JPS63149296A - ３軸安定化宇宙船の自動位置維持 - Google Patents
３軸安定化宇宙船の自動位置維持Info
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- JPS63149296A JPS63149296A JP62232719A JP23271987A JPS63149296A JP S63149296 A JPS63149296 A JP S63149296A JP 62232719 A JP62232719 A JP 62232719A JP 23271987 A JP23271987 A JP 23271987A JP S63149296 A JPS63149296 A JP S63149296A
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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
- B64G1/28—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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
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- B64G1/244—Spacecraft control systems
-
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- 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
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- Control Of Position Or Direction (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】
〔利用分野〕
本発明は、３軸安定化宇宙船の東西（Ｅ−Ｗ）位置決め
を維持しながら、同時に機上の運動量／リアクシヨンホ
イールの飽和除去を可能にする技術に関する。
を維持しながら、同時に機上の運動量／リアクシヨンホ
イールの飽和除去を可能にする技術に関する。
米国特許第＆５９１，１０８号は、運動量／リアクシヨ
ンホイールを使用して人工衛星の動揺、摂動および章動
を制御する装置について記述している。
ンホイールを使用して人工衛星の動揺、摂動および章動
を制御する装置について記述している。
米国特許第へ９４Ｑ、０９６号は、人工衛星のスピン軸
線を運動量ホイールｉｍ、ｉに関して再配向するための
方法を記載している。
線を運動量ホイールｉｍ、ｉに関して再配向するための
方法を記載している。
米国特許第４９９８．４６９号は、ホイール速度逆転の
静的クーロン摩擦トルクおよび噛合いトルクから生ずる
人工衛星姿勢誤差を最小化するための装置について記載
している。
静的クーロン摩擦トルクおよび噛合いトルクから生ずる
人工衛星姿勢誤差を最小化するための装置について記載
している。
米国特許第４，０１Ｑ、９、号は、磁気的トルク発生器
を使用して宇宙船の運動量／リアクシヨンホイールを非
飽和化する（アノロードする）装置について記載してい
る。この発明に依り問題とされるＥ−Ｗ偏差は、磁気的
トルカに依っては補償できない。
を使用して宇宙船の運動量／リアクシヨンホイールを非
飽和化する（アノロードする）装置について記載してい
る。この発明に依り問題とされるＥ−Ｗ偏差は、磁気的
トルカに依っては補償できない。
米国特許第４．０７１．２、号は、３またはそれ以上の
運動量ホイールを使用する運動量に基づくｓ軸人工衛星
姿勢制御装置を提供する装置について記載している。
運動量ホイールを使用する運動量に基づくｓ軸人工衛星
姿勢制御装置を提供する装置について記載している。
米国特許第４． Ｑ Ｂ ４．７７２号は、宇宙船ロー
ルおよびヨーボインティングを制御するためにノデイン
グ関数を発生する装置について記載している。
ルおよびヨーボインティングを制御するためにノデイン
グ関数を発生する装置について記載している。
米国特許第４．１６１．７８０号は、機上処理を利用し
てスピン中の宇宙船の配向を決定し摂動させる装置につ
いて記載している。
てスピン中の宇宙船の配向を決定し摂動させる装置につ
いて記載している。
米国特許第４．２７５．８６１号は、運動量安定化宇宙
船を再配向する装置について記載している。
船を再配向する装置について記載している。
米国特許第４．２８８． （３５１号は、バイブロペラ
ン）ｌ使用して５軸安定化人工衛星なトランスファ軌道
から同期軌道へ制御する方法について記載している。
ン）ｌ使用して５軸安定化人工衛星なトランスファ軌道
から同期軌道へ制御する方法について記載している。
米国特許第４２９４４２０号は、２つの傾斜運動量ホイ
ールを使用して人工衛星の姿勢を制御する方法について
記載している。
ールを使用して人工衛星の姿勢を制御する方法について
記載している。
本発明は、３軸安定化される宇宙船（１）の制御にその
実用性を有する。この種の宇宙船にあっては、宇宙船の
姿勢を軸線（それぞれ７％Ｚ）に関して維持するため少
なくとも１つの運動桁／リアクション（反作用）ホイー
ル（３１〜３２．４１）が宇宙船上に取り付ゆられる。
実用性を有する。この種の宇宙船にあっては、宇宙船の
姿勢を軸線（それぞれ７％Ｚ）に関して維持するため少
なくとも１つの運動桁／リアクション（反作用）ホイー
ル（３１〜３２．４１）が宇宙船上に取り付ゆられる。
運動量／リアクシヨンホイール（それぞれ３１〜５２．
４１）を非飽和化し、速度操作の変更を遂行するため、
１組のスラスタ（３５〜５８．４５〜４Ｂ）が宇宙船の
周囲の回りに取り付けられる。運動量／リアクシヨンホ
イール（５１〜３２，４１）に結合された手段（５）が
、該ホイール（３１〜３２．４１）が飽和に達したこと
を決定する。この決定手段に結合されて、宇宙船の東−
西軌道位Ｉｔの予め選択された補償を遂行しながら、運
動量／リアクシヨンホイール（３１〜３２．４１）の所
望の非飽和化を遂行する手段（、３〜１９．２１．５０
〜７４）が設けられている。
４１）を非飽和化し、速度操作の変更を遂行するため、
１組のスラスタ（３５〜５８．４５〜４Ｂ）が宇宙船の
周囲の回りに取り付けられる。運動量／リアクシヨンホ
イール（５１〜３２，４１）に結合された手段（５）が
、該ホイール（３１〜３２．４１）が飽和に達したこと
を決定する。この決定手段に結合されて、宇宙船の東−
西軌道位Ｉｔの予め選択された補償を遂行しながら、運
動量／リアクシヨンホイール（３１〜３２．４１）の所
望の非飽和化を遂行する手段（、３〜１９．２１．５０
〜７４）が設けられている。
１、 すべての手動的東−西位置維持操作は排除される
。
。
２ 宇宙船の位置維持操作からホイール制御モードに変
換することにより惹起されるヨーエラーが排除される。
換することにより惹起されるヨーエラーが排除される。
これらのエラーは、位籠維持中スラスタの作動の結果と
して、ディジタルレイト積分アセンブリ（ＤＩＲＡ）ジ
ャイロドリフト、指向デッドバンドが存在するとい５事
実、および残留ロールレイト（運動量ペースシステムに
おいてはこれはヨー姿勢に変換される）により引き起こ
される。
して、ディジタルレイト積分アセンブリ（ＤＩＲＡ）ジ
ャイロドリフト、指向デッドバンドが存在するとい５事
実、および残留ロールレイト（運動量ペースシステムに
おいてはこれはヨー姿勢に変換される）により引き起こ
される。
五 位置維持に必要な時間歩が減ぜられ、人工衛星の通
常の動作に利用可能な時間を増す。
常の動作に利用可能な時間を増す。
本 推進材の使用が最適化される。
本発明のこれらおよびその他の目的および利点は、図面
を参照して表した以下の説明から明らかとなろう。
を参照して表した以下の説明から明らかとなろう。
〔発明を実施するための最良のモード〕第１図は、本発
明を利用するのに有利な代表的３軸安定化宇宙船１を例
示している。宇宙船１は、地球赤道上の地球同期軌道に
位置づけられた人工衛星である。束−西ドリフトを補償
し、人工衛星１を所以の軌道位置に保持するため衛鳥に
は、周期的束−面速度補正が賦与されねば彦らない。東
−西補償は、位置維持操作と称されることが多い１組の
手続きの一部である。
明を利用するのに有利な代表的３軸安定化宇宙船１を例
示している。宇宙船１は、地球赤道上の地球同期軌道に
位置づけられた人工衛星である。束−西ドリフトを補償
し、人工衛星１を所以の軌道位置に保持するため衛鳥に
は、周期的束−面速度補正が賦与されねば彦らない。東
−西補償は、位置維持操作と称されることが多い１組の
手続きの一部である。
束−西ドリフトは２つの７アクタにより引き起こされる
。すなわち、（１）軌道運動に起因する軌道ドリフト。
。すなわち、（１）軌道運動に起因する軌道ドリフト。
この７アクタは、人工衛星の軌道スロット（角変位りか
ら予期し得、レジスタ６（第２図参照）に供給されるバ
イアスの主題である。
ら予期し得、レジスタ６（第２図参照）に供給されるバ
イアスの主題である。
（２）もしも人工衛星１が、質量の中心の回りに太陽圧
に関して完全に平衡を取られていなげれば、太陽トルク
が、結局運動量／リアクシヨンホイール３１〜３２．４
１を飽和状態に強制する。そのとき、運動ｉ／リアクシ
ヨンホイール３１〜３２．４１は、それらを姿勢制御を
遂行する上において有用にするため非飽和化されねばな
らない。これらの非飽和化の手続きは、それぞれホイー
ル３１〜３２．４１に、（したがってそれに対応する軸
線’ｔｓｚにそれぞれ沿って）角運動量を増減するため
に（ホイール速度を増減することにより）スラスタ６５
〜３．８．４５〜４８の点火を伴なう。
に関して完全に平衡を取られていなげれば、太陽トルク
が、結局運動量／リアクシヨンホイール３１〜３２．４
１を飽和状態に強制する。そのとき、運動ｉ／リアクシ
ヨンホイール３１〜３２．４１は、それらを姿勢制御を
遂行する上において有用にするため非飽和化されねばな
らない。これらの非飽和化の手続きは、それぞれホイー
ル３１〜３２．４１に、（したがってそれに対応する軸
線’ｔｓｚにそれぞれ沿って）角運動量を増減するため
に（ホイール速度を増減することにより）スラスタ６５
〜３．８．４５〜４８の点火を伴なう。
東−西偏差を引き起こすのはこのスラスタの点火である
。
。
従来の人工衛星１の場合、上述のファクタ魔２の方がフ
ァクタ腐１よりも重要である。本発明は、適正な方向に
おけるホイール５１・〜３２．４１の非飽和化を許容し
ながら、画形式の東−西ドリフトを自動的に補償する。
ァクタ腐１よりも重要である。本発明は、適正な方向に
おけるホイール５１・〜３２．４１の非飽和化を許容し
ながら、画形式の東−西ドリフトを自動的に補償する。
第１図において、宇宙船の３つの直交軸線はラベルが付
されている。すなわち、十ロール（Ｘ）、＋ピッチ（ｙ
）および＋ヨー（、）である。第１図に例示される宇宙
船１においては、１対のピッチ運動量／リアクシヨンホ
イール３１〜３２がＹＺ平面に配置されており、各々ヨ
一方向において若干傾斜されている。第５の運動量／リ
アクシヨンホイール４１は、ヨー軸に沿って整列されて
いるが、該軸から離間されている。ホイール４１ば、ヨ
ー軸線に平行にその角運動量ベクトルを有する。かくし
て、ホイール４１は、ヨー運動量／リアクシヨンホイー
ルと称される。ピッチ運動量／リアクシヨンホイール３
１〜３２０角運動量のピッチ成分は、ピッチ軸線の回り
に人工衛星の姿勢を制御する。ヨー運動量／リアクシヨ
ンホイール４１およびピッチ運動量／リアクシヨンホイ
ール５１〜３２０角運動量のヨー成分は、人工衛星の瞬
間的ロール姿勢および安定性を制御する。ヨー姿勢は、
運動量ペースシステムにおいては、％軌道のロー−ヨー
ダイナミック結合を介して制御される。
されている。すなわち、十ロール（Ｘ）、＋ピッチ（ｙ
）および＋ヨー（、）である。第１図に例示される宇宙
船１においては、１対のピッチ運動量／リアクシヨンホ
イール３１〜３２がＹＺ平面に配置されており、各々ヨ
一方向において若干傾斜されている。第５の運動量／リ
アクシヨンホイール４１は、ヨー軸に沿って整列されて
いるが、該軸から離間されている。ホイール４１ば、ヨ
ー軸線に平行にその角運動量ベクトルを有する。かくし
て、ホイール４１は、ヨー運動量／リアクシヨンホイー
ルと称される。ピッチ運動量／リアクシヨンホイール３
１〜３２０角運動量のピッチ成分は、ピッチ軸線の回り
に人工衛星の姿勢を制御する。ヨー運動量／リアクシヨ
ンホイール４１およびピッチ運動量／リアクシヨンホイ
ール５１〜３２０角運動量のヨー成分は、人工衛星の瞬
間的ロール姿勢および安定性を制御する。ヨー姿勢は、
運動量ペースシステムにおいては、％軌道のロー−ヨー
ダイナミック結合を介して制御される。
太陽電池パネル３が、人工衛星１に対して電気的パワを
提供している。太陽電池５に当たるソーラ圧力を平衡さ
せるため、ソラーセイル／プーム２がソーラアレイ３０
面と反対の人工衛星の面に配置される。姿勢および軌道
制御電子装置（ＡＯＣＥ）４は、地球から信号を受は取
り、本発明の動作を含め、人工衛星の多くの面を制御す
る。
提供している。太陽電池５に当たるソーラ圧力を平衡さ
せるため、ソラーセイル／プーム２がソーラアレイ３０
面と反対の人工衛星の面に配置される。姿勢および軌道
制御電子装置（ＡＯＣＥ）４は、地球から信号を受は取
り、本発明の動作を含め、人工衛星の多くの面を制御す
る。
例示の人工衛星１は、その周囲に位置して１２のスラス
タを有するものとして示されている。すなわち、３軸線
Ｘ ｓ ）’ 、Ｚの各々の回りに正および負のトルク
を提供する６個のスラスタと、６個のバックアップスラ
スタを備える。４個のロールスラスタ２５〜２８と、４
個のピッチスラスタ３５〜５８と、４つのヨースラスタ
４５〜４８がある。スラスタの極性は、対応する軸線の
回りに運動量を増減することに関して右手規則にしたが
う。かくして、偶数番号を付したスラスタは、正スラス
タと考えられる。何故ならば、これらのスラスタを点火
すると、対応する軸線の正方向に沿って角運動量が付加
されるからである。奇数番号を付したスラスタは、負の
スラスタと考えられる。
タを有するものとして示されている。すなわち、３軸線
Ｘ ｓ ）’ 、Ｚの各々の回りに正および負のトルク
を提供する６個のスラスタと、６個のバックアップスラ
スタを備える。４個のロールスラスタ２５〜２８と、４
個のピッチスラスタ３５〜５８と、４つのヨースラスタ
４５〜４８がある。スラスタの極性は、対応する軸線の
回りに運動量を増減することに関して右手規則にしたが
う。かくして、偶数番号を付したスラスタは、正スラス
タと考えられる。何故ならば、これらのスラスタを点火
すると、対応する軸線の正方向に沿って角運動量が付加
されるからである。奇数番号を付したスラスタは、負の
スラスタと考えられる。
何故ならば、これらのスラスタを点火すると、対応する
軸線の正方向に沿って角辺ＴＪＯＪ盆が減ぜられるから
である。
軸線の正方向に沿って角辺ＴＪＯＪ盆が減ぜられるから
である。
人工衛星機上１には、第２図に例示される形式の２組の
論理装置が設けられる。ピッチ軸線に対する第１の１組
と、ヨー軸脚に対する第２の１組である。かくして、第
２図に例示される４個のスラスタには別の番号指示が付
されており、回路が、ピッチ、線（スラスタ３５−３８
）またはヨー軸結（スラスタ４５−４８）に対して使用
できることを指示している。
論理装置が設けられる。ピッチ軸線に対する第１の１組
と、ヨー軸脚に対する第２の１組である。かくして、第
２図に例示される４個のスラスタには別の番号指示が付
されており、回路が、ピッチ、線（スラスタ３５−３８
）またはヨー軸結（スラスタ４５−４８）に対して使用
できることを指示している。
地球上の伝送アンテナ１０は、地上の命令２０を人工衛
星１に送る。命令２０は、（例示されていない機上アン
テナを介して）姿勢および軌道制御電子装置（ＡＯＣＥ
）４に送られる。命令２０は、ＡＯＣＥ４内のレジスタ
６に供給される東−西（Ｅ／Ｗ）点火バイアスと、レジ
スタ７に供給される点火期間バイアスより成る。Ｅ／Ｗ
点火バイアスは、東−西ドリフトを補償するため、予め
選択された点火期間スラスタが作動されねばならぬ回数
を指示する２進整数である。この点火バイアスは、人工
衛星１の特定の軌道位置に対する既知の擾乱トルクに基
づく。正の点火バイアスは、人工衛星１０東面上のスラ
スタ３５．３６．４５．４６を点火する必要性に対応す
る。負の点火バイアスは、人工衛星１の画面上のスラス
タ３７．３８．４７．４８を点火する必要性に対応する
。
星１に送る。命令２０は、（例示されていない機上アン
テナを介して）姿勢および軌道制御電子装置（ＡＯＣＥ
）４に送られる。命令２０は、ＡＯＣＥ４内のレジスタ
６に供給される東−西（Ｅ／Ｗ）点火バイアスと、レジ
スタ７に供給される点火期間バイアスより成る。Ｅ／Ｗ
点火バイアスは、東−西ドリフトを補償するため、予め
選択された点火期間スラスタが作動されねばならぬ回数
を指示する２進整数である。この点火バイアスは、人工
衛星１の特定の軌道位置に対する既知の擾乱トルクに基
づく。正の点火バイアスは、人工衛星１０東面上のスラ
スタ３５．３６．４５．４６を点火する必要性に対応す
る。負の点火バイアスは、人工衛星１の画面上のスラス
タ３７．３８．４７．４８を点火する必要性に対応する
。
レジスタ７に記憶される点火期間は、レジスタ６に記憶
される点火バイアスに対応しなければならない。点火期
間は、レジスタ６内の数が整数であるように十分大きく
なければならない。かくして、東−西ドリフトを補償す
るために、３０日ごとに１５のスラスタパルスが放出さ
れねばならぬことを軌道機構が指示すると、レジスタ６
は１５、レジスタ７は５０を記憶し得る。代わりに、レ
ジスタ６は３０を記憶し、レジスタ７は６０を記憶して
も半い。しかしながら、イジスタ６が７．５を記憶しレ
ジスタ７が１５を記憶することは不可能であろう。何故
ならば、その場合、レジスタ６の内容は整叡でないから
である。
される点火バイアスに対応しなければならない。点火期
間は、レジスタ６内の数が整数であるように十分大きく
なければならない。かくして、東−西ドリフトを補償す
るために、３０日ごとに１５のスラスタパルスが放出さ
れねばならぬことを軌道機構が指示すると、レジスタ６
は１５、レジスタ７は５０を記憶し得る。代わりに、レ
ジスタ６は３０を記憶し、レジスタ７は６０を記憶して
も半い。しかしながら、イジスタ６が７．５を記憶しレ
ジスタ７が１５を記憶することは不可能であろう。何故
ならば、その場合、レジスタ６の内容は整叡でないから
である。
自動非飽和化論理回路５は、今日の人工衛星上に従来利
用されるごときものであるが、２つの出力を生ずる。す
なわち、非飽和化のためにスラスタが点火されねばなら
ぬときに（代表的には一日に一度）放出される点火パル
ス２２と、極性信号、である。この場合、信号、は、運
動量が対応する軸線に沿って減ぜられなければならない
場合論理０であり、運動量が加えられねばならないとき
は論理１である。信号、は、ＡＮＤゲート１４に、イン
バータ１６を介してＡＮＤゲート１５に、ＡＮＤゲート
６１に、そしてインバータ５９を介してＡＮＤゲート６
２に供給される。かくして、信号、が論理１であるとき
、２つの正のスラスタ（３８および３６または４８およ
び４６）が動作するよう条件づゆられ、信号、が論理０
のとき２つの負のスラスタ（３７および３５または４７
および４５）が動作するように条件づゆられる。こ＼で
言及される条件づゆは、以下で説明されるように所与の
時点に１つのみのスラスタが点火されることになるよう
な条件づゆである。
用されるごときものであるが、２つの出力を生ずる。す
なわち、非飽和化のためにスラスタが点火されねばなら
ぬときに（代表的には一日に一度）放出される点火パル
ス２２と、極性信号、である。この場合、信号、は、運
動量が対応する軸線に沿って減ぜられなければならない
場合論理０であり、運動量が加えられねばならないとき
は論理１である。信号、は、ＡＮＤゲート１４に、イン
バータ１６を介してＡＮＤゲート１５に、ＡＮＤゲート
６１に、そしてインバータ５９を介してＡＮＤゲート６
２に供給される。かくして、信号、が論理１であるとき
、２つの正のスラスタ（３８および３６または４８およ
び４６）が動作するよう条件づゆられ、信号、が論理０
のとき２つの負のスラスタ（３７および３５または４７
および４５）が動作するように条件づゆられる。こ＼で
言及される条件づゆは、以下で説明されるように所与の
時点に１つのみのスラスタが点火されることになるよう
な条件づゆである。
ある。
自動非飽和化回路５から発される点火パルス２２は、ハ
ウスキーピング懇号１２とＡＮＤゲート２１でＡＮＤを
取られ、ＯＲゲート１５に供給される。この信号は、ス
ラスタの点火を制御し、カウンタ１９および５７および
加算器５０の更新を制御する。ハウスキーピング論理回
路８から発するハウスキーピング信号１２は、人工衛星
１が動作モードと反対のハウスキーピングモードにある
とき論理１であり、そして人工衛星１が動作モードにあ
りハウスキーピングモードにないとき、信号１２は論理
０である。かくして、ＡＮＤゲート２１は、スラスタの
点火が動作モード中（人工衛星の姿勢が重要であろう）
なされず、か＼る操作が予定されるハウスキーピング中
になされることを保証する。
ウスキーピング懇号１２とＡＮＤゲート２１でＡＮＤを
取られ、ＯＲゲート１５に供給される。この信号は、ス
ラスタの点火を制御し、カウンタ１９および５７および
加算器５０の更新を制御する。ハウスキーピング論理回
路８から発するハウスキーピング信号１２は、人工衛星
１が動作モードと反対のハウスキーピングモードにある
とき論理１であり、そして人工衛星１が動作モードにあ
りハウスキーピングモードにないとき、信号１２は論理
０である。かくして、ＡＮＤゲート２１は、スラスタの
点火が動作モード中（人工衛星の姿勢が重要であろう）
なされず、か＼る操作が予定されるハウスキーピング中
になされることを保証する。
ＯＲゲート１３の出力は、ＡＮＤゲート１８．５８．１
７および６０に供給される。３人力全加算器５０から発
せられる最上位ビイ）（ＭＳＢ）が論理１であれば、そ
してその場合のみ（これは加算器５０の内容が負のとき
のみ起こる）、ＡＮＤゲート１７は動作を可能化されて
西スラスタを点火せしめ、ＡＮＤゲート１８は動作を可
能化されて、アップカウンタ１９をインクリメントせし
める。これは、点火された西側スラスタの数をカウント
する。同様に、そしてＭＳＢに作用するインバータ５１
０作用のため、前記ＭＳＢが０であるとき、そしてその
ときのみ、ＡＮＤゲート６０は動作を可能化され、東ス
ラスタを点火せしめ、ＡＮＤゲート５８は動作を可能化
されて、アップカラ／り５７をインクリメントせしめる
。これは、東スラスタの点火数を計数する。
７および６０に供給される。３人力全加算器５０から発
せられる最上位ビイ）（ＭＳＢ）が論理１であれば、そ
してその場合のみ（これは加算器５０の内容が負のとき
のみ起こる）、ＡＮＤゲート１７は動作を可能化されて
西スラスタを点火せしめ、ＡＮＤゲート１８は動作を可
能化されて、アップカウンタ１９をインクリメントせし
める。これは、点火された西側スラスタの数をカウント
する。同様に、そしてＭＳＢに作用するインバータ５１
０作用のため、前記ＭＳＢが０であるとき、そしてその
ときのみ、ＡＮＤゲート６０は動作を可能化され、東ス
ラスタを点火せしめ、ＡＮＤゲート５８は動作を可能化
されて、アップカラ／り５７をインクリメントせしめる
。これは、東スラスタの点火数を計数する。
カウンタ５７内の２進数は、２の補数論理回路５６によ
り負の形式に変換され、加算器５０に第１の入力として
供給される。加算器５０に対する他の２つの入力は、カ
ウンタ１９およびレジスタ 。
り負の形式に変換され、加算器５０に第１の入力として
供給される。加算器５０に対する他の２つの入力は、カ
ウンタ１９およびレジスタ 。
６から来る。かくして、加算器５０の数は西スラスタが
、点火された回数マイナス東スラスタが点火された回数
プラス東−西ドリフトを補償するために東スラスタが点
火されねばならぬ回数（！！、たはマイナス西スラスタ
が点火されねばならぬ回数）に等しい。この技術に依る
と、Ｅ／Ｗバイアスは、東面または西面いずれかでのそ
れぞれの点火で０にまで減ぜられ、ついで、人工衛星の
束−面位置を維持するため東・西スラスタが交番する。
、点火された回数マイナス東スラスタが点火された回数
プラス東−西ドリフトを補償するために東スラスタが点
火されねばならぬ回数（！！、たはマイナス西スラスタ
が点火されねばならぬ回数）に等しい。この技術に依る
と、Ｅ／Ｗバイアスは、東面または西面いずれかでのそ
れぞれの点火で０にまで減ぜられ、ついで、人工衛星の
束−面位置を維持するため東・西スラスタが交番する。
すべてのこれらのスラスタは、信号、により支配される
所望の飽和除去極性に対応する適正な極性を有する。
所望の飽和除去極性に対応する適正な極性を有する。
カウンタ１９および１７の初値は各々０である。
いま、＋５がレジスタに存在すると仮定しよう。
それゆえ、加算器５０の最初の内容は＋５である。
それゆえ、ＭＳＢは０である。何故ならば、定義により
正数または００Ｍ５Ｂは０であるからである。かくして
、東スラスタが点火する。アップカウンタ５７はインク
リメントして１になる。これにより加算器５０の内容は
４となる。ＭＳＢはなお０である。それゆえ、東スラス
タが再度点火する。こ＼でカウンタ５７は２を含み、加
算器５０は３を含む。このループは、加算器５０がマイ
ナス１を含むまで継続する（この間ずつと、点火パルス
２２は論理回路５から発せられ続けると仮定する）。加
算器５０の内容が負となると、ＭＳＢは１となり、東ス
ラスタでなく西スラスタが点火され、カウンタ５７でな
くカウンタ１９がインクリメントされる。これにより加
算器５ｏの値は０に戻る。生じた０のＭＳＨにより、東
スラスタが点火され、西スラスタがこれに続き、非飽和
パルス２２の消失により示されるところにしたがって非
飽和化が完了してしまうまでこれが続く。
正数または００Ｍ５Ｂは０であるからである。かくして
、東スラスタが点火する。アップカウンタ５７はインク
リメントして１になる。これにより加算器５０の内容は
４となる。ＭＳＢはなお０である。それゆえ、東スラス
タが再度点火する。こ＼でカウンタ５７は２を含み、加
算器５０は３を含む。このループは、加算器５０がマイ
ナス１を含むまで継続する（この間ずつと、点火パルス
２２は論理回路５から発せられ続けると仮定する）。加
算器５０の内容が負となると、ＭＳＢは１となり、東ス
ラスタでなく西スラスタが点火され、カウンタ５７でな
くカウンタ１９がインクリメントされる。これにより加
算器５ｏの値は０に戻る。生じた０のＭＳＨにより、東
スラスタが点火され、西スラスタがこれに続き、非飽和
パルス２２の消失により示されるところにしたがって非
飽和化が完了してしまうまでこれが続く。
加算器５０の内容は、ＯＲゲート５２に入力として供給
される。これらの入力のいずれか１つが論理１であると
、ＯＲゲート５２の出力は同様に論理１となるが、これ
は、Ｅ／Ｗ点火バイアスのいずれかが減じてしまったこ
と、または少なくともスラスタが点火される面を切り替
えることが望まれることを意味する。もしも予め選択さ
れた点火期間が十分に長ければ、ある点にて、ＯＲゲー
ト５２に対するすべての入力が論理０となり、そしてこ
の場合ＯＲゲート５２の出力も論理０となる。この出力
はインバータ５３により反転され、インバータは論理１
出力を有する。これは、条件的にワンショットジェネレ
ータ５５をして３つのすべてのカウンタ１９，５７およ
び６５をリセットせしめ、所望のスラスタの点火が遂行
されたことを指示する。ＡＮＤゲート５４により導入さ
れるとの榮件は、点火期間が経過してしまったというこ
とである。この条件は、ＯＲゲート６８の出力からの論
理１により報知される。
される。これらの入力のいずれか１つが論理１であると
、ＯＲゲート５２の出力は同様に論理１となるが、これ
は、Ｅ／Ｗ点火バイアスのいずれかが減じてしまったこ
と、または少なくともスラスタが点火される面を切り替
えることが望まれることを意味する。もしも予め選択さ
れた点火期間が十分に長ければ、ある点にて、ＯＲゲー
ト５２に対するすべての入力が論理０となり、そしてこ
の場合ＯＲゲート５２の出力も論理０となる。この出力
はインバータ５３により反転され、インバータは論理１
出力を有する。これは、条件的にワンショットジェネレ
ータ５５をして３つのすべてのカウンタ１９，５７およ
び６５をリセットせしめ、所望のスラスタの点火が遂行
されたことを指示する。ＡＮＤゲート５４により導入さ
れるとの榮件は、点火期間が経過してしまったというこ
とである。この条件は、ＯＲゲート６８の出力からの論
理１により報知される。
この回路の残部は、運動ｆｊｋ／Ｉ）アクションホイー
ル５１〜３２．４１の非飽和化が必要されないとき、ま
たは必要とされる飽和除去の量がレジスタ乙に記憶され
るＥ／Ｗ点火バイアスを減するに不十分であるときでさ
え、東−西補償が遂行されるように設けられる。
ル５１〜３２．４１の非飽和化が必要されないとき、ま
たは必要とされる飽和除去の量がレジスタ乙に記憶され
るＥ／Ｗ点火バイアスを減するに不十分であるときでさ
え、東−西補償が遂行されるように設けられる。
機上クロック９は、アップカウンタ６５をインクリメン
トする。カウンタ６５の内容は、２の補数論理回路６４
により負にされ、２人力全加算器６５に第１の入力とし
て供給される。加算器６３に対する第２の入力は、レジ
スタ７７から来る。
トする。カウンタ６５の内容は、２の補数論理回路６４
により負にされ、２人力全加算器６５に第１の入力とし
て供給される。加算器６３に対する第２の入力は、レジ
スタ７７から来る。
かくして、加算器６３は、時間コンパレータとして働く
。点火期間に達すると、加算器６３の内容は負となり、
加算器６３内のＭＳｎは１となる。
。点火期間に達すると、加算器６３の内容は負となり、
加算器６３内のＭＳｎは１となる。
このＭＳＢは、ＯＲゲート６日に第１の入力として供給
される。かくして、ＭＳＢが１となると、ＯＲゲート６
８の出力は同様に１となり、前述のように条件的にＡＮ
Ｄゲート５４の動作を可能化する。
される。かくして、ＭＳＢが１となると、ＯＲゲート６
８の出力は同様に１となり、前述のように条件的にＡＮ
Ｄゲート５４の動作を可能化する。
加算器６３のＭＳＢはまた、ＡＮＤゲート６９に対する
５つの入力の第１の入力として供給されるが、これは、
ワンショットジェネレータ７０の点弧に必要な条件であ
る。ワンショットジェネレータ７０は、ＯＲゲート１５
に供給されるパルスをトリガし、そしてこのパルスは、
前述のようにスラスタの点火を制御する。ＡＮＤゲート
６９に対する第２の入力は信号１２である。これは、前
述のように、ノウスキーピングモードの実行中、そして
この実行中のみ論理１である。ＡＮＤゲート６９に対す
る第３の入力はＯＲゲート５２の出力である。反復する
と、ＯＲゲート５２の出力に論理１が存在することは、
バイアスが減ぜられていないか、どんなに少々くともス
ラスタが点火されるべき面を切り替えることが望まれる
ことを意味する。定義に依り、これは束−西偏差が存在
することを意味する。か＜シて、これらの条件の３つが
すべて存在すると、ワンショットジェネレータ７０は点
弧し、所望のスラスタの点火を引き起こす。
５つの入力の第１の入力として供給されるが、これは、
ワンショットジェネレータ７０の点弧に必要な条件であ
る。ワンショットジェネレータ７０は、ＯＲゲート１５
に供給されるパルスをトリガし、そしてこのパルスは、
前述のようにスラスタの点火を制御する。ＡＮＤゲート
６９に対する第２の入力は信号１２である。これは、前
述のように、ノウスキーピングモードの実行中、そして
この実行中のみ論理１である。ＡＮＤゲート６９に対す
る第３の入力はＯＲゲート５２の出力である。反復する
と、ＯＲゲート５２の出力に論理１が存在することは、
バイアスが減ぜられていないか、どんなに少々くともス
ラスタが点火されるべき面を切り替えることが望まれる
ことを意味する。定義に依り、これは束−西偏差が存在
することを意味する。か＜シて、これらの条件の３つが
すべて存在すると、ワンショットジェネレータ７０は点
弧し、所望のスラスタの点火を引き起こす。
ジェネレータ７０から発生されるパルスの幅は、パルス
２２の喝の号である。これは、ジェネレータ７０により
トリガされるオープンループ点火において、人工衛星１
にトルクを付与することなく所望の束／西操作を行なう
ため、単一のスラスタでなくスラスタ対が点火されるか
らである。これは、ジェネレータの出力をそれぞれＯＲ
ゲート７１〜７４を介して４つのスラスタに送ることに
より遂行される。非飽和化信号、の状態に拘りなく、２
つの西スラスタまたは２つの東スラスタのいずれかが点
火される（前述のように、加算器５００Ｍ５Ｂの状態に
基づく）。これは、ＯＲゲート７１〜７４が、インバー
タ１６および５９０作用をバイパスすることにより、論
理１をスラスタ制御ＡＮＤゲート１４．１５．６１．６
２に強制するからである。
２２の喝の号である。これは、ジェネレータ７０により
トリガされるオープンループ点火において、人工衛星１
にトルクを付与することなく所望の束／西操作を行なう
ため、単一のスラスタでなくスラスタ対が点火されるか
らである。これは、ジェネレータの出力をそれぞれＯＲ
ゲート７１〜７４を介して４つのスラスタに送ることに
より遂行される。非飽和化信号、の状態に拘りなく、２
つの西スラスタまたは２つの東スラスタのいずれかが点
火される（前述のように、加算器５００Ｍ５Ｂの状態に
基づく）。これは、ＯＲゲート７１〜７４が、インバー
タ１６および５９０作用をバイパスすることにより、論
理１をスラスタ制御ＡＮＤゲート１４．１５．６１．６
２に強制するからである。
ジェネレータ７０からの出力はまた、カウンタ１９およ
び５７および５０を更新するために、ＯＲゲート１５に
対する第２の入力として供給される。回路のこの部分は
、前述のように、最終的にＥ／Ｗ点火バイアスが減ぜら
れるまで動作する。
び５７および５０を更新するために、ＯＲゲート１５に
対する第２の入力として供給される。回路のこの部分は
、前述のように、最終的にＥ／Ｗ点火バイアスが減ぜら
れるまで動作する。
加算器６５の内容は、１ビツトずつＯＲゲート６６に入
力として供給される。かくして、ＯＲゲート６６の出力
は、正確に点火周期の開始または終了時にないときは論
理１である。このような場合、論理１がインバータ６７
により論理Ｏに変換され、ＯＲゲート６８に第２の入力
として供給される。これは、ＡＮＤゲート５４の動作を
不能化し、点火周期が完了してしまうまでワンショット
ジェネレータ５５による３つのカウンタ（１９，５７，
６５）のリセットを抑制する。
力として供給される。かくして、ＯＲゲート６６の出力
は、正確に点火周期の開始または終了時にないときは論
理１である。このような場合、論理１がインバータ６７
により論理Ｏに変換され、ＯＲゲート６８に第２の入力
として供給される。これは、ＡＮＤゲート５４の動作を
不能化し、点火周期が完了してしまうまでワンショット
ジェネレータ５５による３つのカウンタ（１９，５７，
６５）のリセットを抑制する。
上述の説明は、好ましい具体例の動作を例示するために
々されたものであり、本発明の技術思想を制限すること
を意図するものではない。技術に精通したものであれば
、上述の論述から本発明の技術思想内において種々の変
化変更をなし得ることは明らかである。
々されたものであり、本発明の技術思想を制限すること
を意図するものではない。技術に精通したものであれば
、上述の論述から本発明の技術思想内において種々の変
化変更をなし得ることは明らかである。
第１図は本発明を利用して有利な３軸制御人工衛星にお
ける軸線の配向、スラスタおよび運動量／リアクシヨン
ホイールを示す等側口、第２図は本発明の好ましい具体
例の回路図である。 １：宇宙船（または人工衛星） ２：ソーラセイル／プーム ５二太陽電池 ４：姿勢および軌道制御電子装置 ５：決定手段または自動非飽和化論理化回路６：Ｅ／Ｗ
点火バイアスレジスタ ７：点火期間バイアスレジスタ ８：ハウスキービングー理回路 ９：機上クロック １０：伝送アンテナ １９．５７．６５ニアツブカウンタ ５１．５２．４１：運動量／リアクシヨンホイール３５
〜５８．４５〜４８ニスラスタ ５０．６３：加算器 ５６．６４：２の補数論理回路 ＦＩＧ、 １
ける軸線の配向、スラスタおよび運動量／リアクシヨン
ホイールを示す等側口、第２図は本発明の好ましい具体
例の回路図である。 １：宇宙船（または人工衛星） ２：ソーラセイル／プーム ５二太陽電池 ４：姿勢および軌道制御電子装置 ５：決定手段または自動非飽和化論理化回路６：Ｅ／Ｗ
点火バイアスレジスタ ７：点火期間バイアスレジスタ ８：ハウスキービングー理回路 ９：機上クロック １０：伝送アンテナ １９．５７．６５ニアツブカウンタ ５１．５２．４１：運動量／リアクシヨンホイール３５
〜５８．４５〜４８ニスラスタ ５０．６３：加算器 ５６．６４：２の補数論理回路 ＦＩＧ、 １
Claims (8)
- （１）宇宙船の姿勢を軸線に関して維持するため、宇宙
船機上に取り付けられる少なくとも１つの運動量／リア
クシヨンホイールと、該運動量／リアクシヨンホイール
を非飽和化し速度操作の変更を遂行するため宇宙船の周
回の周囲に取り付けられた１組のスラスタと、前記連動
量／リアクシヨンホイールに結合され、該運動量／リア
クシヨンホイールが飽和に達する時点を決定する手段と
、該決定手段に結合され、宇宙船の東−西位置の予め選
択された補償を遂行しながら運動量／リアクシヨンホイ
ールの所望の非飽和化を遂行する手段とを備える３軸安
定化宇宙船を制御するための装置。 - （２）相対する宇宙船面上の少なくとも２つのスラスタ
が、前記軸線に沿つて運動量を加えるようにスラスタの
配置に対応する第１の極性を有し、相対する宇宙船面上
の少なくとも２つのスラスタが、前記軸線に沿つて運動
量を減ずるようにスラスタの配置に対応する第２の極性
を有する特許請求の範囲第１項記載の制御装置。 - （３）前記決定手段が、前記ホイールを非飽和化するた
めに運動量が前記軸線に沿つて加えられるべきか減ぜら
れるべきかを定める値を有する信号を発生し、前記の非
飽和化遂行手段が、この値に応答して、所望の非飽和化
を遂行する極性を有するスラスタを作動し、そして該ス
ラスタが、所望の東−西補償を達成する宇宙船面上に存
する特許請求の範囲第２項記載の制御装置。 - （４）宇宙船の軌道位置における予期される東−西ドリ
フトを予め選択された点火期間の関数として表わすバイ
アス量を記憶するため、宇宙船機上に命令可能なレジス
タを備える特許請求の範囲第１項記載の制御装置。 - （５）前記非飽和化遂行手段が、バイアス量に応答して
所望の方向において運動量／リアクシヨンホイールを非
飽和化しながら、東−西ドリフトを補償する宇宙船面上
のスラスタを最初に点火し、東−西ドリフトが補償され
た後、前記非飽和化遂行手段が、残つている必要とされ
る運動量／リアクシヨンホイール非飽和化を遂行しなが
ら宇宙船の東−西位置を維持するため、宇宙船の交互の
面上のスラスタを点火する特許請求の範囲第４項記載の
制御装置。 - （６）運動量／リアクシヨンホイール非飽和化が先行の
点火期間中に遂行されたか否かに拘りなく、各予め選択
された点火期間に１度、宇宙船軌道位置の東−西ドリフ
トを補償する手段を備える特許請求の範囲第１項記載の
制御装置。 - （７）宇宙船が地球静止軌道にある人工衛星であり、運
動量／リアクシヨンホイールが、人工衛星のピッチ軸線
に沿つて存在する角運動量成分を有する特許請求の範囲
第１項記載の制御装置。 - （８）宇宙船が地球静止軌道にある人工衛星であり、運
動量／リアクシヨンホイールが人工衛星のヨー軸線に沿
つて存する角運動量成分を有する特許請求の範囲第１項
記載の制御装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/908,757 US4767084A (en) | 1986-09-18 | 1986-09-18 | Autonomous stationkeeping for three-axis stabilized spacecraft |
| US908757 | 1986-09-18 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63149296A true JPS63149296A (ja) | 1988-06-22 |
| JP2767420B2 JP2767420B2 (ja) | 1998-06-18 |
Family
ID=25426207
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62232719A Expired - Lifetime JP2767420B2 (ja) | 1986-09-18 | 1987-09-18 | ３軸安定化宇宙船の自動位置維持 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4767084A (ja) |
| EP (1) | EP0260957B1 (ja) |
| JP (1) | JP2767420B2 (ja) |
| CA (1) | CA1239684A (ja) |
| DE (1) | DE3786437T2 (ja) |
Families Citing this family (56)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4776540A (en) * | 1986-10-03 | 1988-10-11 | Communications Satellite Corporation | Method of orienting a synchronous satellite |
| FR2615477B1 (fr) * | 1987-05-22 | 1989-08-18 | Centre Nat Etd Spatiales | Dispositif et procede de pointage d'une sonde spatiale vers un corps celeste |
| US4931942A (en) * | 1988-05-26 | 1990-06-05 | Ford Aerospace Corporation | Transition control system for spacecraft attitude control |
| FR2637565B1 (fr) * | 1988-10-06 | 1991-01-11 | Aerospatiale | Systeme de controle actif selon trois axes de l'attitude d'un satellite geostationnaire |
| US4961551A (en) * | 1988-11-18 | 1990-10-09 | Hughes Aircraft Company | Stabilization of a spinning spacecraft of arbitary shape |
| FR2647565B1 (fr) * | 1989-04-24 | 1991-07-26 | Alcatel Espace | Procede de mise a poste d'un satellite de telecommunications geostationnaire |
| FR2655167B1 (fr) * | 1989-11-29 | 1992-04-03 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite. |
| US5020745A (en) * | 1989-12-20 | 1991-06-04 | General Electric Company | Reaction wheel fricton compensation using dither |
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| FR2669887B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1995-06-02 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre. |
| US5349532A (en) * | 1992-04-28 | 1994-09-20 | Space Systems/Loral | Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters |
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| US5395076A (en) * | 1993-03-19 | 1995-03-07 | Martin Marietta Corporation | Spacecraft velocity change maneuvers by variable arcjets |
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| US5957411A (en) | 1997-01-31 | 1999-09-28 | Space Systems/Loral, Inc. | Method using double thruster firings to deadbeat flexible solar array structural oscillations |
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