JPH01153399A - 軌道変更装置 - Google Patents
軌道変更装置Info
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- JPH01153399A JPH01153399A JP62312512A JP31251287A JPH01153399A JP H01153399 A JPH01153399 A JP H01153399A JP 62312512 A JP62312512 A JP 62312512A JP 31251287 A JP31251287 A JP 31251287A JP H01153399 A JPH01153399 A JP H01153399A
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- thruster
- collision
- trajectory
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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〕
この発明は目標軌道を指示することによシ宇宙航行体の
軌道を自動的に目標軌道へ変更する装置に関するもので
ある。。
軌道を自動的に目標軌道へ変更する装置に関するもので
ある。。
第８図は従来の軌道変更装置の例を示す機能ブロック図
であり、第９図はこの例における軌道制御の原理を示す
図、第１０図は動作シーケンスを示す図である。これら
の図において、（１）は航行体本体、（２）は航行体本
体（１１に固定されこれにガスジェットの噴射による反
作用で一定方向の推力を作用させるスラスタ、（３）は
スラスタ（２）を駆動させるスラスタ駆動装置、 ＋４
１は軌道制御信号処理部、（５）は軌道制御信号処理部
（４）からのコマンドによって航行体本体ｉｌｌの姿勢
を制御する姿勢制御装置である。（６）は軌道制御装置
であり、上記のスラスタ（２）。
であり、第９図はこの例における軌道制御の原理を示す
図、第１０図は動作シーケンスを示す図である。これら
の図において、（１）は航行体本体、（２）は航行体本
体（１１に固定されこれにガスジェットの噴射による反
作用で一定方向の推力を作用させるスラスタ、（３）は
スラスタ（２）を駆動させるスラスタ駆動装置、 ＋４
１は軌道制御信号処理部、（５）は軌道制御信号処理部
（４）からのコマンドによって航行体本体ｉｌｌの姿勢
を制御する姿勢制御装置である。（６）は軌道制御装置
であり、上記のスラスタ（２）。
スラスタ駆動装置（３）、軌道制御信号処理部（４）に
よって構成されている。また、軌道制御信号処理部（４
）はタイマ（７）、プリプログラム部（８）、制御信号
発生部（９）によって構成されている。図中において。
よって構成されている。また、軌道制御信号処理部（４
）はタイマ（７）、プリプログラム部（８）、制御信号
発生部（９）によって構成されている。図中において。
記号ｃｏは軌道変更のために外部から投入する軌道制御
コマンドであり、姿勢変更角コマンドθ０゜姿勢変更ス
タート時刻コマンドＴ＝、スラスタ動作開始時刻コマン
ドＴ スラスタ動作終了時ＨＲ８ｌ 刻コマンドＴ 姿勢復帰開始時刻コマンドＨＲＥ
Ｉ ＴＨＥＴ で構成されている。
コマンドであり、姿勢変更角コマンドθ０゜姿勢変更ス
タート時刻コマンドＴ＝、スラスタ動作開始時刻コマン
ドＴ スラスタ動作終了時ＨＲ８ｌ 刻コマンドＴ 姿勢復帰開始時刻コマンドＨＲＥ
Ｉ ＴＨＥＴ で構成されている。
次に動作について説明する。
軌道１制御信号処理部（４）に入力された軌道制御コマ
ンドＣＯは軌道制御プリプログラム部（８）に取込まれ
、ここで、第１０図に示す動作シーケンスのプログラム
が設定される。すなわち、コマンドＴ：及びθ０によシ
軌道制御に必要な姿勢の変更開始時刻ｔ６と目標姿勢が
設定され＝ ＴＴＨＲ８及びＴ’ＦＨＲＥによってスラ
スタ動作開始時刻ｔ ＴＨＲ８とｔＴＨＲＥが設定され
る。また＝ ＴＷＥＴによシ、変更前姿勢への移行開
始時刻ｔＲＢ、Ｔが設定される。−方、タイマでは時間
の進行にともなった時刻信号ｔを発生している。制御信
号発生部（９）ではこのタイマの出力ｔとプリプログラ
ムの設定時刻を比較し、ｔとｔｓが合致したとき、前述
のθＣが出力され、θＣが９０°であれば姿勢制御装置
（５）がこれを受けて宇宙航行体の姿勢を第９図に示す
ようなＡの姿勢からＢの姿勢へ変更する。
ンドＣＯは軌道制御プリプログラム部（８）に取込まれ
、ここで、第１０図に示す動作シーケンスのプログラム
が設定される。すなわち、コマンドＴ：及びθ０によシ
軌道制御に必要な姿勢の変更開始時刻ｔ６と目標姿勢が
設定され＝ ＴＴＨＲ８及びＴ’ＦＨＲＥによってスラ
スタ動作開始時刻ｔ ＴＨＲ８とｔＴＨＲＥが設定され
る。また＝ ＴＷＥＴによシ、変更前姿勢への移行開
始時刻ｔＲＢ、Ｔが設定される。−方、タイマでは時間
の進行にともなった時刻信号ｔを発生している。制御信
号発生部（９）ではこのタイマの出力ｔとプリプログラ
ムの設定時刻を比較し、ｔとｔｓが合致したとき、前述
のθＣが出力され、θＣが９０°であれば姿勢制御装置
（５）がこれを受けて宇宙航行体の姿勢を第９図に示す
ようなＡの姿勢からＢの姿勢へ変更する。
次にｔが”ＴＨＲ８と合致した時点でスラスタ動作信号
ＣＴＨＲ” ’ が制御信号発生部（９）から出力され
、スラスタ、駆動装置（３）ではこの信号によってスラ
スタ（２）を駆動させ、航行体本体（１）に推力Ｆを作
用させる。スラスタ動作信号ＣＴ□はｔがｔＴＨＲＥと
合致するまでＣＴＨＲ” ’となるようにし１時刻ｔＴ
ＨＲ８からｔＴＨＲＥまで推力Ｆを航行体本体ｆｉｌに
作用させる。ｔがｔＴＨＲＥより大となった時点で制御
信号発生部はＣＴＨＲ” ０を出力し、スラスタ駆動装
置（３）はスラスタ（２）の動作を停止させる。
ＣＴＨＲ” ’ が制御信号発生部（９）から出力され
、スラスタ、駆動装置（３）ではこの信号によってスラ
スタ（２）を駆動させ、航行体本体（１）に推力Ｆを作
用させる。スラスタ動作信号ＣＴ□はｔがｔＴＨＲＥと
合致するまでＣＴＨＲ” ’となるようにし１時刻ｔＴ
ＨＲ８からｔＴＨＲＥまで推力Ｆを航行体本体ｆｉｌに
作用させる。ｔがｔＴＨＲＥより大となった時点で制御
信号発生部はＣＴＨＲ” ０を出力し、スラスタ駆動装
置（３）はスラスタ（２）の動作を停止させる。
次に、ｔがｔＲＦ、Ｔと合致した時点で制御信号発生部
（９）は姿勢制御装置（５）へのコマンドθＣの出力を
ゼロリセットし、これに従って姿勢制御装置（５）は航
行体本体（１１の姿勢をコマンドθ０が与えられる前の
姿勢へ復帰させる。この一連の動作によって、航行体本
体（１）には第９図に示す方向Ｙへ時間（ｔＴＨＲＥ
−ｔＴＨＲＥ ）の間推力Ｆを作用させることができる
。宇宙航行体（１１の質量をｍとするさ、この推力によ
って航行体本体（１）は推力作用前の進行方向Ｘと異な
るＹ方向への速度成分Ｆ・（ｔＴＨＲＥ−ｔＴＨＲ１３
） ／ｍを生じるため、軌道面が角Δ１変わり同図に示
すＸａ方向へ向う軌道運動へと軌道が制御される。
（９）は姿勢制御装置（５）へのコマンドθＣの出力を
ゼロリセットし、これに従って姿勢制御装置（５）は航
行体本体（１１の姿勢をコマンドθ０が与えられる前の
姿勢へ復帰させる。この一連の動作によって、航行体本
体（１）には第９図に示す方向Ｙへ時間（ｔＴＨＲＥ
−ｔＴＨＲＥ ）の間推力Ｆを作用させることができる
。宇宙航行体（１１の質量をｍとするさ、この推力によ
って航行体本体（１）は推力作用前の進行方向Ｘと異な
るＹ方向への速度成分Ｆ・（ｔＴＨＲＥ−ｔＴＨＲ１３
） ／ｍを生じるため、軌道面が角Δ１変わり同図に示
すＸａ方向へ向う軌道運動へと軌道が制御される。
ここでは軌道変更のための軌道制御の例として。
昇交点Ｐ前後で姿勢を９０°回転させた状態でのスラス
タ動作の場合について説明したが、昇交点Ｐ前後で姿勢
が一９０°回転した状態でスラスタ動作を実施するよう
コマンドを設定すれば角−Δ１の軌道制御となり、昇交
点から緯度引数ηが９０°離れた点Ｑ前後にて姿勢を９
０°回転した状態でスラスタ動作を実施させれば昇交点
赤経Ωを−ΔΩ制御でき、同地点にて姿勢を一９０°回
転した状態でスラスタ動作を実施すれば＋ΔΩの制御と
なる。
タ動作の場合について説明したが、昇交点Ｐ前後で姿勢
が一９０°回転した状態でスラスタ動作を実施するよう
コマンドを設定すれば角−Δ１の軌道制御となり、昇交
点から緯度引数ηが９０°離れた点Ｑ前後にて姿勢を９
０°回転した状態でスラスタ動作を実施させれば昇交点
赤経Ωを−ΔΩ制御でき、同地点にて姿勢を一９０°回
転した状態でスラスタ動作を実施すれば＋ΔΩの制御と
なる。
また、姿勢角変更角コマンドθ０を０とすればスラスタ
動作による宇宙航行体（１）の増速で軌道高度りが上昇
し、逆にθＣ−１８０°とすればスラスタ動作によって
減速して軌道高度が低下する。
動作による宇宙航行体（１）の増速で軌道高度りが上昇
し、逆にθＣ−１８０°とすればスラスタ動作によって
減速して軌道高度が低下する。
従来の軌道変更装置は以上のように構成されているため
、目標軌道へ移行するために必要な制御力を地上で求め
、それにもとづいた軌道制御コマンドを与えねばならず
、また、スラスタの発生する推力が航行体本体（１＋に
対して特定の方向に固定されているため、軌道制御に必
要な推力方向を得るのに航行体本体の姿勢を変更する必
要があった。
、目標軌道へ移行するために必要な制御力を地上で求め
、それにもとづいた軌道制御コマンドを与えねばならず
、また、スラスタの発生する推力が航行体本体（１＋に
対して特定の方向に固定されているため、軌道制御に必
要な推力方向を得るのに航行体本体の姿勢を変更する必
要があった。
この発明は上記のような問題点を解消するためになされ
たもので、姿勢を変更せずに軌道制御を実施できるとと
もに、外部からの軌道制御コマンドによらず目標軌道を
指示することにより自動的に軌道を変更できる装置を得
ることを目的とする。
たもので、姿勢を変更せずに軌道制御を実施できるとと
もに、外部からの軌道制御コマンドによらず目標軌道を
指示することにより自動的に軌道を変更できる装置を得
ることを目的とする。
この発明に係る軌道変更装置は、軌道変更命令受信部２
位置情報受信部、軌道決定部、衝突面。
位置情報受信部、軌道決定部、衝突面。
衝突面、駆動装置、スラスタ、スラスタ駆動装置を備え
宇宙航行体の軌道を推定するとともに、大気粒子の衝突
面への衝突によって生じた力とスラスタの推力を目標軌
道への軌道変更のだめの制御力としたものである。
宇宙航行体の軌道を推定するとともに、大気粒子の衝突
面への衝突によって生じた力とスラスタの推力を目標軌
道への軌道変更のだめの制御力としたものである。
この発明における軌道変更装置では、外部の位置情報発
信源が発する信号を位置情報受信部にて受信し、これに
よって得た情報をもとに航行体の軌道を軌道決定部にて
推定する。
信源が発する信号を位置情報受信部にて受信し、これに
よって得た情報をもとに航行体の軌道を軌道決定部にて
推定する。
また、軌道変更命令受信部では外部から変更すべき目標
軌道についての情報を受信する。
軌道についての情報を受信する。
軌道制御信号発生部では上記の軌道決定部によって推定
された航行体の軌道情報と軌道変更命令受信部で得られ
た目標軌道情報をもとに、目標軌道への変更に必要な制
御力を求め衝突面で分担するべき制御力Ｆ＝とスラスタ
の動作信号ＣＴＨＲを出力する。
された航行体の軌道情報と軌道変更命令受信部で得られ
た目標軌道情報をもとに、目標軌道への変更に必要な制
御力を求め衝突面で分担するべき制御力Ｆ＝とスラスタ
の動作信号ＣＴＨＲを出力する。
衝突面、駆動信号発生部ではＦ：を発生するに必要な衝
突面の回転角φＣを衝突面駆動装置に向けて出力し、衝
突面駆動装置では衝突面の回転角φがφＣと合致するよ
うに衝突面を駆動する。
突面の回転角φＣを衝突面駆動装置に向けて出力し、衝
突面駆動装置では衝突面の回転角φがφＣと合致するよ
うに衝突面を駆動する。
衝突面ではそれが進行方向となす角に応じて大気粒子と
の衝突によって進行方向に垂直な力の成分と、進行方向
逆向きの成分を生じ軌道を制御する力を得ることができ
る。したがってこの発明における軌道変更装置では、軌
道を変更するだめの力としてスラスタの推力と大気粒子
の衝突面への衝突による力を利用し、軌道制御状態の自
動的なフィードバックによシ、姿勢を変更することなし
に航行体の軌道を外部から指定された目標軌道へ変える
ことができる。
の衝突によって進行方向に垂直な力の成分と、進行方向
逆向きの成分を生じ軌道を制御する力を得ることができ
る。したがってこの発明における軌道変更装置では、軌
道を変更するだめの力としてスラスタの推力と大気粒子
の衝突面への衝突による力を利用し、軌道制御状態の自
動的なフィードバックによシ、姿勢を変更することなし
に航行体の軌道を外部から指定された目標軌道へ変える
ことができる。
第１図はこの発明の一実施例を示す機能ブロック図、第
２図はこの例の外観図、第３図、第４図は情報処理フロ
ーチャート、第５図は衝突面展開形態と力の作用方向を
示す図、第６図、第７図は動作原理を示す図である。図
において（１）は宇宙航行体本体、（２）はスラスタ、
（３）はスラスタ、＠動装置。
２図はこの例の外観図、第３図、第４図は情報処理フロ
ーチャート、第５図は衝突面展開形態と力の作用方向を
示す図、第６図、第７図は動作原理を示す図である。図
において（１）は宇宙航行体本体、（２）はスラスタ、
（３）はスラスタ、＠動装置。
ＯＩは軌道制御信号処理部、αυは軌道変更命令受信部
、αりは位置情報受信部、α謙は軌道決定部、Ｇ４は衝
突面駆動装置、 （１５ａ）、（１５ｂ）は衝突面Ａ
、 Ｂ。
、αりは位置情報受信部、α謙は軌道決定部、Ｇ４は衝
突面駆動装置、 （１５ａ）、（１５ｂ）は衝突面Ａ
、 Ｂ。
αｅは現行のＧ１０ｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ
ＳＳ７５ｔｅ （ａ ｐ ｓ ）である。
ＳＳ７５ｔｅ （ａ ｐ ｓ ）である。
これらの図に示すスラスタ（２）、スラスタ駆動装置（
３）９位置情報受信部（１３，ＧＰｓ（Ｉ［９の機能は
従来のものと同様である。
３）９位置情報受信部（１３，ＧＰｓ（Ｉ［９の機能は
従来のものと同様である。
図に示す軌道制御信号処理部Ｑｌは軌道制御信号発生部
ａηと衝突面駆動信号発生部側で構成されており、衝突
面駆動装置Ｉは衝突面Ａ（１５ａ）を駆動するための衝
突面駆動回路Ａ（１９ａ）とポテンショメータＡ （２
０ａ） 、モータＡ（２１ａ）及び衝突面Ｂ（１５ｂ）
を駆動するための衝突面駆動回路Ｂ （１９１））とポ
テンショメータＢ （２０１）） 、モータＢ （２１
ｂ）で構成されている。衝突面Ａ、 Ｂ （１５ａ）、
（１５ｂ）は衝突面駆動装置α４を介して宇宙航行体（
１）に取付けられている。
ａηと衝突面駆動信号発生部側で構成されており、衝突
面駆動装置Ｉは衝突面Ａ（１５ａ）を駆動するための衝
突面駆動回路Ａ（１９ａ）とポテンショメータＡ （２
０ａ） 、モータＡ（２１ａ）及び衝突面Ｂ（１５ｂ）
を駆動するための衝突面駆動回路Ｂ （１９１））とポ
テンショメータＢ （２０１）） 、モータＢ （２１
ｂ）で構成されている。衝突面Ａ、 Ｂ （１５ａ）、
（１５ｂ）は衝突面駆動装置α４を介して宇宙航行体（
１）に取付けられている。
この例に示す位置情報受信部ｔｉＸ５ではＧ Ｐ Ｓ
（Ｉｌ１９からの位置信号工。ｐｓを受信し、宇宙航行
体（１）の現在位置に関する情報Ｐ８ｏを出力する。軌
道決定部αＪではＰ８゜をもとに宇宙航行体（１）の軌
道を従来のアルゴリズムに従って推定し、推定軌道の情
報工。ｒｂを出力するが、この工。ｒｂは軌道高度り、
軌道傾斜角１．昇交点赤経Ωで構成されているものとす
る。
（Ｉｌ１９からの位置信号工。ｐｓを受信し、宇宙航行
体（１）の現在位置に関する情報Ｐ８ｏを出力する。軌
道決定部αＪではＰ８゜をもとに宇宙航行体（１）の軌
道を従来のアルゴリズムに従って推定し、推定軌道の情
報工。ｒｂを出力するが、この工。ｒｂは軌道高度り、
軌道傾斜角１．昇交点赤経Ωで構成されているものとす
る。
一方、軌道変更命令受信部αυでは外部から目標軌道に
ついての情報を受信し、軌道高度、軌道傾斜角、昇交点
赤経についての目標値１島ゎ−（ｈａ。
ついての情報を受信し、軌道高度、軌道傾斜角、昇交点
赤経についての目標値１島ゎ−（ｈａ。
１°、Ｇ０）を出力する。
軌道制御信号発生部ａηでは軌道変更命令受信部Ｑｌ）
から出力された目標軌道の情報１島、に対して。
から出力された目標軌道の情報１島、に対して。
工。ｒｂを比較し、軌道を目標のものに変更するために
必要な軌道制御方法を求める。この軌道制御方法は第３
図に示すフローによってスラスタ利用と衝突面利用に二
分される。
必要な軌道制御方法を求める。この軌道制御方法は第３
図に示すフローによってスラスタ利用と衝突面利用に二
分される。
第３図のフローチャートによりスラスタ利用か決定した
場合、所定の軌道高度を得るために必要な力積Ｆ８を求
め、さらにスラスタ推力’ＴＨＲで除した値Ｔ。Ｎ ”
’８／’ＴＨＲをスラスタ（２）の動作時間として算
出しスラスタ駆動装置（３）へのコマンドＣＴＨＲ”
１をＴ。Ｎ間出力する。スラスタ駆動装置（３）ではこ
のコマンドＣＴＨＲ−’により、スラスタ（２）を動作
させ、航行体ｆｉｌに推力ＦＴＨＲを印加し、これによ
って航行体の軌道接線方向速度を増大させ軌道高度を上
昇させる。一方、第３図の７０−チャートによシ、衝突
面の利用が決定した場合の処理は衝突面駆動信号発生部
Ｈへ移シ第４図の７０−チャートに従い、衝突面Ａ 、
Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ）の展開形態を決定する。
場合、所定の軌道高度を得るために必要な力積Ｆ８を求
め、さらにスラスタ推力’ＴＨＲで除した値Ｔ。Ｎ ”
’８／’ＴＨＲをスラスタ（２）の動作時間として算
出しスラスタ駆動装置（３）へのコマンドＣＴＨＲ”
１をＴ。Ｎ間出力する。スラスタ駆動装置（３）ではこ
のコマンドＣＴＨＲ−’により、スラスタ（２）を動作
させ、航行体ｆｉｌに推力ＦＴＨＲを印加し、これによ
って航行体の軌道接線方向速度を増大させ軌道高度を上
昇させる。一方、第３図の７０−チャートによシ、衝突
面の利用が決定した場合の処理は衝突面駆動信号発生部
Ｈへ移シ第４図の７０−チャートに従い、衝突面Ａ 、
Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ）の展開形態を決定する。
この展開形態には第５図に示すとおり０１〜Ｃ４の４形
態があシ９次のようにして選択される。まず第４図の優
先順位判断Ｐｒ１では目標の軌道を基準とした場合の高
度差Δｈ−ｈＣ−ｈ 、軌道傾斜角差Δｉ −ｉＣ−ｉ
、 昇交点赤経差ΔΩ−ΩＣ−Ωについてそれぞれ
あらかじめ設定したに１． ｋ２ 、 ｋ、の重みを乗
じてに１− ｋｌ １Δｈｌ。
態があシ９次のようにして選択される。まず第４図の優
先順位判断Ｐｒ１では目標の軌道を基準とした場合の高
度差Δｈ−ｈＣ−ｈ 、軌道傾斜角差Δｉ −ｉＣ−ｉ
、 昇交点赤経差ΔΩ−ΩＣ−Ωについてそれぞれ
あらかじめ設定したに１． ｋ２ 、 ｋ、の重みを乗
じてに１− ｋｌ １Δｈｌ。
Ｋ２−に２１Δｉｔ、に４−に３１ΔΩ１とし、に１．
に２゜Ｋ５のうちもつとも大きな値をもつものについて
の制御を優先する。
に２゜Ｋ５のうちもつとも大きな値をもつものについて
の制御を優先する。
例えば、に２かに１．に３に比べて大きかった場合、軌
道傾斜角１を制御し、Δ１だけ増加させるものとする。
道傾斜角１を制御し、Δ１だけ増加させるものとする。
このとき、緯度引数ηが一４５’＜η＜４５’と１３５
＠くη＜２２５°のいずれも満足しない場合にはｇ５図
（ｄ）に示すように衝突面Ａ、 Ｂ （１５ａ）、（１
５ｂ）を進行方向と平行にした形態Ｃ４を選択する。一
方。
＠くη＜２２５°のいずれも満足しない場合にはｇ５図
（ｄ）に示すように衝突面Ａ、 Ｂ （１５ａ）、（１
５ｂ）を進行方向と平行にした形態Ｃ４を選択する。一
方。
−４５°くη＜４５°または１３５′＜η＜２２５°を
満足する場合、Δｉ＞０であれば、第５図（ａ）に示す
ように衝突面Ａ（１５ａ）を進行方行と平向にし、衝突
面Ｂ（１５ｂ）を角φ展開した形態Ｃ１を選択する。一
方。
満足する場合、Δｉ＞０であれば、第５図（ａ）に示す
ように衝突面Ａ（１５ａ）を進行方行と平向にし、衝突
面Ｂ（１５ｂ）を角φ展開した形態Ｃ１を選択する。一
方。
−４５°くη〈４５°または１３５°くη＜２２５’を
満足し。
満足し。
Δ１く０であれば、第５図（１））に示すように衝突面
Ａ（１５ａ）を角φ展開し、衝突面Ｂ （１５ｂ）を進
行方向と平行にした形態Ｃ２を選択する。また、優先順
位判断Ｐｒｉにおいて昇交点赤経Ωの制御が決定された
場合も第４図の７０−に従って衝突面Ａ、Ｂ（１５ａ）
、（１５ｂ）の形態が０１ 、 （！２ 、 または
Ｃ４に選ばれる。一方、優先順位判断Ｐｒｉにおいて高
度りを低下させる制御が決定された場合には第４図の分
岐Δｈ制御をとシ、第５図（ｃ）のように衝突面Ａ。
Ａ（１５ａ）を角φ展開し、衝突面Ｂ （１５ｂ）を進
行方向と平行にした形態Ｃ２を選択する。また、優先順
位判断Ｐｒｉにおいて昇交点赤経Ωの制御が決定された
場合も第４図の７０−に従って衝突面Ａ、Ｂ（１５ａ）
、（１５ｂ）の形態が０１ 、 （！２ 、 または
Ｃ４に選ばれる。一方、優先順位判断Ｐｒｉにおいて高
度りを低下させる制御が決定された場合には第４図の分
岐Δｈ制御をとシ、第５図（ｃ）のように衝突面Ａ。
Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ）のいずれもが角φ展開した
形態を選択する。以上のようにして選択された衝突面Ａ
。
形態を選択する。以上のようにして選択された衝突面Ａ
。
Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ）の形態に応じて、衝突面駆
動信号発生部α梯の出力φＸ、φ名はそれぞれ角φまた
は０を取るう 次に衝突面駆動装置α４ではφＸｒ幅を受けて。
動信号発生部α梯の出力φＸ、φ名はそれぞれ角φまた
は０を取るう 次に衝突面駆動装置α４ではφＸｒ幅を受けて。
衝突面Ａ 、 Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ）を駆動する
。この動作は衝突面Ａ 、 Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ
）についてそれぞれ同様であるから、ここでは簡単のた
め、衝突面Ａ（１５ａ）の駆動につき説明する。衝突面
駆動袋＃ＩのポテンショメータＡ（２０ａ）で衝突面ａ
（１５ａ）の展開角を検出し、この検出信号φ□と衝
突面駆動信号発生部ａ８からの信号吋を比較し、その差
信号φ。をもとに衝突面駆動回路Ａ （１９ａ）ではモ
ータ電流１人を流し、モータＡ （２１ａ）を動作させ
。
。この動作は衝突面Ａ 、 Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ
）についてそれぞれ同様であるから、ここでは簡単のた
め、衝突面Ａ（１５ａ）の駆動につき説明する。衝突面
駆動袋＃ＩのポテンショメータＡ（２０ａ）で衝突面ａ
（１５ａ）の展開角を検出し、この検出信号φ□と衝
突面駆動信号発生部ａ８からの信号吋を比較し、その差
信号φ。をもとに衝突面駆動回路Ａ （１９ａ）ではモ
ータ電流１人を流し、モータＡ （２１ａ）を動作させ
。
衝突面Ａがφ：と等しい角をとるように閉ループの自動
制御を行う。その結果、衝突面Ａ（１５ａ）及びＢ （
１５ｂ）は衝突面駆動信号発生部（ＩＩＫて選択された
形態をとる。
制御を行う。その結果、衝突面Ａ（１５ａ）及びＢ （
１５ｂ）は衝突面駆動信号発生部（ＩＩＫて選択された
形態をとる。
以上のように制御された衝突面Ａ 、 Ｂ （１５ａ）
。
。
（１５ｂ）を用いてなされる軌道制御について次に説明
する。衝突面Ａ 、 Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ）が大
気粒子との衝突によって生じる力は第５図に示すＦａＬ
＋ＦａＤ成分を発生させ、これが宇宙航行体（１１Ｋ
作用する。例えば、軌道傾斜角の制御を実施するために
、第６図に示すようにη−００前後で衝突面展開形態Ｃ
１をとると、力ＦａＩ、は−Ｙ方向に作用し。
する。衝突面Ａ 、 Ｂ （１５ａ）、（１５ｂ）が大
気粒子との衝突によって生じる力は第５図に示すＦａＬ
＋ＦａＤ成分を発生させ、これが宇宙航行体（１１Ｋ
作用する。例えば、軌道傾斜角の制御を実施するために
、第６図に示すようにη−００前後で衝突面展開形態Ｃ
１をとると、力ＦａＩ、は−Ｙ方向に作用し。
その結果、宇宙航行体（りはＶＮなる速度を獲得し。
軌道傾斜角１が増大するため、新たな軌道ＯＮをとる。
また別の例として昇交点赤経を制御するために、第１図
に示すようにη−９０゛前後で衝突面展開形態Ｃ１をと
ると、力ＦａＬは−Ｙ方向に作用し、その結果、宇宙航
行体（１）はＶＨなる速度を獲得し、新たな軌道ＯＮを
とり昇交点赤経Ωが増大する。一方、軌道高度を下げる
ために、衝突面展開形態Ｃ３をとると、力ＦａＤが進行
方向と逆向きの−Ｘ方向に作用し、その結果、速度が減
少し軌道高度が低下する。
に示すようにη−９０゛前後で衝突面展開形態Ｃ１をと
ると、力ＦａＬは−Ｙ方向に作用し、その結果、宇宙航
行体（１）はＶＨなる速度を獲得し、新たな軌道ＯＮを
とり昇交点赤経Ωが増大する。一方、軌道高度を下げる
ために、衝突面展開形態Ｃ３をとると、力ＦａＤが進行
方向と逆向きの−Ｘ方向に作用し、その結果、速度が減
少し軌道高度が低下する。
以上説明したように、目標軌道についての情報を受信後
、一連の動作によって軌道が制御されると、新たな軌道
のもとての位置情報工ＧＰＳがＣ）ＰＳαｅを介して再
び入手できる。この位置情報をもとにこの発明にかかる
軌道変更装置では、自動的に軌道を制御することになり
、目標軌道へと軌道が変更される。
、一連の動作によって軌道が制御されると、新たな軌道
のもとての位置情報工ＧＰＳがＣ）ＰＳαｅを介して再
び入手できる。この位置情報をもとにこの発明にかかる
軌道変更装置では、自動的に軌道を制御することになり
、目標軌道へと軌道が変更される。
以上のように、この発明によれば位置情報受信部と軌道
推定部によシ宇宙航行体の軌道を自立的に推定できるよ
うにし、これを軌道変更命令受信部で受信した目標軌道
と合致させるようにスラスタとスラスタ駆動装置を用い
て軌道高度上昇のための制御力を得るとともに衝突面、
衝突面駆動装置を用いて、大気粒子との衝突によって生
じた力を軌道高度低下のための制御力及び軌道傾斜角。
推定部によシ宇宙航行体の軌道を自立的に推定できるよ
うにし、これを軌道変更命令受信部で受信した目標軌道
と合致させるようにスラスタとスラスタ駆動装置を用い
て軌道高度上昇のための制御力を得るとともに衝突面、
衝突面駆動装置を用いて、大気粒子との衝突によって生
じた力を軌道高度低下のための制御力及び軌道傾斜角。
昇交点赤経変更のだめの制御力を得られるように構成し
たので、スラスタの数を増さず、かつまた軌道制御のた
めの姿勢変更をすることなく、自動的に軌道を変更する
ことができるという効果がある。
たので、スラスタの数を増さず、かつまた軌道制御のた
めの姿勢変更をすることなく、自動的に軌道を変更する
ことができるという効果がある。
第１図はこの発明の一実施例を示す機能ブロック図、第
２図はこの実施例のを用いた宇宙航行体外観図、第３図
はこの実施例での軌道制御方法の選択の７０−チャート
、第４図はこの実施例での衝突面展開形態選択のフロー
チャート、第５図はこの実施例での衝突面展開形態と力
の作用方向を示す図、ＰＪ６図はこの実施例での軌道傾
斜角制御の原理を示す図、第１図はこの実施例での昇交
点赤経を制御する場合の原理を示す図、第８図は従来の
軌道保持装置の例を示す機能ブロック図、第９図は従来
の装置を用いて軌道制御する場合の一例についてその原
理を示す図、第１０図は従来の装置での動作シーケンス
図である。 図において、（２）はスラスタ、（３）はスラスタ、駆
動袋ｆｉｌ、 （１１は軌道制御信号処理部、αυは軌
道変更命令受信部、αりは位置情報受信部、α３は軌道
決定部。 α４は衝突面駆動袋Ｒ，（１ｓａ）、（１ｓｂ）は衝突
面Ａ。 Ｂである。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
２図はこの実施例のを用いた宇宙航行体外観図、第３図
はこの実施例での軌道制御方法の選択の７０−チャート
、第４図はこの実施例での衝突面展開形態選択のフロー
チャート、第５図はこの実施例での衝突面展開形態と力
の作用方向を示す図、ＰＪ６図はこの実施例での軌道傾
斜角制御の原理を示す図、第１図はこの実施例での昇交
点赤経を制御する場合の原理を示す図、第８図は従来の
軌道保持装置の例を示す機能ブロック図、第９図は従来
の装置を用いて軌道制御する場合の一例についてその原
理を示す図、第１０図は従来の装置での動作シーケンス
図である。 図において、（２）はスラスタ、（３）はスラスタ、駆
動袋ｆｉｌ、 （１１は軌道制御信号処理部、αυは軌
道変更命令受信部、αりは位置情報受信部、α３は軌道
決定部。 α４は衝突面駆動袋Ｒ，（１ｓａ）、（１ｓｂ）は衝突
面Ａ。 Ｂである。 なお、各図中同一符号は同一または相当部分を示す。
Claims (1)
- 宇宙航行体に取付けガスジェットの噴射によつて推力を
得るスラスタと、このスラスタを動作させるためのスラ
スタ駆動装置と、大気粒子との衝突によつて生じる力の
宇宙航行体進行方向垂直成分及び逆向き成分を軌道制御
のための力として獲得する衝突面と、この衝突面が宇宙
航行体の進行方向となす角を変えることのできる衝突面
駆動装置と、変更すべき目標の軌道に関する情報を外部
から受信できる軌道変更命令受信部と、宇宙航行体の位
置に関する情報を外部から受信できる位置情報受信部と
、この位置情報受信部で受けた情報をもとに宇宙航行体
の軌道を推定する軌道推定部と、軌道推定部により推定
された軌道と軌道変更命令受信部で受信した目標軌道を
比較し、スラスタ駆動装置と衝突面駆動装置にスラスタ
駆動信号及び衝突面駆動信号を与える軌道制御信号処理
部とを備え、スラスタの推力と大気粒子の衝突によつて
衝突面に生じた力を用いて自動的に軌道を変更すること
を特徴とした軌道変更装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62312512A JPH01153399A (ja) | 1987-12-10 | 1987-12-10 | 軌道変更装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62312512A JPH01153399A (ja) | 1987-12-10 | 1987-12-10 | 軌道変更装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01153399A true JPH01153399A (ja) | 1989-06-15 |
Family
ID=18030113
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62312512A Pending JPH01153399A (ja) | 1987-12-10 | 1987-12-10 | 軌道変更装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH01153399A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02118797U (ja) * | 1989-03-10 | 1990-09-25 |
-
1987
- 1987-12-10 JP JP62312512A patent/JPH01153399A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH02118797U (ja) * | 1989-03-10 | 1990-09-25 |
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