JPS63130499A - デユアル・スピン衛星の章動抑制装置 - Google Patents
デユアル・スピン衛星の章動抑制装置Info
- Publication number
- JPS63130499A JPS63130499A JP61268465A JP26846586A JPS63130499A JP S63130499 A JPS63130499 A JP S63130499A JP 61268465 A JP61268465 A JP 61268465A JP 26846586 A JP26846586 A JP 26846586A JP S63130499 A JPS63130499 A JP S63130499A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- nutation
- axis
- satellite
- platform
- wheel
- 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.)
- Granted
Links
- 239000003112 inhibitor Substances 0.000 title 1
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 18
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 5
- 230000001629 suppression Effects 0.000 claims description 3
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 2
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 2
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 description 7
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 5
- 230000002238 attenuated effect Effects 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 3
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 3
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 2
- 241000700159 Rattus Species 0.000 description 1
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000008569 process Effects 0.000 description 1
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
-
- 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
- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
- 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
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/281—Spin-stabilised spacecraft
-
- 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
- B64G1/26—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using jets
-
- 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
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels
-
- 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
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/285—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using momentum wheels
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
- Medicines That Contain Protein Lipid Enzymes And Other Medicines (AREA)
- Feed For Specific Animals (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〉
この発明は軌道周回宇宙機に関するものであわ、特にデ
ュアル・スピン宇宙機に関するものである。
ュアル・スピン宇宙機に関するものである。
デュアル・スピン宇宙機は通信衛星、特に静止通信衛星
で広く使用されている。このようなデュアル・スピン宇
宙機では、回転物体がモータによってデスパン・プラッ
トホームに結合されている。
で広く使用されている。このようなデュアル・スピン宇
宙機では、回転物体がモータによってデスパン・プラッ
トホームに結合されている。
デュアル・スピン宇宙機の一形式は“モーメンタム・バ
イアスされた宇宙機”と称されることもある。このよう
なモーメンタム・バイアスされた３軸制御宇宙機では、
主本体部分はデスパン・プラットホームで、回転物体は
プラットホームに結合されたモーメンタム・ホイール（
運動量論）である。モーメンタム・ホイールは宇宙機に
対してジャイロスコープ的に安定性を与える０デユアル
・スピン宇宙機の曲の形式のものは゛スピナー”と称さ
れることがある。このスピナー形式の衛星は主本体とデ
スパン・プラットホームとを有し、主本体部分が口伝し
てモーメンタム・バイアスされた宇宙機のモーメンタム
・ホイールによって与えられるジャイロスコープ的安定
性と同様なジャイロスコープ的安定性を与える。
イアスされた宇宙機”と称されることもある。このよう
なモーメンタム・バイアスされた３軸制御宇宙機では、
主本体部分はデスパン・プラットホームで、回転物体は
プラットホームに結合されたモーメンタム・ホイール（
運動量論）である。モーメンタム・ホイールは宇宙機に
対してジャイロスコープ的に安定性を与える０デユアル
・スピン宇宙機の曲の形式のものは゛スピナー”と称さ
れることがある。このスピナー形式の衛星は主本体とデ
スパン・プラットホームとを有し、主本体部分が口伝し
てモーメンタム・バイアスされた宇宙機のモーメンタム
・ホイールによって与えられるジャイロスコープ的安定
性と同様なジャイロスコープ的安定性を与える。
このような形式の各衛星では、デスパンプラットホーム
は特定の方向を指す必要のある装置（例えばアンテナ）
を具えた構成素子をもっている。
は特定の方向を指す必要のある装置（例えばアンテナ）
を具えた構成素子をもっている。
静止軌道では、プラットホームは１日に１回転し、その
ためアンテナは常に地球を指している。アンテナの軸が
地球上の所望のサービス領域を指し緯けるように上記の
指向状態が正確に維持されなければならない。モーメン
タム・ホイールあるいは回Ｉｉ物体の速度を変えると、
角運動量の床部の原理によってプラットホームの相対的
回転が変化する。
ためアンテナは常に地球を指している。アンテナの軸が
地球上の所望のサービス領域を指し緯けるように上記の
指向状態が正確に維持されなければならない。モーメン
タム・ホイールあるいは回Ｉｉ物体の速度を変えると、
角運動量の床部の原理によってプラットホームの相対的
回転が変化する。
デュアル・スピン宇宙機は揺動あるいは章動と呼ばれる
ある種の形式の面倒な動きを示す。これらの動きは衛星
をその必要とする姿勢から偏移させる。章動は全角運動
量ベクトルを中心とする回転物体の公称スピン軸の円錐
状の動きである。この章動は次のような擾乱のいずれか
、すなわち′１）上段ブースターの章動、（２）宇宙機
を上段から分離する装置の動作、（３）姿勢制御用ロケ
ットの動作、（４）微小流星体による衝撃、（Ｈ）未補
償モーメンタムとのペイロード成分の動作によって生ず
る。
ある種の形式の面倒な動きを示す。これらの動きは衛星
をその必要とする姿勢から偏移させる。章動は全角運動
量ベクトルを中心とする回転物体の公称スピン軸の円錐
状の動きである。この章動は次のような擾乱のいずれか
、すなわち′１）上段ブースターの章動、（２）宇宙機
を上段から分離する装置の動作、（３）姿勢制御用ロケ
ットの動作、（４）微小流星体による衝撃、（Ｈ）未補
償モーメンタムとのペイロード成分の動作によって生ず
る。
衛星の制御系が章動的な動きにどのように応答するかは
章動が安定しているか安定していないかに依存する。あ
る系では、ある条件のもとでは元の擾乱トルクが除かれ
た後、章動は増大する可能性がある。非減衰、非制御安
定章動系では、章動的な動きは増加あるいは減衰するこ
となく継続する可能性がある。安定あるいは非安定章動
系のいずれかで章動が減少すると、それは減衰されると
称される。
章動が安定しているか安定していないかに依存する。あ
る系では、ある条件のもとでは元の擾乱トルクが除かれ
た後、章動は増大する可能性がある。非減衰、非制御安
定章動系では、章動的な動きは増加あるいは減衰するこ
となく継続する可能性がある。安定あるいは非安定章動
系のいずれかで章動が減少すると、それは減衰されると
称される。
章動安定性は、一般に、慣性モーメント、慣性乗積、角
運動量、回転ローターとプラットホームの回転を制御す
るサーボ系を含む宇宙機の各種のパラメータに緊密に依
存していると考えられている。通常の設計による方法で
は、章動は受動的なエネルギ吸収装置によって、あるい
はローダ−のスピン軸を横切る軸のいずれかあるいは双
方て関して動作する能動的モー、メンタム転送装置によ
って減衰される。
運動量、回転ローターとプラットホームの回転を制御す
るサーボ系を含む宇宙機の各種のパラメータに緊密に依
存していると考えられている。通常の設計による方法で
は、章動は受動的なエネルギ吸収装置によって、あるい
はローダ−のスピン軸を横切る軸のいずれかあるいは双
方て関して動作する能動的モー、メンタム転送装置によ
って減衰される。
能動的ダンパは、ローターのスピン軸と垂直の角運動量
ベクトルの成分と反対のトルクを発生させることによっ
て章動を抑制する。このような能動的ダンパは一般に推
進ジェットを点火することによって、あるいはデスパン
装置の安定化ホイールの池に設けられた口伝ホイールに
よってトルクを与える。後者の形式の装置の例が１９７
１年７月６日付けの米国特許第３ 、５９１ 、１０８
号明細書中に示されている。能動的章動ダンパはまた１
９７２年ｌＯ月３日付けの米国特許第３，６９５，５５
４号明細書、あるいは１９７４年８月２０日付けの米国
特許第３ 、８３０ 、４４７号明細書に示されている
ようにモーメンタム・ホイールの速度を変えることによ
って与えられる。後の２つの場合、ホイールあるいはロ
ーターの角速度を変更することによって、あるいはモー
タのトルクをローダーの軸と直角の軸に結合するために
慣性乗積を使用することによって能動的ダンピングが行
なわれる。
ベクトルの成分と反対のトルクを発生させることによっ
て章動を抑制する。このような能動的ダンパは一般に推
進ジェットを点火することによって、あるいはデスパン
装置の安定化ホイールの池に設けられた口伝ホイールに
よってトルクを与える。後者の形式の装置の例が１９７
１年７月６日付けの米国特許第３ 、５９１ 、１０８
号明細書中に示されている。能動的章動ダンパはまた１
９７２年ｌＯ月３日付けの米国特許第３，６９５，５５
４号明細書、あるいは１９７４年８月２０日付けの米国
特許第３ 、８３０ 、４４７号明細書に示されている
ようにモーメンタム・ホイールの速度を変えることによ
って与えられる。後の２つの場合、ホイールあるいはロ
ーターの角速度を変更することによって、あるいはモー
タのトルクをローダーの軸と直角の軸に結合するために
慣性乗積を使用することによって能動的ダンピングが行
なわれる。
ホイールの回転速度を変えるとデスパン・プラットホー
ムの回転も変化するので、章動を減衰させるのにホイー
ルの回転速度を変化させるととてよらない他の方法を提
供することが望ましい。また、大きな振幅の章動を急速
に減衰させることができ、しかも章動が小さいときには
微細な制御を行なうことのできる装置を提供することが
望ましイ。−自由度系ジン／＜ ／Ｌ／ （Ｓｉｎｇｌ
ｅ ｄｅｇｒｅｅ ｏｆ ｆｒｅｅ−ｄｏｒｎ ｇｉｍ
ｂａｌ ） 中にモーメンタムホイールヲ使用スる章動
ダンパは１９７０年４月６−８の［ニーアイニーニー
サード コミュニケーション サテライト システムズ
コンファレンス（Ａ工ＡＡ ３ｒｄＣｏｍｒｎｕｎ：
１ｃａｔｉ、ｏｎ ５ａｔｅｌｌｉｔｅ Ｓｙｓｔｅｍ
ｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ）Ｊのニーアイｘ−ｘ−ベー
パー（Ａ工ＡＡ Ｐ（ｌｐｅｒ）Ｉａ ′？−４５６中
のベウシ氏（Ｊ、 Ｕ、 Ｂｅｕｓｃｈ ）池の論文「
同期通侶衛星の３軸姿勢制御（Ｔｈｒｅｅ Ａｘｉ、５
Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｏｎｊｒｏ工ｏｆ ａ ５ｙｎｃ
ｈｒｏｎｏｕｓ Ｃｏｍｍｕｎｉ、ｃａ−ｔｊ−Ｏｎ
５ａｔｅ工１ｊ−ｔｅ ） Ｊ中に示されている。マツ
ク氏（Ｃ，Ｈ，Ｍｕｃｈ ） 池の「ジンバル反作用ホ
イール・デジタル制御装置を具えた衛星の姿勢制御（Ｈ
ａｔｅｌｌｉ−ｔｅ Ａｔｔｌｉｔｕ（ｌｅ Ｃｏｎｔ
ｒｏｌ ｗｉｔｈ Ｇｉ、ｍｂａｌｅｄ Ｒｅａｃｔ、
ｉｏｎ’１′７１’−ｅｅより１ｇ１ｔａｌ Ｃｏｎｔ
ｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ ） Ｊという名称の論文が、ベ
ルガモン プＶ ７． （Ｐｅｒｇａｒｎｏｎ Ｐｒ
ｅｓｓ ）１９７２年の「オートメーショ：ｙ （Ａｕ
ｔｏｍａｔｉｏｎ ） Ｖｏ上。
ムの回転も変化するので、章動を減衰させるのにホイー
ルの回転速度を変化させるととてよらない他の方法を提
供することが望ましい。また、大きな振幅の章動を急速
に減衰させることができ、しかも章動が小さいときには
微細な制御を行なうことのできる装置を提供することが
望ましイ。−自由度系ジン／＜ ／Ｌ／ （Ｓｉｎｇｌ
ｅ ｄｅｇｒｅｅ ｏｆ ｆｒｅｅ−ｄｏｒｎ ｇｉｍ
ｂａｌ ） 中にモーメンタムホイールヲ使用スる章動
ダンパは１９７０年４月６−８の［ニーアイニーニー
サード コミュニケーション サテライト システムズ
コンファレンス（Ａ工ＡＡ ３ｒｄＣｏｍｒｎｕｎ：
１ｃａｔｉ、ｏｎ ５ａｔｅｌｌｉｔｅ Ｓｙｓｔｅｍ
ｓ Ｃｏｎｆｅｒｅｎｃｅ）Ｊのニーアイｘ−ｘ−ベー
パー（Ａ工ＡＡ Ｐ（ｌｐｅｒ）Ｉａ ′？−４５６中
のベウシ氏（Ｊ、 Ｕ、 Ｂｅｕｓｃｈ ）池の論文「
同期通侶衛星の３軸姿勢制御（Ｔｈｒｅｅ Ａｘｉ、５
Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｏｎｊｒｏ工ｏｆ ａ ５ｙｎｃ
ｈｒｏｎｏｕｓ Ｃｏｍｍｕｎｉ、ｃａ−ｔｊ−Ｏｎ
５ａｔｅ工１ｊ−ｔｅ ） Ｊ中に示されている。マツ
ク氏（Ｃ，Ｈ，Ｍｕｃｈ ） 池の「ジンバル反作用ホ
イール・デジタル制御装置を具えた衛星の姿勢制御（Ｈ
ａｔｅｌｌｉ−ｔｅ Ａｔｔｌｉｔｕ（ｌｅ Ｃｏｎｔ
ｒｏｌ ｗｉｔｈ Ｇｉ、ｍｂａｌｅｄ Ｒｅａｃｔ、
ｉｏｎ’１′７１’−ｅｅより１ｇ１ｔａｌ Ｃｏｎｔ
ｒｏｌ Ｓｙｓｔｅｍ ） Ｊという名称の論文が、ベ
ルガモン プＶ ７． （Ｐｅｒｇａｒｎｏｎ Ｐｒ
ｅｓｓ ）１９７２年の「オートメーショ：ｙ （Ａｕ
ｔｏｍａｔｉｏｎ ） Ｖｏ上。
８、第９頁乃至第２１頁に掲載されておシ、同論文に同
期衛星の３軸姿勢制御について述べられている。ジンバ
ルを形成するために、モーメンタム・ホイール・ハウジ
ングがホイールのスピン軸に垂直で且つ衛星のロール軸
に平行な２ｇｌのたわみピボットによって支持されてい
る。ジンバルの軸上には位置センサー、速度センサー、
およびトルカが取付けられている。位置センサーはロー
タＵ−可変差動変成器である。速度センサーはブランレ
ス直流クコメータである。トルカもまたブラシレス装置
である。衛星本体の章動によってジンバルの角度を振動
させる。トルカをジンバルの動きと反対方向に駆動する
ことにより章動運動は減衰して消滅する。ダンピング・
モードでは、トルカの入力信号はジンバルのタコメータ
からのレイト帰還（ｒａｔｓ ｆｅｅｄ−ｏａｃｋ ）
によって支配される。これは衛星本体とホイール・ハウ
ジングとの間に粘性ダンピングを作り出す。このダンパ
は駆動モータを使用し、粘性ダンパのように市川する。
期衛星の３軸姿勢制御について述べられている。ジンバ
ルを形成するために、モーメンタム・ホイール・ハウジ
ングがホイールのスピン軸に垂直で且つ衛星のロール軸
に平行な２ｇｌのたわみピボットによって支持されてい
る。ジンバルの軸上には位置センサー、速度センサー、
およびトルカが取付けられている。位置センサーはロー
タＵ−可変差動変成器である。速度センサーはブランレ
ス直流クコメータである。トルカもまたブラシレス装置
である。衛星本体の章動によってジンバルの角度を振動
させる。トルカをジンバルの動きと反対方向に駆動する
ことにより章動運動は減衰して消滅する。ダンピング・
モードでは、トルカの入力信号はジンバルのタコメータ
からのレイト帰還（ｒａｔｓ ｆｅｅｄ−ｏａｃｋ ）
によって支配される。これは衛星本体とホイール・ハウ
ジングとの間に粘性ダンピングを作り出す。このダンパ
は駆動モータを使用し、粘性ダンパのように市川する。
これはプラットホームに対するホイールの動きを感知し
、相対レイトに比例して遠視駆動モータを動作させる。
、相対レイトに比例して遠視駆動モータを動作させる。
これはダンピングを与えるが、ゆっくりとしており且つ
別の感知装置を必要とする。
別の感知装置を必要とする。
１あるいは２章動すイクル内で章動を急速に減衰させ、
慣性空間に対するプラットホームの動きを感知するため
の標準のセンサーを使用し、またモーメンタム・ホイー
ルの軸をプラットホームに対してその正規の方向に戻す
能動ダンパを提供することが望ましい。
慣性空間に対するプラットホームの動きを感知するため
の標準のセンサーを使用し、またモーメンタム・ホイー
ルの軸をプラットホームに対してその正規の方向に戻す
能動ダンパを提供することが望ましい。
〈発明の概要〉
この発明による能動章動ダンパ装置は、回転物体部分と
プラットホーム本体とを有するデュアル・スピン衛星に
設けられる。この発明によれば、回転物体部分は、その
正規のスピン軸と直交するピボット軸を中心として旋回
（ピボット）する。
プラットホーム本体とを有するデュアル・スピン衛星に
設けられる。この発明によれば、回転物体部分は、その
正規のスピン軸と直交するピボット軸を中心として旋回
（ピボット）する。
駆動手段は、各章動周期の期間中、回転物体をプラット
ホームに対して一方の方向に所定量だけ旋回させ、また
章動周期の２分の１の期間後に回転物体を同じ所定量だ
け戻すように旋回させることによって、感知された横方
向角運動から取出された制御信号に応答して、章動のダ
ンピングを与える０ 〈実施例の説明〉 以下、図示の実施例について詳細に説明する。
ホームに対して一方の方向に所定量だけ旋回させ、また
章動周期の２分の１の期間後に回転物体を同じ所定量だ
け戻すように旋回させることによって、感知された横方
向角運動から取出された制御信号に応答して、章動のダ
ンピングを与える０ 〈実施例の説明〉 以下、図示の実施例について詳細に説明する。
第１図は主要軸Ｘ、Ｙ、Ｚを有する宇宙＠１０を示す。
これらは質量中心１０ａから伸びる互いに垂直の宇宙機
の軸である。＠Ｚは、宇宙機がその意図するミッション
動作しているとき全角運動歌ベクトルＨと共線関係にあ
る宇宙機の軸と定義される。
の軸である。＠Ｚは、宇宙機がその意図するミッション
動作しているとき全角運動歌ベクトルＨと共線関係にあ
る宇宙機の軸と定義される。
Ｘ、Ｙ、Ｚ軸は宇宙機の本体に固定された直交する右手
座標系を形成している。モーメンタム・ホイールすなわ
ちローター１３は最初その角運動量ベクトルがＺ軸とは
ソ平行になるように整列させられている。モータ１５は
アンテナを含むこともある相対的に非回転プラットホー
ムすなわち本体１１と回転ホイール１３とを結合してい
る。モータ１５の速度は、ホイール１３の運動量が衛星
１０に対してジャイロスコーピック・スティフネスを与
えるのに充分なように制御される。モータの速度はまた
プラットホーム１ユの一面上にあるアンテナが地球を指
すように本体すなわちプラットホーム１１を維持できる
ように制御される。このように、静止軌道ではプラット
ホームは１日に１回転する。この制御は、米国特許第３
，６９５，５５４号明細書および第３ 、８３０ 、４
４７号明、１１１書に示されているようなピッチ・ルー
プ制御系によって与えられる。
座標系を形成している。モーメンタム・ホイールすなわ
ちローター１３は最初その角運動量ベクトルがＺ軸とは
ソ平行になるように整列させられている。モータ１５は
アンテナを含むこともある相対的に非回転プラットホー
ムすなわち本体１１と回転ホイール１３とを結合してい
る。モータ１５の速度は、ホイール１３の運動量が衛星
１０に対してジャイロスコーピック・スティフネスを与
えるのに充分なように制御される。モータの速度はまた
プラットホーム１ユの一面上にあるアンテナが地球を指
すように本体すなわちプラットホーム１１を維持できる
ように制御される。このように、静止軌道ではプラット
ホームは１日に１回転する。この制御は、米国特許第３
，６９５，５５４号明細書および第３ 、８３０ 、４
４７号明、１１１書に示されているようなピッチ・ルー
プ制御系によって与えられる。
この発明の技術によれば、最初Ｚ軸とはソ平行な角運動
量ベクトルをもって整列されたモーメンタム・ホイール
はＹ軸と平行なヒンジ機構でピボット支持されており、
ホイールの角運動量ベクトルがＸおよびＺ軸によって特
定される面内で動き得るようにされている。
量ベクトルをもって整列されたモーメンタム・ホイール
はＹ軸と平行なヒンジ機構でピボット支持されており、
ホイールの角運動量ベクトルがＸおよびＺ軸によって特
定される面内で動き得るようにされている。
第１図に示すこの発明の実施例では、ホイール１３はモ
ータ１５に対する口伝軸１７に取付けられており、さら
にモータ１５からの池の軸１９を経てヒンジ２１に結合
されている。ヒンジ２１はＹ軸に平行なＹ／駆軸上ある
。ジャイロ・センサー２３はＹ軸と平行なそのセンス軸
と整列して配置されている。このセンサー２３は、Ｙ軸
を中心とするプラットホームの角速度が閾（直検出器２
５によって検出されるダンパ閾値を超過するまでＹ軸を
中心とする上記プラットホームの角速度を感知する。閾
値検出器からの出力信号はステップ・モータ２７を制御
するマイクロプロセッサ２６によって処理される。ステ
ップ・モータ２７は点線２９によって示す機械的リンク
装置によってシャフト１９に結合されていて、このシャ
フト１９をＹ′軸のヒンジ２１を中心として旋回（ピボ
ツテイング）させる。
ータ１５に対する口伝軸１７に取付けられており、さら
にモータ１５からの池の軸１９を経てヒンジ２１に結合
されている。ヒンジ２１はＹ軸に平行なＹ／駆軸上ある
。ジャイロ・センサー２３はＹ軸と平行なそのセンス軸
と整列して配置されている。このセンサー２３は、Ｙ軸
を中心とするプラットホームの角速度が閾（直検出器２
５によって検出されるダンパ閾値を超過するまでＹ軸を
中心とする上記プラットホームの角速度を感知する。閾
値検出器からの出力信号はステップ・モータ２７を制御
するマイクロプロセッサ２６によって処理される。ステ
ップ・モータ２７は点線２９によって示す機械的リンク
装置によってシャフト１９に結合されていて、このシャ
フト１９をＹ′軸のヒンジ２１を中心として旋回（ピボ
ツテイング）させる。
センサー２３によって検出されたＹ軸角速度がＯを横切
ると、本体１１とアーム１９との間に結合されたステッ
プ・モータ２７はモーメンタム・ホイール１３の軸をプ
ラットホーム１１のＺ軸に関してＹ／軸を中心としてス
テップ状に旋回させる。章動の検出がホイールの矢印１
３ａによって表わされる方向と同じ方向にあり、０交差
が負力）ら正への方向であれば、モータはホイールを＋
Ｙ／方向にＮステップだけピボット支点を中心として旋
回させる。しかしながら、０交差が正から負・＼の方向
であれば、ホイールは−Ｙ／方向を中心としてＮステッ
プ旋回させる。最初のＮステップの章動周期の２分の１
の後、ホイールは反対方向にＮステップ旋回させられる
。かくしてホイールはその最初の位置に復帰する。この
前進、後進の旋回は、章動が許容レベルにまで減少する
までくり返される。
ると、本体１１とアーム１９との間に結合されたステッ
プ・モータ２７はモーメンタム・ホイール１３の軸をプ
ラットホーム１１のＺ軸に関してＹ／軸を中心としてス
テップ状に旋回させる。章動の検出がホイールの矢印１
３ａによって表わされる方向と同じ方向にあり、０交差
が負力）ら正への方向であれば、モータはホイールを＋
Ｙ／方向にＮステップだけピボット支点を中心として旋
回させる。しかしながら、０交差が正から負・＼の方向
であれば、ホイールは−Ｙ／方向を中心としてＮステッ
プ旋回させる。最初のＮステップの章動周期の２分の１
の後、ホイールは反対方向にＮステップ旋回させられる
。かくしてホイールはその最初の位置に復帰する。この
前進、後進の旋回は、章動が許容レベルにまで減少する
までくり返される。
もし章動が反対方向であれば、すなわちホイールのスピ
ンの方向が章動の方向と逆であれば、旋回運動の方向を
逆にすることによって上記の章動は減衰させられる。す
なわち、０交差が負から正への方向であれば、ホイール
は−Ｙ／方向を中心として１４ステップ旋回し、０交差
が正から負への方向であれば、ホイールは＋Ｙ／方向を
中心としてＮステップ旋回する。同様に最初のＮステッ
プの章動周期の２分の１の後、ホイールは反対方向にＮ
ステップ旋回する。
ンの方向が章動の方向と逆であれば、旋回運動の方向を
逆にすることによって上記の章動は減衰させられる。す
なわち、０交差が負から正への方向であれば、ホイール
は−Ｙ／方向を中心として１４ステップ旋回し、０交差
が正から負への方向であれば、ホイールは＋Ｙ／方向を
中心としてＮステップ旋回する。同様に最初のＮステッ
プの章動周期の２分の１の後、ホイールは反対方向にＮ
ステップ旋回する。
第２図は系の動きを示す。この図はＸＹ面に固定された
ブラットホーム上に投影された宇宙機の全角運動量ベク
トルの軌跡を示す。簡単にするために宇宙機はＺ軸を中
心として慣性的に対称であると仮定する。ホイールは通
常は＋Ｚ軸に整列されている。章動の無いときの正規の
軌跡は単に平衡点３１にある。しかしながら章動周期中
は運動計ベクトルの投影は点３１を中心とする円形の軌
跡Ａをたどる。ホイールの回転と同方向の章動Ｏで対し
ては、動きは第１図に示すように反時計方向になる。Ｙ
軸センサーのレイトが点３３において負から正へ横切る
と、系はホイールを＋Ｙ軸を中心として旋回させる。モ
ーメンタム・ホイールを動かすことにより平衡点を点３
１から点３５へ移動させ、全角運動量ベクトルは点３５
を中心とする円形通路Ｂをたどるようになる。これは角
運動量の作存の原理によるものである。
ブラットホーム上に投影された宇宙機の全角運動量ベク
トルの軌跡を示す。簡単にするために宇宙機はＺ軸を中
心として慣性的に対称であると仮定する。ホイールは通
常は＋Ｚ軸に整列されている。章動の無いときの正規の
軌跡は単に平衡点３１にある。しかしながら章動周期中
は運動計ベクトルの投影は点３１を中心とする円形の軌
跡Ａをたどる。ホイールの回転と同方向の章動Ｏで対し
ては、動きは第１図に示すように反時計方向になる。Ｙ
軸センサーのレイトが点３３において負から正へ横切る
と、系はホイールを＋Ｙ軸を中心として旋回させる。モ
ーメンタム・ホイールを動かすことにより平衡点を点３
１から点３５へ移動させ、全角運動量ベクトルは点３５
を中心とする円形通路Ｂをたどるようになる。これは角
運動量の作存の原理によるものである。
章動周期の２分の１の後、運動量ベクトルが点３７に達
すると、ホイールはＺ軸と整列したその元の位置に戻り
、運動量ベクトルは再び点３１を中心とする円軌道をた
どる。しかしながら、今では新しい軌跡Ｃは最初の軌＃
Ａよりも小さな半径となっている。半径の減少は点３１
と３５との間の距離の２倍に等しい。この半径の減少は
章動角の減少に比例している。
すると、ホイールはＺ軸と整列したその元の位置に戻り
、運動量ベクトルは再び点３１を中心とする円軌道をた
どる。しかしながら、今では新しい軌跡Ｃは最初の軌＃
Ａよりも小さな半径となっている。半径の減少は点３１
と３５との間の距離の２倍に等しい。この半径の減少は
章動角の減少に比例している。
上述の実施例では、一定数のステップ（財）だけ旋回を
後退させまた前進させることによυ章動の減衰：が行な
われる。大きな須のＮを使用すると、章動の急速な減衰
が得られるが、章動角はもしＮが小さければ達成される
程小さな値にまで減少することはできない。一方、Ｎの
値が小さければ小さな章動角にまで減衰させることがで
きるが、減衰率はより一層小さくなる。一定の値のＮを
使用する代りに章動角に比例するＮ、すなわちピークＹ
軸角速度に比例するＮを選択する論理を使用する方法が
ある。この方法は大きな章動角を急速に減衰させること
ができ、また章動を非常に小さな角度にまで減少させる
ことができる。
後退させまた前進させることによυ章動の減衰：が行な
われる。大きな須のＮを使用すると、章動の急速な減衰
が得られるが、章動角はもしＮが小さければ達成される
程小さな値にまで減少することはできない。一方、Ｎの
値が小さければ小さな章動角にまで減衰させることがで
きるが、減衰率はより一層小さくなる。一定の値のＮを
使用する代りに章動角に比例するＮ、すなわちピークＹ
軸角速度に比例するＮを選択する論理を使用する方法が
ある。この方法は大きな章動角を急速に減衰させること
ができ、また章動を非常に小さな角度にまで減少させる
ことができる。
第３図はこの発明の一実施例による第１図のマイクロプ
ロセッサ２６の動作のフローチャートの例を示す。ブロ
ック４１で示される第１の決定は、ダンパーが付勢され
ているか否かである。もし付勢されていると、ジャイロ
によって感知されたＹ軸しイトの大きさωｙが閾値６を
超過しているか否かを見る。これは決定ブロック４３に
よって示されている。もしωｙが閾値以下であれば、論
理は再スター ） Ｌ、ステップ・モータ２７はオフの
ま−の状態に留まる。”７６Ｂ” によって示されるよ
うに、ωｙが閉鎮を超過すると、ｋの値が一１４符号の
ωｙに従って決定される。すなわちｋの大きさはＮ（１
個の整数）に等しい伍てセットされ、どの符号はωｙの
符号と反対：（ヲる。ｙ軸しイトの符号が変ると、ステ
ップ・モータはホイールを２軸から＋にステップ旋回さ
せる。ブロック４９によって示されるＴ秒（章動サイク
ルの２分のユ）後、ステップ・モータはホイールを−に
ステップ戻して、そのホイールの軸を２軸と整列した元
の位置に復帰させる。
ロセッサ２６の動作のフローチャートの例を示す。ブロ
ック４１で示される第１の決定は、ダンパーが付勢され
ているか否かである。もし付勢されていると、ジャイロ
によって感知されたＹ軸しイトの大きさωｙが閾値６を
超過しているか否かを見る。これは決定ブロック４３に
よって示されている。もしωｙが閾値以下であれば、論
理は再スター ） Ｌ、ステップ・モータ２７はオフの
ま−の状態に留まる。”７６Ｂ” によって示されるよ
うに、ωｙが閉鎮を超過すると、ｋの値が一１４符号の
ωｙに従って決定される。すなわちｋの大きさはＮ（１
個の整数）に等しい伍てセットされ、どの符号はωｙの
符号と反対：（ヲる。ｙ軸しイトの符号が変ると、ステ
ップ・モータはホイールを２軸から＋にステップ旋回さ
せる。ブロック４９によって示されるＴ秒（章動サイク
ルの２分のユ）後、ステップ・モータはホイールを−に
ステップ戻して、そのホイールの軸を２軸と整列した元
の位置に復帰させる。
章動角がωｙが閾値内に留まるのに充分に減衰するまで
系は上述のシーケンスをくり返し行なう。
系は上述のシーケンスをくり返し行なう。
第４図は好ましい実施例による第１図のマイクｏ ７’
ａ セッサ２６に対する別のフローチャートラ示す。
ａ セッサ２６に対する別のフローチャートラ示す。
このフローチャートは、旋回ステップの数が章動角に比
例するように選択された実施例に対応するものである。
例するように選択された実施例に対応するものである。
最初の決定ブロック８ユでは、マイクロプロセッサはダ
ンパが付勢されているか否かを決定する。もし付勢され
ていなければ処理は終了する。もし付勢されておればプ
ロセッサはＹ軸しイトωｙの大きさが閾値εを超過して
いるか否かを決定する。これを決定ブロック８２で示す
。もしωｙが閾値以下であれば、論理は再スタートする
。
ンパが付勢されているか否かを決定する。もし付勢され
ていなければ処理は終了する。もし付勢されておればプ
ロセッサはＹ軸しイトωｙの大きさが閾値εを超過して
いるか否かを決定する。これを決定ブロック８２で示す
。もしωｙが閾値以下であれば、論理は再スタートする
。
それ以外の場合は、点線ブロック８３で示すように、マ
イクロ７’ ＯセッサハｃＩＪｙが正であればパラメー
タＳを−１に等しく、ωｙが正でなければパラメータｓ
を−＋−１に等しくセットする。マイクロプロセッサは
またパラメータω１をＯに等しくセットする。
イクロ７’ ＯセッサハｃＩＪｙが正であればパラメー
タＳを−１に等しく、ωｙが正でなければパラメータｓ
を−＋−１に等しくセットする。マイクロプロセッサは
またパラメータω１をＯに等しくセットする。
第４図の点線で囲んだブロック８４はωｙの最大の大き
さを決定する論理を含んでいる。ブロック８４中の論理
は、ａＪｙが符号を変えるまでくり返し実行される。一
旦ωｙの符号の変化が生ずると、ｋは比例定数あるいは
ｆ−ＩＪ得Ｃ１および符号パラメータＳで逓倍されたω
ｍａ、ｘ （ωｙの最大の大きさ）に最も近い整数に等
しくセットされる。そこでステップ・モータはホイール
を十に旋回させ、Ｔ秒（章動周期の２分の１に等しい〕
の遅延後、ホイールを−にステップ旋回させてそれを２
軸と整列する元の位置に戻す。ωｙが閾値内に留まるよ
うに章動角が充分に減少する迄、系は上記のイベントの
順序をくり返す。
さを決定する論理を含んでいる。ブロック８４中の論理
は、ａＪｙが符号を変えるまでくり返し実行される。一
旦ωｙの符号の変化が生ずると、ｋは比例定数あるいは
ｆ−ＩＪ得Ｃ１および符号パラメータＳで逓倍されたω
ｍａ、ｘ （ωｙの最大の大きさ）に最も近い整数に等
しくセットされる。そこでステップ・モータはホイール
を十に旋回させ、Ｔ秒（章動周期の２分の１に等しい〕
の遅延後、ホイールを−にステップ旋回させてそれを２
軸と整列する元の位置に戻す。ωｙが閾値内に留まるよ
うに章動角が充分に減少する迄、系は上記のイベントの
順序をくり返す。
上述の実施例は宇宙機のＹ軸に平行なそのセンス軸に取
付けられたレイトジャイロを使用している。しかしなが
らこれは必要条件ではなく、適正なタイミング情報を供
給する油の任世のセンサーを使用することができる。例
えば、地球センサー、太陽センサー、加速度計等を使用
することができる。さらに、センサーからの信号はＹ軸
角速度と同相でなければならないということはない。位
相角が到っている限り、適当な遅延を論理に挿入するこ
とができ、それによってホイールは章動周期の期間中、
適当な点で旋回される。モーメンタム・ホイールの軸は
その初期状態で２軸と整列している必要はない。それは
平行で且つ偏移していてもよく、また角度のずれを持っ
ていてもよい。
付けられたレイトジャイロを使用している。しかしなが
らこれは必要条件ではなく、適正なタイミング情報を供
給する油の任世のセンサーを使用することができる。例
えば、地球センサー、太陽センサー、加速度計等を使用
することができる。さらに、センサーからの信号はＹ軸
角速度と同相でなければならないということはない。位
相角が到っている限り、適当な遅延を論理に挿入するこ
とができ、それによってホイールは章動周期の期間中、
適当な点で旋回される。モーメンタム・ホイールの軸は
その初期状態で２軸と整列している必要はない。それは
平行で且つ偏移していてもよく、また角度のずれを持っ
ていてもよい。
第５図はｇｘ図に示されている機械的駆動部の購造を点
線によって示す。モーメンタム・ホイー／Ｌ／１３ハ、
衛星のプラットホーム１１上のパネルｌｌａの頂部から
伸延するポスト５９にヒンジ５１によってとンジ結合さ
れたフレーム部材５ｏ内に回転可能に取付けることがで
きる。ヒンジ５１はＹ軸と平行に伸び、モーメンタム・
ホイールの回・１云軸ばその中心位置で２軸と平行にな
っている。ステップ駆動モータ２７はフレーム５０およ
びホイール１３ヲヒンジ５１を中心として旋回させ、矢
印５２によって示すようにモータ２７の制御のもとて旋
回運動を生じさせる。モータ２７はねじ５５を駆動し、
該ねじ５５はプラットホームユ１の上側パネルｌｌａに
関してその端部５５ａにおいて回転可能に確実に取付け
られている。
線によって示す。モーメンタム・ホイー／Ｌ／１３ハ、
衛星のプラットホーム１１上のパネルｌｌａの頂部から
伸延するポスト５９にヒンジ５１によってとンジ結合さ
れたフレーム部材５ｏ内に回転可能に取付けることがで
きる。ヒンジ５１はＹ軸と平行に伸び、モーメンタム・
ホイールの回・１云軸ばその中心位置で２軸と平行にな
っている。ステップ駆動モータ２７はフレーム５０およ
びホイール１３ヲヒンジ５１を中心として旋回させ、矢
印５２によって示すようにモータ２７の制御のもとて旋
回運動を生じさせる。モータ２７はねじ５５を駆動し、
該ねじ５５はプラットホームユ１の上側パネルｌｌａに
関してその端部５５ａにおいて回転可能に確実に取付け
られている。
ねじ５５の反対端５５ｂはモータ２７に結合されている
。
。
ねじ５５ばＶｊ通カラー５６と螺合している。カラー５
６はフレーム５０のヒンジ５１から遠い側の部分に結合
されている。この溝底によると、ステップ・モータがね
じ５５ｔ−回転させると、カラー５６は矢印５２で示す
方向の一方の方向（（ねじ５５の畏さに沿って上昇（ま
たは降下）する。カラー５６のこのような動きによって
フレーム５０およびホイール１３をヒンジ５１を中心と
して煩ける１、 上述の特定の実施例はモーメンタム・ホイールを−Ｕ、
ｔた３軸モーメンタム・バイアスされた衛星に関するも
のであるが、この系は先に１スピナー”と称した他のデ
ュアル・スピン形式の衛星にも同様に適用することがで
きる。第６図）で示すように、“スピナー”は上述のモ
ーメンタム・ホイールと同じ機能を果す大形のローター
６１を持っている１゜第６図の“スピナー”衛星では、
モータ６２はローグー６１トデスパン・プラットホーム
６３トヲ結合シている。プラットホーム６３を点６５で
示す軸を中心としてローター６１に関して旋回させるこ
とによって章動を減衰させることができる。公称角運動
軸すなわちプラットホーム６３の２軸がＹ軸（点６５を
貫通して紙面と垂直て伸びる方向）を中心として煩けら
れるような方向に上記の旋回が行なわれる。
６はフレーム５０のヒンジ５１から遠い側の部分に結合
されている。この溝底によると、ステップ・モータがね
じ５５ｔ−回転させると、カラー５６は矢印５２で示す
方向の一方の方向（（ねじ５５の畏さに沿って上昇（ま
たは降下）する。カラー５６のこのような動きによって
フレーム５０およびホイール１３をヒンジ５１を中心と
して煩ける１、 上述の特定の実施例はモーメンタム・ホイールを−Ｕ、
ｔた３軸モーメンタム・バイアスされた衛星に関するも
のであるが、この系は先に１スピナー”と称した他のデ
ュアル・スピン形式の衛星にも同様に適用することがで
きる。第６図）で示すように、“スピナー”は上述のモ
ーメンタム・ホイールと同じ機能を果す大形のローター
６１を持っている１゜第６図の“スピナー”衛星では、
モータ６２はローグー６１トデスパン・プラットホーム
６３トヲ結合シている。プラットホーム６３を点６５で
示す軸を中心としてローター６１に関して旋回させるこ
とによって章動を減衰させることができる。公称角運動
軸すなわちプラットホーム６３の２軸がＹ軸（点６５を
貫通して紙面と垂直て伸びる方向）を中心として煩けら
れるような方向に上記の旋回が行なわれる。
ローター６１とプラットホーム６３との間に結合された
モータ（図示せず）は、ローター６１の軸をＺ軸に関し
であるいはプラットホーム６３に関して傾け、またこの
発明の原理によって再び戻して章動を減衰させるために
設けられている。
モータ（図示せず）は、ローター６１の軸をＺ軸に関し
であるいはプラットホーム６３に関して傾け、またこの
発明の原理によって再び戻して章動を減衰させるために
設けられている。
第１図は３つの軸とこの発明の一実施例によるピボット
支持されたモーメンタム・ホイールを示す宇宙機の概略
斜視図、 第２図は１対のホイール・ピボット・パルスによって生
ずる横軸角運動量履歴をプロットした図、第３図はこの
発明の第１の実施例による第１図中のダンパのマイクロ
プロセッサ用の論理ダイヤグラムを示す図、 第４図はとの発明の好ましい実施例による第１図のダン
パのマイクロプロセッサ用の論理ダイヤグラムを示す図
、 第５図はこの発明の一実施例によるピボット・モータ用
の機械的連係を示す図、 第６図はスピナー形式の衛星構造で使用される装置を示
す図である。 １０・・・デュアル・スピン衛星、１１・・・プラット
ホーム本体、１３・・・口伝物本、２３・・・ジャイロ
・センサー、２５・・・閾値検出器、２６・・・マイク
ロプロセッサ、２７・・・ステップ・モータ、Ｈ・・・
角運動量ベクトル、Ｚ・・・公称回転軸、Ｙ・・・プラ
ットホーム本体の第２の軸。 特許出願人 アールシーニー コーポレーション化
理 人 清 水 哲 ほか２名スタート 毫 り骨−一−−−■−−■−−舛■−一―−−−一彎一一
−―−−−−―嗜呻−−陽一一一一手続補正書（自発） 昭和６２年１月１２日 特願昭６１−２６８４６５号 ２１１発明の名称 デュアル・スピン衛星の章動抑制装置 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 住 所 アメリカ合衆国 ニューヨーク州 １００２
０ニユーヨーク ロックフェラーフラサ３０５ 補正の
対象 明細書の「特許請求の範囲」及び「発明の詳細な説明」
の各欄。 ６ 補正の内容 （１）特許請求の範囲を別紙の通りに訂正します。 （２）明細書の第１９頁第９行中の「部分に結合」を「
部分と点５７において結合」と訂正します。 添付書類 特許請求の範囲 以 上 特許請求の範囲 （１）デュアル・スピン衛星の章動を能動的に抑制する
ための装置であって、上記衛星は、それに対してシャイ
ロスコービック・スティフネスを与えるために当該衛星
のプラットホーム本体に関して回転する物体を有し、衛
星の全角運動量ベクトル（！りは、これか意図したミッ
ション動作しているときプラットホーム本体の公称回転
軸（Ｚ）と共線関係にあり、 上記公称回転軸を横切るプラットホーム本体の第２の軸
（Ｙ）を中心として感知された章動連動に応答して制御
信号を発生する手段と、該制御信号に応答して全角運動
量ベクトルを公称回転軸との共線関係に向うようにする
トルク付与手段とからなる修正手段を有し、 ここで、章動運動に逆らう反作用モーメント（トルク）
をプラットホーム本体上に生成するために、 上記回転物体が公称回転軸と直交するピボット軸を中心
として上記プラットホーム本体に関して旋回するよ・う
に配置されており、 上Ｉトルク付与手段は１記回転物体と上記プラットホー
ム本体との間に結合された駆動手段を含み、 上記駆動手段は各章動周期の期間中、上記制御信号に応
答して上記回転物体を上記ピボット軸を中心として（ａ
）元の位置から所定量、章動の方向に従って選択された
一方向に旋回させ、次いで（ｂ）章動周期の２分の１の
期間後、同じ量だけ反対方向に旋回させ、それによって
上記回転物体を元に位置に戻す、デュアル・スピン衛星
の章動抑制装置。
支持されたモーメンタム・ホイールを示す宇宙機の概略
斜視図、 第２図は１対のホイール・ピボット・パルスによって生
ずる横軸角運動量履歴をプロットした図、第３図はこの
発明の第１の実施例による第１図中のダンパのマイクロ
プロセッサ用の論理ダイヤグラムを示す図、 第４図はとの発明の好ましい実施例による第１図のダン
パのマイクロプロセッサ用の論理ダイヤグラムを示す図
、 第５図はこの発明の一実施例によるピボット・モータ用
の機械的連係を示す図、 第６図はスピナー形式の衛星構造で使用される装置を示
す図である。 １０・・・デュアル・スピン衛星、１１・・・プラット
ホーム本体、１３・・・口伝物本、２３・・・ジャイロ
・センサー、２５・・・閾値検出器、２６・・・マイク
ロプロセッサ、２７・・・ステップ・モータ、Ｈ・・・
角運動量ベクトル、Ｚ・・・公称回転軸、Ｙ・・・プラ
ットホーム本体の第２の軸。 特許出願人 アールシーニー コーポレーション化
理 人 清 水 哲 ほか２名スタート 毫 り骨−一−−−■−−■−−舛■−一―−−−一彎一一
−―−−−−―嗜呻−−陽一一一一手続補正書（自発） 昭和６２年１月１２日 特願昭６１−２６８４６５号 ２１１発明の名称 デュアル・スピン衛星の章動抑制装置 ３、補正をする者 事件との関係 特許出願人 住 所 アメリカ合衆国 ニューヨーク州 １００２
０ニユーヨーク ロックフェラーフラサ３０５ 補正の
対象 明細書の「特許請求の範囲」及び「発明の詳細な説明」
の各欄。 ６ 補正の内容 （１）特許請求の範囲を別紙の通りに訂正します。 （２）明細書の第１９頁第９行中の「部分に結合」を「
部分と点５７において結合」と訂正します。 添付書類 特許請求の範囲 以 上 特許請求の範囲 （１）デュアル・スピン衛星の章動を能動的に抑制する
ための装置であって、上記衛星は、それに対してシャイ
ロスコービック・スティフネスを与えるために当該衛星
のプラットホーム本体に関して回転する物体を有し、衛
星の全角運動量ベクトル（！りは、これか意図したミッ
ション動作しているときプラットホーム本体の公称回転
軸（Ｚ）と共線関係にあり、 上記公称回転軸を横切るプラットホーム本体の第２の軸
（Ｙ）を中心として感知された章動連動に応答して制御
信号を発生する手段と、該制御信号に応答して全角運動
量ベクトルを公称回転軸との共線関係に向うようにする
トルク付与手段とからなる修正手段を有し、 ここで、章動運動に逆らう反作用モーメント（トルク）
をプラットホーム本体上に生成するために、 上記回転物体が公称回転軸と直交するピボット軸を中心
として上記プラットホーム本体に関して旋回するよ・う
に配置されており、 上Ｉトルク付与手段は１記回転物体と上記プラットホー
ム本体との間に結合された駆動手段を含み、 上記駆動手段は各章動周期の期間中、上記制御信号に応
答して上記回転物体を上記ピボット軸を中心として（ａ
）元の位置から所定量、章動の方向に従って選択された
一方向に旋回させ、次いで（ｂ）章動周期の２分の１の
期間後、同じ量だけ反対方向に旋回させ、それによって
上記回転物体を元に位置に戻す、デュアル・スピン衛星
の章動抑制装置。
Claims (1)
- （１）デュアル・スピン衛星の章動を能動的に抑制する
ための装置であって、上記衛星は、それに対してジャイ
ロスコーピック・スティフネスを与えるために当該衛星
のプラットホーム本体に関してスピンする本体を有し、
衛星の全角運動量ベクトル（Ｈ）は、これが意図したミ
ッション動作しているときプラットホーム本体の公称回
転軸（Ｚ）と共線関係にあり、 上記公称回転軸を横切るプラットホーム本体の第２の軸
（Ｙ）を中心として感知された章動運動に応答して制御
信号を発生する手段と、該制御信号に応答して全角運動
量ベクトルを公称回転軸との共線関係に向うようにする
トルク付与手段とからなる修正手段を有し、 こゝで、章動運動に逆らう反作用モーメント（トルク）
をプラットホーム上に生成するために、回転物体が公称
回転軸と直交するピボット軸を中心としてプラットホー
ム本体に関して旋回するように配置されており、 トルク付与手段は回転物体とプラットホーム本体との間
に結合された駆動手段を含み、 上記駆動手段は各章動周期の期間中、上記制御信号に応
答して回転物体をピボット軸を中心として（ａ）元の位
置から所定量、章動の方向に従って選択された一方向に
旋回させ、次いで（ｂ）章動周期の２分の１の期間後、
同じ量だけ反対方向に旋回させ、それによって回転物体
を元の位置に戻す、デュアル・スピン衛星の章動抑制装
置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US797127 | 1985-11-12 | ||
| US06/797,127 US4728062A (en) | 1985-11-12 | 1985-11-12 | Pivot actuated nutation damping for a dual-spin spacecraft |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63130499A true JPS63130499A (ja) | 1988-06-02 |
| JPH0653519B2 JPH0653519B2 (ja) | 1994-07-20 |
Family
ID=25169983
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61268465A Expired - Lifetime JPH0653519B2 (ja) | 1985-11-12 | 1986-11-11 | デユアル・スピン衛星の章動抑制装置 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4728062A (ja) |
| JP (1) | JPH0653519B2 (ja) |
| CA (1) | CA1282393C (ja) |
| DE (1) | DE3638462A1 (ja) |
| FR (1) | FR2589819B1 (ja) |
| GB (1) | GB2182624B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05185997A (ja) * | 1991-06-24 | 1993-07-27 | Hughes Aircraft Co | モメンタム・ホイール台操縦システム及びその方法 |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4911385A (en) * | 1987-04-30 | 1990-03-27 | Agrawal Brij N | Attitude pointing error correction system and method for geosynchronous satellites |
| US4931942A (en) | 1988-05-26 | 1990-06-05 | Ford Aerospace Corporation | Transition control system for spacecraft attitude control |
| US4916622A (en) * | 1988-06-16 | 1990-04-10 | General Electric Company | Attitude control system |
| US5172876A (en) * | 1990-08-03 | 1992-12-22 | Space Systems/Loral, Inc. | Spin reorientation maneuver for spinning spacecraft |
| EP0496184A1 (en) * | 1991-01-25 | 1992-07-29 | CONTRAVES ITALIANA S.p.A. | Attitude control actuator, particularly for spacecrafts |
| US5308025A (en) * | 1992-07-30 | 1994-05-03 | Hughes Aircraft Company | Spacecraft spin axis capture system and method |
| FR2714357B1 (fr) * | 1993-12-27 | 1996-03-22 | Aerospatiale | Procédé de minimisation, amortissement ou compensation des perturbations sur un satellite stabilisé par autorotation. |
| FR2746366B1 (fr) * | 1996-03-22 | 1998-08-14 | Aerospatiale | Procede et dispositif pour la manoeuvre rapide d'une charge utile embarquee sur une plate-forme spatiale |
| GB9622150D0 (en) * | 1996-10-24 | 1996-12-18 | Emhart Glass Mach Invest | Baffle assembly |
| US6377352B1 (en) * | 1999-03-17 | 2002-04-23 | Honeywell International Inc. | Angular rate and reaction torque assembly |
| US6772978B2 (en) * | 2002-02-22 | 2004-08-10 | Honeywell International Inc. | Dynamic unbalance compensation system and method |
| CN100346866C (zh) * | 2005-08-16 | 2007-11-07 | 卢作基 | 流场自适应型喷氨装置 |
| US8620496B2 (en) * | 2008-07-23 | 2013-12-31 | The Boeing Company | Systems and method of controlling a spacecraft using attitude sensors |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4096427A (en) * | 1975-10-21 | 1978-06-20 | Hughes Aircraft Company | Nutation damping in dual-spin stabilized devices |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3591108A (en) * | 1967-01-27 | 1971-07-06 | Rca Corp | Control system for spinning bodies |
| US3638883A (en) * | 1968-05-21 | 1972-02-01 | Dynasciences Corp | Cross-rate axis sensor |
| US3637170A (en) * | 1969-12-31 | 1972-01-25 | Thomas O Paine | Spacecraft attitude control method and apparatus |
| NL7102909A (ja) * | 1970-03-05 | 1971-09-07 | ||
| US3695554A (en) * | 1970-10-16 | 1972-10-03 | Rca Corp | Nutation damping in dual-spin spacecraft |
| US3685770A (en) * | 1971-03-03 | 1972-08-22 | British Aircraft Corp Ltd | Dampers for spinning bodies |
| US3830447A (en) * | 1972-09-28 | 1974-08-20 | Rca Corp | Active nutation damping in dual-spin spacecraft |
| US3937423A (en) * | 1974-01-25 | 1976-02-10 | Hughes Aircraft Company | Nutation and roll error angle correction means |
| US3984071A (en) * | 1974-08-29 | 1976-10-05 | Trw Inc. | Satellite nutation attenuation apparatus |
| US4193570A (en) * | 1978-04-19 | 1980-03-18 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Active nutation controller |
| FR2447320A1 (fr) * | 1979-01-23 | 1980-08-22 | Matra | Perfectionnements aux procedes et dispositifs d'amortissement actif de nutation pour vehicule spatial |
| US4272045A (en) * | 1979-03-29 | 1981-06-09 | Rca Corporation | Nutation damping in a dual-spin spacecraft |
| US4386750A (en) * | 1980-08-29 | 1983-06-07 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Method of damping nutation motion with minimum spin axis attitude disturbance |
| US4504032A (en) * | 1982-03-10 | 1985-03-12 | Rca Corporation | Control of nutation in a spacecraft |
-
1985
- 1985-11-12 US US06/797,127 patent/US4728062A/en not_active Expired - Lifetime
-
1986
- 1986-10-31 CA CA000521915A patent/CA1282393C/en not_active Expired - Lifetime
- 1986-11-11 GB GB8626931A patent/GB2182624B/en not_active Expired
- 1986-11-11 JP JP61268465A patent/JPH0653519B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1986-11-11 DE DE19863638462 patent/DE3638462A1/de active Granted
- 1986-11-12 FR FR868615696A patent/FR2589819B1/fr not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4096427A (en) * | 1975-10-21 | 1978-06-20 | Hughes Aircraft Company | Nutation damping in dual-spin stabilized devices |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH05185997A (ja) * | 1991-06-24 | 1993-07-27 | Hughes Aircraft Co | モメンタム・ホイール台操縦システム及びその方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB8626931D0 (en) | 1986-12-10 |
| FR2589819B1 (fr) | 1992-03-06 |
| CA1282393C (en) | 1991-04-02 |
| DE3638462A1 (de) | 1987-05-21 |
| DE3638462C2 (ja) | 1990-02-22 |
| GB2182624B (en) | 1989-10-04 |
| JPH0653519B2 (ja) | 1994-07-20 |
| GB2182624A (en) | 1987-05-20 |
| FR2589819A1 (fr) | 1987-05-15 |
| US4728062A (en) | 1988-03-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4230294A (en) | Closed loop roll control for momentum biased satellites | |
| US5020745A (en) | Reaction wheel fricton compensation using dither | |
| JP2635821B2 (ja) | 地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法 | |
| US5349532A (en) | Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters | |
| JPS63130499A (ja) | デユアル・スピン衛星の章動抑制装置 | |
| CA1285256C (en) | Method for spinning up a three-axis controlled spacecraft | |
| US7661627B2 (en) | Method of controlling the attitude of satellites, particularly agile satellites with a reduced number of gyrodynes | |
| US5441222A (en) | Attitude control of spinning spacecraft | |
| JP4550347B2 (ja) | 宇宙船の姿勢を制御するシステムおよび方法 | |
| US5788188A (en) | Control of the attitude of a satellite in low orbit involving solar acquisition | |
| JPS6047159B2 (ja) | 衛星の姿勢制御装置 | |
| US6311931B1 (en) | Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control | |
| JP2567098B2 (ja) | 姿勢制御システム | |
| US3830447A (en) | Active nutation damping in dual-spin spacecraft | |
| US6789437B2 (en) | Apparatus for precision slewing of flatform-mounted devices | |
| US4504032A (en) | Control of nutation in a spacecraft | |
| US3471105A (en) | Stabilization control system | |
| EP0372397A2 (en) | Spin stabilization method using momentum wheels | |
| US4879918A (en) | Gyro compass | |
| US3476129A (en) | Stabilization-orientation system | |
| US6196502B1 (en) | Attitude control of spinning spacecraft with counterspun controls platform | |
| EP0496184A1 (en) | Attitude control actuator, particularly for spacecrafts | |
| US5308025A (en) | Spacecraft spin axis capture system and method | |
| US6152402A (en) | Dual spin zero momentum satellite system | |
| USRE30429E (en) | Minimization of residual spacecraft nutation due to disturbing torques |