JPH05185997A - モメンタム・ホイール台操縦システム及びその方法 - Google Patents
モメンタム・ホイール台操縦システム及びその方法Info
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- JPH05185997A JPH05185997A JP4189902A JP18990292A JPH05185997A JP H05185997 A JPH05185997 A JP H05185997A JP 4189902 A JP4189902 A JP 4189902A JP 18990292 A JP18990292 A JP 18990292A JP H05185997 A JPH05185997 A JP H05185997A
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- Japan
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- momentum wheel
- platform
- actuator
- momentum
- spacecraft
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- 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
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
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- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Steering Control In Accordance With Driving Conditions (AREA)
- Steering-Linkage Mechanisms And Four-Wheel Steering (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】サテライトの姿勢制御用のモメンタム・ホイー
ルの支持方法で、そのアクチュエータの１つが不具合と
なっても作動が続けられる簡単な装置及び方法を得る。 【構成】正三角形モメンタム・ホイール台をその各頂点
でステップ・モータ駆動のジャッキねじ３本で支持し、
台の高さと２軸の速度、位置を制御する。ホイールを傾
けることにより、ホイール回転軸に直角の面に制御トル
クが発生する。ジャッキねじには夫々リニヤ・ポテンシ
オメータが付けられ、その延び出し量により各種の台制
御命令が計算される。これは、ジャッキねじ３本の中の
１本が不具合になっても可能である。
ルの支持方法で、そのアクチュエータの１つが不具合と
なっても作動が続けられる簡単な装置及び方法を得る。 【構成】正三角形モメンタム・ホイール台をその各頂点
でステップ・モータ駆動のジャッキねじ３本で支持し、
台の高さと２軸の速度、位置を制御する。ホイールを傾
けることにより、ホイール回転軸に直角の面に制御トル
クが発生する。ジャッキねじには夫々リニヤ・ポテンシ
オメータが付けられ、その延び出し量により各種の台制
御命令が計算される。これは、ジャッキねじ３本の中の
１本が不具合になっても可能である。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は概して宇宙飛行体の飛行
姿勢の安定化、より細かくは、本体が安定化されるサテ
ライトの飛行姿勢制御を行うモメンタム・ホイ−ル台操
縦システムとその方法に関する。
姿勢の安定化、より細かくは、本体が安定化されるサテ
ライトの飛行姿勢制御を行うモメンタム・ホイ−ル台操
縦システムとその方法に関する。
【０００２】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】例えば
静止通信衛星のような安定した宇宙飛行体に働く周期的
妨害トルクを補償するのにモメンタム・ホイ−ルを使用
することはよく知られている。モメンタム・ホイ−ルは
宇宙飛行体上に載置され、通例、宇宙飛行体の軌道面に
対し直交している宇宙飛行体の軸に関連して選択的に方
向付けられたある軸の周りを回転する。
静止通信衛星のような安定した宇宙飛行体に働く周期的
妨害トルクを補償するのにモメンタム・ホイ−ルを使用
することはよく知られている。モメンタム・ホイ−ルは
宇宙飛行体上に載置され、通例、宇宙飛行体の軌道面に
対し直交している宇宙飛行体の軸に関連して選択的に方
向付けられたある軸の周りを回転する。
【０００３】モメンタム・ホイ−ルの速度は単純に増減
されて、軌道面に直交している軸の周りに能動的制御を
与える。このホイ−ルの角運動量は宇宙飛行体の妨害ト
ルクの効果を補償するのに十分である。軌道面における
軸の周りの能動的制御の達成、即ちその軸の周りの妨害
トルクの効果の補償のためにモメンタム・ホイ−ルの軸
方向は傾けられなければならない。
されて、軌道面に直交している軸の周りに能動的制御を
与える。このホイ−ルの角運動量は宇宙飛行体の妨害ト
ルクの効果を補償するのに十分である。軌道面における
軸の周りの能動的制御の達成、即ちその軸の周りの妨害
トルクの効果の補償のためにモメンタム・ホイ−ルの軸
方向は傾けられなければならない。
【０００４】これまで、上記の型のモメンタム・ホイ−
ルは各軸において駆動機構の冗長性を持つ羅針盤及びそ
れに似た物を載置するために長く使用されたものに似て
いる二重ジンバル・システムによって宇宙飛行体に載置
され得ることは予想されてきた。ジンバル装着組立ては
幾つかの理由のために完全に十分というわけではない。
従来のジンバルは構造においてかなり複雑であり、望ま
しい重さよりも重く、（これは宇宙飛行体における重要
な要素である）、信頼度の問題を起こしやすかった。万
一ジンバルの何れか１つの部分が不具合になった場合、
モメンタム・ホイ−ル組立て全体が作動不可能となっ
た。
ルは各軸において駆動機構の冗長性を持つ羅針盤及びそ
れに似た物を載置するために長く使用されたものに似て
いる二重ジンバル・システムによって宇宙飛行体に載置
され得ることは予想されてきた。ジンバル装着組立ては
幾つかの理由のために完全に十分というわけではない。
従来のジンバルは構造においてかなり複雑であり、望ま
しい重さよりも重く、（これは宇宙飛行体における重要
な要素である）、信頼度の問題を起こしやすかった。万
一ジンバルの何れか１つの部分が不具合になった場合、
モメンタム・ホイ−ル組立て全体が作動不可能となっ
た。
【０００５】傾斜モメンタム・ホイ−ルの別の型は、ス
ペリ−・フライト・システム(Sperry Flight System)に
よって出版された“シ−・エム・ジ−のモメンタム・ホ
イ−ル(CMG's Momentum Wheels) ”の名称の改訂第3
版、出版番号第61-7223-03号で説明されている。この出
版で説明されるモメンタム傾斜ホイ−ルは３軸の飛行姿
勢制御を提供することができ、モメンタム・ホイ−ルの
周囲の周りに配置された２つのリニヤ・ジンバル・アク
チュエ−タとホイ−ルを浮遊させる中央球面ボ−ル・ベ
アリングのピボットとを具備する。球面ピボットはアク
チュエ−タの各端部に配置され、飛行体の接触面とホイ
−ルを囲むハウジングとの接触面での蝶番点として働
く。この型のモメンタム・ホイ−ルも、どちらかのリニ
ア・アクチュエ−タが不調である場合にホイ−ルが適切
に位置付けされ得ないという事実を含む多くの欠点を持
つ。
ペリ−・フライト・システム(Sperry Flight System)に
よって出版された“シ−・エム・ジ−のモメンタム・ホ
イ−ル(CMG's Momentum Wheels) ”の名称の改訂第3
版、出版番号第61-7223-03号で説明されている。この出
版で説明されるモメンタム傾斜ホイ−ルは３軸の飛行姿
勢制御を提供することができ、モメンタム・ホイ−ルの
周囲の周りに配置された２つのリニヤ・ジンバル・アク
チュエ−タとホイ−ルを浮遊させる中央球面ボ−ル・ベ
アリングのピボットとを具備する。球面ピボットはアク
チュエ−タの各端部に配置され、飛行体の接触面とホイ
−ルを囲むハウジングとの接触面での蝶番点として働
く。この型のモメンタム・ホイ−ルも、どちらかのリニ
ア・アクチュエ−タが不調である場合にホイ−ルが適切
に位置付けされ得ないという事実を含む多くの欠点を持
つ。
【０００６】
【課題を解決するための手段及び作用】本発明は、マ−
ク・エス・ユアン(Mark S.Yuan) 及びアイロス・ウィッ
トマン(Aolis Wittmann)の1989年10月26日に出願され、
本発明の譲渡人に譲渡された米国特許出願第07/427,675
号明細書で論じられる如き新しい種類のモメンタム・ホ
イ−ル台操縦の制御方法と装置とである。
ク・エス・ユアン(Mark S.Yuan) 及びアイロス・ウィッ
トマン(Aolis Wittmann)の1989年10月26日に出願され、
本発明の譲渡人に譲渡された米国特許出願第07/427,675
号明細書で論じられる如き新しい種類のモメンタム・ホ
イ−ル台操縦の制御方法と装置とである。
【０００７】モメンタム・ホイ−ル台操縦システムは、
２本の軸の速度と位置、及び別々のスッテパ−・モ−タ
によって駆動される３つのリニヤ・アクチュエ−タ（ジ
ャックねじ）によって支持されるモメンタム・ホイ−ル
台のリニヤ・エレベ−ションを制御する方法及び装置で
ある。モメンタム・ホイ−ルを傾けるためのモメンタム
・ホイ−ル台操縦システムを使用することによって、制
御トルクが基準ホイ−ル回転軸に直交している面で作り
出される。本発明のモメンタム・ホイ−ル台操縦方法及
び装置はAUSSATB,GALAXY及びMSAT衛星のための基本飛行
姿勢制御システムとして使用するために採用されてい
る。
２本の軸の速度と位置、及び別々のスッテパ−・モ−タ
によって駆動される３つのリニヤ・アクチュエ−タ（ジ
ャックねじ）によって支持されるモメンタム・ホイ−ル
台のリニヤ・エレベ−ションを制御する方法及び装置で
ある。モメンタム・ホイ−ルを傾けるためのモメンタム
・ホイ−ル台操縦システムを使用することによって、制
御トルクが基準ホイ−ル回転軸に直交している面で作り
出される。本発明のモメンタム・ホイ−ル台操縦方法及
び装置はAUSSATB,GALAXY及びMSAT衛星のための基本飛行
姿勢制御システムとして使用するために採用されてい
る。
【０００８】
【実施例】添付図を参照すると、図1 は内部に配置され
てその飛行姿勢に安定性を与えるモメンタム・ホイ−ル
台組立て11を有する宇宙飛行体10の略図である。この型
の宇宙飛行体10は、スピン安定化輸送機関に対して、バ
イアスされたモメンタム本体安定化輸送機関あるいは３
軸安定化輸送機関と呼ばれる。通常、そのような宇宙飛
行体10は冗長性のために、１つが北モメンタム・ホイ−
ル台組立て、他方が南モメンタム・ホイ−ル台組立てと
呼ばれる２つのモメンタム・ホイ−ル台組立てを設けら
れ得る。しかし、図1 の略図は簡易化するためにたった
１つのモメンタム・ホイ−ル台組立て11を示す。モメン
タム・ホイ−ル台組立て11は宇宙飛行体10のＹ軸と名目
上そろえられた回転軸13の周りを回転する高速度モメン
タム・ホイ−ル12を有する。モメンタム・ホイ−ル12
は、その周囲の周りで各 120゜ごとに配置されたジャッ
キねじ14,15,16のような３つのリニヤ・アクチュエ−タ
によって支持される。ジャッキねじ14,15,16はステッパ
−・モ−タ21によって駆動され、モメンタム・ホイ−ル
12を傾ける。
てその飛行姿勢に安定性を与えるモメンタム・ホイ−ル
台組立て11を有する宇宙飛行体10の略図である。この型
の宇宙飛行体10は、スピン安定化輸送機関に対して、バ
イアスされたモメンタム本体安定化輸送機関あるいは３
軸安定化輸送機関と呼ばれる。通常、そのような宇宙飛
行体10は冗長性のために、１つが北モメンタム・ホイ−
ル台組立て、他方が南モメンタム・ホイ−ル台組立てと
呼ばれる２つのモメンタム・ホイ−ル台組立てを設けら
れ得る。しかし、図1 の略図は簡易化するためにたった
１つのモメンタム・ホイ−ル台組立て11を示す。モメン
タム・ホイ−ル台組立て11は宇宙飛行体10のＹ軸と名目
上そろえられた回転軸13の周りを回転する高速度モメン
タム・ホイ−ル12を有する。モメンタム・ホイ−ル12
は、その周囲の周りで各 120゜ごとに配置されたジャッ
キねじ14,15,16のような３つのリニヤ・アクチュエ−タ
によって支持される。ジャッキねじ14,15,16はステッパ
−・モ−タ21によって駆動され、モメンタム・ホイ−ル
12を傾ける。
【０００９】図2 を参照すると、通常モメンタム・ホイ
−ル台組立て11は、回動可能にとめられたジャッキねじ
14,15,16の１つをその各角に有する正三角形の台24とそ
れによって支持されるモメンタム・ホイ−ル12とを具体
化され得る。ジャッキねじ14,15,16はリニヤ・アクチュ
エ−タとして作動し、各ジャッキねじ14,15,16は独立し
て位置付けされるか、あるいはそれらは全て同時に作動
され、三角形の台を望ましい速度で２本の軸の周りに回
転させ得る。本発明は、モメンタム・ホイ−ル12を保持
する三角形の台24のリニヤ・エレベ−ションだけでなく
２本の軸の速度と位置をも制御するために採用され得る
方法及び装置である。本発明の操縦システムを使用し、
モメンタム・ホイ−ル12を傾けることによって、制御ト
ルクは名目上のホイ−ル回転軸13に直交する面で作られ
得る。
−ル台組立て11は、回動可能にとめられたジャッキねじ
14,15,16の１つをその各角に有する正三角形の台24とそ
れによって支持されるモメンタム・ホイ−ル12とを具体
化され得る。ジャッキねじ14,15,16はリニヤ・アクチュ
エ−タとして作動し、各ジャッキねじ14,15,16は独立し
て位置付けされるか、あるいはそれらは全て同時に作動
され、三角形の台を望ましい速度で２本の軸の周りに回
転させ得る。本発明は、モメンタム・ホイ−ル12を保持
する三角形の台24のリニヤ・エレベ−ションだけでなく
２本の軸の速度と位置をも制御するために採用され得る
方法及び装置である。本発明の操縦システムを使用し、
モメンタム・ホイ−ル12を傾けることによって、制御ト
ルクは名目上のホイ−ル回転軸13に直交する面で作られ
得る。
【００１０】図3 を参照すると、1989年10月26日、マ−
ク・エス・ユアンとアロイス・ウィットマンによる、
“宇宙飛行体のための傾斜モメンタム・ホイ−ル(Tilti
ng Momentum wheel for Spacecraft) ”と呼ばれ、本発
明の譲り請け人に譲渡された米国特許出願07/427 675号
明細書に示され、説明されたモメンタム・ホイ−ル台組
立て11の実際の実施例の側面図が示されている。モメン
タム・ホイ−ル30は、それの各角に固着された傾斜機構
32を有する三角形の台31に装着される。３つの傾斜機構
32の中の１つだけが図3 に示される。夫々の傾斜機構32
はねじ溝付きねじシャフト34を回転させるステッパ−・
モ−タ33を具備する。ねじ溝付き球形のナット部材35は
ねじシャフト34にねじ装着され、それの回転によりシャ
フト34の縦軸に沿って動かされる。球形のナット部材35
はピボットとして働く球形ソケット部材を具備する。モ
メンタム・ホイ−ル30と三角形の台31は１つの装置とし
て傾く。リニヤ・ポテンシオメ−タ36は夫々別々に、三
角形の台31の３つの角の１つに固着され、ナット部材35
に連結されるシャフト37を有する。各ポテンシオメ−タ
36は、その対応する傾斜機構32によって作られた傾斜変
位に対応する振幅の電圧を生ずる。モメンタム・ホイ−
ル台組立て11は、発射の前とその間、モメンタム・ホイ
−ル30を固定するために発射ロック38(launch lock) に
配置される。電気コネクタ40が配置され、ステッパ−・
モ−タ33の電気タ−ミナルと宇宙飛行体信号処理装置に
対するポテンシオメ−タ36とに連結する。
ク・エス・ユアンとアロイス・ウィットマンによる、
“宇宙飛行体のための傾斜モメンタム・ホイ−ル(Tilti
ng Momentum wheel for Spacecraft) ”と呼ばれ、本発
明の譲り請け人に譲渡された米国特許出願07/427 675号
明細書に示され、説明されたモメンタム・ホイ−ル台組
立て11の実際の実施例の側面図が示されている。モメン
タム・ホイ−ル30は、それの各角に固着された傾斜機構
32を有する三角形の台31に装着される。３つの傾斜機構
32の中の１つだけが図3 に示される。夫々の傾斜機構32
はねじ溝付きねじシャフト34を回転させるステッパ−・
モ−タ33を具備する。ねじ溝付き球形のナット部材35は
ねじシャフト34にねじ装着され、それの回転によりシャ
フト34の縦軸に沿って動かされる。球形のナット部材35
はピボットとして働く球形ソケット部材を具備する。モ
メンタム・ホイ−ル30と三角形の台31は１つの装置とし
て傾く。リニヤ・ポテンシオメ−タ36は夫々別々に、三
角形の台31の３つの角の１つに固着され、ナット部材35
に連結されるシャフト37を有する。各ポテンシオメ−タ
36は、その対応する傾斜機構32によって作られた傾斜変
位に対応する振幅の電圧を生ずる。モメンタム・ホイ−
ル台組立て11は、発射の前とその間、モメンタム・ホイ
−ル30を固定するために発射ロック38(launch lock) に
配置される。電気コネクタ40が配置され、ステッパ−・
モ−タ33の電気タ−ミナルと宇宙飛行体信号処理装置に
対するポテンシオメ−タ36とに連結する。
【００１１】図4 は、図3 のモメンタム・ホイ−ル台組
立て11と相互連結された宇宙飛行体制御処理装置42のブ
ロックのフォ−ムで表した簡略線図である。宇宙飛行体
制御処理装置42はここで説明されないモメンタム・ホイ
−ル制御に全く関連しない多くの他のシステムとプロセ
スをも制御することは理解されるであろう。モメンタム
・ホイ−ル台組立て11は、モメンタム・ホイ−ル30の速
度の上げ下げを制御するホイ−ル駆動電子装置43に連結
される。ホイ−ル駆動電子装置43もホイ−ル30の回転速
度と回転方向とを指示するインデックス・パルスを発生
させる。インデックス・パルスは第一母線44を経由して
宇宙飛行体制御処理装置42に伝送され、ホイ−ル・トル
ク命令は第一母線44を経由してホイ−ル駆動電子装置43
に伝送される。ジャッキねじ駆動信号は第二母線45を通
ってモメンタム・ホイ−ル台組立て11に伝送される。各
ジャッキねじ14,15,16の延び出し量(extension) は各リ
ニヤ・ポテンシオメ−タ36によって作り出される電圧の
振幅によって表示される。図4 に示される本実施例にお
いて、リニヤ・ポテンシオメ−タ36からの計測値はモメ
ンタム・ホイ−ル台組立て11から第三母線47を経由して
テレメトリ・エンコ−ダ装置46へ送られる。テレメトリ
・エンコ−ダ装置46は第四母線48によって宇宙飛行体制
御処理装置42に連結される。リニヤ・ポテンシオメ−タ
36からの計測値は必要に応じて宇宙飛行体制御処理装置
42へ、あるいは地上制御ステ−ションへ送られ得るとい
うことが理解されるであろう。命令デコ−ダ装置50は第
五母線51によって宇宙飛行体制御処理装置42に連結され
る。モメンタム・ホイ−ル台組立て11からの信号は地上
制御ステ−ションへテレメ−タで伝送され、その地上命
令はモメンタム・ホイ−ル台組立て11に適用され得るこ
とも理解されるであろう。
立て11と相互連結された宇宙飛行体制御処理装置42のブ
ロックのフォ−ムで表した簡略線図である。宇宙飛行体
制御処理装置42はここで説明されないモメンタム・ホイ
−ル制御に全く関連しない多くの他のシステムとプロセ
スをも制御することは理解されるであろう。モメンタム
・ホイ−ル台組立て11は、モメンタム・ホイ−ル30の速
度の上げ下げを制御するホイ−ル駆動電子装置43に連結
される。ホイ−ル駆動電子装置43もホイ−ル30の回転速
度と回転方向とを指示するインデックス・パルスを発生
させる。インデックス・パルスは第一母線44を経由して
宇宙飛行体制御処理装置42に伝送され、ホイ−ル・トル
ク命令は第一母線44を経由してホイ−ル駆動電子装置43
に伝送される。ジャッキねじ駆動信号は第二母線45を通
ってモメンタム・ホイ−ル台組立て11に伝送される。各
ジャッキねじ14,15,16の延び出し量(extension) は各リ
ニヤ・ポテンシオメ−タ36によって作り出される電圧の
振幅によって表示される。図4 に示される本実施例にお
いて、リニヤ・ポテンシオメ−タ36からの計測値はモメ
ンタム・ホイ−ル台組立て11から第三母線47を経由して
テレメトリ・エンコ−ダ装置46へ送られる。テレメトリ
・エンコ−ダ装置46は第四母線48によって宇宙飛行体制
御処理装置42に連結される。リニヤ・ポテンシオメ−タ
36からの計測値は必要に応じて宇宙飛行体制御処理装置
42へ、あるいは地上制御ステ−ションへ送られ得るとい
うことが理解されるであろう。命令デコ−ダ装置50は第
五母線51によって宇宙飛行体制御処理装置42に連結され
る。モメンタム・ホイ−ル台組立て11からの信号は地上
制御ステ−ションへテレメ−タで伝送され、その地上命
令はモメンタム・ホイ−ル台組立て11に適用され得るこ
とも理解されるであろう。
【００１２】図5 は図4 で示された宇宙飛行体制御処理
装置42のブロック・フォ−ムで表した簡略線図である。
再記するが、宇宙飛行体制御処理装置42はここで説明さ
れないモメンタム・ホイ−ル制御に全く関連しない多く
の他のシステムとプロセスをも制御することが理解され
るであろう。図5 に見られ得るように、モメンタム・ホ
イ−ル台組立て11は宇宙飛行体のダイナミックス・ブロ
ック54の中に入れられる。ステッパ−・モ−タ制御駆動
ブロック55は宇宙飛行体ダイナミックス・ブロック54内
のモメンタム・ホイ−ル台組立て11に対してジャッキね
じ・ステップ命令を与える。ジャッキねじ・ステップ命
令は、台操縦アルゴリズム・ブロック57からのジャッキ
ねじ位置命令を受けるステップ論理ブロック56によって
作り出される。横揺れ−偏揺れ台速度命令(roll-yaw pl
atform rate command)は、利得制御(control gain)ブロ
ック58によって台操縦アルゴリズム・ブロック57に適用
される。横揺れ−偏揺れ状態見積り器60は利得制御ブロ
ック58にその信号を適当する。ステップ論理ブロック56
は横揺れ−偏揺れ状態見積り器60とモメンタム制御ブロ
ック61にステップ・カウントを適用する。モメンタム制
御ブロック61は台操縦アルゴリズム・ブロック57にデ−
タを伝送し、横揺れ−偏揺れ状態見積り器60とデ−タを
交換する。標準モ−ド相シ−ケンス論理ブロック62(nor
mal mode phase sequencing logic block)は横揺れ−偏
揺れ状態見積り器60と利得制御ブロック58にデ−タを伝
送する。
装置42のブロック・フォ−ムで表した簡略線図である。
再記するが、宇宙飛行体制御処理装置42はここで説明さ
れないモメンタム・ホイ−ル制御に全く関連しない多く
の他のシステムとプロセスをも制御することが理解され
るであろう。図5 に見られ得るように、モメンタム・ホ
イ−ル台組立て11は宇宙飛行体のダイナミックス・ブロ
ック54の中に入れられる。ステッパ−・モ−タ制御駆動
ブロック55は宇宙飛行体ダイナミックス・ブロック54内
のモメンタム・ホイ−ル台組立て11に対してジャッキね
じ・ステップ命令を与える。ジャッキねじ・ステップ命
令は、台操縦アルゴリズム・ブロック57からのジャッキ
ねじ位置命令を受けるステップ論理ブロック56によって
作り出される。横揺れ−偏揺れ台速度命令(roll-yaw pl
atform rate command)は、利得制御(control gain)ブロ
ック58によって台操縦アルゴリズム・ブロック57に適用
される。横揺れ−偏揺れ状態見積り器60は利得制御ブロ
ック58にその信号を適当する。ステップ論理ブロック56
は横揺れ−偏揺れ状態見積り器60とモメンタム制御ブロ
ック61にステップ・カウントを適用する。モメンタム制
御ブロック61は台操縦アルゴリズム・ブロック57にデ−
タを伝送し、横揺れ−偏揺れ状態見積り器60とデ−タを
交換する。標準モ−ド相シ−ケンス論理ブロック62(nor
mal mode phase sequencing logic block)は横揺れ−偏
揺れ状態見積り器60と利得制御ブロック58にデ−タを伝
送する。
【００１３】図6 と7 とは夫々、今後使用される記号を
定義するために使用されるモメンタム・ホイ−ル台装置
11の簡略線図の正面図と側面図である。図6 と7 とは、
アクチュエ−タが正三角形の頂点にある特定の場合に対
してアクチュエ−タと軸方向を一致させている。三角形
の台31は頂点A,B,C を持つ。（示されていない）ステッ
パ−・モ−タによって駆動されるねじ溝付きねじシャフ
ト34は三角形の台31の頂点A,B,C の夫々に固着される。
モメンタム・ホイ−ル30は三角形の台31に装着される。
モメンタム・ホイ−ル台組立て11は、一方が“北”と呼
ばれ、他方が“南”と呼ばれる、宇宙飛行体10に標準的
に採用される２つの組立ての１つであり得る。図6 と7
はモメンタム・ホイ−ル台組立て11に関連されるρ及び
γ軸を示す。
定義するために使用されるモメンタム・ホイ−ル台装置
11の簡略線図の正面図と側面図である。図6 と7 とは、
アクチュエ−タが正三角形の頂点にある特定の場合に対
してアクチュエ−タと軸方向を一致させている。三角形
の台31は頂点A,B,C を持つ。（示されていない）ステッ
パ−・モ−タによって駆動されるねじ溝付きねじシャフ
ト34は三角形の台31の頂点A,B,C の夫々に固着される。
モメンタム・ホイ−ル30は三角形の台31に装着される。
モメンタム・ホイ−ル台組立て11は、一方が“北”と呼
ばれ、他方が“南”と呼ばれる、宇宙飛行体10に標準的
に採用される２つの組立ての１つであり得る。図6 と7
はモメンタム・ホイ−ル台組立て11に関連されるρ及び
γ軸を示す。
【００１４】本発明のモメンタム・ホイ−ル台操縦シス
テムは、モメンタム・ホイ−ル台が如何なる付随する回
転なしに上昇され、あるいは下降され得る手段を与える
だけでなく、その名目上の回転軸に直交する軸の周りを
モメンタム・ホイ−ル台組立て11を回転させることによ
って宇宙飛行体に制御トルクを与えるのに採用される。
横揺れ及び偏揺れ軸モメンタム・ホイ−ル台回転速度ρ
υ 及びγυ は下記のように横揺れ及び偏揺れ制御ト
ルクで表される。
テムは、モメンタム・ホイ−ル台が如何なる付随する回
転なしに上昇され、あるいは下降され得る手段を与える
だけでなく、その名目上の回転軸に直交する軸の周りを
モメンタム・ホイ−ル台組立て11を回転させることによ
って宇宙飛行体に制御トルクを与えるのに採用される。
横揺れ及び偏揺れ軸モメンタム・ホイ−ル台回転速度ρ
υ 及びγυ は下記のように横揺れ及び偏揺れ制御ト
ルクで表される。
【００１５】 TΦ ＝ -H γυ ，あるいはγυ ＝-TΦ /H TΨ ＝ -H ρυ ，あるいはρυ ＝-TΨ /H ここで、 Tφ ，及び TΨ は夫々横揺れ及び偏揺れ軸
の周りで宇宙飛行体に加えられるトルクであり、Ｈは名
目上61Ｎ-m-sec(45 ft-lb-sec)である運動量である。こ
の方法は別々に各リニヤ・アクチュエ−タを位置付けす
るために使用され、あるいはそれは望みの速度で２本の
軸ρ及びγの周りで三角形の台31を回転させるために使
用され得る。どちらの場合においても、本発明の方法
は、宇宙飛行体の飛行姿勢角度と速度とを制御するため
の宇宙飛行体制御処理装置42の部分である横揺れ／偏揺
れ制御システムによって順に使用される台の回転を計算
するために使用される。
の周りで宇宙飛行体に加えられるトルクであり、Ｈは名
目上61Ｎ-m-sec(45 ft-lb-sec)である運動量である。こ
の方法は別々に各リニヤ・アクチュエ−タを位置付けす
るために使用され、あるいはそれは望みの速度で２本の
軸ρ及びγの周りで三角形の台31を回転させるために使
用され得る。どちらの場合においても、本発明の方法
は、宇宙飛行体の飛行姿勢角度と速度とを制御するため
の宇宙飛行体制御処理装置42の部分である横揺れ／偏揺
れ制御システムによって順に使用される台の回転を計算
するために使用される。
【００１６】本発明の方法に関し、望みの台の速度が供
給される時、それらは最初に積分され、それから“順変
換(foward trnsfirmation)によってリニヤ・アクチュエ
−タの必要な延び出し量に変換される。これらのステッ
プは望ましいアクチュエ−タの延び出し量が直接に供給
される時にはバイパスされる。この順変換は２つの望ま
しい回転の項で３つのアクチュエ−タの延び出し量を表
現する。測定されたアクチュエ−タの延び出し量も“逆
変換(backward trnsformation)”を使用して台の回転に
変換される。各順及び逆変換は夫々、方程式1 及び2 の
一般型で与えられる。
給される時、それらは最初に積分され、それから“順変
換(foward trnsfirmation)によってリニヤ・アクチュエ
−タの必要な延び出し量に変換される。これらのステッ
プは望ましいアクチュエ−タの延び出し量が直接に供給
される時にはバイパスされる。この順変換は２つの望ま
しい回転の項で３つのアクチュエ−タの延び出し量を表
現する。測定されたアクチュエ−タの延び出し量も“逆
変換(backward trnsformation)”を使用して台の回転に
変換される。各順及び逆変換は夫々、方程式1 及び2 の
一般型で与えられる。
【００１７】
【数１】 ここでJAd , JBd 及びJCd は望ましいアクチュエ−タの
延び出し量； JA,JB及びJCは計測されたアクチュエ−タ
の延び出し量；TR及びTGは順変換係数；TA,TB,TC,FA,FB
及びFCは逆変換係数、ρd 及びγd は望ましいモメンタ
ム・ホイ−ル台の回転；ρ及びγは計算されたモメンタ
ム・ホイ−ル台の回転；JAf , JBf , JCf は不具合な時
のアクチュエ−タの測定された延び出し量である。
延び出し量； JA,JB及びJCは計測されたアクチュエ−タ
の延び出し量；TR及びTGは順変換係数；TA,TB,TC,FA,FB
及びFCは逆変換係数、ρd 及びγd は望ましいモメンタ
ム・ホイ−ル台の回転；ρ及びγは計算されたモメンタ
ム・ホイ−ル台の回転；JAf , JBf , JCf は不具合な時
のアクチュエ−タの測定された延び出し量である。
【００１８】全て３つのアクチュエ−タが使用できる
時、これらの変換はアクチュエ−タの延び出し量の合計
をゼロになるように強制することによってユニ−クなも
のにされる。アクチュエ−タが正三角形の頂点に位置さ
れる時、この強制は強いて台31の中心が固定された高さ
を保持するようにする。この強制は、それがアクチュエ
−タの作動範囲の中心から如何なるアクチュエ−タの要
求される移動も最小限にするので望ましい。どれか１つ
のアクチュエ−タの不具合の場合でも、台31の２軸の制
御はこの強制を削除し、逆変換JAf , JBf あるいはJCf
における適切なアクチュエ−タの延び出し量をその測定
値に設定することによって実行の損失なしに維持され得
る。
時、これらの変換はアクチュエ−タの延び出し量の合計
をゼロになるように強制することによってユニ−クなも
のにされる。アクチュエ−タが正三角形の頂点に位置さ
れる時、この強制は強いて台31の中心が固定された高さ
を保持するようにする。この強制は、それがアクチュエ
−タの作動範囲の中心から如何なるアクチュエ−タの要
求される移動も最小限にするので望ましい。どれか１つ
のアクチュエ−タの不具合の場合でも、台31の２軸の制
御はこの強制を削除し、逆変換JAf , JBf あるいはJCf
における適切なアクチュエ−タの延び出し量をその測定
値に設定することによって実行の損失なしに維持され得
る。
【００１９】順及び逆変換係数の値はどのアクチュエ−
タが操作でき、台31上のそれらの位置による。アクチュ
エ−タが正三角形の頂点にあり、軸が図6 及び7 に示さ
れたように規定される特定の場合に対しては、係数の値
は表1 で与えられる。
タが操作でき、台31上のそれらの位置による。アクチュ
エ−タが正三角形の頂点にあり、軸が図6 及び7 に示さ
れたように規定される特定の場合に対しては、係数の値
は表1 で与えられる。
【００２０】 表1 - 変換係数 不具合JS 順変換パラメ−タ TRa TGa TRb TGb TRa TGb なし -R 0 R2 (3 1/2)R/2 R/2 (3 1/2)R/2 A 0 0 3R2 (31/2 )R/2 R/2 -(31/2 )R/2 B -3R2 - (31/2 )R/2 0 0 0 -( 31/2 )R C -3R2 (31/2 )R/2 0 (31/2 )R 0 0 逆変換パラメ−タ 不具合JS 機能しているジャッキねじ項の乗数 TAρ TBρ TCρ TAγ TBγ TCγ なし -2/3R 1/3R 1/3R 0 (31/2 )3R -(3 1/2)3R A 0 1/3R 1/3R 0 (31/2 )3R -(31/2 )3R B -2/3R 0 1/3R 0 0 -(31/2 )3R C -2/3R 1/3R 0 0 (31/2 )3R 0 逆変換パラメ−タ 不具合JS 機能しているジャッキねじ・ の乗数 FAρ FBρ FCρ FAγ FBγ FCγ なし 0 0 0 0 0 0 A -2/3R 0 0 0 0 -0 B 0 1/3R 0 0 (31/2 )3R 0 C 0 0 1/3R 0 0 -(31/2 )3R モメンタム・ホイ−ル台の角度を制御する本発明のモメ
ンタム・ホイ−ル台操縦方法を説明するブロック線図は
図8 で示される。傾斜機構32のジャッキねじ・ステッパ
−・モ−タ33への配線は整えられ、変更なしで、同一方
法が北あるいは南のモメンタム・ホイ−ルのどちらかを
制御するために使用され得る。
ンタム・ホイ−ル台操縦方法を説明するブロック線図は
図8 で示される。傾斜機構32のジャッキねじ・ステッパ
−・モ−タ33への配線は整えられ、変更なしで、同一方
法が北あるいは南のモメンタム・ホイ−ルのどちらかを
制御するために使用され得る。
【００２１】モメンタム・ホイ−ル台操縦システムは３
つの操作命令形態を持つ。（１）通常、システムは速度
において以下のモ−ドに従っている。この形態におい
て、横揺れ／偏揺れ制御システムによって発生させられ
たモメンタム・ホイ−ル台回転速度命令は最初に積分さ
れて、望みの台の角度を与え、それからジャッキねじの
延び出し量に変換される。ジャッキねじステップ命令は
これらの望みの延び出し量とジャッキねじの現在位置と
の差異として計算される。現在のジャッキねじの位置も
逆変換され、横揺れ−偏揺れ状態見積り器60に対して元
に帰還される台角度を計算する。
つの操作命令形態を持つ。（１）通常、システムは速度
において以下のモ−ドに従っている。この形態におい
て、横揺れ／偏揺れ制御システムによって発生させられ
たモメンタム・ホイ−ル台回転速度命令は最初に積分さ
れて、望みの台の角度を与え、それからジャッキねじの
延び出し量に変換される。ジャッキねじステップ命令は
これらの望みの延び出し量とジャッキねじの現在位置と
の差異として計算される。現在のジャッキねじの位置も
逆変換され、横揺れ−偏揺れ状態見積り器60に対して元
に帰還される台角度を計算する。
【００２２】（２）代りの命令形態は地上命令ステップ
である。この形態においては、モメンタム・ホイ−ル台
操縦システムは、地上命令からの相対ジャッキねじ・ス
テップ命令が次の形態の速度で計算されるステップ命令
の代りに使用される場合を除いて、厳密に上記されたよ
うに作動する。この命令形態は地上命令がモメンタム・
ホイ−ル台組立て11の位置決めをできるようにする。
である。この形態においては、モメンタム・ホイ−ル台
操縦システムは、地上命令からの相対ジャッキねじ・ス
テップ命令が次の形態の速度で計算されるステップ命令
の代りに使用される場合を除いて、厳密に上記されたよ
うに作動する。この命令形態は地上命令がモメンタム・
ホイ−ル台組立て11の位置決めをできるようにする。
【００２３】（３）最後の命令形態は初期設定である。
この形態は、その中で如何なるジャッキねじ命令ステッ
プも発生させられず、地上ステ−ションによって使用さ
れて、存在しているモメンタム・ホイ−ル台角度で制御
システムを初期設定する。この形態において、地上ステ
−ションはポテンシオメ−タ36によって計測された現在
のモメンタム・ホイ−ル台角度を送る。次に、モメンタ
ム・ホイ−ル台操縦システムは台速度命令積分器をこれ
らの角度で初期設定し、それらをジャッキねじの延び出
し量へ変換し、ジャッキねじ位置レジスタを初期設定す
る。それから逆変換を利用して、それは横揺れ／偏揺れ
状態見積り器60へ帰還される計算されたモメンタム・ホ
イ−ル台角度を初期設定する。
この形態は、その中で如何なるジャッキねじ命令ステッ
プも発生させられず、地上ステ−ションによって使用さ
れて、存在しているモメンタム・ホイ−ル台角度で制御
システムを初期設定する。この形態において、地上ステ
−ションはポテンシオメ−タ36によって計測された現在
のモメンタム・ホイ−ル台角度を送る。次に、モメンタ
ム・ホイ−ル台操縦システムは台速度命令積分器をこれ
らの角度で初期設定し、それらをジャッキねじの延び出
し量へ変換し、ジャッキねじ位置レジスタを初期設定す
る。それから逆変換を利用して、それは横揺れ／偏揺れ
状態見積り器60へ帰還される計算されたモメンタム・ホ
イ−ル台角度を初期設定する。
【００２４】モメンタム・ホイ−ル台操縦システムは地
上・ステ−ション命令を使用して、如何なる時でもその
３つの操作形態の中で切り替えら得る。ある場合におい
て、作動形態は本体制御モ−ドに基いたソフトウェアに
よって自動的に選択される。各本体制御モ−ドに対する
通常の操作形態は表2 に示される。
上・ステ−ション命令を使用して、如何なる時でもその
３つの操作形態の中で切り替えら得る。ある場合におい
て、作動形態は本体制御モ−ドに基いたソフトウェアに
よって自動的に選択される。各本体制御モ−ドに対する
通常の操作形態は表2 に示される。
【００２５】 表2 - モメンタム・ホイ−ル台操縦操作モ−ド制御モ−ド 操作形態 命令方法 上昇 非活動状態 N/A 待機 地上命令ステッピング S/W によって自動的に ジャイロポイント 地上命令ステッピング 地上 太陽ポイント 地上命令ステッピング 地上 地球ポイント 地上命令ステッピング 地上 遷移−スラスト 地上命令ステッピング 地上 遷移−ホイ−ル 速度追随 S/W によって自動的に 標準 速度追随 地上（注2 参照） 位置維持 地上命令ステッピング S/W によって自動的に 注：（１）初期設定は如何なる時でも地上命令によって
命令され得る。（２）標準モ−ドがホイ−ル遷移モ−ド
によって先行されるので、システムは自動的に標準モ−
ドで速度追従となる。
命令され得る。（２）標準モ−ドがホイ−ル遷移モ−ド
によって先行されるので、システムは自動的に標準モ−
ドで速度追従となる。
【００２６】３つの作動ジャッキねじの場合のための順
及び逆変換は不履行(default) によってボ−ドに記憶さ
れる。１本のジャッキねじが不具合の時、替りの順及び
逆変換が地上によって命令されモメンタム・ホイ−ル台
を２つの作動ジャッキねじのみで制御することができ
る。
及び逆変換は不履行(default) によってボ−ドに記憶さ
れる。１本のジャッキねじが不具合の時、替りの順及び
逆変換が地上によって命令されモメンタム・ホイ−ル台
を２つの作動ジャッキねじのみで制御することができ
る。
【００２７】図9 のブロック線図は命令されたモメンタ
ム・ホイ−ル台回転速度が３つのジャッキねじのための
個々のステップ命令に変換される方法を示す。最初に、
これらの回転速度は積分され、望ましいモメンタム・ホ
イ−ル台方向ρd 及びγd を計算する。
ム・ホイ−ル台回転速度が３つのジャッキねじのための
個々のステップ命令に変換される方法を示す。最初に、
これらの回転速度は積分され、望ましいモメンタム・ホ
イ−ル台方向ρd 及びγd を計算する。
【００２８】３つの全てのアクチュエ−タが操作できる
時、モメンタム・ホイ−ル台方向ρd 及びγd をユニ−
クな一組のジャッキねじの延び出し量の中へ写像するた
めに、台31の中央は静止したままであることを強いられ
る。これは図9 に示されたように３つの未知数の一組の
３つの方程式をつくる。各ジャッキねじの位置はこの一
組の方程式によって計算され、それからステップの大き
さによって量子化される。
時、モメンタム・ホイ−ル台方向ρd 及びγd をユニ−
クな一組のジャッキねじの延び出し量の中へ写像するた
めに、台31の中央は静止したままであることを強いられ
る。これは図9 に示されたように３つの未知数の一組の
３つの方程式をつくる。各ジャッキねじの位置はこの一
組の方程式によって計算され、それからステップの大き
さによって量子化される。
【００２９】一定の回転速度命令は、望ましい回転速度
を与えるというような平均ステップ速度で、１つあるい
はそれ以上のジャッキねじからの一連のステップに帰着
する。平均して望ましいトルクに等しい間は、宇宙飛行
体に適用される結果として生じたトルクは、ジャッキね
じステップが現れる時に一連のパルスとして実際に適用
され、如何なる所与の時間においても命令からかなり異
なることがある。宇宙飛行体の横揺れ／偏揺れ状態見積
り器60が正確に作動するために、実際のモメンタム・ホ
イ−ル台の位置と速度を知ることが必要である。実際の
台の角度ρ及びγは３つのジャッキねじの延び出し量か
ら２つのモメンタム・ホイ−ル台の角度へ上記変換を逆
に行うことによって計算される。
を与えるというような平均ステップ速度で、１つあるい
はそれ以上のジャッキねじからの一連のステップに帰着
する。平均して望ましいトルクに等しい間は、宇宙飛行
体に適用される結果として生じたトルクは、ジャッキね
じステップが現れる時に一連のパルスとして実際に適用
され、如何なる所与の時間においても命令からかなり異
なることがある。宇宙飛行体の横揺れ／偏揺れ状態見積
り器60が正確に作動するために、実際のモメンタム・ホ
イ−ル台の位置と速度を知ることが必要である。実際の
台の角度ρ及びγは３つのジャッキねじの延び出し量か
ら２つのモメンタム・ホイ−ル台の角度へ上記変換を逆
に行うことによって計算される。
【００３０】モメンタム・ホイ−ル台31は３つの中の２
つのジャッキねじのみによって横揺れ及び偏揺れ軸の両
方の周りで制御され得る。この機能はジャッキねじの不
具合の時に使用され得る。この場合、モメンタム・ホイ
−ル台31の中心が静止したままである強制はなくなる。
順変換は方程式1 で、逆変換は方程式2 で一般的な型で
夫々与えられる。不具合の時、適切な変換係数は表1 か
ら選択される。
つのジャッキねじのみによって横揺れ及び偏揺れ軸の両
方の周りで制御され得る。この機能はジャッキねじの不
具合の時に使用され得る。この場合、モメンタム・ホイ
−ル台31の中心が静止したままである強制はなくなる。
順変換は方程式1 で、逆変換は方程式2 で一般的な型で
夫々与えられる。不具合の時、適切な変換係数は表1 か
ら選択される。
【００３１】３つの操作ジャッキねじのための順及び逆
変換は宇宙飛行体に乗っているメモリ−に記憶される。
ジャッキねじが不具合の時、替りの順及び逆変換は地上
ステ−ションによって命令され、モメンタム・ホイ−ル
台を２つの操作ジャッキねじのみで制御できるようにし
得る。
変換は宇宙飛行体に乗っているメモリ−に記憶される。
ジャッキねじが不具合の時、替りの順及び逆変換は地上
ステ−ションによって命令され、モメンタム・ホイ−ル
台を２つの操作ジャッキねじのみで制御できるようにし
得る。
【００３２】不具合の時には、モメンタム・ホイ−ル操
縦システムを再び初期設定することが必要であり得る。
これは、地上ステ−ションからテレメトリで提供される
リニヤ・ポテンシオメ−タ調整値から各ジャッキねじの
延び出し量を読むことによって達成され得る。それから
これらは地上ステ−ションで宇宙飛行体上で採用された
同一の変換を使用することによって台角度へ変換され
る。それから本方法は初期設定形態を命令し最初の台角
度にすることによって再び初期設定され得る。本方法
は、一度それが速度追随モ−ドに切り替えられるなら
ば、標準操作を再開する。
縦システムを再び初期設定することが必要であり得る。
これは、地上ステ−ションからテレメトリで提供される
リニヤ・ポテンシオメ−タ調整値から各ジャッキねじの
延び出し量を読むことによって達成され得る。それから
これらは地上ステ−ションで宇宙飛行体上で採用された
同一の変換を使用することによって台角度へ変換され
る。それから本方法は初期設定形態を命令し最初の台角
度にすることによって再び初期設定され得る。本方法
は、一度それが速度追随モ−ドに切り替えられるなら
ば、標準操作を再開する。
【００３３】本発明のモメンタム・ホイ−ル台操縦シス
テムは１つ以上の方法で操作されることができ、前記説
明によるだけの操作に限定される訳ではないということ
が明確に理解されるべきである。例えば、上記で説明さ
れた台の角度帰還の特有の実施において、システムはジ
ャッキねじステップ命令を累積し、累積されたジャッキ
ねじ・ステップ命令を逆変換して台の角度を計算し、計
算された台の角度を制御システムに帰還する。代案とし
て、システムは単純に積分された台速度命令を制御シス
テムに帰還させ、このようにして全体の逆変換操作を無
くし得る。
テムは１つ以上の方法で操作されることができ、前記説
明によるだけの操作に限定される訳ではないということ
が明確に理解されるべきである。例えば、上記で説明さ
れた台の角度帰還の特有の実施において、システムはジ
ャッキねじステップ命令を累積し、累積されたジャッキ
ねじ・ステップ命令を逆変換して台の角度を計算し、計
算された台の角度を制御システムに帰還する。代案とし
て、システムは単純に積分された台速度命令を制御シス
テムに帰還させ、このようにして全体の逆変換操作を無
くし得る。
【００３４】その上、上記で説明された速度追随モ−ド
の特別の実施において、システムは、望ましいジャッキ
ねじの位置と前のステップ命令の総計である測定された
ジャッキねじの位置との間の差としてステップ命令を計
算する。利用可能なジャッキねじ位置の別の測定もあ
る。ポテンシオメ−タは、普通地上制御ステ−ションで
のみ使用されるジャッキねじ位置の測定値を与える。代
案として、もし望まれるのであれば、システムは宇宙飛
行体制御処理装置において使用可能なポテンシオメ−タ
の読み取り値を使用することによってジャッキねじステ
ップ命令を計算することができる。この代案はステップ
命令を累積する必要を省く。
の特別の実施において、システムは、望ましいジャッキ
ねじの位置と前のステップ命令の総計である測定された
ジャッキねじの位置との間の差としてステップ命令を計
算する。利用可能なジャッキねじ位置の別の測定もあ
る。ポテンシオメ−タは、普通地上制御ステ−ションで
のみ使用されるジャッキねじ位置の測定値を与える。代
案として、もし望まれるのであれば、システムは宇宙飛
行体制御処理装置において使用可能なポテンシオメ−タ
の読み取り値を使用することによってジャッキねじステ
ップ命令を計算することができる。この代案はステップ
命令を累積する必要を省く。
【００３５】図10には、本発明のモメンタム・ホイ−ル
操縦システムの実施例が示されている。図10の実施例に
おいて、横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器100 は
順変換コンピュ−タ102 に適用される台角度命令を作り
出す速度積分器101 に台速度命令を適用する。順変換コ
ンピュ−タ102 はジャッキねじステップ・コンピュ−タ
103 に適用されるアクチュエ−タ延び出し量命令を作り
出す。代りに、もし望まれるのであれば、台速度命令あ
るいは台角度命令は命令デコ−ダ装置104 により変換さ
れ得る。ジャッキねじステップ・コンピュ−タ103 はモ
メンタム・ホイ−ル台106 を傾けるステップ命令を３つ
のジャッキねじに適用する。ジャッキねじ105 の延び出
し量はポテンシオメ−タ107 によって測定され、その測
定値はテレメトリ・エンコ−ダ装置108 によって送られ
る。ステップ命令はステップ・カウンタ及び累積器でカ
ウントされ、累積される。累積されたステップ命令は、
横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器100 に適用され
る台角度帰還を作り出す逆変換コンピュ−タ111 に適用
される。ステップ命令を逆変換することと横揺れ−偏揺
れ状態見積り器及び制御器100 に計算された角度を帰還
することは必ずしも必要ではないことは明らかである。
この処置はシステムを作動させるためには必ずしも必要
とされない。代りに、速度積分器101 からの積分された
台速度命令は、図10の破線112 で示された連結によって
指示されるように横揺れ及び偏揺れ状態見積り器及び制
御器100 へ帰還され得る。この連結は全体の逆変換操作
をバイパスすることは明白である。
操縦システムの実施例が示されている。図10の実施例に
おいて、横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器100 は
順変換コンピュ−タ102 に適用される台角度命令を作り
出す速度積分器101 に台速度命令を適用する。順変換コ
ンピュ−タ102 はジャッキねじステップ・コンピュ−タ
103 に適用されるアクチュエ−タ延び出し量命令を作り
出す。代りに、もし望まれるのであれば、台速度命令あ
るいは台角度命令は命令デコ−ダ装置104 により変換さ
れ得る。ジャッキねじステップ・コンピュ−タ103 はモ
メンタム・ホイ−ル台106 を傾けるステップ命令を３つ
のジャッキねじに適用する。ジャッキねじ105 の延び出
し量はポテンシオメ−タ107 によって測定され、その測
定値はテレメトリ・エンコ−ダ装置108 によって送られ
る。ステップ命令はステップ・カウンタ及び累積器でカ
ウントされ、累積される。累積されたステップ命令は、
横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器100 に適用され
る台角度帰還を作り出す逆変換コンピュ−タ111 に適用
される。ステップ命令を逆変換することと横揺れ−偏揺
れ状態見積り器及び制御器100 に計算された角度を帰還
することは必ずしも必要ではないことは明らかである。
この処置はシステムを作動させるためには必ずしも必要
とされない。代りに、速度積分器101 からの積分された
台速度命令は、図10の破線112 で示された連結によって
指示されるように横揺れ及び偏揺れ状態見積り器及び制
御器100 へ帰還され得る。この連結は全体の逆変換操作
をバイパスすることは明白である。
【００３６】第二に、図10の実施例において、ステップ
命令は望ましいジャッキねじ位置と測定されたジャッキ
ねじの位置との間の差としてジャッキねじステップ・コ
ンピュ−タで計算される。繰り返すが、この処置はシス
テムが作動するために要求される物ではない。代りに、
ステップ命令は、別の破線113 で示された連結によって
指示されるようにジャッキねじステップ・コンピュ−タ
103 に適用され得るポテンシオメ−タの読み取り値即ち
測定値を使用することによって計算され得る。これはス
テップ命令を累積する必要を省く。
命令は望ましいジャッキねじ位置と測定されたジャッキ
ねじの位置との間の差としてジャッキねじステップ・コ
ンピュ−タで計算される。繰り返すが、この処置はシス
テムが作動するために要求される物ではない。代りに、
ステップ命令は、別の破線113 で示された連結によって
指示されるようにジャッキねじステップ・コンピュ−タ
103 に適用され得るポテンシオメ−タの読み取り値即ち
測定値を使用することによって計算され得る。これはス
テップ命令を累積する必要を省く。
【００３７】このようにしてサテライトの飛行姿勢制御
を提供する新しいモメンタム・ホイ−ル台操縦システム
及び方法が説明された。上記実施例は単に本発明の原則
の応用を表す多くの特定の実施例の幾つかの説明であ
る。明確に言えば、多くの別の応用が発明の範囲から離
れることなくその技術において熟練した人々によって容
易に考案されることができる。
を提供する新しいモメンタム・ホイ−ル台操縦システム
及び方法が説明された。上記実施例は単に本発明の原則
の応用を表す多くの特定の実施例の幾つかの説明であ
る。明確に言えば、多くの別の応用が発明の範囲から離
れることなくその技術において熟練した人々によって容
易に考案されることができる。
【図１】モメンタム・ホイ−ル台組立てを有する宇宙飛
行体の概略図。
行体の概略図。
【図２】その上部に装着されたモメンタム・ホイ−ルと
各角に結合されたリニヤ・アクチュエ−タとを有する三
角形の台の概略図。
各角に結合されたリニヤ・アクチュエ−タとを有する三
角形の台の概略図。
【図３】採用され得る本発明のモメンタム・ホイ−ル台
操縦方法及び組立てのあるモメンタム・ホイ−ル台組立
ての実際の実施例の側面図。
操縦方法及び組立てのあるモメンタム・ホイ−ル台組立
ての実際の実施例の側面図。
【図４】図3 のモメンタム・ホイ−ル台組立てと相互連
結された宇宙飛行体制御処理装置のブロック・フォ−ム
で表した概略ダイヤグラム。
結された宇宙飛行体制御処理装置のブロック・フォ−ム
で表した概略ダイヤグラム。
【図５】図4 の宇宙飛行体制御処理装置のブロック・フ
ォ−ムで表した概略ダイヤグラム。
ォ−ムで表した概略ダイヤグラム。
【図６】使用される記号を定義するモメンタム・ホイ−
ル組立ての概略平面図。
ル組立ての概略平面図。
【図７】使用される記号を定義するモメンタム・ホイ−
ル組立ての概略側面図。
ル組立ての概略側面図。
【図８】本発明の原則に基くモメンタム・ホイ−ル台操
縦システムを説明するダイヤグラム。
縦システムを説明するダイヤグラム。
【図９】３つの操作アクチュエ−タによる変換を示すモ
メンタム・ホイ−ル位置決め理論を規定する概略ダイヤ
グラム。
メンタム・ホイ−ル位置決め理論を規定する概略ダイヤ
グラム。
【図１０】幾つかの代りの実施例と変形実施例を示す本
発明に基く宇宙飛行体制御システムのブロック・フォ−
ムで表した簡略ダイヤグラム。
発明に基く宇宙飛行体制御システムのブロック・フォ−
ムで表した簡略ダイヤグラム。
10…宇宙飛行体、11…モメンタム・ホイ−ル台組立て、
12,30 …高速度モメンタム・ホイ−ル、13…回転軸、1
4,15,16…ジャッキねじ、21,33 …ステッパ−・モ−
タ、24,31 …正三角形の台、32…傾斜機構、34…ねじシ
ャフト、35…球面ナット部材、36,107…ポテンシオメ−
タ、37…シャフト、38…発射ロック、40…電気コネク
タ、42…宇宙飛行体制御処理装置、43…ホイ−ル駆動電
子装置、44…ホイ−ル・トルク、45…第二母線、46,108
…テレメトリ・エンコ−ダ装置、47…第三母線、48…第
四母線、50,104…命令デコ−ダ装置、51…第五母線、54
…宇宙飛行体ダイナミックス・ブロック、55…ステッパ
−・モ−タ制御駆動ブロック、56…ステップ論理ブロッ
ク、57…台操縦アナゴリズム、58…制御利得ブロック、
62…標準モ−ド連続論理ブロック、100 …横揺れ及び偏
揺れ状態見積も器及び制御器、101 …速度積分器、102
…順変換コンピュ−タ、103 …ジャッキねじステップ・
コンピュ−タ、105 …ジャッキねじリニヤ・アクチュエ
−タ、106 …モメンタム・ホイ−ル台、110 …ステップ
・コンピュ−タ及びアクチュエ−タ、111 …逆変換コン
ピュ−タ。
12,30 …高速度モメンタム・ホイ−ル、13…回転軸、1
4,15,16…ジャッキねじ、21,33 …ステッパ−・モ−
タ、24,31 …正三角形の台、32…傾斜機構、34…ねじシ
ャフト、35…球面ナット部材、36,107…ポテンシオメ−
タ、37…シャフト、38…発射ロック、40…電気コネク
タ、42…宇宙飛行体制御処理装置、43…ホイ−ル駆動電
子装置、44…ホイ−ル・トルク、45…第二母線、46,108
…テレメトリ・エンコ−ダ装置、47…第三母線、48…第
四母線、50,104…命令デコ−ダ装置、51…第五母線、54
…宇宙飛行体ダイナミックス・ブロック、55…ステッパ
−・モ−タ制御駆動ブロック、56…ステップ論理ブロッ
ク、57…台操縦アナゴリズム、58…制御利得ブロック、
62…標準モ−ド連続論理ブロック、100 …横揺れ及び偏
揺れ状態見積も器及び制御器、101 …速度積分器、102
…順変換コンピュ−タ、103 …ジャッキねじステップ・
コンピュ−タ、105 …ジャッキねじリニヤ・アクチュエ
−タ、106 …モメンタム・ホイ−ル台、110 …ステップ
・コンピュ−タ及びアクチュエ−タ、111 …逆変換コン
ピュ−タ。
─────────────────────────────────────────────────────
【手続補正書】
【提出日】平成４年７月１４日
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正内容】
【書類名】 明細書
【発明の名称】 モメンタム・ホイール台操縦シス
テム及びその方法
テム及びその方法
【特許請求の範囲】
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は概して宇宙飛行体の飛行
姿勢の安定化、より細かくは、本体が安定化されるサテ
ライトの飛行姿勢制御を行うモメンタム・ホイール台操
縦システムとその方法に関する。
姿勢の安定化、より細かくは、本体が安定化されるサテ
ライトの飛行姿勢制御を行うモメンタム・ホイール台操
縦システムとその方法に関する。
【０００２】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】例えば
静止通信衛星のような安定した宇宙飛行体に働く周期的
妨害トルクを補償するのにモメンタム・ホイールを使用
することはよく知られている。モメンタム・ホイールは
宇宙飛行体上に載置され、通例、宇宙飛行体の軌道面に
対し直交している宇宙飛行体の軸に関連して選択的に方
向付けられたある軸の周りを回転する。
静止通信衛星のような安定した宇宙飛行体に働く周期的
妨害トルクを補償するのにモメンタム・ホイールを使用
することはよく知られている。モメンタム・ホイールは
宇宙飛行体上に載置され、通例、宇宙飛行体の軌道面に
対し直交している宇宙飛行体の軸に関連して選択的に方
向付けられたある軸の周りを回転する。
【０００３】モメンタム・ホイールの速度は単純に増減
されて、軌道面に直交している軸の周りに能動的制御を
与える。このホイールの角運動量は宇宙飛行体の妨害ト
ルクの効果を補償するのに十分である。軌道面における
軸の周りの能動的制御の達成、即ちその軸の周りの妨害
トルクの効果の補償のためにモメンタム・ホイールの軸
方向は傾けられなければならない。
されて、軌道面に直交している軸の周りに能動的制御を
与える。このホイールの角運動量は宇宙飛行体の妨害ト
ルクの効果を補償するのに十分である。軌道面における
軸の周りの能動的制御の達成、即ちその軸の周りの妨害
トルクの効果の補償のためにモメンタム・ホイールの軸
方向は傾けられなければならない。
【０００４】これまで、上記の型のモメンタム・ホイー
ルは各軸において駆動機構の冗長性を持つ羅針盤及びそ
れに似た物を載置するために長く使用されたものに似て
いる二重ジンバル・システムによって宇宙飛行体に載置
され得ることは予想されてきた。ジンバル装着組立ては
幾つかの理由のために完全に十分というわけではない。
従来のジンバルは構造においてかなり複雑であり、望ま
しい重さよりも重く、（これは宇宙飛行体における重要
な要素である）、信頼度の問題を起こしやすかった。万
一ジンバルの何れか１つの部分が不具合になった場合、
モメンタム・ホイール組立て全体が作動不可能となっ
た。
ルは各軸において駆動機構の冗長性を持つ羅針盤及びそ
れに似た物を載置するために長く使用されたものに似て
いる二重ジンバル・システムによって宇宙飛行体に載置
され得ることは予想されてきた。ジンバル装着組立ては
幾つかの理由のために完全に十分というわけではない。
従来のジンバルは構造においてかなり複雑であり、望ま
しい重さよりも重く、（これは宇宙飛行体における重要
な要素である）、信頼度の問題を起こしやすかった。万
一ジンバルの何れか１つの部分が不具合になった場合、
モメンタム・ホイール組立て全体が作動不可能となっ
た。
【０００５】傾斜モメンタム・ホイールの別の型は、ス
ペリー・フライト・システム（Ｓｐｅｒｒｙ Ｆｌｉｇ
ｈｔ Ｓｙｓｔｅｍ）によって出版された“シー・エム
・ジーのモメンタム・ホイール（ＣＭＧ’ｓ Ｍｏｍｅ
ｎｔｕｍ Ｗｈｅｅｌｓ）”の名称の改訂第３版、出版
番号第６１−７２２３−０３号で説明されている。この
出版で説明されるモメンタム傾斜ホイールは３軸の飛行
姿勢制御を提供することができ、モメンタム・ホイール
の周囲の周りに配置された２つのリニヤ・ジンバル・ア
クチュエータとホイールを浮遊させる中央球面ボール・
ベアリングのピポットとを具備する。球面ピボットはア
クチュエータの各端部に配置され、飛行体の接触面とホ
イールを囲むハウジングとの接触面での蝶番点として働
く。この型のモメンタム・ホイールも、どちらかのリニ
ア・アクチュエータが不調である場合にホイールが適切
に位置付けされ得ないという事実を含む多くの欠点を持
つ。
ペリー・フライト・システム（Ｓｐｅｒｒｙ Ｆｌｉｇ
ｈｔ Ｓｙｓｔｅｍ）によって出版された“シー・エム
・ジーのモメンタム・ホイール（ＣＭＧ’ｓ Ｍｏｍｅ
ｎｔｕｍ Ｗｈｅｅｌｓ）”の名称の改訂第３版、出版
番号第６１−７２２３−０３号で説明されている。この
出版で説明されるモメンタム傾斜ホイールは３軸の飛行
姿勢制御を提供することができ、モメンタム・ホイール
の周囲の周りに配置された２つのリニヤ・ジンバル・ア
クチュエータとホイールを浮遊させる中央球面ボール・
ベアリングのピポットとを具備する。球面ピボットはア
クチュエータの各端部に配置され、飛行体の接触面とホ
イールを囲むハウジングとの接触面での蝶番点として働
く。この型のモメンタム・ホイールも、どちらかのリニ
ア・アクチュエータが不調である場合にホイールが適切
に位置付けされ得ないという事実を含む多くの欠点を持
つ。
【０００６】
【課題を解決するための手段及び作用】本発明は、マー
ク・エス・ユアン（Ｍａｒｋ Ｓ．Ｙｕａｎ）及びアイ
ロス・ウィットマン（Ａｏｌｉｓ Ｗｉｔｔｍａｎｎ）
の１９８９年１０月２６日に出願され、本発明の譲渡人
に譲渡された米国特許出願第０７／４２７，６７５号明
細書で論じられる如き新しい種類のモメンタム・ホイー
ル台操縦の制御方法と装置とである。
ク・エス・ユアン（Ｍａｒｋ Ｓ．Ｙｕａｎ）及びアイ
ロス・ウィットマン（Ａｏｌｉｓ Ｗｉｔｔｍａｎｎ）
の１９８９年１０月２６日に出願され、本発明の譲渡人
に譲渡された米国特許出願第０７／４２７，６７５号明
細書で論じられる如き新しい種類のモメンタム・ホイー
ル台操縦の制御方法と装置とである。
【０００７】モメンタム・ホイール台操縦システムは、
２本の軸の速度と位置、及び別々のスッテパー・モータ
によって駆動される３つのリニヤ・アクチュエータ（ジ
ャックねじ）によって支持されるモメンタム・ホイール
台のリニヤ・エレベーションを制御する方法及び装置で
ある。モメンタム・ホイールを傾けるためのモメンタム
・ホイール台操縦システムを使用することによって、制
御トルクが基準ホイール回転軸に直交している面で作り
出される。本発明のモメンタム・ホイール台操縦方法及
び装置はＡＵＳＳＡＴＢ，ＧＡＬＡＸＹ及びＭＳＡＴ衛
星のための基本飛行姿勢制御システムとして使用するた
めに採用されている。
２本の軸の速度と位置、及び別々のスッテパー・モータ
によって駆動される３つのリニヤ・アクチュエータ（ジ
ャックねじ）によって支持されるモメンタム・ホイール
台のリニヤ・エレベーションを制御する方法及び装置で
ある。モメンタム・ホイールを傾けるためのモメンタム
・ホイール台操縦システムを使用することによって、制
御トルクが基準ホイール回転軸に直交している面で作り
出される。本発明のモメンタム・ホイール台操縦方法及
び装置はＡＵＳＳＡＴＢ，ＧＡＬＡＸＹ及びＭＳＡＴ衛
星のための基本飛行姿勢制御システムとして使用するた
めに採用されている。
【０００８】
【実施例】添付図を参照すると、図１は内部に配置され
てその飛行姿勢に安定性を与えるモメンタム・ホイール
台組立て１１を有する宇宙飛行体１０の略図である。こ
の型の宇宙飛行体１０は、スピン安定化輸送機関に対し
て、バイアスされたモメンタム本体安定化輸送機関ある
いは３軸安定化輸送機関と呼ばれる。通常、そのような
宇宙飛行体１０は冗長性のために、１つが北モメンタム
・ホイール台組立て、他方が南モメンタム・ホイール台
組立てと呼ばれる２つのモメンタム・ホイール台組立て
を設けられ得る。しかし、図１の略図は簡易化するため
にたった１つのモメンタム・ホイール台組立て１１を示
す。モメンタム・ホイール台組立て１１は宇宙飛行体１
０のＹ軸と名目上そろえられた回転軸１３の周りを回転
する高速度モメンタム・ホイール１２を有する。モメン
タム・ホイール１２は、その周囲の周りで各１２０°ご
とに配置されたジャッキねじ１４，１５，１６のような
３つのリニヤ・アクチュエータによって支持される。ジ
ャッキねじ１４，１５，１６はステッパー・モータ２１
によって駆動され、モメンタム・ホイール１２を傾け
る。
てその飛行姿勢に安定性を与えるモメンタム・ホイール
台組立て１１を有する宇宙飛行体１０の略図である。こ
の型の宇宙飛行体１０は、スピン安定化輸送機関に対し
て、バイアスされたモメンタム本体安定化輸送機関ある
いは３軸安定化輸送機関と呼ばれる。通常、そのような
宇宙飛行体１０は冗長性のために、１つが北モメンタム
・ホイール台組立て、他方が南モメンタム・ホイール台
組立てと呼ばれる２つのモメンタム・ホイール台組立て
を設けられ得る。しかし、図１の略図は簡易化するため
にたった１つのモメンタム・ホイール台組立て１１を示
す。モメンタム・ホイール台組立て１１は宇宙飛行体１
０のＹ軸と名目上そろえられた回転軸１３の周りを回転
する高速度モメンタム・ホイール１２を有する。モメン
タム・ホイール１２は、その周囲の周りで各１２０°ご
とに配置されたジャッキねじ１４，１５，１６のような
３つのリニヤ・アクチュエータによって支持される。ジ
ャッキねじ１４，１５，１６はステッパー・モータ２１
によって駆動され、モメンタム・ホイール１２を傾け
る。
【０００９】図２を参照すると、通常モメンタム・ホイ
ール台組立て１１は、回動可能にとめられたジャッキね
じ１４，１５，１６の１つをその各角に有する正三角形
の台２４とそれによって支持されるモメンタム・ホイー
ル１２とを具体化され得る。ジャッキねじ１４，１５，
１６はリニヤ・アクチュエータとして作動し、各ジャッ
キねじ１４，１５，１６は独立して位置付けされるか、
あるいはそれらは全て同時に作動され、三角形の台を望
ましい速度で２本の軸の周りに回転させ得る。本発明
は、モメンタム・ホイール１２を保持する三角形の台２
４のリニヤ・エレベーションだけでなく２本の軸の速度
と位置をも制御するために採用され得る方法及び装置で
ある。本発明の操縦システムを使用し、モメンタム・ホ
イール１２を傾けることによって、制御トルクは名目上
のホイール回転軸１３に直交する面で作られ得る。
ール台組立て１１は、回動可能にとめられたジャッキね
じ１４，１５，１６の１つをその各角に有する正三角形
の台２４とそれによって支持されるモメンタム・ホイー
ル１２とを具体化され得る。ジャッキねじ１４，１５，
１６はリニヤ・アクチュエータとして作動し、各ジャッ
キねじ１４，１５，１６は独立して位置付けされるか、
あるいはそれらは全て同時に作動され、三角形の台を望
ましい速度で２本の軸の周りに回転させ得る。本発明
は、モメンタム・ホイール１２を保持する三角形の台２
４のリニヤ・エレベーションだけでなく２本の軸の速度
と位置をも制御するために採用され得る方法及び装置で
ある。本発明の操縦システムを使用し、モメンタム・ホ
イール１２を傾けることによって、制御トルクは名目上
のホイール回転軸１３に直交する面で作られ得る。
【００１０】図３を参照すると、１９８９年１０月２６
日、マーク・エス・ユアンとアロイス・ウィットマンに
よる、“宇宙飛行体のための傾斜モメンタム・ホイール
（Ｔｉｌｔｉｎｇ Ｍｏｍｅｎｔｕｍ Ｗｈｅｅｌ ｆ
ｏｒ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ）”と呼ばれ、本発明の譲
り請け人に譲渡された米国特許出願０７／４２７ ６７
５号明細書に示され、説明されたモメンタム・ホイール
台組立て１１の実際の実施例の側面図が示されている。
モメンタム・ホイール３０は、それの各角に固着された
傾斜機構３２を有する三角形の台３１に装着される。３
つの傾斜機構３２の中の１つだけが図３に示される。夫
々の傾斜機構３２はねじ溝付きねじシャフト３４を回転
させるステッパー・モータ３３を具備する。ねじ溝付き
球形のナット部材３５はねじシャフト３４にねじ装着さ
れ、それの回転によりシャフト３４の縦軸に沿って動か
される。球形のナット部材３５はピボットとして働く球
形ソケット部材を具備する。モメンタム・ホイール３０
と三角形の台３１は１つの装置として傾く。リニヤ・ポ
テンシオメータ３６は夫々別々に、三角形の台３１の３
つの角の１つに固着され、ナット部材３５に連結される
シャフト３７を有する。各ポテンシオメータ３６は、そ
の対応する傾斜機構３２によって作られた傾斜変位に対
応する振幅の電圧を生ずる。モメンタム・ホイール台組
立て１１は、発射の前とその間、モメンタム・ホイール
３０を固定するために発射ロック３８（ｌａｕｎｃｈ
ｌｏｃｋ）に配置される。電気コネクタ４０が配置さ
れ、ステッパー・モータ３３の電気ターミナルと宇宙飛
行体信号処理装置に対するポテンシオメータ３６とに連
結する。
日、マーク・エス・ユアンとアロイス・ウィットマンに
よる、“宇宙飛行体のための傾斜モメンタム・ホイール
（Ｔｉｌｔｉｎｇ Ｍｏｍｅｎｔｕｍ Ｗｈｅｅｌ ｆ
ｏｒ Ｓｐａｃｅｃｒａｆｔ）”と呼ばれ、本発明の譲
り請け人に譲渡された米国特許出願０７／４２７ ６７
５号明細書に示され、説明されたモメンタム・ホイール
台組立て１１の実際の実施例の側面図が示されている。
モメンタム・ホイール３０は、それの各角に固着された
傾斜機構３２を有する三角形の台３１に装着される。３
つの傾斜機構３２の中の１つだけが図３に示される。夫
々の傾斜機構３２はねじ溝付きねじシャフト３４を回転
させるステッパー・モータ３３を具備する。ねじ溝付き
球形のナット部材３５はねじシャフト３４にねじ装着さ
れ、それの回転によりシャフト３４の縦軸に沿って動か
される。球形のナット部材３５はピボットとして働く球
形ソケット部材を具備する。モメンタム・ホイール３０
と三角形の台３１は１つの装置として傾く。リニヤ・ポ
テンシオメータ３６は夫々別々に、三角形の台３１の３
つの角の１つに固着され、ナット部材３５に連結される
シャフト３７を有する。各ポテンシオメータ３６は、そ
の対応する傾斜機構３２によって作られた傾斜変位に対
応する振幅の電圧を生ずる。モメンタム・ホイール台組
立て１１は、発射の前とその間、モメンタム・ホイール
３０を固定するために発射ロック３８（ｌａｕｎｃｈ
ｌｏｃｋ）に配置される。電気コネクタ４０が配置さ
れ、ステッパー・モータ３３の電気ターミナルと宇宙飛
行体信号処理装置に対するポテンシオメータ３６とに連
結する。
【００１１】図４は、図３のモメンタム・ホイール台組
立て１１と相互連結された宇宙飛行体制御処理装置４２
のブロックのフォームで表した簡略線図である。宇宙飛
行体制御処理装置４２はここで説明されないモメンタム
・ホイール制御に全く関連しない多くの他のシステムと
プロセスをも制御することは理解されるであろう。モメ
ンタム・ホイール台組立て１１は、モメンタム・ホイー
ル３０の速度の上げ下げを制御するホイール駆動電子装
置４３に連結される。ホイール駆動電子装置４３もホイ
ール３０の回転速度と回転方向とを指示するインデック
ス・パルスを発生させる。インデックス・パルスは第一
母線４４を経由して宇宙飛行体制御処理装置４２に伝送
され、ホイール・トルク命令は第一母線４４を経由して
ホイール駆動電子装置４３に伝送される。ジャッキねじ
駆動信号は第二母線４５を通ってモメンタム・ホイール
台組立て１１に伝送される。各ジャッキねじ１４，１
５，１６の延び出し量（ｅｘｔｅｎｓｉｏｎ）は各リニ
ヤ・ポテンシオメータ３６によって作り出される電圧の
振幅によって表示される。図４に示される本実施例にお
いて、リニヤ・ポテンシオメータ３６からの計測値はモ
メンタム・ホイール台組立て１１から第三母線４７を経
由してテレメトリ・エンコーダ装置４６へ送られる。テ
レメトリ・エンコーダ装置４６は第四母線４８によって
宇宙飛行体制御処理装置４２に連結される。リニヤ・ポ
テンシオメータ３６からの計測値は必要に応じて宇宙飛
行体制御処理装置４２へ、あるいは地上制御ステーショ
ンへ送られ得るということが理解されるであろう。命令
デコーダ装置５０は第五母線５１によって宇宙飛行体制
御処理装置４２に連結される。モメンタム・ホイール台
組立て１１からの信号は地上制御ステーションへテレメ
ータで伝送され、その地上命令はモメンタム・ホイール
台組立て１１に適用され得ることも理解されるであろ
う。
立て１１と相互連結された宇宙飛行体制御処理装置４２
のブロックのフォームで表した簡略線図である。宇宙飛
行体制御処理装置４２はここで説明されないモメンタム
・ホイール制御に全く関連しない多くの他のシステムと
プロセスをも制御することは理解されるであろう。モメ
ンタム・ホイール台組立て１１は、モメンタム・ホイー
ル３０の速度の上げ下げを制御するホイール駆動電子装
置４３に連結される。ホイール駆動電子装置４３もホイ
ール３０の回転速度と回転方向とを指示するインデック
ス・パルスを発生させる。インデックス・パルスは第一
母線４４を経由して宇宙飛行体制御処理装置４２に伝送
され、ホイール・トルク命令は第一母線４４を経由して
ホイール駆動電子装置４３に伝送される。ジャッキねじ
駆動信号は第二母線４５を通ってモメンタム・ホイール
台組立て１１に伝送される。各ジャッキねじ１４，１
５，１６の延び出し量（ｅｘｔｅｎｓｉｏｎ）は各リニ
ヤ・ポテンシオメータ３６によって作り出される電圧の
振幅によって表示される。図４に示される本実施例にお
いて、リニヤ・ポテンシオメータ３６からの計測値はモ
メンタム・ホイール台組立て１１から第三母線４７を経
由してテレメトリ・エンコーダ装置４６へ送られる。テ
レメトリ・エンコーダ装置４６は第四母線４８によって
宇宙飛行体制御処理装置４２に連結される。リニヤ・ポ
テンシオメータ３６からの計測値は必要に応じて宇宙飛
行体制御処理装置４２へ、あるいは地上制御ステーショ
ンへ送られ得るということが理解されるであろう。命令
デコーダ装置５０は第五母線５１によって宇宙飛行体制
御処理装置４２に連結される。モメンタム・ホイール台
組立て１１からの信号は地上制御ステーションへテレメ
ータで伝送され、その地上命令はモメンタム・ホイール
台組立て１１に適用され得ることも理解されるであろ
う。
【００１２】図５及び図６は図４で示された宇宙飛行体
制御処理装置４２のブロック・フォームで表した簡略線
図である。再記するが、宇宙飛行体制御処理装置４２は
ここで説明されないモメンタム・ホイール制御に全く関
連しない多くの他のシステムとプロセスをも制御するこ
とが理解されるであろう。図５及び図６に見られ得るよ
うに、モメンタム・ホイール台組立て１１は宇宙飛行体
のダイナミックス・ブロック５４の中に入れられる。ス
テッパー・モータ制御駆動プロック５５は宇宙飛行体ダ
イナミックス・ブロック５４内のモメンタム・ホイール
台組立て１１に対してジャッキねじ・ステップ命令を与
える。ジャッキねじ・ステップ命令は、台操縦アルゴリ
ズム・ブロック５７からのジャッキねじ位置命令を受け
るステップ論理ブロック５６によって作り出される。横
揺れ−偏揺れ台速度命令（ｒｏｌｌ−ｙａｗ ｐｌａｔ
ｆｏｒｍ ｒａｔｅ ｃｏｍｍａｎｄ）は、利得制御
（ｃｏｎｔｒｏｌ ｇａｉｎ）ブロック５８によって台
操縦アルゴリズム・ブロック５７に適用される。横揺れ
−偏揺れ状態見積り器６０は利得制御ブロック５８にそ
の信号を適当する。ステップ論理ブロック５６は横揺れ
−偏揺れ状態見積り器６０とモメンタム制御ブロック６
１にステップ・カウントを適用する。モメンタム制御ブ
ロック６１は台操縦アルゴリズム・ブロック５７にデー
タを伝送し、横揺れ−偏揺れ状態見積り器６０とデータ
を交換する。標準モード相シーケンス諭理ブロック６２
（ｎｏｒｍａｌ ｍｏｄｅ ｐｈａｓｅ ｓｅｑｕｅｎ
ｃｉｎｇｌｏｇｉｃ ｂｌｏｃｋ）は横揺れ−偏揺れ状
態見積り器６０と利得制御ブロック５８にデータを伝送
する。
制御処理装置４２のブロック・フォームで表した簡略線
図である。再記するが、宇宙飛行体制御処理装置４２は
ここで説明されないモメンタム・ホイール制御に全く関
連しない多くの他のシステムとプロセスをも制御するこ
とが理解されるであろう。図５及び図６に見られ得るよ
うに、モメンタム・ホイール台組立て１１は宇宙飛行体
のダイナミックス・ブロック５４の中に入れられる。ス
テッパー・モータ制御駆動プロック５５は宇宙飛行体ダ
イナミックス・ブロック５４内のモメンタム・ホイール
台組立て１１に対してジャッキねじ・ステップ命令を与
える。ジャッキねじ・ステップ命令は、台操縦アルゴリ
ズム・ブロック５７からのジャッキねじ位置命令を受け
るステップ論理ブロック５６によって作り出される。横
揺れ−偏揺れ台速度命令（ｒｏｌｌ−ｙａｗ ｐｌａｔ
ｆｏｒｍ ｒａｔｅ ｃｏｍｍａｎｄ）は、利得制御
（ｃｏｎｔｒｏｌ ｇａｉｎ）ブロック５８によって台
操縦アルゴリズム・ブロック５７に適用される。横揺れ
−偏揺れ状態見積り器６０は利得制御ブロック５８にそ
の信号を適当する。ステップ論理ブロック５６は横揺れ
−偏揺れ状態見積り器６０とモメンタム制御ブロック６
１にステップ・カウントを適用する。モメンタム制御ブ
ロック６１は台操縦アルゴリズム・ブロック５７にデー
タを伝送し、横揺れ−偏揺れ状態見積り器６０とデータ
を交換する。標準モード相シーケンス諭理ブロック６２
（ｎｏｒｍａｌ ｍｏｄｅ ｐｈａｓｅ ｓｅｑｕｅｎ
ｃｉｎｇｌｏｇｉｃ ｂｌｏｃｋ）は横揺れ−偏揺れ状
態見積り器６０と利得制御ブロック５８にデータを伝送
する。
【００１３】図７及び８は夫々、今後使用される記号を
定義するために使用されるモメンタム・ホイール台装置
１１の簡略線図の正面図及び側面図である。図７と８と
は、アクチュエータが正三角形の頂点にある特定の場合
に対してアクチユエータと軸方向を一致させている。三
角形の台３１は頂点Ａ，Ｂ，Ｃを持つ。（示されていな
い）ステッパー・モータによって駆動されるねじ溝付き
ねじシャフト３４は三角形の台３１の頂点Ａ，Ｂ，Ｃの
夫々に固着される。モメンタム・ホイール３０は三角形
の台３１に装着される。モメンタム・ホイール台組立て
１１は、一方が“北”と呼ばれ、他方が“南”と呼ばれ
る、宇宙飛行体１０に標準的に採用される２つの組立て
の１つであり得る。図７と８はモメンタム・ホイール台
組立て１１に関連されるρ及びγ軸を示す。
定義するために使用されるモメンタム・ホイール台装置
１１の簡略線図の正面図及び側面図である。図７と８と
は、アクチュエータが正三角形の頂点にある特定の場合
に対してアクチユエータと軸方向を一致させている。三
角形の台３１は頂点Ａ，Ｂ，Ｃを持つ。（示されていな
い）ステッパー・モータによって駆動されるねじ溝付き
ねじシャフト３４は三角形の台３１の頂点Ａ，Ｂ，Ｃの
夫々に固着される。モメンタム・ホイール３０は三角形
の台３１に装着される。モメンタム・ホイール台組立て
１１は、一方が“北”と呼ばれ、他方が“南”と呼ばれ
る、宇宙飛行体１０に標準的に採用される２つの組立て
の１つであり得る。図７と８はモメンタム・ホイール台
組立て１１に関連されるρ及びγ軸を示す。
【００１４】本発明のモメンタム・ホイール台操縦シス
テムは、モメンタム・ホイール台が如何なる付随する回
転なしに上昇され、あるいは下降され得る手段を与える
だけでなく、その名目上の回転軸に直交する軸の周りを
モメンタム・ホイール台組立て１１を回転させることに
よって宇宙飛行体に制御トルクを与えるのに採用され
る。横揺れ及び偏揺れ軸モメンタム・ホイール台回転速
度ρυ及びγυは下記のように横揺れ及び偏揺れ制御ト
ルクで表される。
テムは、モメンタム・ホイール台が如何なる付随する回
転なしに上昇され、あるいは下降され得る手段を与える
だけでなく、その名目上の回転軸に直交する軸の周りを
モメンタム・ホイール台組立て１１を回転させることに
よって宇宙飛行体に制御トルクを与えるのに採用され
る。横揺れ及び偏揺れ軸モメンタム・ホイール台回転速
度ρυ及びγυは下記のように横揺れ及び偏揺れ制御ト
ルクで表される。
【００１５】 ＴΦ＝−Ｈγυ，あるいはγυ＝−ＴΦ／Ｈ ＴΨ＝−Ｈρυ，あるいはρυ＝−ＴΨ／Ｈ ここで、ＴΦ，及びＴΨは夫々横揺れ及び偏揺れ軸の周
りで宇宙飛行体に加えられるトルクであり、Ｈは名目上
６１Ｎ−ｍ−ｓｅｃ（４５ ｆｔ−ｌｂ−ｓｅｃ）であ
る運動量である。この方法は別々に各リニヤ・アクチュ
エータを位置付けするために使用され、あるいはそれは
望みの速度で２本の軸ρ及びγの周りで三角形の台３１
を回転させるために使用され得る。どちらの場合におい
ても、本発明の方法は、宇宙飛行体の飛行姿勢角度と速
度とを制御するための宇宙飛行体制御処理装置４２の部
分である横揺れ／偏揺れ制御システムによって順に使用
される台の回転を計算するために使用される。
りで宇宙飛行体に加えられるトルクであり、Ｈは名目上
６１Ｎ−ｍ−ｓｅｃ（４５ ｆｔ−ｌｂ−ｓｅｃ）であ
る運動量である。この方法は別々に各リニヤ・アクチュ
エータを位置付けするために使用され、あるいはそれは
望みの速度で２本の軸ρ及びγの周りで三角形の台３１
を回転させるために使用され得る。どちらの場合におい
ても、本発明の方法は、宇宙飛行体の飛行姿勢角度と速
度とを制御するための宇宙飛行体制御処理装置４２の部
分である横揺れ／偏揺れ制御システムによって順に使用
される台の回転を計算するために使用される。
【００１６】本発明の方法に関し、望みの台の速度が供
給される時、それらは最初に積分され、それから“順変
換（ｆｏｗａｒｄ ｔｒｎｓｆｉｒｍａｔｉｏｎ）によ
ってリニヤ・アクチュエータの必要な延び出し量に変換
される。これらのステップは望ましいアクチュエータの
延び出し量が直接に供給される時にはバイパスされる。
この順変換は２つの望ましい回転の項で３つのアクチュ
エータの延び出し量を表現する。測定されたアクチュエ
ータの延び出し量も“逆変換（ｂａｃｋｗａｒｄ ｔｒ
ｎｓｆｏｒｍａｔｉｏｎ）”を使用して台の回転に変換
される。各順及び逆変換は夫々、方程式１及び２の一般
型で与えられる。
給される時、それらは最初に積分され、それから“順変
換（ｆｏｗａｒｄ ｔｒｎｓｆｉｒｍａｔｉｏｎ）によ
ってリニヤ・アクチュエータの必要な延び出し量に変換
される。これらのステップは望ましいアクチュエータの
延び出し量が直接に供給される時にはバイパスされる。
この順変換は２つの望ましい回転の項で３つのアクチュ
エータの延び出し量を表現する。測定されたアクチュエ
ータの延び出し量も“逆変換（ｂａｃｋｗａｒｄ ｔｒ
ｎｓｆｏｒｍａｔｉｏｎ）”を使用して台の回転に変換
される。各順及び逆変換は夫々、方程式１及び２の一般
型で与えられる。
【００１７】
【数１】 ここでＪＡｄ，ＪＢｄ及びＪＣｄは望ましいアクチュエ
ータの延び出し量；ＪＡ，ＪＢ及びＪＣは計測されたア
クチュエータの延び出し量；ＴＲ及びＴＧは順変換係
数；ＴＡ，ＴＢ，ＴＣ，ＦＡ，ＦＢ及びＦＣは逆変換係
数、ρｄ及びγｄは望ましいモメンタム・ホイール台の
回転；ρ及びγは計算されたモメンタム・ホイール台の
回転；ＪＡｆ，ＪＢｆ，ＪＣｆは不具合な時のアクチュ
エータの測定された延び出し量である。
ータの延び出し量；ＪＡ，ＪＢ及びＪＣは計測されたア
クチュエータの延び出し量；ＴＲ及びＴＧは順変換係
数；ＴＡ，ＴＢ，ＴＣ，ＦＡ，ＦＢ及びＦＣは逆変換係
数、ρｄ及びγｄは望ましいモメンタム・ホイール台の
回転；ρ及びγは計算されたモメンタム・ホイール台の
回転；ＪＡｆ，ＪＢｆ，ＪＣｆは不具合な時のアクチュ
エータの測定された延び出し量である。
【００１８】全て３つのアクチュエータが使用できる
時、これらの変換はアクチュエータの延び出し量の合計
をゼロになるように強制することによってユニークなも
のにされる。アクチュエータが正三角形の頂点に位置さ
れる時、この強制は強いて台３１の中心が固定された高
さを保持するようにする。この強制は、それがアクチュ
エータの作動範囲の中心から如何なるアクチュエータの
要求される移動も最小限にするので望ましい。どれか１
つのアクチュエータの不具合の場合でも、台３１の２軸
の制御はこの強制を削除し、逆変換ＪＡｆ，ＪＢｆある
いはＪＣｆにおける適切なアクチュエータの延び出し量
をその測定値に設定することによって実行の損失なしに
維持され得る。
時、これらの変換はアクチュエータの延び出し量の合計
をゼロになるように強制することによってユニークなも
のにされる。アクチュエータが正三角形の頂点に位置さ
れる時、この強制は強いて台３１の中心が固定された高
さを保持するようにする。この強制は、それがアクチュ
エータの作動範囲の中心から如何なるアクチュエータの
要求される移動も最小限にするので望ましい。どれか１
つのアクチュエータの不具合の場合でも、台３１の２軸
の制御はこの強制を削除し、逆変換ＪＡｆ，ＪＢｆある
いはＪＣｆにおける適切なアクチュエータの延び出し量
をその測定値に設定することによって実行の損失なしに
維持され得る。
【００１９】順及び逆変換係数の値はどのアクチュエー
タが操作でき、台３１上のそれらの位置による。アクチ
ュエータが正三角形の頂点にあり、軸が図７及び図８に
示されたように規定される特定の場合に対しては、係数
の値は表１で与えられる。
タが操作でき、台３１上のそれらの位置による。アクチ
ュエータが正三角形の頂点にあり、軸が図７及び図８に
示されたように規定される特定の場合に対しては、係数
の値は表１で与えられる。
【００２０】 モメンタム・ホイール台の角度を制御する本発明のモメ
ンタム・ホイール台操縦方法を説明するブロック線図は
図９及び図１０で示される。傾斜機構３２のジャッキね
じ・ステッパー・モータ３３への配線は整えられ、変更
なしで、同一方法が北あるいは南のモメンタム・ホイー
ルのどちらかを制御するために使用され得る。
ンタム・ホイール台操縦方法を説明するブロック線図は
図９及び図１０で示される。傾斜機構３２のジャッキね
じ・ステッパー・モータ３３への配線は整えられ、変更
なしで、同一方法が北あるいは南のモメンタム・ホイー
ルのどちらかを制御するために使用され得る。
【００２１】モメンタム・ホイール台操縦システムは３
つの操作命令形態を持つ。（１）通常、システムは速度
において以下のモードに従っている。この形態におい
て、横揺れ／偏揺れ制御システムによって発生させられ
たモメンタム・ホイール台回転速度命令は最初に積分さ
れて、望みの台の角度を与え、それからジャッキねじの
延び出し量に変換される。ジャッキねじステップ命令は
これらの望みの延び出し量とジャッキねじの現在位置と
の差異として計算される。現在のジャッキねじの位置も
逆変換され、横揺れ−偏揺れ状態見積り器６０に対して
元に帰還される台角度を計算する。
つの操作命令形態を持つ。（１）通常、システムは速度
において以下のモードに従っている。この形態におい
て、横揺れ／偏揺れ制御システムによって発生させられ
たモメンタム・ホイール台回転速度命令は最初に積分さ
れて、望みの台の角度を与え、それからジャッキねじの
延び出し量に変換される。ジャッキねじステップ命令は
これらの望みの延び出し量とジャッキねじの現在位置と
の差異として計算される。現在のジャッキねじの位置も
逆変換され、横揺れ−偏揺れ状態見積り器６０に対して
元に帰還される台角度を計算する。
【００２２】（２）代りの命令形態は地上命令ステップ
である。この形態においては、モメンタム・ホイール台
操縦システムは、地上命令からの相対ジャッキねじ・ス
テップ命令が次の形態の速度で計算されるステップ命令
の代りに使用される場合を除いて、厳密に上記されたよ
うに作動する。この命令形態は地上命令がモメンタム・
ホイール台組立て１１の位置決めをできるようにする。
である。この形態においては、モメンタム・ホイール台
操縦システムは、地上命令からの相対ジャッキねじ・ス
テップ命令が次の形態の速度で計算されるステップ命令
の代りに使用される場合を除いて、厳密に上記されたよ
うに作動する。この命令形態は地上命令がモメンタム・
ホイール台組立て１１の位置決めをできるようにする。
【００２３】（３）最後の命令形態は初期設定である。
この形態は、その中で如何なるジャッキねじ命令ステッ
プも発生させられず、地上ステーションによって使用さ
れて、存在しているモメンタム・ホイール台角度で制御
システムを初期設定する。この形態において、地上ステ
ーションはポテンシオメータ３６によって計測された現
在のモメンタム・ホイール台角度を送る。次に、モメン
タム・ホイール台操縦システムは台速度命令積分器をこ
れらの角度で初期設定し、それらをジャッキねじの延び
出し量へ変換し、ジャッキねじ位置レジスタを初期設定
する。それから逆変換を利用して、それは横揺れ／偏揺
れ状態見積り器６０へ帰還される計算されたモメンタム
・ホイール台角度を初期設定する。
この形態は、その中で如何なるジャッキねじ命令ステッ
プも発生させられず、地上ステーションによって使用さ
れて、存在しているモメンタム・ホイール台角度で制御
システムを初期設定する。この形態において、地上ステ
ーションはポテンシオメータ３６によって計測された現
在のモメンタム・ホイール台角度を送る。次に、モメン
タム・ホイール台操縦システムは台速度命令積分器をこ
れらの角度で初期設定し、それらをジャッキねじの延び
出し量へ変換し、ジャッキねじ位置レジスタを初期設定
する。それから逆変換を利用して、それは横揺れ／偏揺
れ状態見積り器６０へ帰還される計算されたモメンタム
・ホイール台角度を初期設定する。
【００２４】モメンタム・ホイール台操縦システムは地
上・ステーション命令を使用して、如何なる時でもその
３つの操作形態の中で切り替えら得る。ある場合におい
て、作動形態は本体制御モードに基いたソフトウェアに
よって自動的に選択される。各本体制御モードに対する
通常の操作形態は表２に示される。
上・ステーション命令を使用して、如何なる時でもその
３つの操作形態の中で切り替えら得る。ある場合におい
て、作動形態は本体制御モードに基いたソフトウェアに
よって自動的に選択される。各本体制御モードに対する
通常の操作形態は表２に示される。
【００２５】
【００２６】３つの作動ジャッキねじの場合のための順
及び逆変換は不履行（ｄｅｆａｕｌｔ）によってボード
に記憶される。１本のジャッキねじが不具合の時、替り
の順及び逆変換が地上によって命令されモメンタム・ホ
イール台を２つの作動ジャッキねじのみで制御すること
ができる。
及び逆変換は不履行（ｄｅｆａｕｌｔ）によってボード
に記憶される。１本のジャッキねじが不具合の時、替り
の順及び逆変換が地上によって命令されモメンタム・ホ
イール台を２つの作動ジャッキねじのみで制御すること
ができる。
【００２７】図１１のブロック線図は命令されたモメン
タム・ホイール台回転速度が３つのジャッキねじのため
の個々のステップ命令に変換される方法を示す。最初
に、これらの回転速度は積分され、望ましいモメンタム
・ホイール台方向ρｄ及びγｄを計算する。
タム・ホイール台回転速度が３つのジャッキねじのため
の個々のステップ命令に変換される方法を示す。最初
に、これらの回転速度は積分され、望ましいモメンタム
・ホイール台方向ρｄ及びγｄを計算する。
【００２８】３つの全てのアクチュエータが操作できる
時、モメンタム・ホイール台方向ρｄ及びγｄをユニー
クな一組のジャッキねじの延び出し量の中へ写像するた
めに、台３１の中央は静止したままであることを強いら
れる。これは図１１に示されたように３つの未知数の一
組の３つの方程式をつくる。各ジャッキねじの位置はこ
の一組の方程式によって計算され、それからステップの
大きさによって量子化される。
時、モメンタム・ホイール台方向ρｄ及びγｄをユニー
クな一組のジャッキねじの延び出し量の中へ写像するた
めに、台３１の中央は静止したままであることを強いら
れる。これは図１１に示されたように３つの未知数の一
組の３つの方程式をつくる。各ジャッキねじの位置はこ
の一組の方程式によって計算され、それからステップの
大きさによって量子化される。
【００２９】一定の回転速度命令は、望ましい回転速度
を与えるというような平均ステップ速度で、１つあるい
はそれ以上のジャッキねじからの一連のステップに帰着
する。平均して望ましいトルクに等しい間は、宇宙飛行
体に適用される結果として生じたトルクは、ジャッキね
じステップが現れる時に一連のパルスとして実際に適用
され、如何なる所与の時間においても命令からかなり異
なることがある。宇宙飛行体の横揺れ／偏揺れ状態見積
り器６０が正確に作動するために、実際のモメンタム・
ホイール台の位置と速度を知ることが必要である。実際
の台の角度ρ及びγは３つのジャッキねじの延び出し量
から２つのモメンタム・ホイール台の角度へ上記変換を
逆に行うことによって計算される。
を与えるというような平均ステップ速度で、１つあるい
はそれ以上のジャッキねじからの一連のステップに帰着
する。平均して望ましいトルクに等しい間は、宇宙飛行
体に適用される結果として生じたトルクは、ジャッキね
じステップが現れる時に一連のパルスとして実際に適用
され、如何なる所与の時間においても命令からかなり異
なることがある。宇宙飛行体の横揺れ／偏揺れ状態見積
り器６０が正確に作動するために、実際のモメンタム・
ホイール台の位置と速度を知ることが必要である。実際
の台の角度ρ及びγは３つのジャッキねじの延び出し量
から２つのモメンタム・ホイール台の角度へ上記変換を
逆に行うことによって計算される。
【００３０】モメンタム・ホイール台３１は３つの中の
２つのジャッキねじのみによって横揺れ及び偏揺れ軸の
両方の周りで制御され得る。この機能はジャッキねじの
不具合の時に使用され得る。この場合、モメンタム・ホ
イール台３１の中心が静止したままである強制はなくな
る。順変換は方程式１で、逆変換は方程式２で一般的な
型で夫々与えられる。不具合の時、適切な変換係数は表
１から選択される。
２つのジャッキねじのみによって横揺れ及び偏揺れ軸の
両方の周りで制御され得る。この機能はジャッキねじの
不具合の時に使用され得る。この場合、モメンタム・ホ
イール台３１の中心が静止したままである強制はなくな
る。順変換は方程式１で、逆変換は方程式２で一般的な
型で夫々与えられる。不具合の時、適切な変換係数は表
１から選択される。
【００３１】３つの操作ジャッキねじのための順及び逆
変換は宇宙飛行体に乗っているメモリーに記憶される。
ジャッキねじが不具合の時、替りの順及び逆変換は地上
ステーションによって命令され、モメンタム・ホイール
台を２つの操作ジャッキねじのみで制御できるようにし
得る。
変換は宇宙飛行体に乗っているメモリーに記憶される。
ジャッキねじが不具合の時、替りの順及び逆変換は地上
ステーションによって命令され、モメンタム・ホイール
台を２つの操作ジャッキねじのみで制御できるようにし
得る。
【００３２】不具合の時には、モメンタム・ホイール操
縦システムを再び初期設定することが必要であり得る。
これは、地上ステーションからテレメトリで提供される
リニヤ・ポテンシオメータ調整値から各ジャッキねじの
延び出し量を読むことによって達成され得る。それから
これらは地上ステーションで宇宙飛行体上で採用された
同一の変換を使用することによって台角度へ変換され
る。それから本方法は初期設定形態を命令し最初の台角
度にすることによって再び初期設定され得る。本方法
は、一度それが速度追随モードに切り替えられるなら
ば、標準操作を再開する。
縦システムを再び初期設定することが必要であり得る。
これは、地上ステーションからテレメトリで提供される
リニヤ・ポテンシオメータ調整値から各ジャッキねじの
延び出し量を読むことによって達成され得る。それから
これらは地上ステーションで宇宙飛行体上で採用された
同一の変換を使用することによって台角度へ変換され
る。それから本方法は初期設定形態を命令し最初の台角
度にすることによって再び初期設定され得る。本方法
は、一度それが速度追随モードに切り替えられるなら
ば、標準操作を再開する。
【００３３】本発明のモメンタム・ホイール台操縦シス
テムは１つ以上の方法で操作されることができ、前記説
明によるだけの操作に限定される訳ではないということ
が明確に理解されるべきである。例えば、上記で説明さ
れた台の角度帰還の特有の実施において、システムはジ
ャッキねじステップ命令を累積し、累積されたジャッキ
ねじ・ステップ命令を逆変換して台の角度を計算し、計
算された台の角度を制御システムに帰還する。代案とし
て、システムは単純に積分された台速度命令を制御シス
テムに帰還させ、このようにして全体の逆変換操作を無
くし得る。
テムは１つ以上の方法で操作されることができ、前記説
明によるだけの操作に限定される訳ではないということ
が明確に理解されるべきである。例えば、上記で説明さ
れた台の角度帰還の特有の実施において、システムはジ
ャッキねじステップ命令を累積し、累積されたジャッキ
ねじ・ステップ命令を逆変換して台の角度を計算し、計
算された台の角度を制御システムに帰還する。代案とし
て、システムは単純に積分された台速度命令を制御シス
テムに帰還させ、このようにして全体の逆変換操作を無
くし得る。
【００３４】その上、上記で説明された速度追随モード
の特別の実施において、システムは、望ましいジャッキ
ねじの位置と前のステップ命令の総計である測定された
ジャッキねじの位置との間の差としてステップ命令を計
算する。利用可能なジャッキねじ位置の別の測定もあ
る。ポテンシオメータは、普通地上制御ステーションで
のみ使用されるジャッキねじ位置の測定値を与える。代
案として、もし望まれるのであれば、システムは宇宙飛
行体制御処理装置において使用可能なポテンシオメータ
の読み取り値を使用することによってジャッキねじステ
ップ命令を計算することができる。この代案はステップ
命令を累積する必要を省く。
の特別の実施において、システムは、望ましいジャッキ
ねじの位置と前のステップ命令の総計である測定された
ジャッキねじの位置との間の差としてステップ命令を計
算する。利用可能なジャッキねじ位置の別の測定もあ
る。ポテンシオメータは、普通地上制御ステーションで
のみ使用されるジャッキねじ位置の測定値を与える。代
案として、もし望まれるのであれば、システムは宇宙飛
行体制御処理装置において使用可能なポテンシオメータ
の読み取り値を使用することによってジャッキねじステ
ップ命令を計算することができる。この代案はステップ
命令を累積する必要を省く。
【００３５】図１２には、本発明のモメンタム・ホイー
ル操縦システムの実施例が示されている。図１２の実施
例において、横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器１
００は順変換コンピュータ１０２に適用される台角度命
令を作り出す速度積分器１０１に台速度命令を適用す
る。順変換コンピュータ１０２はジャッキねじステップ
・コンピュータ１０３に適用されるアクチュエータ延び
出し量命令を作り出す。代りに、もし望まれるのであれ
ば、台速度命令あるいは台角度命令は命令デコーダ装置
１０４により変換され得る。ジャッキねじステップ・コ
ンピュータ１０３はモメンタム・ホイール台１０６を傾
けるステップ命令を３つのジャッキねじに適用する。ジ
ャッキねじ１０５の延び出し量はポテンシオメータ１０
７によって測定され、その測定値はテレメトリ・エンコ
ーダ装置１０８によって送られる。ステップ命令はステ
ップ・カウンタ及び累積器でカウントされ、累積され
る。累積されたステップ命令は、横揺れ−偏揺れ状態見
積り器及び制御器１００に適用される台角度帰還を作り
出す逆変換コンピュータ１１１に適用される。ステップ
命令を逆変換することと横揺れ−偏揺れ状態見積り器及
び制御器１００に計算された角度を帰還することは必ず
しも必要ではないことは明らかである。この処置はシス
テムを作動させるためには必ずしも必要とされない。代
りに、速度積分器１０１からの積分された台速度命令
は、図１２の破線１１２で示された連結によって指示さ
れるように横揺れ及び偏揺れ状態見積り器及び制御器１
００へ帰還され得る。この連結は全体の逆変換操作をバ
イパスすることは明白である。
ル操縦システムの実施例が示されている。図１２の実施
例において、横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器１
００は順変換コンピュータ１０２に適用される台角度命
令を作り出す速度積分器１０１に台速度命令を適用す
る。順変換コンピュータ１０２はジャッキねじステップ
・コンピュータ１０３に適用されるアクチュエータ延び
出し量命令を作り出す。代りに、もし望まれるのであれ
ば、台速度命令あるいは台角度命令は命令デコーダ装置
１０４により変換され得る。ジャッキねじステップ・コ
ンピュータ１０３はモメンタム・ホイール台１０６を傾
けるステップ命令を３つのジャッキねじに適用する。ジ
ャッキねじ１０５の延び出し量はポテンシオメータ１０
７によって測定され、その測定値はテレメトリ・エンコ
ーダ装置１０８によって送られる。ステップ命令はステ
ップ・カウンタ及び累積器でカウントされ、累積され
る。累積されたステップ命令は、横揺れ−偏揺れ状態見
積り器及び制御器１００に適用される台角度帰還を作り
出す逆変換コンピュータ１１１に適用される。ステップ
命令を逆変換することと横揺れ−偏揺れ状態見積り器及
び制御器１００に計算された角度を帰還することは必ず
しも必要ではないことは明らかである。この処置はシス
テムを作動させるためには必ずしも必要とされない。代
りに、速度積分器１０１からの積分された台速度命令
は、図１２の破線１１２で示された連結によって指示さ
れるように横揺れ及び偏揺れ状態見積り器及び制御器１
００へ帰還され得る。この連結は全体の逆変換操作をバ
イパスすることは明白である。
【００３６】第二に、図１２の実施例において、ステッ
プ命令は望ましいジャッキねじ位置と測定されたジャッ
キねじの位置との間の差としてジャッキねじステップ・
コンピュータで計算される。繰り返すが、この処置はシ
ステムが作動するために要求される物ではない。代り
に、ステップ命令は、別の破線１１３で示された連結に
よって指示されるようにジャッキねじステップ・コンピ
ュータ１０３に適用され得るポテンシオメータの読み取
り値即ち測定値を使用することによって計算され得る。
これはステップ命令を累積する必要を省く。
プ命令は望ましいジャッキねじ位置と測定されたジャッ
キねじの位置との間の差としてジャッキねじステップ・
コンピュータで計算される。繰り返すが、この処置はシ
ステムが作動するために要求される物ではない。代り
に、ステップ命令は、別の破線１１３で示された連結に
よって指示されるようにジャッキねじステップ・コンピ
ュータ１０３に適用され得るポテンシオメータの読み取
り値即ち測定値を使用することによって計算され得る。
これはステップ命令を累積する必要を省く。
【００３７】このようにしてサテライトの飛行姿勢制御
を提供する新しいモメンタム・ホイール台操縦システム
及び方法が説明された。上記実施例は単に本発明の原則
の応用を表す多くの特定の実施例の幾つかの説明であ
る。明確に言えば、多くの別の応用が発明の範囲から離
れることなくその技術において熟練した人々によって容
易に考案されることができる。
を提供する新しいモメンタム・ホイール台操縦システム
及び方法が説明された。上記実施例は単に本発明の原則
の応用を表す多くの特定の実施例の幾つかの説明であ
る。明確に言えば、多くの別の応用が発明の範囲から離
れることなくその技術において熟練した人々によって容
易に考案されることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】モメンタム・ホイール台組立てを有する宇宙飛
行体の概略図。
行体の概略図。
【図２】その上部に装着されたモメンタム・ホイールと
各角に結合されたリニヤ・アクチュエータとを有する三
角形の台の概略図。
各角に結合されたリニヤ・アクチュエータとを有する三
角形の台の概略図。
【図３】採用され得る本発明のモメンタム・ホイール台
操縦方法及び組立てのあるモメンタム・ホイール台組立
ての実際の実施例の側面図。
操縦方法及び組立てのあるモメンタム・ホイール台組立
ての実際の実施例の側面図。
【図４】図３のモメンタム・ホイール台組立てと相互連
結された宇宙飛行体制御処理装置のブロック・フォーム
で表した概略ダイヤグラム。
結された宇宙飛行体制御処理装置のブロック・フォーム
で表した概略ダイヤグラム。
【図５】図４の宇宙飛行体制御処理装置のブロック・フ
ォームで表した概略ダイヤグラム。
ォームで表した概略ダイヤグラム。
【図６】図４の宇宙飛行体制御処理装置のブロック・フ
ォームで表した概略ダイヤグラム。
ォームで表した概略ダイヤグラム。
【図７】使用される記号を定義するモメンタム・ホイー
ル組立ての概略平面図。
ル組立ての概略平面図。
【図８】使用される記号を定義するモメンタム・ホイー
ル組立ての概略側面図。
ル組立ての概略側面図。
【図９】本発明の原則に基くモメンタム・ホイール台操
縦システムを説明するダイヤグラム。
縦システムを説明するダイヤグラム。
【図１０】本発明の原則に基くモメンタム・ホイール台
操縦システムを説明するダイヤグラム。
操縦システムを説明するダイヤグラム。
【図１１】３つの操作アクチュエータによる変換を示す
モメンタム・ホイール位置決め理論を規定する概略ダイ
ヤグラム。
モメンタム・ホイール位置決め理論を規定する概略ダイ
ヤグラム。
【図１２】幾つかの代りの実施例と変形実施例を示す本
発明に基く宇宙飛行体制御システムのブロック・フォー
ムで表した簡略ダイヤグラム。
発明に基く宇宙飛行体制御システムのブロック・フォー
ムで表した簡略ダイヤグラム。
【符号の説明】 １０…宇宙飛行体、１１…モメンタム・ホイール台組立
て、１２，３０…高速度モメンタム・ホイール、１３…
回転軸、１４，１５，１６…ジャッキねじ、２１，３３
…ステッパー・モータ、２４，３１…正三角形の台、３
２…傾斜機構、３４…ねじシャフト、３５…球面ナット
部材、３６，１０７…ポテンシオメータ、３７…シャフ
ト、３８…発射ロック、４０…電気コネクタ、４２…宇
宙飛行体制御処理装置、４３…ホイール駆動電子装置、
４４…ホイール・トルク、４５…第二母線、４６，１０
８…テレメトリ・エンコーダ装置、４７…第三母線、４
８…第四母線、５０，１０４…命令デコーダ装置、５１
…第五母線、５４…宇宙飛行体ダイナミックス・ブロッ
ク、５５…ステッパー・モータ制御駆動ブロック、５６
…ステップ論理ブロック、５７…台操縦アナゴリズム、
５８…制御利得ブロック、６２…標準モード連続論理ブ
ロック、１００…横揺れ及び偏揺れ状態見積も器及び制
御器、１０１…速度積分器、１０２…順変換コンピュー
タ、１０３…ジャッキねじステップ・コンピュータ、１
０５…ジャッキねじリニヤ・アクチュエータ、１０６…
モメンタム・ホイール台、１１０…ステップ・コンピュ
ータ及びアクチュエータ、１１１…逆変換コンピュー
タ。
て、１２，３０…高速度モメンタム・ホイール、１３…
回転軸、１４，１５，１６…ジャッキねじ、２１，３３
…ステッパー・モータ、２４，３１…正三角形の台、３
２…傾斜機構、３４…ねじシャフト、３５…球面ナット
部材、３６，１０７…ポテンシオメータ、３７…シャフ
ト、３８…発射ロック、４０…電気コネクタ、４２…宇
宙飛行体制御処理装置、４３…ホイール駆動電子装置、
４４…ホイール・トルク、４５…第二母線、４６，１０
８…テレメトリ・エンコーダ装置、４７…第三母線、４
８…第四母線、５０，１０４…命令デコーダ装置、５１
…第五母線、５４…宇宙飛行体ダイナミックス・ブロッ
ク、５５…ステッパー・モータ制御駆動ブロック、５６
…ステップ論理ブロック、５７…台操縦アナゴリズム、
５８…制御利得ブロック、６２…標準モード連続論理ブ
ロック、１００…横揺れ及び偏揺れ状態見積も器及び制
御器、１０１…速度積分器、１０２…順変換コンピュー
タ、１０３…ジャッキねじステップ・コンピュータ、１
０５…ジャッキねじリニヤ・アクチュエータ、１０６…
モメンタム・ホイール台、１１０…ステップ・コンピュ
ータ及びアクチュエータ、１１１…逆変換コンピュー
タ。
【手続補正２】
【補正対象書類名】図面
【補正対象項目名】全図
【補正方法】変更
【補正内容】
【図１】
【図２】
【図７】
【図８】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図９】
【図１０】
【図１１】
【図１２】
フロントページの続き (72)発明者 ダグラス・ジェイ・ベンダー アメリカ合衆国、カリフォルニア州 90277、レドンド・ビーチ、ガーネット・ ストリート 718 (72)発明者 ジェームス・ディー・ブレホーブ アメリカ合衆国、カリフォルニア州 91719、コロナ、ブリーズウッド・ストリ ート 177
Claims (4)
- 【請求項１】 搭載コンンピュ−タで制御される速度追
随モ−ドで宇宙飛行体モメンタム・ホイ−ル台106 を制
御するための装置であり、 望ましいモメンタム・ホイ−ル台速度を発生するための
横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器100 と、 前記望ましいモメンタム・ホイ−ル台速度を積分して望
ましいモメンタム・ホイ−ル台角度を作り出すために前
記横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器と連結された
速度積分器101 と、 前記速度積分器に連結され、望ましいアクチュエ−タ延
び出し量を計算するために前記望ましいモメンタム・ホ
イ−ル台角度に応答する順変換コンピュ−タ102 と、 前記順変換コンピュ−タに連結され、アクチュエ−タ・
ステップ命令信号を作り出すために望ましいアクチュエ
−タ延び出し量に応答するステップ・コンピュ−タ103
とリニヤ・アクチュエ−タ105 の作動のために前記ステ
ップ・コンンピュ−タと連結され、前記モメンタム・ホ
イ−ル台をある所定量傾斜させる前記リニヤ・アクチュ
エ−タを有するモメンタム・ホイ−ル台106 と、 モメンタム・ホイ−ル台角度帰還信号として前記横揺れ
−偏揺れ状態見積り器100 及び制御器へ帰還される前記
速度積分器101 の出力とを具備する前記制御装置。 - 【請求項２】 搭載コンンピュ−タで制御される速度追
随モ−ドで宇宙飛行体モメンタム・ホイ−ル台を制御す
るための装置であり、 望ましいモメンタム・ホイ−ル台速度を発生するための
横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器100 と、 前記横揺れ−偏揺れ状態見積り器及び制御器に連結され
て、望ましいアクチュエ−タ延び出し量を計算するため
に前記の望ましいモメンタム・ホイ−ル台速度に応答す
る搭載コンピュ−タ102 と、 望ましいアクチュエ−タ位置と先行のアクチュエ−タ・
ステップ命令信号の総計を採ることによって決定される
今あるアクチュエ−タ位置との間の差を計算することに
よってアクチュエ−タ・ステップ命令信号を作り出すた
めに前記搭載コンピュ−タに連結され、前記の望ましい
アクチュエ−タ延び出し量に応答するアクチュエ−タ・
ステップ・コンピュ−タ103 と、 前記アクチュエ−タ・ステップ・コンピュ−タに連結さ
れ、リニヤ・アクチュエ−タ105 の作動のために前記ア
クチュエ−タ・ステップ命令に応答して、前記モメンタ
ム・ホイ−ル台をある所定量傾斜させ、それによって前
記の望ましいモメンタム・ホイ−ル台速度を作り出す前
記リニヤ・アクチュエ−タを有するモメンタム・ホイ−
ル台106 とを具備する前記装置。 - 【請求項３】 前記宇宙飛行体上に配置される傾斜可能
な台11と、 その周りに均等に配置される前記台を支持するための３
つのピボット(A,B,C)と、 ステッパ−・モ−タ211 によって駆動されるジャッキね
じ34,35 を夫々が具備する３つのリニヤ・アクチュエ−
タ14,15,16であり、前記リニヤ・アクチュエ−タの夫々
が個々に前記ピボットの違った１つに連結され、その各
ピボットを上げ下げするように適応させられる前記アク
チュエ−タ14,15,16と、 前記台に装着され回転軸13の周りを高速度で回転するた
めに適応させられ、モメンタム・ベクトルを作り出すモ
メンタム・ホイ−ル30であり、前記ホイ−ルの回転軸は
最初に前記宇宙飛行体と関連して所定の方向に揃えら
れ、前記台と前記ホイ−ルとは小さい角度に傾斜させら
れるように適応させられて、前記ホイ−ルの回転軸を横
切る面にホイ−ル・モメンタム・ベクトルの一構成要素
を作り出す、前記モメンタム・ホイ−ル30と、 前記宇宙飛行体上に配置され、前記宇宙飛行体のための
望ましい横揺れ−偏揺れモメンタム・ホイ−ル台速度を
計算するための搭載コンピュ−タ60と、 前記搭載コンピュ−タに連結され、前記横揺れ−偏揺れ
モメンタム・ホイ−ル台速度をジャッキねじ位置命令に
変換する台操縦コンピュ−タ57と、 前記台操縦コンピュ−タに連結され、ジャッキねじ位置
命令をジャッキねじ・ステップ命令に変換するステップ
論理コンピュ−タ56と、 前記ステップ論理コンピュ−タ56から前記リニヤ・アク
チュエ−タに連結され、前記ジャッキねじ・ステップ命
令を前記ステッパ−・モ−タに適用するための複数のス
テッパ−・モ−タ制御駆動装置55とを具備する宇宙飛行
体10のための飛行姿勢制御システム。 - 【請求項４】 搭載コンピュ−タで制御される速度追随
モ−ドでモメンタム・ホイ−ル台106 を制御する方法で
あり、 搭載コンピュ−タで台速度命令を発生させ100 、 台速度命令を積分して101 望ましい台角度を提供し、 望ましい台角度からの望ましいジャッキねじ延び出し量
を計算し102 、 今あるジャッキねじ延び出し量を計測し107 、 望ましいジャッキねじ延び出し量と計測されたジャッキ
ねじ延び出し量との間の差に応じてジャッキねじステッ
プ命令を発生させ103 、 ジャッキねじ105 にジャッキねじステップ命令を適用し
て、モメンタム・ホイ−ル台106 を傾斜させるステップ
を具備する前記制御方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US720103 | 1991-06-24 | ||
| US07/720,103 US5261631A (en) | 1991-06-24 | 1991-06-24 | Momentum wheel platform steering system and method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05185997A true JPH05185997A (ja) | 1993-07-27 |
| JP2534006B2 JP2534006B2 (ja) | 1996-09-11 |
Family
ID=24892656
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP4189902A Expired - Lifetime JP2534006B2 (ja) | 1991-06-24 | 1992-06-24 | モメンタム・ホイ―ル台操縦システム及びその方法 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5261631A (ja) |
| EP (1) | EP0520165B1 (ja) |
| JP (1) | JP2534006B2 (ja) |
| CA (1) | CA2066852C (ja) |
| DE (1) | DE69212724T2 (ja) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5474263A (en) * | 1993-03-09 | 1995-12-12 | Honeywell Inc. | Reaction wheel and method of safing wheel |
| US5441222A (en) * | 1993-04-26 | 1995-08-15 | Hughes Aircraft Company | Attitude control of spinning spacecraft |
| US5611505A (en) * | 1994-11-18 | 1997-03-18 | Hughes Electronics | Spacecraft energy storage, attitude steering and momentum management system |
| US5692707A (en) * | 1995-05-15 | 1997-12-02 | Hughes Aircraft Company | Universal spacecraft attitude steering control system |
| US6234427B1 (en) * | 1997-12-10 | 2001-05-22 | Trw Inc. | Solar array regulation and spacecraft pointing using flywheel energy storage with programmable voltage control |
| CA2338459A1 (en) * | 1998-07-23 | 2000-02-03 | Douglas A. Staley | System and method for spacecraft attitude control |
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| FR2814216B1 (fr) * | 2000-09-18 | 2002-12-20 | Snecma Moteurs | Dispositif d'orientation et systeme d'orientation embarque |
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| US7273196B2 (en) * | 2004-11-03 | 2007-09-25 | Honeywell International, Inc. | System for vehicle attitude and/or momentum control |
| EP1877693A4 (en) * | 2004-12-13 | 2010-05-26 | Optical Alchemy Inc | MULTI-SHAPED CARDANIAN SADDLE WITH BUTTONED SHELLS |
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| CN104534244B (zh) * | 2014-12-30 | 2016-03-16 | 北京航空航天大学 | 一种基于差动原理的二自由度并联转动平台 |
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-
1991
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-
1992
- 1992-04-22 CA CA002066852A patent/CA2066852C/en not_active Expired - Fee Related
- 1992-05-07 EP EP92107719A patent/EP0520165B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1992-05-07 DE DE69212724T patent/DE69212724T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1992-06-24 JP JP4189902A patent/JP2534006B2/ja not_active Expired - Lifetime
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Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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| EP0520165A1 (en) | 1992-12-30 |
| DE69212724D1 (de) | 1996-09-19 |
| CA2066852C (en) | 1997-08-19 |
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| CA2066852A1 (en) | 1992-12-25 |
| EP0520165B1 (en) | 1996-08-14 |
| JP2534006B2 (ja) | 1996-09-11 |
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