JPH06156398A - 宇宙船スピン軸捕捉システムおよび方法 - Google Patents
宇宙船スピン軸捕捉システムおよび方法Info
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- 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
- B64G1/38—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control damping of oscillations, e.g. nutation dampers
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、宇宙船姿勢を保持しながらその最
初の軸から所望の最終的な軸に宇宙船スピン運動を転移
させる宇宙船本体の捕捉および転移手段を提供すること
を目的とする。 【構成】 慣性の基本軸Ｈを中心にして定常状態でスピ
ンし、制御システム24を有する本体を有する宇宙船12で
２つの互いに直交した横断軸1, 2を有する任意の命令さ
れた軸3 を中心にしてスピンするように宇宙船本体を転
移するために、各横断軸1, 2を中心にして予め定められ
たトルクＴ1 およびＴ2 を与え、それによって横断軸1,
2を中心にした章動を誘導し、それら横断軸を中心にし
た章動の速度を測定し、章動を能動的に制動するために
横断章動速度に比例して横断軸を中心にした章動制動ト
ルクを与えることを特徴とする。
初の軸から所望の最終的な軸に宇宙船スピン運動を転移
させる宇宙船本体の捕捉および転移手段を提供すること
を目的とする。 【構成】 慣性の基本軸Ｈを中心にして定常状態でスピ
ンし、制御システム24を有する本体を有する宇宙船12で
２つの互いに直交した横断軸1, 2を有する任意の命令さ
れた軸3 を中心にしてスピンするように宇宙船本体を転
移するために、各横断軸1, 2を中心にして予め定められ
たトルクＴ1 およびＴ2 を与え、それによって横断軸1,
2を中心にした章動を誘導し、それら横断軸を中心にし
た章動の速度を測定し、章動を能動的に制動するために
横断章動速度に比例して横断軸を中心にした章動制動ト
ルクを与えることを特徴とする。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、最初に慣性の基本軸を
中心としてスピンしている宇宙船を任意の命令された軸
を中心としてスピンするように転移させるための制御シ
ステムおよび方法に関する。
中心としてスピンしている宇宙船を任意の命令された軸
を中心としてスピンするように転移させるための制御シ
ステムおよび方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】任意の軸を中心にした制御されたスピン
を行う制御システムは、本出願人に譲渡された米国特許
第 4,961,551号明細書に記載されており、このような制
御システムは質量平衡され最大または最小の慣性の基本
軸を中心にしてスピンする要求からスピンしている宇宙
船を解放する。しかしながら、この記載には所望のスピ
ン運動の捕捉開始のプロセスが明らかにされていない。
を行う制御システムは、本出願人に譲渡された米国特許
第 4,961,551号明細書に記載されており、このような制
御システムは質量平衡され最大または最小の慣性の基本
軸を中心にしてスピンする要求からスピンしている宇宙
船を解放する。しかしながら、この記載には所望のスピ
ン運動の捕捉開始のプロセスが明らかにされていない。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】本発明のスピン軸捕捉
は、１つの適用として慣性の基本軸を中心とするスピン
から、慣性の基本軸と整列されない液体アポジモータの
推力軸を中心とするスピンへの転移を有する。従来の適
用において、アポジモータ推力軸は慣性の基本軸と整列
されるか、或はそのように整列されない場合には、宇宙
船はスピン安定化されない。逆に、宇宙船は全て３つの
軸の姿勢感知および制御により３軸安定化される。この
ような安定化システムは高い帯域幅制御、大きいトルク
（例えばスラスタ）およびさらに複雑な感知および制御
構成を要求する。
は、１つの適用として慣性の基本軸を中心とするスピン
から、慣性の基本軸と整列されない液体アポジモータの
推力軸を中心とするスピンへの転移を有する。従来の適
用において、アポジモータ推力軸は慣性の基本軸と整列
されるか、或はそのように整列されない場合には、宇宙
船はスピン安定化されない。逆に、宇宙船は全て３つの
軸の姿勢感知および制御により３軸安定化される。この
ような安定化システムは高い帯域幅制御、大きいトルク
（例えばスラスタ）およびさらに複雑な感知および制御
構成を要求する。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明は、その最初の軸
から所望の最終的な軸に宇宙船スピン運動を転移し、一
方において宇宙船姿勢を保持する捕捉の手段を提供す
る。宇宙船制御システムは、所望の軸を中心にしたスピ
ン運動を捕捉し、一方宇宙船姿勢を保持するために簡単
な角速度フィードバックおよび開ループトルク命令を使
用する。
から所望の最終的な軸に宇宙船スピン運動を転移し、一
方において宇宙船姿勢を保持する捕捉の手段を提供す
る。宇宙船制御システムは、所望の軸を中心にしたスピ
ン運動を捕捉し、一方宇宙船姿勢を保持するために簡単
な角速度フィードバックおよび開ループトルク命令を使
用する。
【０００５】捕捉プロセスは、章動を伴わない最大慣性
の基本軸を中心にした宇宙船スピンにより始まる。ロー
パスフィルタを有する速度フィードバックループを閉
じ、横断章動速度に比例して横断トルクを与えることに
よって後続的に活動的に制動される開始章動を生成する
ステップトルクが与えられる。これは章動をゼロにし、
一方において開始角度モーメントベクトルの位置に所望
のスピン軸を駆動する。
の基本軸を中心にした宇宙船スピンにより始まる。ロー
パスフィルタを有する速度フィードバックループを閉
じ、横断章動速度に比例して横断トルクを与えることに
よって後続的に活動的に制動される開始章動を生成する
ステップトルクが与えられる。これは章動をゼロにし、
一方において開始角度モーメントベクトルの位置に所望
のスピン軸を駆動する。
【０００６】本発明のスピン軸捕捉システムの１つの適
用は例えば開始時のスピン軸がアポジモータ推力軸に関
して所望のスピン軸から変位されている宇宙船において
生じる。姿勢は、推力軸へのスピンの転移前に測定され
る。慣性空間におけるアポジ推力衝撃の正確な整列のた
めに、スピン転移中姿勢を保持する必要がある。本発明
は、スピン速度の姿勢伝播または正確な情報を必要とし
ない簡単な制御方式によりそれを実現する。捕捉方法は
不正確にまたは姿勢を考慮せずに実行され、開始および
終了スピン軸分離程度の姿勢エラーが結果的に生じる可
能性が高い。本発明のその他の目的、特徴および利点
は、以下の説明および添付された特許請求の範囲および
添付図面を考慮することにより明らかになるであろう。
用は例えば開始時のスピン軸がアポジモータ推力軸に関
して所望のスピン軸から変位されている宇宙船において
生じる。姿勢は、推力軸へのスピンの転移前に測定され
る。慣性空間におけるアポジ推力衝撃の正確な整列のた
めに、スピン転移中姿勢を保持する必要がある。本発明
は、スピン速度の姿勢伝播または正確な情報を必要とし
ない簡単な制御方式によりそれを実現する。捕捉方法は
不正確にまたは姿勢を考慮せずに実行され、開始および
終了スピン軸分離程度の姿勢エラーが結果的に生じる可
能性が高い。本発明のその他の目的、特徴および利点
は、以下の説明および添付された特許請求の範囲および
添付図面を考慮することにより明らかになるであろう。
【０００７】
【実施例】慣性のダイナミック不平衡積Ｉ13だけ所望
の、または幾何学的スピン軸から変位されている慣性の
最大基本軸を中心にしてスピンする単一な本体宇宙船を
考える。このようなシナリオは宇宙船10に関して図１に
示されている。宇宙船10は本体12を有し、３つの互いに
直交する幾何学的な軸１，２および３と共に示されてい
る。本発明の説明を簡単にするために、宇宙船は横断方
向慣性対称性を有するものと、すなわち軸１および２に
関する慣性のモーメントが等しいと仮定される。宇宙船
は最初に幾何学的な軸３が動揺（wobbling）角度θW で
モーメントベクトルＨを中心として円錐形を描くように
モーメントベクトルＨによって示された慣性の最大基本
軸を中心にしてスピンしている。
の、または幾何学的スピン軸から変位されている慣性の
最大基本軸を中心にしてスピンする単一な本体宇宙船を
考える。このようなシナリオは宇宙船10に関して図１に
示されている。宇宙船10は本体12を有し、３つの互いに
直交する幾何学的な軸１，２および３と共に示されてい
る。本発明の説明を簡単にするために、宇宙船は横断方
向慣性対称性を有するものと、すなわち軸１および２に
関する慣性のモーメントが等しいと仮定される。宇宙船
は最初に幾何学的な軸３が動揺（wobbling）角度θW で
モーメントベクトルＨを中心として円錐形を描くように
モーメントベクトルＨによって示された慣性の最大基本
軸を中心にしてスピンしている。
【０００８】宇宙船本体2 は立方体として示されている
が、本体に対して望ましい任意の形状が使用されること
ができることが理解されるであろう。４つのスラスタ1
4，16，18および20は各コーナーに１つづつ宇宙船本体
の下部に示されている。スラスタは、横断軸１および２
を中心にして予め定められたトルクを生成するように点
火されることができる。所望の軌道に宇宙船を推進する
時に使用するための液体アポジモータ22と呼ばれる大き
いスラスタは、宇宙船本体の下部の中央に位置される。
スラスタ14，16，18および20は宇宙船本体のコーナー以
外の場所に位置されることができ、宇宙船は横断軸１お
よび２を中心にしたトルクを生成することができる付加
的なスラスタ（示されていない）を有し、なおその詳細
は本発明の適用にとって不要である。
が、本体に対して望ましい任意の形状が使用されること
ができることが理解されるであろう。４つのスラスタ1
4，16，18および20は各コーナーに１つづつ宇宙船本体
の下部に示されている。スラスタは、横断軸１および２
を中心にして予め定められたトルクを生成するように点
火されることができる。所望の軌道に宇宙船を推進する
時に使用するための液体アポジモータ22と呼ばれる大き
いスラスタは、宇宙船本体の下部の中央に位置される。
スラスタ14，16，18および20は宇宙船本体のコーナー以
外の場所に位置されることができ、宇宙船は横断軸１お
よび２を中心にしたトルクを生成することができる付加
的なスラスタ（示されていない）を有し、なおその詳細
は本発明の適用にとって不要である。
【０００９】宇宙船10はまた技術的に良く知られている
ように宇宙船を制御する時に使用される姿勢および位置
センサ、速度ジャイロ等を含むボックス24として示され
た制御装置を含む。以下説明されるように、制御装置24
は所望の軸に宇宙船スピンを転移するために必要とされ
るトルクを生成するためにスラスタを点火する。実行さ
れる捕捉方法は角度モーメントベクトルＨの慣性位置に
所望のスピン軸、この場合軸３を移動し、その円錐形運
動を抑制することである。最初に、Ｈベクトルは宇宙船
上にトルクを生ぜずに慣性的に固定され、所望のスピン
軸は動揺角度θW ＝Ｉ13／［ＩT −ＩS ］でＨベクトル
を中心にしてスピン速度ωS で円錐形を描く（ここでＩ
T は軸１および２を中心にした慣性のモーメントであ
る）。捕捉後、所望のスピン軸はＨベクトルを最初に説
明した方向において正確に固定され、Ｈベクトルは円錐
角度θH ＝Ｔ／ＨωS ＝Ｉ13ωS 2 ／ＩS ωS 2 ＝Ｉ13
／ＩS でこのラインを中心にしてスピン速度で円錐形を
描く。これは図１の（ａ）に示されている。動揺角度に
対するモーメント円錐角度の比は：
ように宇宙船を制御する時に使用される姿勢および位置
センサ、速度ジャイロ等を含むボックス24として示され
た制御装置を含む。以下説明されるように、制御装置24
は所望の軸に宇宙船スピンを転移するために必要とされ
るトルクを生成するためにスラスタを点火する。実行さ
れる捕捉方法は角度モーメントベクトルＨの慣性位置に
所望のスピン軸、この場合軸３を移動し、その円錐形運
動を抑制することである。最初に、Ｈベクトルは宇宙船
上にトルクを生ぜずに慣性的に固定され、所望のスピン
軸は動揺角度θW ＝Ｉ13／［ＩT −ＩS ］でＨベクトル
を中心にしてスピン速度ωS で円錐形を描く（ここでＩ
T は軸１および２を中心にした慣性のモーメントであ
る）。捕捉後、所望のスピン軸はＨベクトルを最初に説
明した方向において正確に固定され、Ｈベクトルは円錐
角度θH ＝Ｔ／ＨωS ＝Ｉ13ωS 2 ／ＩS ωS 2 ＝Ｉ13
／ＩS でこのラインを中心にしてスピン速度で円錐形を
描く。これは図１の（ａ）に示されている。動揺角度に
対するモーメント円錐角度の比は：
【００１０】
【数１】 であり、それは横断方向の慣性比ＩS ／ＩT がほぼ１で
ある場合に小さい。横断方向の慣性対称性および単一の
積を持つ単一の本体に対するトルク方程式は次のように
線形化する：
ある場合に小さい。横断方向の慣性対称性および単一の
積を持つ単一の本体に対するトルク方程式は次のように
線形化する：
【００１１】
【数２】 ここでλ＝［ＩS ／ＩT −１］ωS ＝［σ−１］ωS は
本体章動周波数である。
本体章動周波数である。
【００１２】捕捉シーケンスω（ｔ）＝［θW ωS ，
０，０］T を始める前に章動は存在しなない。時間ｔ＝
０でステップトルクＴ2 ＝−Ｉ13ωS 2 が与えられた場
合は前記の式（１）中の一定項は消滅し、最初の動揺速
度が最初の章動速度ω1 （０）＝θW θS になる。目的
はこの章動をゼロにし、最初のモーメントベクトルＨの
位置にスピン軸を駆動することである。
０，０］T を始める前に章動は存在しなない。時間ｔ＝
０でステップトルクＴ2 ＝−Ｉ13ωS 2 が与えられた場
合は前記の式（１）中の一定項は消滅し、最初の動揺速
度が最初の章動速度ω1 （０）＝θW θS になる。目的
はこの章動をゼロにし、最初のモーメントベクトルＨの
位置にスピン軸を駆動することである。
【００１３】式（１）のダイナミックの簡単にされた表
示は図２に示されている。最初に、ステップトルクＴW1
およびＴW2は動揺を消去するために横断軸を中心にして
与えられる。続いて、速度フィードバックループは閉じ
られ、例えば速度ジャイロによって感知された速度ω1
およびω2 はフィルタＧ（ｓ）による補償後にトルク命
令として与えられる。
示は図２に示されている。最初に、ステップトルクＴW1
およびＴW2は動揺を消去するために横断軸を中心にして
与えられる。続いて、速度フィードバックループは閉じ
られ、例えば速度ジャイロによって感知された速度ω1
およびω2 はフィルタＧ（ｓ）による補償後にトルク命
令として与えられる。
【００１４】スピン軸捕捉工程の初期化において、各横
断軸を中心にした動揺運動消去トルクＴW1およびＴW2は
ステップ入力として与えられる。示されたように、これ
は先行した動揺角度に等しい章動を誘導する。この章動
を制動する多数の方法およびそうするための多数の方式
が存在しており、一方実質的に角度モーメントベクトル
の姿勢を保持する。例えば、１つの理想的な方法はモー
メントベクトル姿勢を変化せずに章動を除去する純粋に
受動的なダンパーを使用することである。しかしなが
ら、このようなプロセスはかなり長く、完了するのに数
時間を必要とする。第２の方法は章動を能動的に制動
し、一方同時に姿勢を測定し制御することである。しか
しながら、本発明のシステムは章動を能動的に制動し、
一方姿勢の測定および制御を必要とせずに予め定められ
た正確さに姿勢を保持する。
断軸を中心にした動揺運動消去トルクＴW1およびＴW2は
ステップ入力として与えられる。示されたように、これ
は先行した動揺角度に等しい章動を誘導する。この章動
を制動する多数の方法およびそうするための多数の方式
が存在しており、一方実質的に角度モーメントベクトル
の姿勢を保持する。例えば、１つの理想的な方法はモー
メントベクトル姿勢を変化せずに章動を除去する純粋に
受動的なダンパーを使用することである。しかしなが
ら、このようなプロセスはかなり長く、完了するのに数
時間を必要とする。第２の方法は章動を能動的に制動
し、一方同時に姿勢を測定し制御することである。しか
しながら、本発明のシステムは章動を能動的に制動し、
一方姿勢の測定および制御を必要とせずに予め定められ
た正確さに姿勢を保持する。
【００１５】本発明のスピン軸捕捉および方法は、ゼロ
から利得Ｇ（０）を持つ本体章動周波数λS ＝（σ−
１）ωS までの周波数範囲にわたっるローパスフィルタ
を有する閉じた速度フィードバックループを使用し、横
断章動速度に比例した横断トルクを与えることによって
動作する。これは時定数γ＝ＩT ／Ｇ（０）で章動を制
動し、Ｔ＝Ｇ（０）ωT ＝Ｇ（０）σωS θn の最大フ
ィードバックトルクを与え、モーメントベクトルθH ＝
Ｔ／ＨωS の最大円錐偏位を生じさせる。
から利得Ｇ（０）を持つ本体章動周波数λS ＝（σ−
１）ωS までの周波数範囲にわたっるローパスフィルタ
を有する閉じた速度フィードバックループを使用し、横
断章動速度に比例した横断トルクを与えることによって
動作する。これは時定数γ＝ＩT ／Ｇ（０）で章動を制
動し、Ｔ＝Ｇ（０）ωT ＝Ｇ（０）σωS θn の最大フ
ィードバックトルクを与え、モーメントベクトルθH ＝
Ｔ／ＨωS の最大円錐偏位を生じさせる。
【００１６】一例として、Ｉ13＝25スラグft2 （34kg-m
2 ）のダイナミック不平衡、近似的にＩS ＝1450スラグ
ft2 （1,970 kg-m2 ）のスピン慣性、およびスピン対横
断慣性比ＩS ／ＩT ＝σ（近似的に＝1.1 ）によりωS
＝５ｒｐｍでスピンする宇宙船を想定する。これらのパ
ラメータは、結果的にθW ＝10°の開始動揺円錐角度を
生じさせる。Ｇ（０）＝50 ft-１ｂ／ラド／秒（67.8ｍ
−Ｎ／ラド／秒）の利得は、4.4ft-１ｂ（5.97ｍ−Ｎ）
の最大トルクおよび0.6 °のモーメントベクトル円錐を
生成し、一方26秒の時定数で章動を制動する。比例的な
トルクは、米国特許第4,961,551 号明細書に記載されて
いるように宇宙船スラスタのデューティサイクル変調に
よって得られる。したがって、章動は約 100秒で抑制さ
れ、一方0.6 °より小さい姿勢エラーが誘導される。重
要な補償は、章動が制動されるまで十分に低いフィード
バック利得を維持することである。
2 ）のダイナミック不平衡、近似的にＩS ＝1450スラグ
ft2 （1,970 kg-m2 ）のスピン慣性、およびスピン対横
断慣性比ＩS ／ＩT ＝σ（近似的に＝1.1 ）によりωS
＝５ｒｐｍでスピンする宇宙船を想定する。これらのパ
ラメータは、結果的にθW ＝10°の開始動揺円錐角度を
生じさせる。Ｇ（０）＝50 ft-１ｂ／ラド／秒（67.8ｍ
−Ｎ／ラド／秒）の利得は、4.4ft-１ｂ（5.97ｍ−Ｎ）
の最大トルクおよび0.6 °のモーメントベクトル円錐を
生成し、一方26秒の時定数で章動を制動する。比例的な
トルクは、米国特許第4,961,551 号明細書に記載されて
いるように宇宙船スラスタのデューティサイクル変調に
よって得られる。したがって、章動は約 100秒で抑制さ
れ、一方0.6 °より小さい姿勢エラーが誘導される。重
要な補償は、章動が制動されるまで十分に低いフィード
バック利得を維持することである。
【００１７】高い利得フィードバックは大きいトルクを
与え、慣性位置が制御適用の瞬間に依存し、知られてい
ないスピン軸にモーメントベクトルを変位させる。低い
利得の制動トルクはスピン軸が位置の知られているモー
メントベクトルに接近することを可能にする。
与え、慣性位置が制御適用の瞬間に依存し、知られてい
ないスピン軸にモーメントベクトルを変位させる。低い
利得の制動トルクはスピン軸が位置の知られているモー
メントベクトルに接近することを可能にする。
【００１８】ここに記載された捕捉技術の潜在的な適用
は、アポジ噴射方法中に液体アポジモータ22のスラスタ
軸を中心にしてスピンする宇宙船を制御することであ
る。この方法に対するシナリオは図３に示されている。
最初に、宇宙船はダイナミック不平衡によりアポジモー
タのスラスタ軸から実質的に変位されている最大慣性の
基本軸を中心にして受動的にスピンする。スピン軸捕捉
の開始時に、開ループ動揺運動消去トルクＴW が与えら
れ、速度フィードバックループは比較的低い利得で閉じ
られる。要求されたトルクＴW はジャイロによって測定
されたような横断速度の一定の成分（ωのドット）の観
察によって知られる。トルクＴW が与えられた後、章動
制動トルクは横断章動速度に比例して与えられる。
は、アポジ噴射方法中に液体アポジモータ22のスラスタ
軸を中心にしてスピンする宇宙船を制御することであ
る。この方法に対するシナリオは図３に示されている。
最初に、宇宙船はダイナミック不平衡によりアポジモー
タのスラスタ軸から実質的に変位されている最大慣性の
基本軸を中心にして受動的にスピンする。スピン軸捕捉
の開始時に、開ループ動揺運動消去トルクＴW が与えら
れ、速度フィードバックループは比較的低い利得で閉じ
られる。要求されたトルクＴW はジャイロによって測定
されたような横断速度の一定の成分（ωのドット）の観
察によって知られる。トルクＴW が与えられた後、章動
制動トルクは横断章動速度に比例して与えられる。
【００１９】液体アポジモータバーン期間中、アポジモ
ータの不整列によって誘導された円錐運動を減衰するた
めにかなり大きい利得が所望される。この利得は、章動
が制動された後に、アポジモータ点火が図３の速度利得
図の実線および破線によってそれぞれ示されたようにス
タートする前または後のいずれかに命令される。アポジ
モータバーンの終了時に、利得は再度低くされ、受動的
なスピンへの姿勢保持復帰が捕捉シーケンスを本質的に
反転することによって行われる。すなわち、動揺運動消
去トルクＴW は除去され、一定の動揺横断速度が命令さ
れる。これは横断章動速度に比例した横断トルクとして
与えられる低い利得速度フィードバックによって静かに
制動される大きい章動を再度誘導する。章動が制動され
ることを可能にした後、全体的な制御はディスエーブル
され、宇宙船は受動的なスピンを回復する。
ータの不整列によって誘導された円錐運動を減衰するた
めにかなり大きい利得が所望される。この利得は、章動
が制動された後に、アポジモータ点火が図３の速度利得
図の実線および破線によってそれぞれ示されたようにス
タートする前または後のいずれかに命令される。アポジ
モータバーンの終了時に、利得は再度低くされ、受動的
なスピンへの姿勢保持復帰が捕捉シーケンスを本質的に
反転することによって行われる。すなわち、動揺運動消
去トルクＴW は除去され、一定の動揺横断速度が命令さ
れる。これは横断章動速度に比例した横断トルクとして
与えられる低い利得速度フィードバックによって静かに
制動される大きい章動を再度誘導する。章動が制動され
ることを可能にした後、全体的な制御はディスエーブル
され、宇宙船は受動的なスピンを回復する。
【００２０】捕捉方法および制御システムは、アポジモ
ータのスラスタ軸と整列している最大または最小慣性の
基本軸により質量平衡される面倒な要求からスピンして
いる宇宙船を解放する。この方法およびシステムはさら
に簡単なスピンセンサにより姿勢決定を行う。
ータのスラスタ軸と整列している最大または最小慣性の
基本軸により質量平衡される面倒な要求からスピンして
いる宇宙船を解放する。この方法およびシステムはさら
に簡単なスピンセンサにより姿勢決定を行う。
【００２１】本発明は、上記に図示され説明された正確
な構造および方法に制限されず、以下の特許請求の範囲
に限定されたように、本発明の技術的範囲を逸脱するこ
となく種々の変化および修正が行なわれてもよいことが
理解されるであろう。
な構造および方法に制限されず、以下の特許請求の範囲
に限定されたように、本発明の技術的範囲を逸脱するこ
となく種々の変化および修正が行なわれてもよいことが
理解されるであろう。
【図１】本発明のスピン軸捕捉の前後のモーメントベク
トルＨに関する宇宙船本体の方位を示した宇宙船本体の
概略的斜視図。
トルＨに関する宇宙船本体の方位を示した宇宙船本体の
概略的斜視図。
【図２】スピン軸捕捉制御システムの概略図。
【図３】本発明にしたがって動揺運動が制御された液体
アポジモータバーンシーケンスの時間図。
アポジモータバーンシーケンスの時間図。
Claims (9)
- 【請求項１】 慣性の基本軸を中心にして定常状態でス
ピンし、制御システムを有する本体を有する宇宙船にお
いて、２つの互いに直交した横断軸を有する任意の命令
された軸を中心にしてスピンするように宇宙船本体を転
移する方法において、 前記各横断軸を中心にして予め定められたトルクＴ1 お
よびＴ2 を与え、それによって前記横断軸を中心にした
章動を誘導し、 前記横断軸を中心にした章動の速度を測定し、 前記章動を能動的に制動するために前記横断章動速度に
比例して前記横断軸を中心にした章動制動トルクを与え
るステップを含んでいることを特徴とする宇宙船本体の
転移方法。 - 【請求項２】 前記章動制動トルクは前記制御システム
中の横断軸速度フィードバックループを通して決定され
る請求項１記載の方法。 - 【請求項３】 前記速度フィードバックループはゼロか
ら宇宙船本体章動周波数までの周波数範囲にわたって利
得Ｇ（０）を有しているローパスフィルタを含んでいる
請求項２記載の方法。 - 【請求項４】 前記予め定められたトルクＴ1 およびＴ
2 は関係式、 Ｔ1 ＝Ｉ23ωS 2 およびＴ2 ＝Ｉ13ωS 2 によって決定
され、ここで：Ｉは慣性の積であり、 ωS は所望のスピン軸を中心としたスピン速度である請
求項１記載の方法。 - 【請求項５】 慣性の前記基本軸を中心にして受動的に
スピンするように宇宙船を復帰し、 前記横断軸を中心にした前記トルクＴ1 およびＴ2 を除
去し、 前記横断軸を中心にしたトルクを与えることによって一
定の動揺横断速度を命令し、それによって章動が誘導さ
れ、 低い利得で前記速度フィードバックループを通して章動
を制動するために横断章動速度に比例して前記横断軸を
中心にした章動制動トルクを与え、 章動が制動された後、前記速度フィードバックループを
開くステップを含んでいる請求項２記載の方法。 - 【請求項６】 第１および第２の互いに直交した横断軸
を持つ任意の命令された軸を中心にしてスピンするよう
に宇宙船を転移するための基本的な慣性軸を中心にして
スピンする宇宙船の制御システムにおいて、 前記各横断軸を中心にした運動の角速度を検出する測定
手段と、 前記第１および第２の横断軸を中心にした正および負の
トルクを与えるスラスタ手段と、 横断章動速度に比例して前記第１および第２の横断軸を
中心にした動揺運動消去トルクを生成するように前記ス
ラスタ手段を点火し、ゼロから宇宙船本体章動周波数ま
での周波数範囲にわたって利得Ｇ（０）を有するローパ
スフィルタを備えた速度フィードバックループを有する
制御手段とを具備していることを特徴とする宇宙船の制
御システム。 - 【請求項７】 前記制御手段は、横断速度に比例した章
動制動トルクを生成するためにゼロから宇宙船本体章動
周波数までの周波数範囲にわたって利得Ｇ（０）を有す
るローパスフィルタを備えた横断速度フィードバックル
ープを含んでいる請求項６記載の制御システム。 - 【請求項８】 前記フィードバックループはゼロからほ
ぼ宇宙船本体章動周波数までの周波数範囲に対して利得
Ｇ（０）を有している請求項７記載の制御システム。 - 【請求項９】 前記宇宙船は推力軸を持つアポジモータ
を有し、前記推力軸が前記任意の命令された軸であり、
前記制御システムはさらに、 章動が制動され、前記宇宙船が前記推力軸を中心にして
スピンしているときに、前記アポジモータを点火する手
段と、 前記アポジモータの前記点火中前記フィードバックルー
プの利得を増加する手段とを具備している請求項８記載
の制御システム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/921,676 US5308025A (en) | 1992-07-30 | 1992-07-30 | Spacecraft spin axis capture system and method |
| US921676 | 1997-08-29 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06156398A true JPH06156398A (ja) | 1994-06-03 |
Family
ID=25445808
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5190455A Pending JPH06156398A (ja) | 1992-07-30 | 1993-07-30 | 宇宙船スピン軸捕捉システムおよび方法 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5308025A (ja) |
| EP (1) | EP0581292A1 (ja) |
| JP (1) | JPH06156398A (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5884869A (en) * | 1996-03-18 | 1999-03-23 | Hughes Electronics Corporation | Satellite spin vector control with sun sensor |
| CN106628260B (zh) * | 2016-11-17 | 2018-11-23 | 上海卫星工程研究所 | 一种航天器推力器共面双备份的布局设计方法 |
| CN110562500B (zh) * | 2019-07-25 | 2021-02-09 | 北京控制工程研究所 | 非合作目标三维翻滚运动起旋模拟喷气控制方法及系统 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS51108500A (en) * | 1975-03-18 | 1976-09-25 | Mitsubishi Electric Corp | Rooru * yooofusetsutosurasutanyoru nyuuteeshongensuihoshiki |
| JPS562297A (en) * | 1979-06-13 | 1981-01-10 | Mitsubishi Electric Corp | Active nutation control system for spin satellite |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3591108A (en) * | 1967-01-27 | 1971-07-06 | Rca Corp | Control system for spinning bodies |
| US3940096A (en) * | 1974-11-27 | 1976-02-24 | Rca Corporation | Re-orientation of a spacecraft relative to its angular momentum vector |
| US4096427A (en) * | 1975-10-21 | 1978-06-20 | Hughes Aircraft Company | Nutation damping in dual-spin stabilized devices |
| FR2393364A1 (fr) * | 1977-05-31 | 1978-12-29 | Aerospatiale | Procede et systeme integre de controle de couple et de conditionnement d'energie pour vehicule spatial |
| DE3212574A1 (de) * | 1982-04-03 | 1983-10-20 | Dornier System Gmbh, 7990 Friedrichshafen | Verfahren zur lageaenderung eines satelliten |
| US4758957A (en) * | 1985-05-17 | 1988-07-19 | General Electric Company | Spacecraft stabilization system and method |
| US4728062A (en) * | 1985-11-12 | 1988-03-01 | Rca Corporation | Pivot actuated nutation damping for a dual-spin spacecraft |
| US4725024A (en) * | 1985-11-15 | 1988-02-16 | Ford Aerospace & Communications Corporation | Method for spinning up a three-axis controlled spacecraft |
| US4824052A (en) * | 1987-06-18 | 1989-04-25 | Hughes Aircraft Company | Nutation sensor and nutation control system for a dual-spin stabilized satellite |
| FR2630398B1 (fr) * | 1988-04-26 | 1990-08-24 | Aerospatiale | Procede de basculement du moment d'inertie d'un corps rotatif libre dans l'espace jusqu'en une direction donnee |
| US4960250A (en) * | 1988-09-12 | 1990-10-02 | Space Industries Partnership, L.P. | Energy desaturation of electromechanical actuators used in satellite attitude control |
| US4961551A (en) * | 1988-11-18 | 1990-10-09 | Hughes Aircraft Company | Stabilization of a spinning spacecraft of arbitary shape |
| US5067673A (en) * | 1990-02-07 | 1991-11-26 | Hughes Aircraft Company | Essentially passive method for inverting the orientation of a dual spin spacecraft |
-
1992
- 1992-07-30 US US07/921,676 patent/US5308025A/en not_active Expired - Lifetime
-
1993
- 1993-07-29 EP EP93112193A patent/EP0581292A1/en not_active Withdrawn
- 1993-07-30 JP JP5190455A patent/JPH06156398A/ja active Pending
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS51108500A (en) * | 1975-03-18 | 1976-09-25 | Mitsubishi Electric Corp | Rooru * yooofusetsutosurasutanyoru nyuuteeshongensuihoshiki |
| JPS562297A (en) * | 1979-06-13 | 1981-01-10 | Mitsubishi Electric Corp | Active nutation control system for spin satellite |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0581292A1 (en) | 1994-02-02 |
| US5308025A (en) | 1994-05-03 |
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