JPH05338597A - Unloading device of space navigating body - Google Patents
Unloading device of space navigating bodyInfo
- Publication number
- JPH05338597A JPH05338597A JP4153465A JP15346592A JPH05338597A JP H05338597 A JPH05338597 A JP H05338597A JP 4153465 A JP4153465 A JP 4153465A JP 15346592 A JP15346592 A JP 15346592A JP H05338597 A JPH05338597 A JP H05338597A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- axis
- spacecraft
- reaction wheel
- magnetic
- around
- 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
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims abstract description 41
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】この発明は、例えば人工衛星等の
宇宙航行体の姿勢を制御するリアクションホイールの回
転を制御するのに用いるアンローディング装置に関す
る。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an unloading device used for controlling the rotation of a reaction wheel for controlling the attitude of a spacecraft such as a satellite.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来より、人工衛星等の宇宙航行体にお
いては、姿勢制御アクチュエータとして、リアクション
ホイールが用いられている。このリアクションホイール
は、宇宙航行体の機体３軸周りにそれぞれに対応して配
設され、その回転駆動にともなう角運動量（モーメンタ
ム）により宇宙航行体の３軸周りの姿勢を制御する。2. Description of the Related Art Conventionally, a reaction wheel has been used as an attitude control actuator in a spacecraft such as an artificial satellite. The reaction wheels are respectively arranged around the three axes of the spacecraft, and control the attitude of the spacecraft around the three axes by the angular momentum (momentum) associated with the rotation of the spacecraft.
【０００３】ところで、このようなリアクションホイー
ルは、その回転数に限界を有することで、その駆動中に
おいて、アンローディングと称する回転数を一定に落と
すように制御し、その蓄積モーメンタムを取除くことが
必要とされる。このため、宇宙航行体にあっては、リア
クションホイールの回転数を制御するアンローディング
装置が備えられている。このアンローディング装置とし
ては、周知の電流の印加により地球磁場との相関作用に
よりトルクを発生する磁気トルカを、その磁気モーメン
ト方向を宇宙航行体の３軸方向にそれぞれ対応させて３
個配設し、この３個の磁気トルカをそれぞれ駆動して、
地球磁場との相互作用によりトルクを発生させ、リアク
ションホイールの蓄積モーメンタムを取除くことによ
り、リアクションホイールの回転数を制御する。By the way, such a reaction wheel has a limit in the number of revolutions thereof, so that it is possible to remove the accumulated momentum by controlling the number of revolutions called unloading to be constant during driving. Needed. Therefore, the spacecraft is provided with an unloading device that controls the rotation speed of the reaction wheel. As this unloading device, a magnetic torquer that generates torque by a well-known current application and a correlation with the earth's magnetic field is used, and its magnetic moment directions correspond to the three axis directions of the spacecraft.
Arranged individually, driving these three magnetic torquers respectively,
It controls the rotation speed of the reaction wheel by generating torque by interacting with the earth's magnetic field and removing the accumulated momentum of the reaction wheel.
【０００４】しかしながら、アンローディング装置で
は、重量が嵩むうえ、電力消費の大きな磁気トルカを３
個も備えていることにより、その重量が非常に重くなる
と共に、運用のための電力消費が非常に多いいという問
題を有していた。However, in the unloading device, the weight is increased and the magnetic torquer which consumes a large amount of power is used.
Since the number of individual units is also provided, the weight becomes very heavy, and there is a problem that the power consumption for operation is very large.
【０００５】係る問題は、最近開発されている大形の宇
宙航行体に適用するような場合、特に大形化が促進され
ることにより、非常に重量が重くなり、その消費電力が
多いいために、今後の宇宙開発における重大な課題の一
つとされている。The problem is that when it is applied to a large-sized spacecraft that has been recently developed, it becomes very heavy and consumes a large amount of power because the size of the spacecraft is promoted. In addition, it is regarded as one of the important issues in future space development.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来のアンローディング装置では、重量が重いと共に、電
力消費が多いいという問題を有していた。As described above, the conventional unloading device has the problems that the weight is heavy and the power consumption is large.
【０００７】この発明は上記の事情に鑑みてなされたも
ので、構成簡易にして、軽量化と共に、省電力化を図り
得、且つ高精度なアンローディング動作を実現し得るよ
うにした宇宙航行体のアンローディング装置を提供する
ことを目的とする。The present invention has been made in view of the above circumstances, and is a spacecraft which has a simple structure, is lightweight, and is capable of achieving power saving and highly accurate unloading operation. It is an object of the present invention to provide an unloading device.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】この発明は、宇宙航行体
のロール軸、ピッチ軸及びヨー軸の３軸回りの姿勢を制
御するリアクションホイールの蓄積モーメンタムを取除
いて回転を制御する宇宙航行体のアンローディング装置
において、前記宇宙航行体のロール軸及びピッチ軸に対
して略平行に配置され、地球磁場との相関作用によりト
ルクを発生する第１及び第２の磁気トルカと、この第１
の磁気トルカを前記宇宙航行体の司る所定の軌道位置
で、前記リアクションホイールの軌道一周回時点のピッ
チ軸周り蓄積モーメンタムに基づいて駆動してトルクを
発生させ、前記リアクションホイールのピッチ軸周りの
モーメンタムを取除き、且つ、前記第２の磁気トルカを
前記宇宙航行体の司る所定の軌道位置で、前記リアクシ
ョンホイールの軌道一周回時点のロール軸及びヨー軸周
り蓄積モーメンタムに基づいて駆動してトルクを発生さ
せ、前記リアクションホイールのロール軸及びヨー軸軸
周りの蓄積モーメンタムを取除いて、前記リアクション
ホイールの回転数を制御するトルカ駆動手段とを備えて
構成したものである。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention is a spacecraft that controls the rotation by removing accumulated momentum of a reaction wheel that controls the attitudes of the spacecraft around the roll axis, pitch axis, and yaw axis. In the unloading device, the first and second magnetic torquers, which are arranged substantially parallel to the roll axis and the pitch axis of the spacecraft and generate torque by the correlation with the earth's magnetic field,
The magnetic torquer is driven at a predetermined orbital position controlled by the spacecraft to generate torque based on accumulated momentum around the pitch axis at the time of one revolution of the reaction wheel, and momentum around the pitch axis of the reaction wheel. And driving the second magnetic torquer at a predetermined orbital position controlled by the spacecraft on the basis of the accumulated momentum around the roll axis and the yaw axis at the time of one revolution of the reaction wheel. And a torquer driving means for controlling the rotation speed of the reaction wheel by removing the accumulated momentum around the roll axis and the yaw axis of the reaction wheel.
【０００９】[0009]
【作用】上記構成によれば、第１及び第２の磁気トルカ
は、それぞれトルカ駆動手段により、リアクションホイ
ールのピッチ軸及びロール軸・ヨー軸制御用の軌道一周
回時点の蓄積モーメンタムに基づいて、宇宙航行体の司
る所定の軌道位置で駆動され、その駆動に伴う磁力と地
球磁場との相関作用によりトルクを発生してリアクショ
ンホイールのピッチ軸及びロール軸・ヨー軸周りの蓄積
モーメンタムをそれぞれ取除いて回転数を制御する。こ
れにより、第１及び第２の磁気トルカを用いて３軸回り
のリアクションホイールの各蓄積モーメンタムが取除か
れて各リアクションホイールの回転数の制御が可能とな
り、磁気トルカの削減が図れて軽量化と共に、省電力化
の促進が図れる。According to the above construction, the first and second magnetic torquers are respectively driven by the torquer driving means based on the accumulated momentum at the time of one revolution of the orbit for controlling the pitch axis and roll axis / yaw axis of the reaction wheel. It is driven at a predetermined orbital position controlled by a spacecraft, and torque is generated by the correlating action of the magnetic force and the earth's magnetic field accompanying the driving to remove the accumulated momentum around the pitch axis and roll axis / yaw axis of the reaction wheel. Control the rotation speed. As a result, the accumulated momentum of the reaction wheels around the three axes can be removed by using the first and second magnetic torquers, and the rotation speed of each reaction wheel can be controlled, reducing the magnetic torquers and reducing the weight. At the same time, power saving can be promoted.
【００１０】[0010]
【実施例】以下、この発明の実施例について、図面を参
照して詳細に説明する。Embodiments of the present invention will be described below in detail with reference to the drawings.
【００１１】図１はこの発明の一実施例に係る宇宙航行
体のアンローディング装置を示すもので、衛星ダイナミ
クス１０は、その姿勢角及び姿勢レートがセンサ１１で
検出される。センサ１１には姿勢制御部１２が接続さ
れ、その検出した姿勢角及び姿勢レートのセンサデータ
を姿勢制御部１２に出力する。姿勢制御部１２には、姿
勢制御用リアクションホイール１３が接続され、入力し
たセンサデータに基づいて駆動信号を生成してリアクシ
ョンホイール１３を駆動制御して、衛星ダイナミクス１
０の３軸周りの姿勢を制御する。FIG. 1 shows an unloading device for a spacecraft according to an embodiment of the present invention. The satellite dynamics 10 has its attitude angle and attitude rate detected by a sensor 11. An attitude control unit 12 is connected to the sensor 11 and outputs sensor data of the detected attitude angle and attitude rate to the attitude control unit 12. An attitude control reaction wheel 13 is connected to the attitude control unit 12, and a drive signal is generated based on the input sensor data to drive and control the reaction wheel 13 so that the satellite dynamics 1
The posture around the 0 axis is controlled.
【００１２】また、リアクションホイール１３には、切
替スイッチ１４を介してトルカ駆動則１５が接続され
る。切替スイッチ１４は軌道一周回時点におけるリアク
ションホイール１３のモーメンタムを取込んで、トルカ
駆動則１５に出力する。トルカ駆動則１５は、入力した
モーメンタムに基づいてリアクションホイール１３の蓄
積モーメンタムを各軸において算出して第１及び第２の
トルカ駆動信号を生成する。このトルカ駆動則１５の出
力端には、第１及び第２の磁気トルカ１６ａ，１６ｂの
駆動信号入力端が接続され、上記第１及び第２のトルカ
駆動信号を予め設定した衛星の軌道位置で第１及び第２
の磁気トルカに出力して駆動制御するFurther, the reaction wheel 13 is connected with a torquer driving law 15 via a changeover switch 14. The changeover switch 14 takes in the momentum of the reaction wheel 13 at the time of one orbit of the orbit and outputs it to the ToruCa driving law 15. The Toruca driving rule 15 calculates the accumulated momentum of the reaction wheel 13 for each axis based on the input momentum to generate the first and second Toruca driving signals. The drive signal input ends of the first and second magnetic torquers 16a and 16b are connected to the output end of the Toruca drive law 15, and the first and second Toruca drive signals are set in advance in the satellite orbit position. First and second
Output to the magnetic torquer of
【００１３】このうち第１の磁気トルカ１６ａは、図２
に示すように、その磁気モーメント方向が衛星の進行方
向に対応されるロール（ＸB ）軸に対して略平行に配置
され、トルカ駆動則１５を介して入力される駆動信号に
応じて駆動されて、地球磁場との相関作用により所定量
のトルクを発生する。他方、第２の磁気トルカ１６ｂ
は、その磁気モーメント方向が軌道面と略直交するピッ
チ（ＹB ）軸に対して略平行に配置され、トルカ駆動則
１５を介して入力される駆動信号に基づいて所定の軌道
位置において駆動されて、地球磁場との相関作用により
所定量のトルクを発生する。Of these, the first magnetic torquer 16a is shown in FIG.
As shown in, the magnetic moment direction is arranged substantially parallel to the roll (XB) axis corresponding to the traveling direction of the satellite, and is driven according to the drive signal input via the Toruca drive law 15. , A predetermined amount of torque is generated by the correlation with the earth's magnetic field. On the other hand, the second magnetic torquer 16b
Is arranged substantially parallel to a pitch (YB) axis whose magnetic moment direction is substantially orthogonal to the orbital plane, and is driven at a predetermined orbital position based on a drive signal input via the Toruca driving law 15. , A predetermined amount of torque is generated by the correlation with the earth's magnetic field.
【００１４】ここで、第１及び第２の磁気トルカ１６
ａ，，１６ｂは、その磁気モーメントベクトルｍB （機
体座標系）がＸB 方向の磁気モーメントをｍx 、ＹB 方
向の磁気モーメントをｍy とすると、 ｍB ＝（ｍx ，ｍy ，０）t Here, the first and second magnetic torquers 16
a, 16b, where the magnetic moment vector mB (body coordinate system) is mx the magnetic moment in the XB direction and my is the magnetic moment in the YB direction, mB = (mx, my, 0) t
【００１５】で表され、その第１の磁気トルカ１６ａが
駆動されると、地球磁場との相関作用により、図３
（ａ）に示すようにピッチ軸周りの±ｐトルクを発生
し、その第２の磁気トルカ１６ｂが駆動されると、地球
磁場との相関作用により、図３（ｂ）に示すようにロー
ル軸及びヨー軸周りの±ｒ及び±ｙトルクを発生して、
リアクションホイール１３のピッチ軸周りの蓄積モーメ
ンタムを取除き回転数を制御する。When the first magnetic torquer 16a is driven as shown in FIG.
When the ± p torque around the pitch axis is generated as shown in (a) and the second magnetic torquer 16b is driven, as shown in FIG. And generate ± r and ± y torques around the yaw axis,
The accumulated momentum around the pitch axis of the reaction wheel 13 is removed to control the rotation speed.
【００１６】ここで、第１の磁気トルカ１６ａは、一定
電流で駆動すると、例えば極軌道衛星に適用した場合、
周知の昇交点基準座標において、軌道位置がθ＝０度で
０となり、θ＝１８０度でピークとなり、θ＝３６０度
で再び０となる。従って、第１の磁気トルカは ｍB ＝（ｍp ，０，０）t （０≦θ≦１８０度） ｍB ＝（−ｍp ，０，０）t （１８０度≦θ≦３６０度）When the first magnetic torquer 16a is driven by a constant current, for example, when applied to a polar orbit satellite,
In the well-known ascending-point reference coordinates, the trajectory position becomes 0 at θ = 0 degrees, reaches a peak at θ = 180 degrees, and becomes 0 again at θ = 360 degrees. Therefore, the first magnetic torquer has mB = (mp, 0,0) t (0≤θ≤180 degrees) mB = (-mpp, 0,0) t (180 degrees ≤ θ ≤ 360 degrees)
【００１７】で駆動され、その駆動に伴って所定の±ｐ
トルクを発生し、ピッチ軸周りの蓄積モーメンタムを取
除く。ここで、ｍp は、トルカ駆動則１５により、例え
ば内蔵されたタイマーにより軌道一周回時点が求めら
れ、この軌道位置周回時点におけるリアクションホイー
ル１３のピッチ軸周りの蓄積モーメンタムに基づいて設
定される。一方、第２の磁気トルカ１６ｂは、一定電流
で駆動すると、 ｍB ＝（０，ｍy ，０）t （０≦θ≦３６０度）Is driven at a predetermined value of ± p
Generates torque and removes accumulated momentum around the pitch axis. Here, mp is determined based on the Toruca driving law 15, for example, by a built-in timer for one orbit around the orbit, and is set based on the accumulated momentum about the pitch axis of the reaction wheel 13 at the orbit position orbit. On the other hand, when the second magnetic torquer 16b is driven with a constant current, mB = (0, my, 0) t (0 ≦ θ ≦ 360 degrees)
【００１８】となり、ロール軸周りにモーメンタムを蓄
積せずに、ヨー軸周りのみにモーメンタムを蓄積する。
ここで、ｍy は、トルカ駆動則１５により、例えば内蔵
されたタイマーにより軌道一周回時点が求められ、この
軌道一周回時点におけるリアクションホイール１３のヨ
ー軸周りの蓄積モーメンタムに基づいて設定される。そ
して、第２の磁気トルカ１６ｂは、 ｍB ＝（０，ｍr ，０）t （０≦θ≦９０度） ｍB ＝（０，−ｍr ，０）t （９０度≦θ≦１８０度） ｍB ＝（０，ｍr ，０）t （１８０度≦θ≦２７０度） ｍB ＝（０，−ｍr ，０）t （２７０度≦θ≦３６０度）Therefore, momentum is not accumulated around the roll axis, but momentum is accumulated only around the yaw axis.
Here, my is obtained by the Toruca driving law 15 for example by a built-in timer for the time point of one orbit of the orbit, and is set based on the accumulated momentum around the yaw axis of the reaction wheel 13 at the time of one orbit of the orbit. Then, the second magnetic torquer 16b has: mB = (0, mr, 0) t (0 ≦ θ ≦ 90 degrees) mB = (0, −mr, 0) t (90 degrees ≤ θ ≤ 180 degrees) mB = (0, mr, 0) t (180 degrees ≤ θ ≤ 270 degrees) mB = (0, -mr, 0) t (270 degrees ≤ θ ≤ 360 degrees)
【００１９】の駆動則２で駆動すると、ヨー軸周りにモ
ーメンタムを蓄積せずに、ロール軸周りのみにモーメン
タムを蓄積する。ここで、ｍr は、トルカ駆動則１５に
より、例えば内蔵されたタイマーにより軌道一周回時点
が求められ、この軌道位置周回時点におけるリアクショ
ンホイール１３のロール軸周りの蓄積モーメンタムに基
づいて設定される。そこで、第２の磁気トルカ１５は、
駆動則１と駆動則２を線形和した ｍB ＝（０，ｍy ＋ｍr ，０）t （０≦θ≦９０度） ｍB ＝（０，ｍy −ｍr ，０）t （９０度≦θ≦１８０度） ｍB ＝（０，ｍy ＋ｍr ，０）t （１８０度≦θ≦２７０度） ｍB ＝（０，ｍy −ｍr ，０）t （２７０度≦θ≦３６０度）When the driving is performed according to the driving rule 2, the momentum is accumulated only around the roll axis without accumulating the momentum around the yaw axis. Here, mr is obtained by the Toruca driving law 15, for example, by a built-in timer to determine the time point of one orbit of the orbit, and is set based on the accumulated momentum around the roll axis of the reaction wheel 13 at the time of orbital position orbit. Therefore, the second magnetic torquer 15
Driving law 1 and driving law 2 are linearly summed mb = (0, my + mr, 0) t (0≤θ≤90 degrees) mB = (0, my-mr, 0) t (90 degrees ≤ θ ≤ 180 degrees) mB = (0, my + mr, 0) t (180 degrees ≤ θ ≤ 270 degrees) mB = (0, my-mr, 0) t (270 degrees ≤ θ ≤ 360 degrees)
【００２０】の駆動則３で駆動することにより、その駆
動に伴ってロール軸及びヨー軸周り双方の±ｒ及び±ｙ
トルクを発生し、ロール軸及びヨー軸周りの蓄積モーメ
ンタムを取除く。By driving according to the driving rule 3 of, the ± r and ± y both around the roll axis and the yaw axis are accompanied by the driving.
Generates torque and removes accumulated momentum around the roll and yaw axes.
【００２１】なお、上記第１及び第２の磁気トルカ１６
ａ，１６ｂをロール軸及びピッチ軸に略平行に配置する
平行配置位置としては、その磁気モーメント方向をロー
ル軸及びピッチ軸と同軸的に配置するのも含むものであ
る。Incidentally, the first and second magnetic torquers 16 described above
The parallel arrangement positions for arranging a and 16b substantially parallel to the roll axis and the pitch axis also include arranging their magnetic moment directions coaxially with the roll axis and the pitch axis.
【００２２】上記構成において、トルカ駆動則１５に
は、３軸の姿勢を制御するリアクションホイール１３の
軌道位置周回時点における各モーメンタムが切替スイッ
チ１４を介して入力される。すると、トルク駆動則１５
は、各リアクションホイール１３からのモーメンタムに
基づいて軌道一周回分の蓄積モーメンタムを算出し、こ
の各軸周りの蓄積モーメンタムに基づいてトルカ駆動信
号を生成し、上述したように第１及び第２の磁気トルカ
１６ａ，１６ｂをそれぞれ軌道上の所定の軌道位置で駆
動する。これにより、第１の磁気トルカ１６ａは、±Ｐ
トルクを発生してピッチ軸周りの蓄積モーメンタムを取
除き、リアクションホイール１３の回転数を所定数に制
御する。同時に、第２の磁気トルカ１６ｂは、±Ｒ及び
±Ｙトルクを発生してロール軸・ヨー軸周りの蓄積モー
メンタムを取除き、リアクションホイール１３の回転数
を所定数に制御する。In the above configuration, the momentum at the time of the orbit position of the reaction wheel 13 for controlling the attitudes of the three axes is input to the Toruca driving law 15 via the changeover switch 14. Then, the torque driving law 15
Calculates the accumulated momentum for one revolution of the orbit based on the momentum from each reaction wheel 13, and generates the Toruca drive signal based on the accumulated momentum around each axis, and as described above, the first and second magnetic fields are generated. The torquers 16a and 16b are each driven at a predetermined track position on the track. As a result, the first magnetic torquer 16a moves to ± P
The torque is generated to remove the accumulated momentum around the pitch axis, and the rotation speed of the reaction wheel 13 is controlled to a predetermined value. At the same time, the second magnetic torquer 16b generates ± R and ± Y torques to remove accumulated momentum around the roll and yaw axes, and controls the rotation speed of the reaction wheel 13 to a predetermined number.
【００２３】このように、上記宇宙航行体のアンローデ
ィング装置は、第１及び第２の磁気トルカ１６ａ，１６
ｂをロール軸及びピッチ軸に対して略平行に配置して、
これら第１及び第２の磁気トルカ１６ａ，１６ｂを、予
め設定した軌道位置において、３軸周りのリアクション
ホイール１３の軌道一周回時点の蓄積モーメンタムとに
基づいて駆動するように構成した。これによれば、２個
の第１及び第２の磁気トルカ１６ａ，１６ｂを用いて慣
性空間に対して、軌道位置に応じて衛星のロール軸とヨ
ー軸が入れ代わることによるカップリング現象に影響を
受けることなく、ロール軸，ピッチ軸，ヨー軸周りのリ
アクションホイール１３の蓄積モーメンタムが効果的に
取除かれて、回転数の制御が可能となる。この結果、従
来に比して１個少ない第１及び第２の磁気トルカ１６
ａ，１６ｂを用いて高精度なアンローディングが実現さ
れ、軽量化と共に、省電力化の促進が図れる。なお、上
記実施例では、極軌道衛星に適用した場合で説明した
が、これに限ることなく、軌道用作業機等の各種の宇宙
航行体に適用可能である。よって、この発明は上記実施
例に限ることなく、その他、この発明の要旨を逸脱しな
い範囲で種々の変形を実施し得ることは勿論のことであ
る。As described above, the unloading device for the spacecraft is provided with the first and second magnetic torquers 16a, 16a.
b is arranged substantially parallel to the roll axis and the pitch axis,
These first and second magnetic torquers 16a and 16b are configured to be driven at preset orbital positions based on the accumulated momentum of the reaction wheel 13 around the three axes at the time of one orbit of the orbit. According to this, by using the two first and second magnetic torquers 16a and 16b, the coupling phenomenon due to the roll axis and the yaw axis of the satellite being switched depending on the orbital position with respect to the inertial space is affected. Without receiving the accumulated momentum of the reaction wheel 13 around the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis, the rotational speed can be controlled. As a result, the number of the first and second magnetic torquers 16 is one less than that of the conventional one.
High-precision unloading is realized by using a and 16b, and it is possible to promote weight saving and power saving. In the above embodiment, the case of application to polar orbit satellites has been described, but the present invention is not limited to this and can be applied to various spacecraft such as orbital work machines. Therefore, it is needless to say that the present invention is not limited to the above-described embodiments, and various modifications can be made without departing from the scope of the present invention.
【００２４】[0024]
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、構成簡易にして、軽量化と共に、省電力化を図り
得、且つ高精度なアンローディング動作を実現し得るよ
うにした宇宙航行体のアンローディング装置を提供する
ことができる。As described above in detail, according to the present invention, the space navigation can realize a simple structure, a light weight, a power saving, and a highly accurate unloading operation. A body unloading device can be provided.
【図１】この発明の一実施例に係る宇宙航行体のアンロ
ーディング装置を示した図。FIG. 1 is a diagram showing an unloading device for a spacecraft according to an embodiment of the present invention.
【図２】図１の第１及び第２の磁気トルカの配置状態を
示した図。FIG. 2 is a diagram showing an arrangement state of first and second magnetic torquers of FIG.
【図３】図１の第１及び第２の磁気トルカの極性を示し
た図。3 is a diagram showing the polarities of the first and second magnetic torquers of FIG. 1. FIG.
１０…衛星ダイナミクス、１１…センサ、１２…姿勢制
御部、１３…リアクションホイール、１４…切替スイッ
チ、１５…トルカ駆動則、１６ａ，１６ｂ…第１及び第
２の磁気トルカ。10 ... Satellite dynamics, 11 ... Sensor, 12 ... Attitude control part, 13 ... Reaction wheel, 14 ... Changeover switch, 15 ... Toluca drive law, 16a, 16b ... 1st and 2nd magnetic torquer.
Claims (1)
ー軸の３軸回りの姿勢を制御するリアクションホイール
の蓄積モーメンタムを取除いて回転を制御する宇宙航行
体のアンローディング装置において、 前記宇宙航行体のロール軸及びピッチ軸に対して略平行
に配置され、地球磁場との相関作用によりトルクを発生
する第１及び第２の磁気トルカと、 この第１の磁気トルカを前記宇宙航行体の司る所定の軌
道位置で、前記リアクションホイールの軌道一周回時点
のピッチ軸周り蓄積モーメンタムに基づいて駆動してト
ルクを発生させ、前記リアクションホイールのピッチ軸
周りのモーメンタムを取除き、且つ、前記第２の磁気ト
ルカを前記宇宙航行体の司る所定の軌道位置で、前記リ
アクションホイールの軌道一周回時点のロール軸及びヨ
ー軸周り蓄積モーメンタムに基づいて駆動してトルクを
発生させ、前記リアクションホイールのロール軸及びヨ
ー軸軸周りの蓄積モーメンタムを取除いて、前記リアク
ションホイールの回転数を制御するトルカ駆動手段とを
具備したことを特徴とする宇宙航行体のアンローディン
グ装置。1. An unloading device for a spacecraft that removes accumulated momentum of a reaction wheel that controls the attitudes of the spacecraft around three axes of a roll axis, a pitch axis, and a yaw axis, and controls the rotation of the spacecraft. First and second magnetic torquers, which are arranged substantially parallel to the roll axis and pitch axis of the navigation body and generate torque by the correlation with the earth's magnetic field, and the first magnetic torquer of the spacecraft. At a predetermined predetermined track position, the reaction wheel is driven based on accumulated momentum around the pitch axis at the time of one round of the track to generate torque, and the moment around the pitch axis of the reaction wheel is removed, and the second The magnetic torquer of the reaction vehicle at a predetermined orbit position controlled by the spacecraft, and the roll axis and the yaw of the reaction wheel at one orbit of the orbit. The torquer is driven based on the accumulated momentum around the shaft to generate torque, the accumulated momentum around the roll axis and the yaw axis of the reaction wheel is removed, and a torquer driving means for controlling the rotation speed of the reaction wheel is provided. An unloading device for spacecraft characterized by:
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4153465A JPH05338597A (en) | 1992-06-12 | 1992-06-12 | Unloading device of space navigating body |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP4153465A JPH05338597A (en) | 1992-06-12 | 1992-06-12 | Unloading device of space navigating body |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05338597A true JPH05338597A (en) | 1993-12-21 |
Family
ID=15563162
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4153465A Pending JPH05338597A (en) | 1992-06-12 | 1992-06-12 | Unloading device of space navigating body |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH05338597A (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115636110A (en) * | 2022-12-15 | 2023-01-24 | 北京航空航天大学 | Pneumatic satellite configuration and continuous orbit maneuvering method thereof |
-
1992
- 1992-06-12 JP JP4153465A patent/JPH05338597A/en active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115636110A (en) * | 2022-12-15 | 2023-01-24 | 北京航空航天大学 | Pneumatic satellite configuration and continuous orbit maneuvering method thereof |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6305647B1 (en) | Method and apparatus for steering the attitude of a satellite | |
| US4375878A (en) | Space satellite with agile payload orientation system | |
| JP2635821B2 (en) | Three-axis stabilizing satellite pointing at the earth and method for capturing the attached sun and earth | |
| JP4550347B2 (en) | System and method for controlling the attitude of a spacecraft | |
| CN106542120A (en) | During flywheel drive lacking with reference to magnetic torquer satellite three-axis attitude control method | |
| US20080035797A1 (en) | Method of Controlling the Attitude of Satellites, Particularly Agile Satellites with a Reduced Number of Gyrodynes | |
| CN107380485B (en) | Microsatellite large-area array wide-area multi-mode staring imaging control method | |
| US6311931B1 (en) | Bi-directional momentum bias spacecraft attitude control | |
| JP2001240000A (en) | Onboard attitude control using reaction wheel | |
| EP1777158B1 (en) | A method and system for determining a singularity free momentum path | |
| CN109823572B (en) | Actuating mechanism configuration and control method for reciprocating and rapid swinging of agile satellite attitude | |
| JPS61287899A (en) | Method and device for controlling nutation of geostationary satellite | |
| US6354163B1 (en) | Mitigating gimbal induced disturbances in CMG arrays | |
| US4807835A (en) | Spacecraft attitude stabilization system | |
| RU2414392C1 (en) | Method of spacecraft axes orientation in solar orbital coordinate system | |
| JPH05338597A (en) | Unloading device of space navigating body | |
| US7343228B2 (en) | Transient cancellation technique for spacecraft solar wing stepping | |
| JPH05338598A (en) | Unloading device of space navigating body | |
| Steyn | A dual-wheel multi-mode spacecraft actuator for near-minimum-time large angle slew maneuvers | |
| JP3174174B2 (en) | Satellite attitude control system | |
| KR101654282B1 (en) | Control moment gyro adapting multy momentum wheel assembly | |
| JPH0781698A (en) | Unloading device for space navigating object | |
| JP3415321B2 (en) | Spacecraft unloading device | |
| Terui et al. | Visual feedback attitude control of a bias momentum micro satellite using two wheels | |
| JP2002145199A (en) | Attitude control device for space vehicle |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20020827 |