JPH0790837B2 - バイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運動量ベクトル変更方式 - Google Patents
バイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運動量ベクトル変更方式Info
- Publication number
- JPH0790837B2 JPH0790837B2 JP61233752A JP23375286A JPH0790837B2 JP H0790837 B2 JPH0790837 B2 JP H0790837B2 JP 61233752 A JP61233752 A JP 61233752A JP 23375286 A JP23375286 A JP 23375286A JP H0790837 B2 JPH0790837 B2 JP H0790837B2
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- satellite
- momentum
- angular momentum
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は、バイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運
動量ベクトルの方向を任意の方向から最大慣性主軸方向
かまたは最小慣性主軸方向へ変更する方式に関する。
動量ベクトルの方向を任意の方向から最大慣性主軸方向
かまたは最小慣性主軸方向へ変更する方式に関する。
（従来の技術およびその問題点） このような角運動量ベクトルの方向を変更する方式とし
ては、例えば障動減衰器を用いる受動的な方式と、モー
メンタムホイールを用いたデュアルスビンターン方式と
呼ばれる能動的な方式とがある。前者は変更後の角運動
量ベクトル方向が衛星の最大慣性主軸方向に限られる上
に、変更に時間がかかる。後者はモーメンタムホイール
の回転軸を変更後の衛星の角運動量ベクトル方向に一致
させて取り付けておき、このモーメンタムホイールを回
転させることにより衛星の初期角運動量をモーメンタム
ホイールに吸収させ衛星の角運動量ベクトル方向をモー
メンタムホイールの軸方向に一致させる方式である。こ
の方式によればモーメンタムホイールの回転軸の取り付
け方向を選ぶことにより変更後の衛星の角運動量ベクト
ル方向を任意に選ぶことができる、衛星の３本の主軸
（Ｘ軸,Y軸,Z軸）の各慣性モーメントの大きさのバラン
スによっては変更が成功しない。特に、最小の慣性モー
メントを持った軸方向から最大の慣性モーメントを持っ
た軸方向へ変更する場合は衛星がモーメンタムホイール
の倍の大きさの角運動量でモーメンタムホイール軸のま
わりを回転し、しかもモーメンタムホイールと衛星とが
互いに逆向きの角運動量を持ったアップサイドダウンの
状態に陥る。
ては、例えば障動減衰器を用いる受動的な方式と、モー
メンタムホイールを用いたデュアルスビンターン方式と
呼ばれる能動的な方式とがある。前者は変更後の角運動
量ベクトル方向が衛星の最大慣性主軸方向に限られる上
に、変更に時間がかかる。後者はモーメンタムホイール
の回転軸を変更後の衛星の角運動量ベクトル方向に一致
させて取り付けておき、このモーメンタムホイールを回
転させることにより衛星の初期角運動量をモーメンタム
ホイールに吸収させ衛星の角運動量ベクトル方向をモー
メンタムホイールの軸方向に一致させる方式である。こ
の方式によればモーメンタムホイールの回転軸の取り付
け方向を選ぶことにより変更後の衛星の角運動量ベクト
ル方向を任意に選ぶことができる、衛星の３本の主軸
（Ｘ軸,Y軸,Z軸）の各慣性モーメントの大きさのバラン
スによっては変更が成功しない。特に、最小の慣性モー
メントを持った軸方向から最大の慣性モーメントを持っ
た軸方向へ変更する場合は衛星がモーメンタムホイール
の倍の大きさの角運動量でモーメンタムホイール軸のま
わりを回転し、しかもモーメンタムホイールと衛星とが
互いに逆向きの角運動量を持ったアップサイドダウンの
状態に陥る。
本発明の目的は、これら従来の方式の持つ欠点を解消し
たバイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運動量ベク
トル変更方式を提供することにある。
たバイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運動量ベク
トル変更方式を提供することにある。
（問題点を解決するための手段） 本発明になるバイアスモーメンタム方式の人工衛星の角
運動量ベクトル変更方式は、第１図ないし第３図に示す
ように、人工衛星の角運動量ベクトルを任意の方向から
最大または最小慣性主軸方向に変更する方式であって、
前記主軸まわりの衛星角速度ωを検出する装置と、極性
が前記ωの極性と逆で大きさが一定のトルクTcのコマン
ドを発生する電子制御装置と、このコマンドに従って前
記主軸まわりにトルクTcを発生する内力トルク発生手段
とからなることを特徴とする。
運動量ベクトル変更方式は、第１図ないし第３図に示す
ように、人工衛星の角運動量ベクトルを任意の方向から
最大または最小慣性主軸方向に変更する方式であって、
前記主軸まわりの衛星角速度ωを検出する装置と、極性
が前記ωの極性と逆で大きさが一定のトルクTcのコマン
ドを発生する電子制御装置と、このコマンドに従って前
記主軸まわりにトルクTcを発生する内力トルク発生手段
とからなることを特徴とする。
（実施例） 本発明の方式によって行なうバイアスモーメンタム方式
の人工衛星の角運動量ベクトル変更について図面を参照
しながら説明する。この実施例では最大慣性モーメント
軸をＺ軸とし、このＸ軸方向へ角運動量ベクトルの変更
を行なう。本実施例では衛星の角速度を検出する手段と
してレートジャイロ２を、また内力トルク発生手段とし
てリアクションホイール１を用い、第１図に示すよう
に、これらの手段は回転軸をそれぞれ衛星のＺ軸に平行
に取り付けてある。第１図においてＺ軸は衛星の最大慣
性モーメント軸を、Ｙ軸は衛星の中間慣性モーメント軸
を、Ｘ軸は衛星の最小慣性モーメント軸を表わす。電子
制御装置３は、第２図に示すように、レートジャイロ２
が検出した衛星のＺ軸まわりの角速度ωｚとの積が負に
なるような、つまりωｚが正のときは負の、またωｚが
負のときは正のトルクコマンドTcをリアクションホイー
ル１に対して発生する。
の人工衛星の角運動量ベクトル変更について図面を参照
しながら説明する。この実施例では最大慣性モーメント
軸をＺ軸とし、このＸ軸方向へ角運動量ベクトルの変更
を行なう。本実施例では衛星の角速度を検出する手段と
してレートジャイロ２を、また内力トルク発生手段とし
てリアクションホイール１を用い、第１図に示すよう
に、これらの手段は回転軸をそれぞれ衛星のＺ軸に平行
に取り付けてある。第１図においてＺ軸は衛星の最大慣
性モーメント軸を、Ｙ軸は衛星の中間慣性モーメント軸
を、Ｘ軸は衛星の最小慣性モーメント軸を表わす。電子
制御装置３は、第２図に示すように、レートジャイロ２
が検出した衛星のＺ軸まわりの角速度ωｚとの積が負に
なるような、つまりωｚが正のときは負の、またωｚが
負のときは正のトルクコマンドTcをリアクションホイー
ル１に対して発生する。
衛星のＸ軸,Y軸,Z軸まわりの慣性モーメントをそれぞれ
Ix,Iy,Izとし、これらの軸まわりの角速度をそれぞれω
x,ωy,ωｚとすると衛星の回転運動エネルギーＥは次式
のように各軸まわりの運動エネルギーの和で表わされ
る。
Ix,Iy,Izとし、これらの軸まわりの角速度をそれぞれω
x,ωy,ωｚとすると衛星の回転運動エネルギーＥは次式
のように各軸まわりの運動エネルギーの和で表わされ
る。
Ｅ＝1/2・Ix・ωx2＋1/2・Iy・ωy2＋1/2・Iz・ωz
2 （１） また、慣性モーメント×角加速度＝偶力 のモーメント
で表わされる各軸まわりの運動方程式はそれぞれ次のよ
うになる。
2 （１） また、慣性モーメント×角加速度＝偶力 のモーメント
で表わされる各軸まわりの運動方程式はそれぞれ次のよ
うになる。
Ix・ｄωx/dt＝（Iy−Iz）ωｙωｚ−ωyh （２） Iy・ｄωy/dt＝（Iz−Ix）ωｘωｚ＋ωxh （３） Iz・ｄωz/dt＝（Ix−Iy）ωｘωｙ＋dh/dt （４） ここで、ｈはリアクションホイールの持つ角運動量であ
る。またリアクションホイールが衛星に与えるトルクを
Ｔとすると、リアクションホイールの角運動量の時間的
な減少分だけ衛星のトルクが増加するから、 Ｔ＝−dh/dt （５） （１）式を時間ｔで微分すると、 dE/dt＝Ix・ｄωx/dt＋Iy・ｄωy/dt＋Iz・ｄωz/dt
（１）′ となるから、（１）′，（２），（３），（４），
（５）式から dE/dt＝ωｚ・Ｔ （６） となる。また、トルクＴには電子制御装置３からのトル
クコマンドTcによってスピンモータなどの電気的な力で
発生する電気トルクTEと、リアクションホイール１の慣
性能率と回転スピードで決まる摩擦トルクTFがあるか
ら、Ｔ＝TE＋TFとなる。TEは電気的にTFより充分に大き
くすることができる。そこで、近似的にＴ＝TEとなる。
ここで、上記のように、TE∝TcであるからＴ∝Tcとなり
ＴとTcの符号は常に等しくなる。第３図の入出力特性の
グラフが示すように、電子制御装置３は入力するωｚと
反対の符号のトルクコマンドTcを出力するからTcと符号
の等しいＴとωｚの積つまり（６）式の右辺は常に負と
なる。このようにdE/dtが常に負になるような制御則で
運用するから衛星の回転運動エネルギーＥは減少を続
け、ついには零となる。このとき衛星の回転は停止し、
衛星が初期状態のときに持っていた運動エネルギーはす
べてリアクションホイール１に吸収される。ついで、第
２図に示すように、電子制御装置３のスイッチを切って
Tcを零とし、リアクションホイール１の回転を摩擦によ
って衛星に伝えれば衛星はリアクションホイール１の回
転軸に平行な最大慣性モーメント軸であるＺ軸を中心に
回転する。このようにしてバイアスモーメンタム方式の
人工衛星の角運動量ベクトルの変更が行なえる。
る。またリアクションホイールが衛星に与えるトルクを
Ｔとすると、リアクションホイールの角運動量の時間的
な減少分だけ衛星のトルクが増加するから、 Ｔ＝−dh/dt （５） （１）式を時間ｔで微分すると、 dE/dt＝Ix・ｄωx/dt＋Iy・ｄωy/dt＋Iz・ｄωz/dt
（１）′ となるから、（１）′，（２），（３），（４），
（５）式から dE/dt＝ωｚ・Ｔ （６） となる。また、トルクＴには電子制御装置３からのトル
クコマンドTcによってスピンモータなどの電気的な力で
発生する電気トルクTEと、リアクションホイール１の慣
性能率と回転スピードで決まる摩擦トルクTFがあるか
ら、Ｔ＝TE＋TFとなる。TEは電気的にTFより充分に大き
くすることができる。そこで、近似的にＴ＝TEとなる。
ここで、上記のように、TE∝TcであるからＴ∝Tcとなり
ＴとTcの符号は常に等しくなる。第３図の入出力特性の
グラフが示すように、電子制御装置３は入力するωｚと
反対の符号のトルクコマンドTcを出力するからTcと符号
の等しいＴとωｚの積つまり（６）式の右辺は常に負と
なる。このようにdE/dtが常に負になるような制御則で
運用するから衛星の回転運動エネルギーＥは減少を続
け、ついには零となる。このとき衛星の回転は停止し、
衛星が初期状態のときに持っていた運動エネルギーはす
べてリアクションホイール１に吸収される。ついで、第
２図に示すように、電子制御装置３のスイッチを切って
Tcを零とし、リアクションホイール１の回転を摩擦によ
って衛星に伝えれば衛星はリアクションホイール１の回
転軸に平行な最大慣性モーメント軸であるＺ軸を中心に
回転する。このようにしてバイアスモーメンタム方式の
人工衛星の角運動量ベクトルの変更が行なえる。
（発明の効果） このように、本発明の方式によれば、バイアスモーメン
タム方式の人工衛星の角運動量ベクトルを任意の方向か
ら最大慣性主軸または最小慣性主軸方向に変更すること
ができる。変更は確実にまた迅速に行なわれる。
タム方式の人工衛星の角運動量ベクトルを任意の方向か
ら最大慣性主軸または最小慣性主軸方向に変更すること
ができる。変更は確実にまた迅速に行なわれる。
第１図はリアクションホイールとレートジャイロの回転
軸取り付け方向を概念的に示す図である。第２図は本発
明の方式の機能を概念的に示す図である。第３図は電子
制御装置の入出力特性を表わす図である。 １……リアクションホイール、２……レートジャイロ、
３……電子制御装置。
軸取り付け方向を概念的に示す図である。第２図は本発
明の方式の機能を概念的に示す図である。第３図は電子
制御装置の入出力特性を表わす図である。 １……リアクションホイール、２……レートジャイロ、
３……電子制御装置。
Claims (1)
- 【請求項１】バイアスモーメンタム方式の人工衛星の角
運動量ベクトルを任意の方向から最大または最小慣性主
軸方向に変更する方式であって、前記主軸まわりの衛星
角速度ωを検出する装置と、極性が前記ωの極性と逆で
大きさが一定のトルクTcのコマンドを発生する電子制御
装置と、このコマンドに従って前記主軸まわりにトルク
Tcを発生する内力トルク発生手段とからなることを特徴
とする人工衛星の角運動量ベクトル変更方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61233752A JPH0790837B2 (ja) | 1986-09-30 | 1986-09-30 | バイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運動量ベクトル変更方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61233752A JPH0790837B2 (ja) | 1986-09-30 | 1986-09-30 | バイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運動量ベクトル変更方式 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6387399A JPS6387399A (ja) | 1988-04-18 |
| JPH0790837B2 true JPH0790837B2 (ja) | 1995-10-04 |
Family
ID=16960021
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61233752A Expired - Lifetime JPH0790837B2 (ja) | 1986-09-30 | 1986-09-30 | バイアスモーメンタム方式の人工衛星の角運動量ベクトル変更方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0790837B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114722583B (zh) * | 2022-03-21 | 2025-04-15 | 中国西安卫星测控中心 | 基于角动量守恒的卫星瞬时受力异常分析方法 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6021120B2 (ja) * | 1979-10-25 | 1985-05-25 | 三菱電機株式会社 | 衛星の３軸姿勢制御方式 |
-
1986
- 1986-09-30 JP JP61233752A patent/JPH0790837B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6387399A (ja) | 1988-04-18 |
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