JPH04321494A - モーメンタムホイール - Google Patents
モーメンタムホイールInfo
- Publication number
- JPH04321494A JPH04321494A JP3090114A JP9011491A JPH04321494A JP H04321494 A JPH04321494 A JP H04321494A JP 3090114 A JP3090114 A JP 3090114A JP 9011491 A JP9011491 A JP 9011491A JP H04321494 A JPH04321494 A JP H04321494A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- momentum wheel
- momentum
- gimbal
- mechanisms
- attitude
- 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.)
- Pending
Links
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- 230000033001 locomotion Effects 0.000 abstract description 8
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 abstract description 2
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 235000016709 nutrition Nutrition 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
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- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
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Landscapes
- Steering Control In Accordance With Driving Conditions (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
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、人工衛星の姿勢制御ア
クチュエータに使用されるモーメンタムホイールにおけ
るニューテーション運動（章動運動）を防止できるモー
メンタムホイールに関する。
クチュエータに使用されるモーメンタムホイールにおけ
るニューテーション運動（章動運動）を防止できるモー
メンタムホイールに関する。
【０００２】
【従来の技術】従来使用されているモーメンタムホイー
ルは、フライホイールを加速，減速し、その反作用で衛
星の３軸制御の場合に、ヨー，ロール，ピッチの各軸に
トルクを与える機能と、この角運動量を保有し衛星を安
定させる機能とを有している。
ルは、フライホイールを加速，減速し、その反作用で衛
星の３軸制御の場合に、ヨー，ロール，ピッチの各軸に
トルクを与える機能と、この角運動量を保有し衛星を安
定させる機能とを有している。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来のモーメ
ンタムホイールは、ホイールの例えばヨー軸の回転方向
まわりの運動には速い応答ができる。しかし、ほかのピ
ッチ，ロールの２軸回りの運動については、角運動量方
向を変更する必要が生じるため、大きなトルクを必要と
する欠点がある。したがってマニューバに時間がかかる
という欠点とニューテーション運動が付随する欠点があ
る。
ンタムホイールは、ホイールの例えばヨー軸の回転方向
まわりの運動には速い応答ができる。しかし、ほかのピ
ッチ，ロールの２軸回りの運動については、角運動量方
向を変更する必要が生じるため、大きなトルクを必要と
する欠点がある。したがってマニューバに時間がかかる
という欠点とニューテーション運動が付随する欠点があ
る。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明のモーメンタムホ
イールは、衛星の３軸姿勢制御等を行う際に用いられる
モーメンタムホイールにおいて、２自由度の２個のジン
バル機構と、いずれか一方のジンバル機構に支持される
モーメンタムホイール本体と、２個のジンバル角検出器
と、前記ジンバル角検出器の部に設けられたモーメンタ
ムホイールのフローティング又はロックを行うロック機
構とを有する。
イールは、衛星の３軸姿勢制御等を行う際に用いられる
モーメンタムホイールにおいて、２自由度の２個のジン
バル機構と、いずれか一方のジンバル機構に支持される
モーメンタムホイール本体と、２個のジンバル角検出器
と、前記ジンバル角検出器の部に設けられたモーメンタ
ムホイールのフローティング又はロックを行うロック機
構とを有する。
【０００５】
【実施例】次に、本発明について図面を参照して説明す
る。図１は本発明の一実施例の平面図、図２は本実施例
の動作原理を説明するための斜視図である。
る。図１は本発明の一実施例の平面図、図２は本実施例
の動作原理を説明するための斜視図である。
【０００６】図１の実施例は、ジンバル機構１，２、ジ
ンバル角検出器３，４、フローティングロック機構５，
６、モーメンタムホイール７から構成される。
ンバル角検出器３，４、フローティングロック機構５，
６、モーメンタムホイール７から構成される。
【０００７】次に本実施例の動作を説明する。図１の実
施例はジンバル機構１とジンバル機構２とを備えており
、一つのモーメンタムホイール７は、２軸に対して回転
運動を自由に行なえる構造になっている。また、フロー
ティングロック機構５，６は、いずれか一方がロック状
態においてはモーメンタムホイール７を現存のジンバル
角で固定する。ロック解除状態では、モーメンタムホイ
ール７は、フローティング状態になり、２自由度の回転
ができるようになる。人工衛星が、ある姿勢を保ちたい
時には、フローティングロック機構５と、フローティン
グロック機構６を用いて、モーメンタムホイール７を固
定する。この状態では、通常のバイアスモーメンタム方
式の効果をもとらし、姿勢の安定を保つことができる。 人工衛星が、大きなマニューバーを行いたい時には、フ
ローティングロック機構５とフローティングロック機構
６を用いて、ロックを解除し、モーメンタムホイール７
をフローティング状態にする。この状態は、ゼロモーメ
ンタム方式の効果をもたらし、図２の矢印回転に示すよ
うに、ロール，ピッチ，ヨー方向すべてについて、すみ
やかに姿勢変更できる。この姿勢変更のために必要なト
ルクは、リアクションホイール，ガスジェット，磁気ト
ルカー等を用いる。したがってロック状態においては、
バイアスモーメンタム方式の姿勢方式であるが、角運動
量方向が、機体座標を基準にすると変化する。またジン
バル角検出器３，４は角運動量方向を姿勢コントローラ
ーに認知させるためにジンバル角を検出する。
施例はジンバル機構１とジンバル機構２とを備えており
、一つのモーメンタムホイール７は、２軸に対して回転
運動を自由に行なえる構造になっている。また、フロー
ティングロック機構５，６は、いずれか一方がロック状
態においてはモーメンタムホイール７を現存のジンバル
角で固定する。ロック解除状態では、モーメンタムホイ
ール７は、フローティング状態になり、２自由度の回転
ができるようになる。人工衛星が、ある姿勢を保ちたい
時には、フローティングロック機構５と、フローティン
グロック機構６を用いて、モーメンタムホイール７を固
定する。この状態では、通常のバイアスモーメンタム方
式の効果をもとらし、姿勢の安定を保つことができる。 人工衛星が、大きなマニューバーを行いたい時には、フ
ローティングロック機構５とフローティングロック機構
６を用いて、ロックを解除し、モーメンタムホイール７
をフローティング状態にする。この状態は、ゼロモーメ
ンタム方式の効果をもたらし、図２の矢印回転に示すよ
うに、ロール，ピッチ，ヨー方向すべてについて、すみ
やかに姿勢変更できる。この姿勢変更のために必要なト
ルクは、リアクションホイール，ガスジェット，磁気ト
ルカー等を用いる。したがってロック状態においては、
バイアスモーメンタム方式の姿勢方式であるが、角運動
量方向が、機体座標を基準にすると変化する。またジン
バル角検出器３，４は角運動量方向を姿勢コントローラ
ーに認知させるためにジンバル角を検出する。
【０００８】
【発明の効果】以上説明したように本発明は、モーメン
タムホイールを２自由度の回転運動に関して、フローテ
ィング状態とロック状態に切り換える機構を備えること
により、ロック状態の時には、バイアスモーメンタム方
式の衛星の様に高い安定度を保つことができる効果があ
る。一方、フローティング状態においては、ゼロモーメ
ンタム方式の衛星の様に、ニューテーション運動を誘発
せずにロール，ピッチ，ヨー軸回りに、すみやかに大き
なマニューバが可能な効果がある。したがってゼロモー
メンタム方式とバイアスモーメント方式の両方のメリッ
トを兼ね備えている。
タムホイールを２自由度の回転運動に関して、フローテ
ィング状態とロック状態に切り換える機構を備えること
により、ロック状態の時には、バイアスモーメンタム方
式の衛星の様に高い安定度を保つことができる効果があ
る。一方、フローティング状態においては、ゼロモーメ
ンタム方式の衛星の様に、ニューテーション運動を誘発
せずにロール，ピッチ，ヨー軸回りに、すみやかに大き
なマニューバが可能な効果がある。したがってゼロモー
メンタム方式とバイアスモーメント方式の両方のメリッ
トを兼ね備えている。
【図１】本発明の一実施例のモーメンタムホイールの平
面図である。
面図である。
【図２】本実施例の説明図である。
１，２ ジンバル機構
３，４ ジンバル角検出器
５，６ フローティングロック機構７ モ
ーメンタムホイール
ーメンタムホイール
Claims (2)
- 【請求項１】 衛星の３軸姿勢制御等を行う際に用い
られるモーメンタムホイールにおいて、２自由度の２個
のジンバル機構と、いずれか一方のジンバル機構に支持
されるモーメンタムホイール本体と、２個のジンバル角
検出器と、前記ジンバル角検出器の部に設けられたモー
メンタムホイールのフローティング又はロックを行うロ
ック機構とを有することを特徴とするモーメンタムホイ
ール。 - 【請求項２】 前記ロック機構をロック状態とするこ
とにより衛星がバイアスモーメンタム方式の姿勢制御と
して動作し、前記ロック機構をフローティングとするこ
とによりゼロモーメンタム方式の姿勢制御として動作す
ることを特徴とする請求項１記載のモーメンタムホイー
ル。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3090114A JPH04321494A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | モーメンタムホイール |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3090114A JPH04321494A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | モーメンタムホイール |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04321494A true JPH04321494A (ja) | 1992-11-11 |
Family
ID=13989488
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3090114A Pending JPH04321494A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | モーメンタムホイール |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04321494A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5441222A (en) * | 1993-04-26 | 1995-08-15 | Hughes Aircraft Company | Attitude control of spinning spacecraft |
| JP2007038962A (ja) * | 2005-08-05 | 2007-02-15 | Equos Research Co Ltd | 車両 |
-
1991
- 1991-04-22 JP JP3090114A patent/JPH04321494A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5441222A (en) * | 1993-04-26 | 1995-08-15 | Hughes Aircraft Company | Attitude control of spinning spacecraft |
| JP2007038962A (ja) * | 2005-08-05 | 2007-02-15 | Equos Research Co Ltd | 車両 |
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