JPH02274698A - 宇宙船用飛行姿勢制御アクチユエータ - Google Patents
宇宙船用飛行姿勢制御アクチユエータInfo
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- JPH02274698A JPH02274698A JP1156633A JP15663389A JPH02274698A JP H02274698 A JPH02274698 A JP H02274698A JP 1156633 A JP1156633 A JP 1156633A JP 15663389 A JP15663389 A JP 15663389A JP H02274698 A JPH02274698 A JP H02274698A
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- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
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- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
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- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
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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】
本発明は宇宙船用飛行姿勢制御アクチュエータに関する
ものである。
ものである。
宇宙船は飛行姿勢制御のために幾つかの型式のアクチュ
エータ、即ち、ジェットモータ、磁界又は重力傾斜から
のトルク発生器等が使用されている。しかし、強力なト
ルク発生のために、現在、２つのみ、即ち、慣性フライ
ホイールを加えたジェットモータと二重ジンバル付き遊
び車とが利用可能である。
エータ、即ち、ジェットモータ、磁界又は重力傾斜から
のトルク発生器等が使用されている。しかし、強力なト
ルク発生のために、現在、２つのみ、即ち、慣性フライ
ホイールを加えたジェットモータと二重ジンバル付き遊
び車とが利用可能である。
しかしながら、上記アクチュエータは幾つかの欠点を有
している。即ち、 （１）ジェットモータ装置は現在の技術水準において限
界サイクルまで上昇する推力調整の問題を有している。
している。即ち、 （１）ジェットモータ装置は現在の技術水準において限
界サイクルまで上昇する推力調整の問題を有している。
（２）慣性遊び車は宇宙船が飛行することができる一定
の方向を維持し、ホイール回転速度を変化することによ
り規定の方向に向けて宇宙船を回転させるために反動ト
ルクを発生させることができるが、しかしこの慣性遊び
車は飽和現象を包含しており、最大利用可能トルクの値
が全く低い（０，１〜ＩＮｍ）ことが良く知られている
。
の方向を維持し、ホイール回転速度を変化することによ
り規定の方向に向けて宇宙船を回転させるために反動ト
ルクを発生させることができるが、しかしこの慣性遊び
車は飽和現象を包含しており、最大利用可能トルクの値
が全く低い（０，１〜ＩＮｍ）ことが良く知られている
。
（３）二重ジンバル付遊び車は該遊び車が一定回転速度
を有するため非常に良好なアクチュエータであり、ホイ
ール軸線を回転させることにより、回転を含む平面に対
して直角に非常に強力なトルクを発生させることができ
るが、ここでトルクの平面は軸線とともに回転し、その
結果この装置の制御は姿勢制御コンピュータメモリを過
負荷し、計算時間を増大する複雑な計算を必要とする。
を有するため非常に良好なアクチュエータであり、ホイ
ール軸線を回転させることにより、回転を含む平面に対
して直角に非常に強力なトルクを発生させることができ
るが、ここでトルクの平面は軸線とともに回転し、その
結果この装置の制御は姿勢制御コンピュータメモリを過
負荷し、計算時間を増大する複雑な計算を必要とする。
従って、本発明の主たる目的は、太陽電池板によって集
められた（または板が破壊される前に、バッテリによっ
て発生された）電力を使用することによってのみ宇宙船
の飛行姿勢を制御するためにいずれの方向にも運転トル
クを発生させることができる宇宙船用飛行姿勢制御アク
チュエータを提供することにある。
められた（または板が破壊される前に、バッテリによっ
て発生された）電力を使用することによってのみ宇宙船
の飛行姿勢を制御するためにいずれの方向にも運転トル
クを発生させることができる宇宙船用飛行姿勢制御アク
チュエータを提供することにある。
以下の説明から明らかなように、上述の目的は、本発明
によれば、（ａ）宇宙船と堅固に接続させたフレームと
、（ｂ）モータによって反対方向に且つ同じ速度で回転
するように駆動され且つその軸線に対して直角に横たわ
る平行軸線を中心に回転するようにフレーム上に軸承さ
れたジンバルによって支持された２つの遊び車と、（ｃ
）ジンバルを軸承軸線を中心に所望の角度移動を介して
回転させるためのモータ機構とから構成した宇宙船用飛
行姿勢制御アクチュエータにより達成される。
によれば、（ａ）宇宙船と堅固に接続させたフレームと
、（ｂ）モータによって反対方向に且つ同じ速度で回転
するように駆動され且つその軸線に対して直角に横たわ
る平行軸線を中心に回転するようにフレーム上に軸承さ
れたジンバルによって支持された２つの遊び車と、（ｃ
）ジンバルを軸承軸線を中心に所望の角度移動を介して
回転させるためのモータ機構とから構成した宇宙船用飛
行姿勢制御アクチュエータにより達成される。
以下に、本発明を添付図面に示した好適な実施例に関連
して説明する。
して説明する。
第１図にはアクチュエータの基本構成を示してあり、こ
のアクチュエータは２つの同一のはずみ車Ｆｌ及びＦ２
からなっており、はずみ車Ｆ１及びＦ２はそれぞれのシ
ンバルＧ１及びＧ２上に支持され、それぞれのジンバル
に取付けたモータＭ１及びＭ２によって駆動されて第１
図の矢印■１及び■２によって示したように回転軸線Ｚ
１及びＡ２を中心に、大きさが同じで且つ方向が反対で
ある一定の角速度で回転する。
のアクチュエータは２つの同一のはずみ車Ｆｌ及びＦ２
からなっており、はずみ車Ｆ１及びＦ２はそれぞれのシ
ンバルＧ１及びＧ２上に支持され、それぞれのジンバル
に取付けたモータＭ１及びＭ２によって駆動されて第１
図の矢印■１及び■２によって示したように回転軸線Ｚ
１及びＡ２を中心に、大きさが同じで且つ方向が反対で
ある一定の角速度で回転する。
ジンバルＧ１及びＧ２は軸Ａ１及びＡ２を有しており、
該ＩＦｌｌＩＡｌ及びＡ２はフレームＳに軸承されおり
、その軸線ｘ１及びＸ２が互いに平行で、はずみ車の回
転軸線Ｚ１及びＡ２に対して直角である。フレームＳは
宇宙船（図示せず）と固定している。
該ＩＦｌｌＩＡｌ及びＡ２はフレームＳに軸承されおり
、その軸線ｘ１及びＸ２が互いに平行で、はずみ車の回
転軸線Ｚ１及びＡ２に対して直角である。フレームＳは
宇宙船（図示せず）と固定している。
フレームＳに取付けられたモータＭＧは一方ではジンバ
ルＧ２の軸Ａ２に係止された歯車Ｔ２と噛合し、他方で
は遊び車ＴＦと噛合している歯車ＴＧを支持しておレバ
遊び車ＴＦはジンバルＧ１の軸Ａ１に係止されている別
の歯車Ｔ１と噛合しており、すべての歯車は同じ大きさ
からなっている。従って、モータＭＧが作動されると、
ジンバルＧ１及びＧ２は大きさが同じで方向が反対であ
る角度的移動によってそれぞれの軸線を中心に回転する
。
ルＧ２の軸Ａ２に係止された歯車Ｔ２と噛合し、他方で
は遊び車ＴＦと噛合している歯車ＴＧを支持しておレバ
遊び車ＴＦはジンバルＧ１の軸Ａ１に係止されている別
の歯車Ｔ１と噛合しており、すべての歯車は同じ大きさ
からなっている。従って、モータＭＧが作動されると、
ジンバルＧ１及びＧ２は大きさが同じで方向が反対であ
る角度的移動によってそれぞれの軸線を中心に回転する
。
共通軸線Ｙは回転軸線Ｚ１及びＡ２によって形成され且
つ軸線Ｘ１及びＸ２に対して直角である平面内に横たわ
るように形成されている。
つ軸線Ｘ１及びＸ２に対して直角である平面内に横たわ
るように形成されている。
フレームＳ（即ち、宇宙船）が任意の軸線を中心に回転
され、他方回転はずみ軍が第１図に示した休止位置にあ
る場合に、外力に対向する本装置の唯一の反応は２つの
遊び車が固定している場合と同一であるその合計慣性に
よる反応である。
され、他方回転はずみ軍が第１図に示した休止位置にあ
る場合に、外力に対向する本装置の唯一の反応は２つの
遊び車が固定している場合と同一であるその合計慣性に
よる反応である。
しかし、第２図に関して、モータＭＧが所望の角移動に
よりジンバルＧ１及びＧ２を回転させるように作動され
た場合に、外部トルクが発生される。この作用を次に説
明する。
よりジンバルＧ１及びＧ２を回転させるように作動され
た場合に、外部トルクが発生される。この作用を次に説
明する。
慣性フレームに関連する固定軸線を中心に行われる固定
体の回転について基本式は このようなトルクは角加速度 ｄｔ であり、ここで、 Ｊは固定体の角運動量（回転）、 Ｍは付加されたトルクである。
体の回転について基本式は このようなトルクは角加速度 ｄｔ であり、ここで、 Ｊは固定体の角運動量（回転）、 Ｍは付加されたトルクである。
角速度ωで回転するフレームにおいて、基本式（１（は
■
でフレームＳを軸線Ｙを中心に回転させ、ここで、■は
フレームＳの慣性モーメントである。
フレームＳの慣性モーメントである。
遊び車の軸線が任意の法則β（１）にしたがって回転す
る場合に、上式（３）は、 ｄｔ になり、この形式において、それは検査中の各遊び車に
適用される。
る場合に、上式（３）は、 ｄｔ になり、この形式において、それは検査中の各遊び車に
適用される。
式（２）が第１図のユニット内の２つの遊び車Ｆ１及び
Ｆ２に適用されると、理解できる通り、軸線Ｙに沿って
向けられ且つ大きさ Ｍ ｌ ＝＝ ２ ＣＬ）Ｘ Ｈｇ ｃｏｓ （ωｘｔ
）を有する本装置によって正味トルクが発生される。
Ｆ２に適用されると、理解できる通り、軸線Ｙに沿って
向けられ且つ大きさ Ｍ ｌ ＝＝ ２ ＣＬ）Ｘ Ｈｇ ｃｏｓ （ωｘｔ
）を有する本装置によって正味トルクが発生される。
ここで、
ωＸはＸ軸を中心に行われる各遊び車軸線の角速度、
Ｈｇは各遊び車の角運動量（角回転）である。
■
を生じ、積分により
■
を生じる。
従って、フレームＳの角速度は遊び車の軸線の位置β（
１）にのみ、即ちそれらの回転角度に依存し、その結果
として従来の制御装置と同様に調整させることができる
。
１）にのみ、即ちそれらの回転角度に依存し、その結果
として従来の制御装置と同様に調整させることができる
。
遊び車の軸線の回転が停止させた時に、トルクは消滅し
、フレームＳは遊び車の軸線をそれらの最初又は休止位
置に戻すことにより停止させることができる。
、フレームＳは遊び車の軸線をそれらの最初又は休止位
置に戻すことにより停止させることができる。
好適な実施例においてジンバルを軸＆１ｌＸｌ及びＸ２
を中心にのみ回転させるためにモータ機構が設けられて
いるけれど、例えば、軸線Ｙを中心に遊び車軸線を回転
させるために同じ概念が適用させることができるので、
軸線Ｘに沿うトルクが得られる。より一般的には、本発
明の概念はどんな方向に沿うトルクをも発生させるため
に適用させることができる。
を中心にのみ回転させるためにモータ機構が設けられて
いるけれど、例えば、軸線Ｙを中心に遊び車軸線を回転
させるために同じ概念が適用させることができるので、
軸線Ｘに沿うトルクが得られる。より一般的には、本発
明の概念はどんな方向に沿うトルクをも発生させるため
に適用させることができる。
従来の飛行姿勢制御装置と比較すると、上述した装置は
幾つかの重要な利点を有することを理解することができ
る。特に、２つの遊び車の合計角度運動量は従来のアク
チュエータの２５％のみの利用度に比較して、１００％
利用可能であり、従って同じ質量でより強力なトルクを
発生させることができる。
幾つかの重要な利点を有することを理解することができ
る。特に、２つの遊び車の合計角度運動量は従来のアク
チュエータの２５％のみの利用度に比較して、１００％
利用可能であり、従って同じ質量でより強力なトルクを
発生させることができる。
上述した装置は幾つかの分野において応用することがで
きる。
きる。
低慣性モーメントの軸線を中心に回転する回転宇宙船の
章動制御において応用され、正弦トルクを付加させるこ
とができるので、宇宙船の運動量に偏流が生じない。
章動制御において応用され、正弦トルクを付加させるこ
とができるので、宇宙船の運動量に偏流が生じない。
ジェット装置の同時使用によるドツキングにおいて応用
され、これは質量中心の移動のためにのみ使用される。
され、これは質量中心の移動のためにのみ使用される。
自動制御装置に使用された際に本装置の高解像度のため
、望遠鏡、アンテナ等のごとき光学装置の正確な方向付
けに応用される。
、望遠鏡、アンテナ等のごとき光学装置の正確な方向付
けに応用される。
ジオット（Ｇｉｏｔｔｏ）のような惑星間飛行における
正確な軌道制御に応用される。
正確な軌道制御に応用される。
１つの遊び歯車を有する２つの部分を有する歯車伝動装
置を介して１つのモータによってジンバルを角度的に移
動させる好適な実施例を上述したが、傘歯車、ベルト等
のごとき他の機構を使用することができ、更に反対方向
に回転する２つのモータによって各ジンバルを直接駆動
することもできる。上述した実施例に対するこれら変形
及び他の変更は本発明の範囲内のものとしてみなすべき
である。
置を介して１つのモータによってジンバルを角度的に移
動させる好適な実施例を上述したが、傘歯車、ベルト等
のごとき他の機構を使用することができ、更に反対方向
に回転する２つのモータによって各ジンバルを直接駆動
することもできる。上述した実施例に対するこれら変形
及び他の変更は本発明の範囲内のものとしてみなすべき
である。
第１図はＹ方向にトルクを発生させることができる休止
又は待機位置におけるアクチュエータの斜視図、 第２図はトルク発生位置におけるアクチュエータの斜視
図である。 図中、符号Ｓはフレーム、Ｆ１、Ｆ２は遊び車、Ｍ１、
Ｍ２はモータ、Ｇ１、Ｇ２はジンバル、ＭＧはモータ、
ＴＧは歯車、ＴＦは遊び歯車、Ｔ１、Ｔ２は歯車である
。 特許出）願人 コントラベス イタリアナＦ／ぐ・
Ｉ Ｆｌ”ｃ）、 ｃ’
又は待機位置におけるアクチュエータの斜視図、 第２図はトルク発生位置におけるアクチュエータの斜視
図である。 図中、符号Ｓはフレーム、Ｆ１、Ｆ２は遊び車、Ｍ１、
Ｍ２はモータ、Ｇ１、Ｇ２はジンバル、ＭＧはモータ、
ＴＧは歯車、ＴＦは遊び歯車、Ｔ１、Ｔ２は歯車である
。 特許出）願人 コントラベス イタリアナＦ／ぐ・
Ｉ Ｆｌ”ｃ）、 ｃ’
Claims (4)
- （１）（ａ）宇宙船に接続させたフレーム（Ｓ）と、 （ｂ）モータ（Ｍ１、Ｍ２）によって反対方向で同じ速
度の回転を行うように駆動され且つその軸線に対して直
角な平行軸線を中心に回転するようにフレームに軸承さ
れた２つの遊び車（Ｆ１、Ｆ２）と、 （ｃ）ジンバルを軸承軸線を中心に所望の角度的移動を
介して回転させるためのモータ機構（ＭＧ、ＴＧ、ＴＦ
、Ｔ１、Ｔ２）とから構成したことを特徴とする宇宙船
用飛行姿勢制御アクチュエータ。 - （２）遊び車を同一にしたことを特徴とする特許請求の
範囲第１項に記載の宇宙船用飛行姿勢制御アクチュエー
タ。 - （３）ジンバルの角度的移動は大きさが同じで且つ方向
が反対であることを特徴とする特許請求の範囲第２項に
記載の宇宙船用飛行姿勢制御アクチュエータ。 - （４）モータ機構を１つのモータと各ジンバルの各々に
対する伝動機構とから構成したことを特徴とする特許請
求の範囲第３項に記載の宇宙船用飛行姿勢制御アクチュ
エータ。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP89830162.7 | 1989-04-11 | ||
| EP89830162A EP0392130A1 (en) | 1989-04-11 | 1989-04-11 | Attitude control actuator, particularly for spacecraft |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02274698A true JPH02274698A (ja) | 1990-11-08 |
Family
ID=8203212
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1156633A Pending JPH02274698A (ja) | 1989-04-11 | 1989-06-19 | 宇宙船用飛行姿勢制御アクチユエータ |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0392130A1 (ja) |
| JP (1) | JPH02274698A (ja) |
| DK (1) | DK251989A (ja) |
| PT (1) | PT92392A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6955235B1 (en) * | 2003-12-05 | 2005-10-18 | Carlos Salas | Torque platform transport device |
| WO2008001415A1 (fr) * | 2006-06-26 | 2008-01-03 | Kazuyoshi Suzuki | Corps de navigation, dispositif de navigation, et dispositif de navigation spatiale |
| US20100314499A1 (en) * | 2007-11-22 | 2010-12-16 | Astrium Sas | Actuator with transfer of angular momentum for the attitude control of a spacecraft |
| CN110371322A (zh) * | 2019-08-06 | 2019-10-25 | 北京航空航天大学 | 一种卫星动量轮群的安装支架 |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5692707A (en) * | 1995-05-15 | 1997-12-02 | Hughes Aircraft Company | Universal spacecraft attitude steering control system |
| US11221633B2 (en) * | 2016-05-17 | 2022-01-11 | Raytheon Company | Gyroscopic attitude control system |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3439548A (en) * | 1966-01-28 | 1969-04-22 | Tibor Horvath | Torque generator |
| US4688746A (en) * | 1984-11-05 | 1987-08-25 | Cooper James W | Satellite despin device |
-
1989
- 1989-04-11 EP EP89830162A patent/EP0392130A1/en not_active Withdrawn
- 1989-05-24 DK DK251989A patent/DK251989A/da not_active Application Discontinuation
- 1989-06-19 JP JP1156633A patent/JPH02274698A/ja active Pending
- 1989-11-23 PT PT92392A patent/PT92392A/pt not_active Application Discontinuation
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6955235B1 (en) * | 2003-12-05 | 2005-10-18 | Carlos Salas | Torque platform transport device |
| WO2008001415A1 (fr) * | 2006-06-26 | 2008-01-03 | Kazuyoshi Suzuki | Corps de navigation, dispositif de navigation, et dispositif de navigation spatiale |
| JPWO2008001415A1 (ja) * | 2006-06-26 | 2009-11-19 | 鈴木 一義 | 航行体、航行装置、及び宇宙航行装置 |
| US20100314499A1 (en) * | 2007-11-22 | 2010-12-16 | Astrium Sas | Actuator with transfer of angular momentum for the attitude control of a spacecraft |
| US9180983B2 (en) * | 2007-11-22 | 2015-11-10 | Airbus Defence And Space Sas | Actuator with transfer of angular momentum for the attitude control of a spacecraft |
| CN110371322A (zh) * | 2019-08-06 | 2019-10-25 | 北京航空航天大学 | 一种卫星动量轮群的安装支架 |
| CN110371322B (zh) * | 2019-08-06 | 2022-02-08 | 北京航空航天大学 | 一种卫星动量轮群的安装支架 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DK251989D0 (da) | 1989-05-24 |
| PT92392A (pt) | 1990-11-20 |
| EP0392130A1 (en) | 1990-10-17 |
| DK251989A (da) | 1990-10-12 |
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