JPH07223600A - Attitude control device for space shuttle - Google Patents
Attitude control device for space shuttleInfo
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- JPH07223600A JPH07223600A JP6017542A JP1754294A JPH07223600A JP H07223600 A JPH07223600 A JP H07223600A JP 6017542 A JP6017542 A JP 6017542A JP 1754294 A JP1754294 A JP 1754294A JP H07223600 A JPH07223600 A JP H07223600A
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙往還機の姿勢制御
装置に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a spacecraft attitude control device.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来の宇宙往還機の姿勢制御装置のブロ
ック図を図４に示す。図４に示すように、従来の装置で
は、エレベータおよびボディ・フラップ舵角のトリム舵
角は、時間と飛行状態量（動圧、マッハ数等）に基づく
スケジュール値を用いている。そのため図４の装置によ
れば、宇宙往還機のピッチ・アップ・マヌーバの特性は
図６のようになる。2. Description of the Related Art A block diagram of a conventional attitude control device for a space shuttle is shown in FIG. As shown in FIG. 4, in the conventional device, the trim rudder angle of the elevator and body flap rudder angle uses a schedule value based on time and flight state quantity (dynamic pressure, Mach number, etc.). Therefore, according to the apparatus of FIG. 4, the characteristics of the pitch up maneuver of the space shuttle are as shown in FIG.
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】宇宙往還機の縦ゆれ運
動（ピッチング）の姿勢制御は空気の全くない宇宙空間
（以下宇宙機フェーズという）では、姿勢制御用スラス
タ（ガスジェット）により、空気の十分ある空間（以下
航空機フェーズという）では、エレベータとボディ・フ
ラップにより行っている。Attitude control of pitching motion of a space traffic plane is controlled by a thruster (gas jet) for attitude control in space without any air (hereinafter referred to as spacecraft phase). In a sufficient space (hereinafter referred to as the aircraft phase), the elevator and body flaps are used.
【０００４】しかし、両空間の中間の領域すなわち空気
は存在するが、空気の希薄な領域ではどのようにして姿
勢制御するかが問題になる。従来は、姿勢制御用スラス
タ（ガスジェット、ＲＣＳ）のみにより制御していた。
そのため、推進薬の消費量が増加するという望ましくな
い問題があった。本発明はこれらの問題を解決すること
のできる宇宙往還機の姿勢制御装置を提供することを目
的とする。However, although there is an intermediate region between the two spaces, that is, air exists, how to control the attitude becomes a problem in a region where the air is lean. In the past, control was performed only by the attitude control thruster (gas jet, RCS).
Therefore, there is an undesirable problem that the consumption of propellant increases. An object of the present invention is to provide an attitude control device for a space vehicle capable of solving these problems.
【０００５】[0005]
【課題を解決するための手段】本発明に係る宇宙往還機
の姿勢制御装置は飛行状態を検出するセンサ１と飛行状
態量計算機２を有する宇宙往還機の制御装置において、
ガス・ジェット制御量計算機１０と、エレベータ制御量
計算機２０と、エレベータトリム舵角補正量計算機１０
０と、ボディ・フラップトリム舵角補正量計算機３００
と、第１加算器２１０と、第２加算器３１０を具備し、
前記飛行状態量計算機２は、センサ１からセンサ・デー
タ信号を入力し、機体姿勢情報信号をガス・ジェット制
御量計算機１０とエレベータ制御量計算機２０に出力
し、前記ガス・ジェット制御量計算機１０は、機体の姿
勢制御用スラスタ１３とエレベータトリム舵角補正量計
算機１００に、ガス・ジェット・オン・オフ・コマンド
信号を出力し、前記エレベータ制御量計算機２０は、第
１加算機２１０とボディ・フラップトリム舵角補正量計
算機３００に、エレベータのみにより機体の姿勢制御を
行なう場合のエレベータのトリム舵角のノミナル値から
の偏差信号を出力し、前記ガス・ジェットによるエレベ
ータトリム舵角補正量計算機１００は、ガス・ジェット
のみにより機体の姿勢制御を行なう場合のエレベータの
トリム舵角のノミナル値からの偏差信号を第１加算器２
１０に出力し、前記第１加算器２１０は、最初に設定し
たエレベータトリム舵角のノミナル値の信号を入力する
とともに、エレベータ制御量計算機２０からの出力信号
およびガス・ジェットによるエレベータトリム舵角補正
量計算機１００からの出力信号を入力し、エレベータの
アクチュエータ２２にエレベータ舵角コマンド信号を出
力し、前記第２加算器３１０は、最初に設定したボディ
・フラップトリム舵角のノミナル値の信号を入力すると
ともに、ボディ・フラップトリム舵角補正量計算機３０
０からの出力信号を入力し、ボディ・フラップのアクチ
ュエータ３２にボディ・フラップ舵角コマンド信号を出
力することを特徴とする。A spacecraft attitude control device according to the present invention is a spacecraft control device having a sensor 1 for detecting a flight state and a flight state quantity calculator 2.
Gas / jet control amount calculator 10, elevator control amount calculator 20, and elevator trim steering angle correction amount calculator 10
0 and body / flap trim rudder angle correction amount calculator 300
And a first adder 210 and a second adder 310,
The flight state quantity calculator 2 inputs a sensor data signal from the sensor 1 and outputs a body attitude information signal to the gas / jet control quantity calculator 10 and the elevator control quantity calculator 20. , A gas jet on / off command signal is output to the attitude control thruster 13 of the airframe and the elevator trim rudder angle correction amount calculator 100, and the elevator control amount calculator 20 uses the first adder 210 and the body flap. The trim rudder angle correction amount calculator 300 outputs a deviation signal from the nominal value of the trim rudder angle of the elevator when the attitude control of the airframe is performed only by the elevator, and the elevator trim rudder angle correction amount calculator 100 by the gas jet is output. Nominal of trim rudder angle of elevator when attitude control of airframe is performed by gas jet only The deviation signal from the value first adder 2
10, the first adder 210 inputs the signal of the nominal value of the elevator trim rudder angle initially set, and outputs the output signal from the elevator control amount calculator 20 and the elevator trim rudder angle correction by the gas jet. The output signal from the quantity computer 100 is input, the elevator steering angle command signal is output to the actuator 22 of the elevator, and the second adder 310 inputs the signal of the nominal value of the body flap trim steering angle initially set. And body / flap trim steering angle correction amount calculator 30
The output signal from 0 is input and a body flap steering angle command signal is output to the body flap actuator 32.
【０００６】[0006]
【作用】ガス・ジェット制御量計算機１０からの信号、
すなわちガス・ジェット・オン・オフ・コマンド信号
を、姿勢制御用スラスタ１３に出力するとともにエレベ
ータトリム舵角補正量計算機１００と第１加算器（エレ
ベータ舵角用）２１０を介してエレベータのアクチュエ
ータ２２にフィードバックし、機体重心および空力係数
誤差（推進薬の消費等により発生）をエレベータにより
補正する。[Function] A signal from the gas / jet controlled variable calculator 10,
That is, a gas jet on / off command signal is output to the attitude control thruster 13 and is sent to the elevator actuator 22 via the elevator trim steering angle correction amount calculator 100 and the first adder (for elevator steering angle) 210. Feedback is performed to correct the body center of gravity and aerodynamic coefficient errors (generated due to consumption of propellant) by the elevator.
【０００７】エレベータ制御量計算機２０からの信号、
すなわちエレベータのみにより機体の姿勢制御を行なう
場合のエレベータのトリム舵角のノミナル値からの偏差
信号を、第１加算器（エレベータ舵角用）２１０を介し
てエレベータ用アクチュエータ２２に出力するととも
に、ボディ・フラップトリム舵角補正量計算機３００と
第２加算器（ボディ・フラップ舵角用）を介してボディ
・フラップのアクチュエータ３２にフィードバックする
ことにより、機体の重心および空力係数誤差をボディ・
フラップにより補正する。A signal from the elevator control variable calculator 20,
That is, a deviation signal from the nominal value of the trim rudder angle of the elevator when the attitude control of the airframe is performed only by the elevator is output to the elevator actuator 22 via the first adder (for the elevator rudder angle) 210, and By feeding back to the body flap actuator 32 via the flap trim rudder angle correction amount calculator 300 and the second adder (for body flap rudder angle), the center of gravity of the fuselage and the aerodynamic coefficient error of the body are detected.
Correct with flaps.
【０００８】[0008]
【実施例】本発明の実施例を図１〜図３、および図５に
示す。図１は本発明装置の第１実施例のブロック図、図
２は第１実施例のエレベータトリム舵角補正量計算機の
ブロック図、図３は第１実施例のボディ・フラップ舵角
補正量計算機のブロック図、図５は第１実施例の装置を
用いた場合のピッチ・アップ・マヌーバ特性を示す図で
ある。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of the present invention is shown in FIGS. 1 is a block diagram of a first embodiment of the device of the present invention, FIG. 2 is a block diagram of an elevator trim steering angle correction amount calculator of the first embodiment, and FIG. 3 is a body flap steering angle correction amount calculator of the first embodiment. FIG. 5 is a diagram showing the pitch-up maneuver characteristic when the device of the first embodiment is used.
【０００９】本発明装置では、空気の希薄な領域におけ
る宇宙往還機のピッチングの姿勢制御を姿勢制御用スラ
スタ（ガスジェット、ＲＣＳ）と、エレベータと、ボデ
ィ・フラップにより行なう。その場合、機体重心および
空力係数の誤差により生じる、トリム舵角誤差の補償を
ガス・ジェットのみでまたは、エレベータのみで補償す
ることにするとエレベータの作動舵角が、ノミナル舵角
からずれ、エレベータの舵効きが変わる。そこで図１に
示すように、エレベータ・トリム舵角の補正およびボデ
ィ・フラップ・トリム舵角の補正を行う。そのため図１
に示すようにエレベータ・トリム舵角補正量計算機１０
０への入力は、ガス・ジェット・オン・オフ・コマンド
信号とし、出力はエレベータ・トリム舵角の修正値信号
とする。前記修正値の計算は、エレベータ・トリム舵角
補正量計算機１００のフィルタおよびゲインにより行な
う。（図２） ボディ・フラップ・トリム舵角補正量計算機３００への
入力は、エレベータ舵角のノミナル値からの偏差信号と
し、出力はボディ・フラップ・トリム舵角の修正値信号
とする。前記修正値の計算の内容は、ボディ・フラップ
・トリム舵角補正量計算機３００のフィルタおよびゲイ
ンにより行う。（図３） 本発明装置による方法と従来の装置による方法でのピッ
チ・アップ・マヌーバ（頭をあげる運動）の例を図５〜
図６に示す。図５は本発明装置によるピッチ・アップ・
マヌーバ例であり、図６は従来装置による例である。In the apparatus of the present invention, the attitude control of the pitching of the space vehicle in the lean air region is performed by the attitude control thruster (gas jet, RCS), the elevator, and the body flap. In that case, if the compensation of the trim rudder angle error caused by the error of the body center of gravity and the aerodynamic coefficient is to be compensated only by the gas jet or only by the elevator, the operating rudder angle of the elevator deviates from the nominal rudder angle, The steering effect changes. Therefore, as shown in FIG. 1, the elevator trim steering angle and the body flap trim steering angle are corrected. Therefore,
Elevator trim rudder angle correction amount calculator 10
The input to 0 is a gas jet on / off command signal, and the output is an elevator trim rudder angle correction value signal. The correction value is calculated by the filter and gain of the elevator / trim steering angle correction amount calculator 100. (FIG. 2) The input to the body flap trim rudder angle correction amount computer 300 is a deviation signal from the nominal value of the elevator rudder angle, and the output is a correction value signal of the body flap trim rudder angle. The content of the correction value calculation is performed by the filter and the gain of the body flap trim steering angle correction amount calculator 300. (FIG. 3) Examples of pitch-up maneuvers (movements to raise the head) by the method of the present invention and the method of the conventional apparatus are shown in FIGS.
As shown in FIG. FIG. 5 shows the pitch increase by the device of the present invention.
This is an example of a maneuver, and FIG. 6 is an example of a conventional device.
【００１０】図５〜図６において ピッチＲＣＳ＝＋１のとき：機体の上方側のスラスタの
みがＯＮになる。 ピッチＲＣＳ＝０のとき：機体の上方側及び下方側のス
ラスタが共にＯＦＦになる。5 to 6, when the pitch RCS = + 1: Only the thruster on the upper side of the machine is turned on. When the pitch RCS = 0: Both thrusters on the upper side and the lower side of the machine body are turned off.
【００１１】ピッチＲＣＳ＝−１のとき：機体の下方側
のスラスタのみがＯＮになる。 従来装置の方法では、縦の釣合のトリムをとるために図
６（ｃ）および図７に示すように、ピッチＲＣＳ＝−１
（機体の前上げ運動のためのジェット噴射）が作動し続
けていることが分かる。これは、推進薬消費量の増加に
つながるため、望ましくない。When the pitch RCS = -1: Only the thruster on the lower side of the machine body is turned on. In the method of the conventional apparatus, as shown in FIGS. 6 (c) and 7, the pitch RCS = -1 in order to obtain the trim of the vertical balance.
It can be seen that (jet injection for raising the aircraft forward) continues to operate. This is undesirable because it leads to increased propellant consumption.
【００１２】これに対し、本発明装置による方法では、
縦の釣合のトリムをとるために、ピッチ・アップにとも
なう、ピッチング・モーメントの変化分をエレベータで
補償しているため、図５（ｃ）に示すようにピッチＲＣ
Ｓ＝−１の作動回数が非常に減少していることが分か
る。On the other hand, in the method by the device of the present invention,
Since the elevator compensates for the change in pitching moment that accompanies the pitch up in order to obtain a vertical balance trim, the pitch RC as shown in FIG.
It can be seen that the number of actuations for S = -1 is greatly reduced.
【００１３】[0013]
【発明の効果】本発明は前述のように構成されているの
で、以下に記載するような効果を奏する。 （１）宇宙機フェーズと航空機フェーズの中間の領域で
は、ガス・ジェットの推進薬消費量の低減を図ることが
できる。 （２）宇宙機フェーズと航空機フェーズの中間の領域で
は、エレベータの舵効きの誤差が減少し、制御系の安定
化を図ることができる。Since the present invention is constructed as described above, it has the following effects. (1) In the region between the spacecraft phase and the aircraft phase, it is possible to reduce the amount of propellant consumption of gas jet. (2) In the intermediate region between the spacecraft phase and the aircraft phase, the elevator steering error is reduced, and the control system can be stabilized.
【図１】本発明装置の第１実施例のブロック図。FIG. 1 is a block diagram of a first embodiment of the device of the present invention.
【図２】第１実施例のエレベータ・トリム舵角補正量計
算機のブロック図。FIG. 2 is a block diagram of an elevator / trim steering angle correction amount calculator according to the first embodiment.
【図３】第１実施例のボディ・フラップ舵角補正量計算
機のブロック図。FIG. 3 is a block diagram of a body flap steering angle correction amount calculator according to the first embodiment.
【図４】従来の姿勢制御装置のブロック図。FIG. 4 is a block diagram of a conventional attitude control device.
【図５】第１実施例の装置を用いた場合のピッチ・アッ
プ・マヌーバ特性を示す図。FIG. 5 is a diagram showing pitch-up maneuver characteristics when the device of the first embodiment is used.
【図６】従来の装置を用いた場合のピッチ・アップ・マ
ヌーバ特性を示す図。FIG. 6 is a diagram showing pitch-up maneuver characteristics when a conventional device is used.
【図７】図６（Ｃ）の拡大図。FIG. 7 is an enlarged view of FIG.
１ センサ ２ 飛行状態量計算機 １０ ガス・ジェット制御量計算機 １３ 姿勢制御量計算機（ガス・ジェット、ＲＣＳ） ２０ エレベータ制御量計算機 ２２ エレベータのアクチュエータ ２３ エレベータ ３２ ボディ・フラップのアクチュエータ ３３ ボディ・フラップ １００ エレベータトリム舵角補正量計算機 ２１０ 第１加算器（エレベータ舵角用） ３００ ボディ・フラップトリム舵角補正量計算機 ３１０ 第２加算器（ボディ・フラップ舵角用） 1 Sensor 2 Flight State Quantity Calculator 10 Gas Jet Control Quantity Calculator 13 Attitude Control Quantity Calculator (Gas Jet, RCS) 20 Elevator Control Quantity Calculator 22 Elevator Actuator 23 Elevator 32 Body Flap Actuator 33 Body Flap 100 Elevator Trim Rudder angle correction amount calculator 210 1st adder (for elevator rudder angle) 300 Body flap trim Rudder angle correction amount calculator 310 2nd adder (for body flap rudder angle)
Claims (1)
状態量計算機（２）を有する宇宙往還機の制御装置にお
いて、 ガス・ジェット制御量計算機（１０）と、エレベータ制
御量計算機（２０）と、エレベータトリム舵角補正量計
算機（１００）と、ボディ・フラップトリム舵角補正量
計算機（３００）と、第１加算器（２１０）と、第２加
算器（３１０）を具備し、前記飛行状態量計算機（２）
は、センサ（１）からセンサ・データ信号を入力し、機
体姿勢情報信号をガス・ジェット制御量計算機（１０）
とエレベータ制御量計算機（２０）に出力し、 前記ガス・ジェット制御量計算機（１０）は、機体の姿
勢制御用スラスタ（１３）とエレベータトリム舵角補正
量計算機（１００）に、ガス・ジェット・オン・オフ・
コマンド信号を出力し、 前記エレベータ制御量計算機（２０）は、第１加算機
（２１０）とボディ・フラップトリム舵角補正量計算機
（３００）に、エレベータのみにより機体の姿勢制御を
行なう場合のエレベータのトリム舵角のノミナル値から
の偏差信号を出力し、 前記ガス・ジェットによるエレベータトリム舵角補正量
計算機（１００）は、ガス・ジェットのみにより機体の
姿勢制御を行なう場合のエレベータのトリム舵角のノミ
ナル値からの偏差信号を第１加算器（２１０）に出力
し、 前記第１加算器（２１０）は、最初に設定したエレベー
タトリム舵角のノミナル値の信号を入力するとともに、
エレベータ制御量計算機（２０）からの出力信号および
ガス・ジェットによるエレベータトリム舵角補正量計算
機（１００）からの出力信号を入力し、エレベータのア
クチュエータ（２２）にエレベータ舵角コマンド信号を
出力し、 前記第２加算器（３１０）は、最初に設定したボディ・
フラップトリム舵角のノミナル値の信号を入力するとと
もに、ボディ・フラップトリム舵角補正量計算機（３０
０）からの出力信号を入力し、ボディ・フラップのアク
チュエータ（３２）にボディ・フラップ舵角コマンド信
号を出力することを特徴とする宇宙往還機の姿勢制御装
置。1. A control device for a space shuttle having a sensor (1) for detecting a flight state and a flight state quantity calculator (2), comprising a gas / jet control quantity calculator (10) and an elevator control quantity calculator (20). An elevator trim rudder angle correction amount calculator (100), a body flap trim rudder angle correction amount calculator (300), a first adder (210), and a second adder (310). State quantity calculator (2)
Inputs the sensor data signal from the sensor (1) and sends the airframe attitude information signal to the gas / jet controlled variable calculator (10).
To the elevator control amount calculator (20), and the gas / jet control amount calculator (10) supplies the gas jet / thrust to the thruster (13) for controlling the attitude of the airframe and the elevator trim steering angle correction amount calculator (100). On / Off /
A command signal is output, and the elevator control amount calculator (20) controls the first adder (210) and the body flap trim steering angle correction amount calculator (300) to control the attitude of the airframe by only the elevator. A deviation signal from the nominal value of the trim rudder angle is output, and the elevator trim rudder angle correction amount calculator (100) based on the gas jet, the trim rudder angle of the elevator when the attitude control of the airframe is performed only by the gas jet. The deviation signal from the nominal value of is output to the first adder (210), the first adder (210) is input with the signal of the nominal value of the elevator trim steering angle initially set,
The output signal from the elevator control amount calculator (20) and the output signal from the elevator trim steering angle correction amount calculator (100) by gas jet are input, and the elevator steering angle command signal is output to the actuator (22) of the elevator, The second adder (310) is the first set body
While inputting the signal of the nominal value of the flap trim rudder angle, the body / flap trim rudder angle correction amount calculator (30
0) The output signal from 0) is input, and the attitude control device of the space shuttle, which outputs the body flap steering angle command signal to the actuator (32) of the body flap.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6017542A JPH07223600A (en) | 1994-02-14 | 1994-02-14 | Attitude control device for space shuttle |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6017542A JPH07223600A (en) | 1994-02-14 | 1994-02-14 | Attitude control device for space shuttle |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07223600A true JPH07223600A (en) | 1995-08-22 |
Family
ID=11946812
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6017542A Withdrawn JPH07223600A (en) | 1994-02-14 | 1994-02-14 | Attitude control device for space shuttle |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH07223600A (en) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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-
1994
- 1994-02-14 JP JP6017542A patent/JPH07223600A/en not_active Withdrawn
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