スラスタ４の噴射により宇宙構造物としての
人工衛星の姿勢制御を行なうようにしている。なお、５
は太陽電池パドル、６はリアクションホイールである。
ンタムホイール１が姿勢制御用に回転数を変え、衛星ピ
ッチ軸２まわりのホイール角運動量が飽和したとき、衛
星より伸展したマスト３先端に位置したスラスタ４によ
ってアンローディングを行なうようにしている。このよ
うにして、スラスタ４の噴射により宇宙構造物としての
人工衛星の姿勢制御を行なうようにしている。なお、５
は太陽電池パドル、６はリアクションホイールである。
ここで、スラスタ４により人工衛星に加わえられるロ
ール軸まわりの角運動量Ｈは、スラスタ４から噴出され
る気体の質量をｍ、ロール軸からスラスタ４までの距離
をｒ、スラスタ４から噴出されるガス速度をＶとすると
、Ｈ＝ｍｒＶで与えられる。したがって、マスト３の長
さｒを長くとることによって、スラスタ４における燃料
消費ｆすなわち噴出気体質量ｍを少なくし、衛星寿命を
長（することができる。
ール軸まわりの角運動量Ｈは、スラスタ４から噴出され
る気体の質量をｍ、ロール軸からスラスタ４までの距離
をｒ、スラスタ４から噴出されるガス速度をＶとすると
、Ｈ＝ｍｒＶで与えられる。したがって、マスト３の長
さｒを長くとることによって、スラスタ４における燃料
消費ｆすなわち噴出気体質量ｍを少なくし、衛星寿命を
長（することができる。
第２図に本発明の他の実施例を示す、このものは宇宙基
地に対して用いた例であり、マスト６の先端にスラスタ
７が位置し、この場合はホイールによる姿勢制御の代わ
りにスラスタ７による大きな角運動量で姿勢制御そのも
のを行なうものである。この場合も上述の燃料消費を少
なくできる効果を奏する。
地に対して用いた例であり、マスト６の先端にスラスタ
７が位置し、この場合はホイールによる姿勢制御の代わ
りにスラスタ７による大きな角運動量で姿勢制御そのも
のを行なうものである。この場合も上述の燃料消費を少
なくできる効果を奏する。
第３図に本発明の更に他の実施例を示す、このものは、
亜鈴型衛星に対して本発明を用いた例であり、２つの衛
星本体１０を連結する連結部材１３から２本のマスト８
が伸展されており、各マスト８の先端に各々放射状に４
つのスラスタ９が設けられている。これによって、軌道
の高度、離心率に関係なく応答の迅速な姿勢制御を行う
ことができ、また、従来通りの重力傾斜トルクも利用で
きる。図はピッチ軸１１及びロール軸１２まわりの姿勢
制御状態を表わす。
亜鈴型衛星に対して本発明を用いた例であり、２つの衛
星本体１０を連結する連結部材１３から２本のマスト８
が伸展されており、各マスト８の先端に各々放射状に４
つのスラスタ９が設けられている。これによって、軌道
の高度、離心率に関係なく応答の迅速な姿勢制御を行う
ことができ、また、従来通りの重力傾斜トルクも利用で
きる。図はピッチ軸１１及びロール軸１２まわりの姿勢
制御状態を表わす。
以上、説明した各実施例では、宇宙構造物より伸展した
マストの先端に位置したスラスタを用いることにより、
少ない燃料消費で姿勢制御やモーメンタムホイールのア
ンローディングができ、また、応答の迅速な姿勢制御が
できる効果がある。
マストの先端に位置したスラスタを用いることにより、
少ない燃料消費で姿勢制御やモーメンタムホイールのア
ンローディングができ、また、応答の迅速な姿勢制御が
できる効果がある。
（発明の効果）
以上に説明したように、本発明によれば、スラスタ噴射
に用いる燃料の消費を抑制することで、宇宙構造物の寿
命を延すことができると共に、宇宙Ｍ４造物の軌道の高
低等に影響されることなく迅速な姿勢制御を行なうこと
で、姿勢制御誤差を少なくすることができるという効果
がある。
に用いる燃料の消費を抑制することで、宇宙構造物の寿
命を延すことができると共に、宇宙Ｍ４造物の軌道の高
低等に影響されることなく迅速な姿勢制御を行なうこと
で、姿勢制御誤差を少なくすることができるという効果
がある。
第１図は本発明の一実施例としてバイアスモーメンタム
方式の衛星の姿勢制御系アンローディング動作に用いた
例を示す斜視図、第２図は本発明の他の実施例として宇
宙基地の姿勢制御系に用いた例を示す斜視図、第３図は
本発明の更に他の実施例として亜鈴型衛星の姿勢制御に
用いた例を示す斜視図、第４図は従来のバイアスモーメ
ンタム方式の衛星の姿勢制御系を示す斜視図、第５図は
従来の亜鈴型衛星の姿勢制御系を示す斜視図である。 ３．６．８・・・マスト、４，７．９・・・スラスタ。
方式の衛星の姿勢制御系アンローディング動作に用いた
例を示す斜視図、第２図は本発明の他の実施例として宇
宙基地の姿勢制御系に用いた例を示す斜視図、第３図は
本発明の更に他の実施例として亜鈴型衛星の姿勢制御に
用いた例を示す斜視図、第４図は従来のバイアスモーメ
ンタム方式の衛星の姿勢制御系を示す斜視図、第５図は
従来の亜鈴型衛星の姿勢制御系を示す斜視図である。 ３．６．８・・・マスト、４，７．９・・・スラスタ。
Claims (1)
- 宇宙空間を周回する人工衛星等の宇宙構造物の姿勢を制
御する宇宙構造物の姿勢制御装置において、前記宇宙構
造物の本体から外方に向けて延設されたマストと、該マ
ストの先端部付近に設けられ気体を噴出させるスラスタ
とを備えることを特徴とする宇宙構造物の姿勢制御装置
。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1021594A JPH02200599A (ja) | 1989-01-31 | 1989-01-31 | 宇宙構造物の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1021594A JPH02200599A (ja) | 1989-01-31 | 1989-01-31 | 宇宙構造物の姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02200599A true JPH02200599A (ja) | 1990-08-08 |
Family
ID=12059362
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1021594A Pending JPH02200599A (ja) | 1989-01-31 | 1989-01-31 | 宇宙構造物の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02200599A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1998032657A1 (en) * | 1997-01-27 | 1998-07-30 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters |
| EP0926067A1 (en) * | 1997-12-18 | 1999-06-30 | TRW Inc. | Solar array-mounted stationkeeping and maneuvering thrusters |
| US6053455A (en) * | 1997-01-27 | 2000-04-25 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters |
| US6565043B1 (en) * | 2001-12-21 | 2003-05-20 | The Boeing Company | Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters |
-
1989
- 1989-01-31 JP JP1021594A patent/JPH02200599A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1998032657A1 (en) * | 1997-01-27 | 1998-07-30 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters |
| US6053455A (en) * | 1997-01-27 | 2000-04-25 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft attitude control system using low thrust thrusters |
| EP0926067A1 (en) * | 1997-12-18 | 1999-06-30 | TRW Inc. | Solar array-mounted stationkeeping and maneuvering thrusters |
| JPH11240498A (ja) * | 1997-12-18 | 1999-09-07 | Trw Inc | ソーラーアレイを取り付けたステーションを維持したり操縦したりするための反動推進エンジン |
| US6565043B1 (en) * | 2001-12-21 | 2003-05-20 | The Boeing Company | Redundant system for satellite inclination control with electric thrusters |
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