JPH0524595A - 姿勢制御機能つきエアロブレーキシステム - Google Patents
姿勢制御機能つきエアロブレーキシステムInfo
- Publication number
- JPH0524595A JPH0524595A JP3178571A JP17857191A JPH0524595A JP H0524595 A JPH0524595 A JP H0524595A JP 3178571 A JP3178571 A JP 3178571A JP 17857191 A JP17857191 A JP 17857191A JP H0524595 A JPH0524595 A JP H0524595A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- attitude
- air resistance
- spacecraft
- angle
- aerobrake
- 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
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 3
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract description 5
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【構成】姿勢センサ４は宇宙機１のＸ軸及びＹ軸の姿勢
角を検出し、これを制御エレクトロニクス５へ出力す
る。制御エレクトロニクス５では入力された姿勢角より
目標姿勢角からの誤差角を生成し、Ｘ軸まわりに誤差角
があればアクチュエータ６，７を増減させ、Ｙ軸まわり
に誤差角があればアクチュエータ８，９を増減させる。
これにより空気抵抗板２の各象限の開き角を自在として
その面積を可変させることにより、宇宙機１の姿勢を目
標姿勢と一致するように制御する。 【効果】宇宙機の姿勢誤差角に応じて４象限に分割され
た空気抵抗板の各象限の面積を制御することにより、宇
宙機の姿勢を目標に一致させるので正確な空気抵抗力を
得ることができる。
角を検出し、これを制御エレクトロニクス５へ出力す
る。制御エレクトロニクス５では入力された姿勢角より
目標姿勢角からの誤差角を生成し、Ｘ軸まわりに誤差角
があればアクチュエータ６，７を増減させ、Ｙ軸まわり
に誤差角があればアクチュエータ８，９を増減させる。
これにより空気抵抗板２の各象限の開き角を自在として
その面積を可変させることにより、宇宙機１の姿勢を目
標姿勢と一致するように制御する。 【効果】宇宙機の姿勢誤差角に応じて４象限に分割され
た空気抵抗板の各象限の面積を制御することにより、宇
宙機の姿勢を目標に一致させるので正確な空気抵抗力を
得ることができる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は軌道間輸送機（ＯＴＶ）
等の宇宙機が高々度軌道から地球周回低高度軌道へ帰還
する際に、軌道遷移用の燃料を大幅に節減することを目
的として空気抵抗を発生させることにより、宇宙機を減
速させる姿勢制御機能つきエアロブレーキシステムに関
する。
等の宇宙機が高々度軌道から地球周回低高度軌道へ帰還
する際に、軌道遷移用の燃料を大幅に節減することを目
的として空気抵抗を発生させることにより、宇宙機を減
速させる姿勢制御機能つきエアロブレーキシステムに関
する。
【０００２】
【従来の技術】従来、この種のエアロブレーキシステム
は、固定の空気抵抗板又は風船型のバリュートを用いた
ものが考えられていた。
は、固定の空気抵抗板又は風船型のバリュートを用いた
ものが考えられていた。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】上述した従来のエアロ
ブレーキは、固定の空気抵抗板又は風船型のバリュート
を用いたものであるため、空力中心と機軸がずれている
と姿勢誤差が生じ、これによりエアロブレーキが受ける
空気抵抗力がずれてしまうと云う欠点がある。又、固定
であることから宇宙機の姿勢が常に進行方向に対して一
定の角度になってしまうため、宇宙機の運用に対して制
約を課すことになると云う欠点がある。又、姿勢制御を
ガスジェットにより行う場合には、多量の推薬を必要と
すると云う欠点もある。
ブレーキは、固定の空気抵抗板又は風船型のバリュート
を用いたものであるため、空力中心と機軸がずれている
と姿勢誤差が生じ、これによりエアロブレーキが受ける
空気抵抗力がずれてしまうと云う欠点がある。又、固定
であることから宇宙機の姿勢が常に進行方向に対して一
定の角度になってしまうため、宇宙機の運用に対して制
約を課すことになると云う欠点がある。又、姿勢制御を
ガスジェットにより行う場合には、多量の推薬を必要と
すると云う欠点もある。
【０００４】
【課題を解決するための手段】本発明の姿勢制御機能つ
きエアロブレーキシステムは、軌道間輸送機（ＯＴＶ）
等の宇宙機が低高度地球周回軌道に帰還する際に軌道遷
移用燃料の消費を大幅に節約することを目的として使用
されるエアロブレーキにおいて、前記宇宙機の姿勢誤差
角を検出する姿勢センサと、４象限に分割して設けられ
空気抵抗を受ける各象限の面積が可変自在である空気抵
抗板と、前記姿勢センサの検出結果に基づき前記空気抵
抗板を駆動制御するアクチュエータ及び制御エレクトロ
ニクスとを備えている。
きエアロブレーキシステムは、軌道間輸送機（ＯＴＶ）
等の宇宙機が低高度地球周回軌道に帰還する際に軌道遷
移用燃料の消費を大幅に節約することを目的として使用
されるエアロブレーキにおいて、前記宇宙機の姿勢誤差
角を検出する姿勢センサと、４象限に分割して設けられ
空気抵抗を受ける各象限の面積が可変自在である空気抵
抗板と、前記姿勢センサの検出結果に基づき前記空気抵
抗板を駆動制御するアクチュエータ及び制御エレクトロ
ニクスとを備えている。
【０００５】
【実施例】次に、本発明について図面を参照して説明す
る。
る。
【０００６】図１（ａ）及び（ｂ）は本発明の一実施例
の正面図及び側面図である。
の正面図及び側面図である。
【０００７】本実施例は宇宙機１の姿勢誤差角を検出す
る姿勢センサ４と、４象限に分割して設けられ空気抵抗
を受ける各象限の面積が可変自在である空気抵抗板２
と、この空気抵抗板２の開き角を駆動制御するＸ軸まわ
りのアクチュエータ６，７及びＹ軸まわりのアクチュエ
ータ８，９と、制御エレクトロニクス５とを有してな
る。
る姿勢センサ４と、４象限に分割して設けられ空気抵抗
を受ける各象限の面積が可変自在である空気抵抗板２
と、この空気抵抗板２の開き角を駆動制御するＸ軸まわ
りのアクチュエータ６，７及びＹ軸まわりのアクチュエ
ータ８，９と、制御エレクトロニクス５とを有してな
る。
【０００８】このような本実施例において、姿勢センサ
４は宇宙機１のＸ軸及び（又は）Ｙ軸の姿勢角を検出
し、これを制御エレクトロニクス５へ出力する。制御エ
レクトロニクス５では入力された姿勢角より目標姿勢角
からの誤差角を生成し、これに比例してＸ軸まわりに正
の誤差角があればアクチュエータ（−Ｘ）６を増加さ
せ、アクチュエータ（＋Ｘ）７を減少させ、また負の誤
差角があればアクチュエータ（−Ｘ）６を減少させ、ア
クチュエータ（＋Ｘ）７を増加させる。同様にＹ軸まわ
りに正の誤差角があればアクチュエータ（−Ｙ）９を増
加させ、アクチュエータ（＋Ｙ）８を減少させ、また負
の誤差角があればアクチュエータ（−Ｙ）９を減少さ
せ、アクチュエータ（＋Ｙ）８を増加させる。このよう
な制御によって、空気抵抗板の各象限の開き角を可変し
てノミナル状態３から姿勢制御状態２へ制御することに
より、空力抵抗によるＸ軸及び（又は）Ｙ軸まわりの制
御トルクを生成し、宇宙機１の姿勢が目標姿勢と一致す
るように制御する。これによって正確な空気抵抗力を得
ることができる。
４は宇宙機１のＸ軸及び（又は）Ｙ軸の姿勢角を検出
し、これを制御エレクトロニクス５へ出力する。制御エ
レクトロニクス５では入力された姿勢角より目標姿勢角
からの誤差角を生成し、これに比例してＸ軸まわりに正
の誤差角があればアクチュエータ（−Ｘ）６を増加さ
せ、アクチュエータ（＋Ｘ）７を減少させ、また負の誤
差角があればアクチュエータ（−Ｘ）６を減少させ、ア
クチュエータ（＋Ｘ）７を増加させる。同様にＹ軸まわ
りに正の誤差角があればアクチュエータ（−Ｙ）９を増
加させ、アクチュエータ（＋Ｙ）８を減少させ、また負
の誤差角があればアクチュエータ（−Ｙ）９を減少さ
せ、アクチュエータ（＋Ｙ）８を増加させる。このよう
な制御によって、空気抵抗板の各象限の開き角を可変し
てノミナル状態３から姿勢制御状態２へ制御することに
より、空力抵抗によるＸ軸及び（又は）Ｙ軸まわりの制
御トルクを生成し、宇宙機１の姿勢が目標姿勢と一致す
るように制御する。これによって正確な空気抵抗力を得
ることができる。
【０００９】
【発明の効果】以上説明したように本発明は、宇宙機の
姿勢誤差角に応じて４象限に分割された空気抵抗板の各
象限の面積を制御することにより、宇宙機の姿勢を目標
に一致させるので正確な空気抵抗力を得ることができる
とともに、これをガスジェットにより行った場合に必要
になると考られる多量の推薬を節約でき、またエアロブ
レーキング中の宇宙機の姿勢を所望の方向に制御するこ
とができるため、運用に対する制約を大幅に緩和するこ
とができると云う効果がある。
姿勢誤差角に応じて４象限に分割された空気抵抗板の各
象限の面積を制御することにより、宇宙機の姿勢を目標
に一致させるので正確な空気抵抗力を得ることができる
とともに、これをガスジェットにより行った場合に必要
になると考られる多量の推薬を節約でき、またエアロブ
レーキング中の宇宙機の姿勢を所望の方向に制御するこ
とができるため、運用に対する制約を大幅に緩和するこ
とができると云う効果がある。
【図１】本発明の一実施例を示し、同図（ａ）は正面
図、同図（ｂ）は側面図である。
図、同図（ｂ）は側面図である。
１ 宇宙機
２ 姿勢制御状態の空気抵抗板
３ ノミナル状態の空気抵抗板
４ 姿勢センサ
５ 制御エレクトロニクス
６ アクチュエータ（−Ｘ）
７ アクチュエータ（＋Ｘ）
８ アクチュエータ（＋Ｙ）
９ アクチュエータ（−Ｙ）
Claims (2)
- 【請求項１】 軌道間輸送機（ＯＴＶ）等の宇宙機が低
高度地球周回軌道に帰還する際に軌道遷移用燃料の消費
を大幅に節約することを目的として使用されるエアロブ
レーキにおいて、前記宇宙機の姿勢誤差角を検出する姿
勢センサと、４象限に分割して設けられ空気抵抗を受け
る各象限の面積が可変自在である空気抵抗板と、前記姿
勢センサの検出結果に基づき前記空気抵抗板を駆動制御
するアクチュエータ及び制御エレクトロニクスとを備え
ることを特徴とする姿勢制御機能つきエアロブレーキシ
ステム。 - 【請求項２】 前記空気抵抗板は前記アクチュエータに
より開き角が駆動制御されることを特徴とする請求項１
記載の姿勢制御機能つきエアロブレーキシステム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3178571A JPH0524595A (ja) | 1991-07-19 | 1991-07-19 | 姿勢制御機能つきエアロブレーキシステム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3178571A JPH0524595A (ja) | 1991-07-19 | 1991-07-19 | 姿勢制御機能つきエアロブレーキシステム |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0524595A true JPH0524595A (ja) | 1993-02-02 |
Family
ID=16050811
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3178571A Pending JPH0524595A (ja) | 1991-07-19 | 1991-07-19 | 姿勢制御機能つきエアロブレーキシステム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0524595A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2573695C1 (ru) * | 2014-09-16 | 2016-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты |
| KR20240047773A (ko) * | 2022-10-05 | 2024-04-12 | 국방과학연구소 | Ipmc를 이용한 낙하체 시스템 |
-
1991
- 1991-07-19 JP JP3178571A patent/JPH0524595A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2573695C1 (ru) * | 2014-09-16 | 2016-01-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП ЦНИИмаш) | Способ управления космическим аппаратом при его выведении на орбиту искусственного спутника планеты |
| KR20240047773A (ko) * | 2022-10-05 | 2024-04-12 | 국방과학연구소 | Ipmc를 이용한 낙하체 시스템 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5259569A (en) | Roll damper for thrust vector controlled missile | |
| JP4685866B2 (ja) | 動的システムを制御するためのシステムおよび方法 | |
| KR950701730A (ko) | 방위 및 피치 제어를 갖는 헬리콥터 통합 발사 및 비행 제어 시스템(helicopter integrated fire and flight control having azimuth and pitch control) | |
| US3946968A (en) | Apparatus and method for aerodynamic cross-coupling reduction | |
| EP0251692B1 (en) | Orbit control system for a satellite | |
| CA2032788A1 (en) | Adaptive autopilot | |
| JP4289794B2 (ja) | ホバリングする航空機における地球基準の風調整 | |
| US6390417B1 (en) | Drag control system for flying machine, process for estimating drag of flying machine, boundary layer control system, and boundary layer control process | |
| US6457672B1 (en) | Propulsion nacelle alignment system for tilt-rotor aircraft | |
| JPH0524595A (ja) | 姿勢制御機能つきエアロブレーキシステム | |
| US4044237A (en) | Missile maneuver concept | |
| JPH07223600A (ja) | 宇宙往還機の姿勢制御装置 | |
| JPH0281795A (ja) | 航行体の安定化装置 | |
| JP3316715B2 (ja) | 自動操縦装置 | |
| CN114740874B (zh) | 无人机火箭助推发射滚转姿态控制方法 | |
| JPH0524596A (ja) | 能動制御型エアロブレーキシステム | |
| Garner | Simulator studies of simple attitude control for spin-stabilized vehicles | |
| JPS5927199A (ja) | 飛しょう体自動操縦方式 | |
| JPH0585488A (ja) | 飛翔体の姿勢制御装置 | |
| JPH0437838Y2 (ja) | ||
| JPH06329093A (ja) | 制御装置 | |
| CN121973929A (zh) | 一种基于合成射流与动量轮的无舵面飞行器控制系统 | |
| JPH06321189A (ja) | 揚力可変装置 | |
| JP2002337793A (ja) | 航空機の飛行制御装置 | |
| JPH0218198A (ja) | 宇宙飛翔体のホイールによる姿勢制御方法 |