JPH02303999A - Spacecraft system - Google Patents
Spacecraft systemInfo
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- JPH02303999A JPH02303999A JP1125032A JP12503289A JPH02303999A JP H02303999 A JPH02303999 A JP H02303999A JP 1125032 A JP1125032 A JP 1125032A JP 12503289 A JP12503289 A JP 12503289A JP H02303999 A JPH02303999 A JP H02303999A
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Abstract
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は宇宙機システムに関し、特に宇宙ステーション
等を含む大型構造の宇宙機システムに関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [Field of Industrial Application] The present invention relates to a spacecraft system, and particularly to a large-sized spacecraft system including a space station and the like.
従来、宇宙ステーションのように、極めて大きい慣性モ
ーメント分有する宇宙機システムにおいては、その姿勢
制御系としては、重力場との干渉を利用する！■力傾斜
方式を採用するか、もしくは、慣性力を利用するモメン
タムホイール、磁場との干渉を利用するマダイ・トルカ
などの姿勢制御機器を利用する方式等を採用しているの
が一般である。Conventionally, in spacecraft systems with extremely large moments of inertia, such as space stations, interference with the gravitational field is used as the attitude control system! ■Generally, a force gradient method is adopted, or a method that uses attitude control equipment such as a momentum wheel that uses inertia or a red sea bream or torca that uses interference with a magnetic field.
一ト述した７ｆ来の宇宙機システムにおいては、構造が
大型化し、宇宙ステーションクラスの慣性モーメントを
イｆする場合には、上述した従来の姿勢−１１系を適用
すると、以下に述べるような１．ｆｆｉ’！題点が生じ
る９
（ｔ）＠記東力傾斜方式と用いる場合、ｆｎ性モーメン
トの大きい宇宙機システムに対しては、比較的容易に姿
勢を安定させることができるが、能動的な姿勢制…を行
うことが困難である。In the 7F spacecraft system mentioned above, when the structure becomes larger and the moment of inertia of the space station class is to be increased, if the conventional attitude-11 system described above is applied, the following 1 ．． ffi'! Problem arises 9 (t) @Ki To When using the force tilt method, the attitude of a spacecraft system with a large fn moment can be stabilized relatively easily, but active attitude control... It is difficult to do this.
（２）前記モーメンタムホイールを（り用する場合、姿
勢制御系に対する制御入力としてホイールの角運＊ 、
５ｔの変１ヒを利用しているため、制ｔｉ 、ｉｔ象の
慣性モーメントの増大に応じて制御力を増やそうとした
場合、ホイールの慣性モーメントと消費電力の片方らし
くは両方が、打ち上げｈ［能虫斌もシ、＜は供給可能電
力と比較して大きくなり過ぎる。(2) When using the momentum wheel, the angular movement of the wheel *, as a control input to the attitude control system.
Since it uses a 5-t variable motor, if you try to increase the control force in response to the increase in the moment of inertia of the wheel, the moment of inertia of the wheel and the power consumption will both increase as the launch h[ However, < is too large compared to the power that can be supplied.
（３）前記マグネトルカを利用する場合、一般に発生ト
ルクが小さく、大きいトルクを発生させＬつとする場合
には、使用する電磁石の大きさと巻数とが一定であるも
のとすると、前記電磁石の消費電力が制御対象の慣性モ
ーメントの２東に比例して増加するため、供給可能電力
と比較して所妾電力が大きくなり過ぎる。(3) When using the magnetic torquer described above, the generated torque is generally small, but when generating large torque, the power consumption of the electromagnet is reduced, assuming that the size and number of turns of the electromagnet used are constant Since it increases in proportion to the moment of inertia of the controlled object, the power output becomes too large compared to the power that can be supplied.
すなわち、υε東の宇宙機システムにおいては、宇宙ス
テーシゴンクラスの慣性モーメントを持つ大Ｗ町の宇宙
機器システムの場合、上述のような三つの４【大な欠点
がある。In other words, in the spacecraft system of υεHigashi, the space equipment system of OW Town, which has a moment of inertia of the space stationion class, has three major drawbacks as described above.
本発明の宇宙機システムは、超伝導を利用する超伝導マ
グネットを用いたマグネトルカを含む姿勢制御システム
と、前記超伝導を発生させるために、宇宙空間の低温環
境を利用して形成される熱制御システムと、を備えて構
成される。The spacecraft system of the present invention includes an attitude control system including a magneto torquer using a superconducting magnet that utilizes superconductivity, and a thermal control system that utilizes the low-temperature environment of outer space to generate the superconductivity. The system is comprised of:
次に、本発明について図面を参照１−で説明する。第１
図は、本発明の〜実施例のｔ要部を示すブロック図、第
２図は、＋’ｒｉｒ記−実８ｅｆＭの概念的外観図であ
る。第１１１および第２図に示されるように、本実施例
は、太陽電池バドル１と、シャント２と、負荷３と、電
源パスライン４と、衛星グランド５と、超伝導マグネッ
トチャージャー６と、超伝導マグネット７と、冷媒槽８
と、放射冷却器つと、を備えて構成される。Next, the present invention will be explained with reference to the drawings. 1st
The figure is a block diagram showing the main parts of embodiments of the present invention, and FIG. 2 is a conceptual external view of the +'rir-actual 8efM. As shown in FIG. 111 and FIG. Conduction magnet 7 and refrigerant tank 8
and a radiation cooler.
第１ＬＡおよび第２図において、放射冷却２１９のの冷
却機能としては、絶対温度３°にの低熱源としての宇宙
空間にト［する放射冷却器９の輻射放熱により、絶対温
度１１）”Ｋ以下の冷却温度が得られる。この放射冷却
器９を中心にして、冷媒槽８を介して超１云導マグネッ
１−７を冷却する熱制御系を構成することにより、地−
１−における状態よりは少ないエネルギーで、超伝導マ
グネ・・７ト７の超伝導状ｆｆｆｊを維持することかで
きる。In FIG. 1 LA and FIG. 2, the cooling function of the radiation cooling 219 is due to the radiant heat dissipation of the radiation cooler 9, which acts as a low heat source in outer space at an absolute temperature of 3 degrees, to an absolute temperature of 11) K or less. A cooling temperature of
The superconducting state fffj of the superconducting magnet 7 can be maintained with less energy than in the state 1-.
超伝導状態に維持されている超伝導マグネット７は、
、；ｚＢｉ（云導マグネットチャージャー６を用いて励
磁をすれば、原理的には電力を消費しないため、宇宙機
システムの電力供給系に対する負担は極めて小さいもの
となる。The superconducting magnet 7 maintained in a superconducting state is
, ;zBi (If the magnet charger 6 is used for excitation, no power is consumed in principle, so the burden on the power supply system of the spacecraft system is extremely small.
一方、本実施例の姿勢制御系は、超伝導状態に維持され
ている超伝導マグネット７の発生する磁場と、地球磁場
との干渉により発生するトルクとを中心的な制御人力と
！−で構成されている。この姿勢制御系の基本的な構成
は、ト述の超伝導マグネッ１へを含む磁場の発生機構を
除いて、マグネトルカを使用する従来の姿勢制御系の構
成と同様であり、制御系としては、そのまま転用するこ
とができる。On the other hand, the attitude control system of this embodiment uses the magnetic field generated by the superconducting magnet 7, which is maintained in a superconducting state, and the torque generated by the interference with the earth's magnetic field as the central control human power! - It is made up of. The basic configuration of this attitude control system is the same as the configuration of a conventional attitude control system using a magneto torquer, except for the magnetic field generation mechanism including the superconducting magnet 1 mentioned above. It can be reused as is.
本発明においては、超伝導マグネットの使用により、超
伝導マグネットの単位重量当りの発生トルクを、従来の
マグネトルカで１吏用されている電磁石に比較して非常
に大きくすることができるため、姿勢制御系白木の軽Ｘ
１−化を計ることが′Ｉｉ丁能となる。In the present invention, by using a superconducting magnet, the generated torque per unit weight of the superconducting magnet can be made much larger than that of an electromagnet used in a conventional magneto torquer. Shiraki light X
1-ization becomes 'Ii function.
今、本実施例の姿勢制御系における発生トルクを検討し
てみる。超伝導マグネ・ソトについては、リニアモータ
ーカー等において、現在既に実用段階に達しており、償
徹が１トン程度のマグネ・ソトにより発生される磁気ダ
イポールモーメントは、！０５ＡＴ請２から１０６ＡＴ
＋ａ２程度である。然し、宇宙機器システムの超伝導マ
ダイ・ツ１へに適用する場合には、佳様の変更、使用材
料の軽唆化と電流および巻線数の増加により１．Ｅ記の
数字の１０倍程度の磁気ダイポールモーメント（１０６
から１０’ＡＴｆｆｉ２）が発生されるもめと仮定する
。Now, let us consider the generated torque in the attitude control system of this embodiment. Superconducting magneto-soto has already reached the stage of practical use in linear motor cars, etc., and the magnetic dipole moment generated by a magne-soto of about 1 ton is ! 05AT call 2 to 106AT
It is about +a2. However, when applied to superconducting red pine nuts in space equipment systems, 1. The magnetic dipole moment (106
10'ATffi2) is assumed to occur.
静（ｌ：軌道上における地球磁場の磁束密度は１．０Ｅ
７ Ｗ ｌ）、／ ＠ ２程度であるから、この程度の
磁束密度の超伝導マグネツトを使用することにより、静
止軌ｊ任Ｆにおいて得られるトルクは、Ｏ，ｌＮｍから
ＩＮｍ程度である。υＣって、姿勢制御系における制御
機器の単位重量当りの制御トルクは、１０づＮｖ／に５
；から１１０−４Ｎ／ｋｇとなる。現在１トン未満の静
ＩＩ：衛星においで用いられている、モメンタムホイー
ルの単位重量当りの発生１ヘルクが１０〜４Ｎｍ／ｋｇ
からｌ Ｑ −’Ｎ■／ｋｇ程度であるから、超伝導マ
グネットの使用により、学位重量当りに換算して１０ｆ
＆程度の制御トルクが得られる。Static (l: The magnetic flux density of the earth's magnetic field in orbit is 1.0E
7 W l), / @ 2, so by using a superconducting magnet with a magnetic flux density of this order, the torque obtained in the stationary orbit F is about 0.1Nm to INm. υC is the control torque per unit weight of the control equipment in the attitude control system, which is 10 Nv/5.
; becomes 110-4N/kg. Currently less than 1 ton static II: The momentum wheel used in satellites generates 1 herk per unit weight of 10 to 4 Nm/kg.
Since it is about l Q -'N/kg, by using a superconducting magnet, it is converted to 10f per degree weight.
A control torque of about & is obtained.
実際のミッションにおいては、宇宙ステーション等の大
型宇宙機器システムは、上述の静止軌道よりも地磁気の
磁束密度が遥かに大きい低周回軌道」二におかれる場合
か多いため、従来型の姿勢制御系に比較して８本発明の
宇宙機器システムにおける姿勢制御系の優位性は更に拡
大する。In actual missions, large space equipment systems such as space stations are often placed in low-orbit orbits, where the geomagnetic flux density is much higher than in geostationary orbits, so conventional attitude control systems cannot be used. In comparison, the superiority of the attitude control system in the space equipment system of the present invention is further expanded.
なお、第３図は、姿勢制御系の中心機器となる超１云導
マグネッＪ−７’（含む概念的部分断面図で、超伝導マ
グネット７、超伝導マグネットチャーヂャー６、冷媒槽
８および放射冷却器９３の相対関係が示されている。FIG. 3 is a conceptual partial cross-sectional view of the superconducting magnet J-7' (including the superconducting magnet 7, the superconducting magnet charger 6, the coolant tank 8, and the radiation The relative relationship of coolers 93 is shown.
以」−１詳細に説明したように、本発明は、宇宙ステー
ション等の人を宇宙機器システムに適用されて、超伝導
マグネットを使用するマグネトルカをｒｆｒ心として姿
５９制御系を構成することに士り、前記姿勢制御３ｉ系
の低消費電力化ならびに軽凌化を計ることができるとい
う効果がある。1 As described in detail, the present invention is applied to a space equipment system such as a space station, and is designed to configure a control system using a magneto torquer using a superconducting magnet as an RFR core. This has the effect of reducing the power consumption and weight of the attitude control 3i system.
図面の簡単な説明
第１図は、本発明の一実施例の主要部を示すプロ・・ｌ
り図、第２図は、ｉｉｆ記−実施例の概念的外観［２１
、第３１Ｍは、前記−実ｈト例の姿勢制御系に含よｈる
超伝導マグネッ１〜の概念的部分断面図である。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 shows a main part of an embodiment of the present invention.
Figure 2 shows the conceptual appearance of the example in Section IIF [21
, 31M is a conceptual partial sectional view of the superconducting magnet 1 included in the attitude control system of the actual example.
図において、１・・・・・・太陽電池パドル、２・・・
・・・シャント、３・・・・・・０荷、！１・・・・・
−電源バスライン。In the figure, 1... solar battery paddle, 2...
...Shunt, 3...0 loads! 1...
- Power bus line.
５・・・・・・衛星グラウンド、ｂ・・・・・・超伝導
マクデ・・ｌトチャーシ′ヤー、７・・・・・・超ｆ云
１嘩マグネット、Ｓ・・−・・・・・・冷媒槽、９・・
・・−・放射冷却器。5... Satellite ground, b... Superconducting magnetic cable, 7... Super f-1 magnet, S...・Refrigerant tank, 9...
...-Radiation cooler.
Claims (1)
カを含む姿勢制御システムと、前記超伝導を発生させる
ために、宇宙空間の低温環境を利用して形成される熱制
御システムと、を備えることを特徴とする宇宙機システ
ム。The present invention is characterized by comprising an attitude control system including a magneto torquer using a superconducting magnet that utilizes superconductivity, and a thermal control system formed using the low-temperature environment of outer space to generate the superconductivity. spacecraft system.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1125032A JPH02303999A (en) | 1989-05-17 | 1989-05-17 | Spacecraft system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP1125032A JPH02303999A (en) | 1989-05-17 | 1989-05-17 | Spacecraft system |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02303999A true JPH02303999A (en) | 1990-12-17 |
Family
ID=14900158
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1125032A Pending JPH02303999A (en) | 1989-05-17 | 1989-05-17 | Spacecraft system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH02303999A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011058398A (en) * | 2009-09-08 | 2011-03-24 | Toshiba Corp | Super-conductive magnet device for space and propulsion device for space |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6121680U (en) * | 1984-07-14 | 1986-02-07 | トヨタ自動車株式会社 | Four-wheel steering mechanism for vehicles |
| JPS61113596A (en) * | 1984-11-08 | 1986-05-31 | 竹内 淳 | Ampere power coil by meissner shielding |
-
1989
- 1989-05-17 JP JP1125032A patent/JPH02303999A/en active Pending
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6121680U (en) * | 1984-07-14 | 1986-02-07 | トヨタ自動車株式会社 | Four-wheel steering mechanism for vehicles |
| JPS61113596A (en) * | 1984-11-08 | 1986-05-31 | 竹内 淳 | Ampere power coil by meissner shielding |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011058398A (en) * | 2009-09-08 | 2011-03-24 | Toshiba Corp | Super-conductive magnet device for space and propulsion device for space |
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