JPH08244695A - エネルギ蓄積及び回収システム及びその方法 - Google Patents
エネルギ蓄積及び回収システム及びその方法Info
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- JPH08244695A JPH08244695A JP7301663A JP30166395A JPH08244695A JP H08244695 A JPH08244695 A JP H08244695A JP 7301663 A JP7301663 A JP 7301663A JP 30166395 A JP30166395 A JP 30166395A JP H08244695 A JPH08244695 A JP H08244695A
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- rotation
- flywheels
- flywheel
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- 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
- B64G1/286—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using control momentum gyroscopes (CMGs)
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- 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
- B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
- B64G1/425—Power storage
- B64G1/426—Flywheels
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- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】宇宙飛行体のためのエネルギ蓄積、姿勢操舵、
運動量制御を相乗的に得ることができるシステムを提供
すること。 【解決手段】一対のジンバル式フライホイール２４、３
０を使用して宇宙飛行体のエネルギ蓄積、姿勢操舵、運
動量制御を提供するためのシステムが示される。２つの
フライホイール２４、３０は回転軸２６、３２が宇宙飛
行体ピッチ軸Ｐに実質的に一致するように配置され、所
望の宇宙飛行体運動量を蓄積するために異なるまたは同
じ速度で反対または同一方向３６、３８に回転される。
角運動量は宇宙飛行体本体に関して公称のアライメント
から傾斜可能である。このシステムは従来の宇宙飛行体
の重量を減少させるとともに、コストをも減少させる。
運動量制御を相乗的に得ることができるシステムを提供
すること。 【解決手段】一対のジンバル式フライホイール２４、３
０を使用して宇宙飛行体のエネルギ蓄積、姿勢操舵、運
動量制御を提供するためのシステムが示される。２つの
フライホイール２４、３０は回転軸２６、３２が宇宙飛
行体ピッチ軸Ｐに実質的に一致するように配置され、所
望の宇宙飛行体運動量を蓄積するために異なるまたは同
じ速度で反対または同一方向３６、３８に回転される。
角運動量は宇宙飛行体本体に関して公称のアライメント
から傾斜可能である。このシステムは従来の宇宙飛行体
の重量を減少させるとともに、コストをも減少させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は宇宙飛行体のための
エネルギ蓄積、姿勢操舵、運動量制御に関する。
エネルギ蓄積、姿勢操舵、運動量制御に関する。
【０００２】
【従来の技術】フライホイールを使用する運動量制御及
び姿勢操舵については現在よく知られている。このよう
な宇宙飛行体は、運動量制御と姿勢操舵を達成するため
に運動量偏り（ｂｉａｓ）とホイールジンバルを使用し
ている。
び姿勢操舵については現在よく知られている。このよう
な宇宙飛行体は、運動量制御と姿勢操舵を達成するため
に運動量偏り（ｂｉａｓ）とホイールジンバルを使用し
ている。
【０００３】電気光学的電池技術を使用するエネルギ蓄
積は該当分野でよく知られている。フライホイールなど
を使用する他のエネルギ蓄積技術も開発されたが、この
ような技術によって得られたエネルギ密度は電気光学的
電池のエネルギ密度を越えるものではなかった。
積は該当分野でよく知られている。フライホイールなど
を使用する他のエネルギ蓄積技術も開発されたが、この
ような技術によって得られたエネルギ密度は電気光学的
電池のエネルギ密度を越えるものではなかった。
【０００４】最近、適当な材料が開発され、より大きな
回転速度を得ることによってフライホイールシステムの
エネルギ密度を改善することができた。現在のフライホ
イールシステムは１０００００ＲＰＭを越える回転速度
を有する。これらの動作速度は、摩擦損失と機械的摩耗
を克服するために磁方位システムなどの非接触方位シス
テムを必要とする。性能のよい磁気サスペンションシス
テムはシステムに対する外乱を防止するために優れた制
御方法と装置を必要とする。
回転速度を得ることによってフライホイールシステムの
エネルギ密度を改善することができた。現在のフライホ
イールシステムは１０００００ＲＰＭを越える回転速度
を有する。これらの動作速度は、摩擦損失と機械的摩耗
を克服するために磁方位システムなどの非接触方位シス
テムを必要とする。性能のよい磁気サスペンションシス
テムはシステムに対する外乱を防止するために優れた制
御方法と装置を必要とする。
【０００５】マイクロプロセッサの動作速度の最近の進
歩によって磁気サスペンションシステムの制御が可能と
なり、宇宙飛行体へ応用により大きな動作速度を得るこ
とができる。すなわち、現在ではフライホイールを使用
する宇宙飛行体におけるエネルギ蓄積が可能である。
歩によって磁気サスペンションシステムの制御が可能と
なり、宇宙飛行体へ応用により大きな動作速度を得るこ
とができる。すなわち、現在ではフライホイールを使用
する宇宙飛行体におけるエネルギ蓄積が可能である。
【０００６】電気光学的エネルギ蓄積システムとは異な
り、フライホイールシステムを使用するエネルギ蓄積及
び回収は宇宙飛行体の姿勢操舵と運動量制御に影響を与
える。したがって、姿勢操舵及び運動量の制御と、宇宙
飛行体のフライホイールシステムにおけるエネルギ蓄積
の制御を一体化することが望ましい。
り、フライホイールシステムを使用するエネルギ蓄積及
び回収は宇宙飛行体の姿勢操舵と運動量制御に影響を与
える。したがって、姿勢操舵及び運動量の制御と、宇宙
飛行体のフライホイールシステムにおけるエネルギ蓄積
の制御を一体化することが望ましい。
【０００７】組み合わせエネルギ蓄積姿勢制御及び姿勢
基準システムは、米国特許４７２３７３５（Eisenhaure
et al. ）に開示されている。このシステムは、ゼロ運
動量の宇宙飛行体における姿勢操舵及びエネルギ蓄積の
ために反回転フライホイールを使用している。
基準システムは、米国特許４７２３７３５（Eisenhaure
et al. ）に開示されている。このシステムは、ゼロ運
動量の宇宙飛行体における姿勢操舵及びエネルギ蓄積の
ために反回転フライホイールを使用している。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、このよ
うな設計は運動量バイアス宇宙飛行体において使用する
には適していない。さらに、反回転フライホイールを使
用した場合、姿勢操舵のために利用できる運動量変化と
関連するトルクは、同じ方向に回転する同じサイズのフ
ライホイールを使用した場合のトルクの約１／２であ
る。
うな設計は運動量バイアス宇宙飛行体において使用する
には適していない。さらに、反回転フライホイールを使
用した場合、姿勢操舵のために利用できる運動量変化と
関連するトルクは、同じ方向に回転する同じサイズのフ
ライホイールを使用した場合のトルクの約１／２であ
る。
【０００９】本発明はこのような課題に着目してなされ
たものであり、その目的とするところは、宇宙飛行体の
ためのエネルギ蓄積、姿勢操舵、運動量制御を相乗的に
得ることができるシステムを提供することにある。
たものであり、その目的とするところは、宇宙飛行体の
ためのエネルギ蓄積、姿勢操舵、運動量制御を相乗的に
得ることができるシステムを提供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、本発明は、本体とピッチ軸を有し、宇宙飛行体用
のエネルギ蓄積及び回収システムであって、前記本体内
に配置されて、前記ピッチ軸に実質的に一致する第１の
回転軸の周りに反回転することができる第１のフライホ
イールであって、この第１のフライホイールの回転が前
記第１の回転軸に沿うように方向付けられた第１の運動
量を生成する第１のフライホイールと、前記本体内に配
置されて、前記ピッチ軸に実質的に一致する第２の回転
軸の周りに反回転することができる第２のフライホイー
ルであって、この第２のフライホイールの回転がゼロで
ない実質運動量を生成するために、前記第２の回転軸に
沿うように方向付けられた第２の運動量を生成する第２
のフライホイールと、前記第１及び第２のフライホイー
ルと連絡可能であり、前記第１及び第２の回転軸と、前
記第１及び第２のフライホイールの回転方向と、前記第
１及び第２のフライホイールの回転速度とのアライメン
トを制御して、エネルギを蓄積するために前記第１及び
第２のフライホイールの少なくとも１つの回転速度を増
大させるとともに、エネルギを回収するために、前記第
１及び第２のフライホイールの少なくとも１つの回転速
度を減少させるプロセッサとを具備する。
めに、本発明は、本体とピッチ軸を有し、宇宙飛行体用
のエネルギ蓄積及び回収システムであって、前記本体内
に配置されて、前記ピッチ軸に実質的に一致する第１の
回転軸の周りに反回転することができる第１のフライホ
イールであって、この第１のフライホイールの回転が前
記第１の回転軸に沿うように方向付けられた第１の運動
量を生成する第１のフライホイールと、前記本体内に配
置されて、前記ピッチ軸に実質的に一致する第２の回転
軸の周りに反回転することができる第２のフライホイー
ルであって、この第２のフライホイールの回転がゼロで
ない実質運動量を生成するために、前記第２の回転軸に
沿うように方向付けられた第２の運動量を生成する第２
のフライホイールと、前記第１及び第２のフライホイー
ルと連絡可能であり、前記第１及び第２の回転軸と、前
記第１及び第２のフライホイールの回転方向と、前記第
１及び第２のフライホイールの回転速度とのアライメン
トを制御して、エネルギを蓄積するために前記第１及び
第２のフライホイールの少なくとも１つの回転速度を増
大させるとともに、エネルギを回収するために、前記第
１及び第２のフライホイールの少なくとも１つの回転速
度を減少させるプロセッサとを具備する。
【００１１】すなわち、本発明の目的は一対のジンバル
式フライホイールを使用することによって達成され、こ
の２つのフライホイールは、ピッチ、ロール（回転）、
あるいはヨー（偏揺れ）軸などの回転軸が宇宙飛行体軸
に沿って共に略一致するように配置され、特定の応用あ
るいは任務段階に望まれる宇宙飛行体運動量を蓄積する
ために、異なるあるいは同一の速度で反対あるいは同一
方向に回転される。各ホイールは回転軸に直交する２つ
の軸に関してジンバル式で回転されるか、あるいは２度
の自由度をもつ弾性ピボット上に取り付けられて、その
角運動量が宇宙飛行体本体に関して公称のアライメント
から傾斜される。
式フライホイールを使用することによって達成され、こ
の２つのフライホイールは、ピッチ、ロール（回転）、
あるいはヨー（偏揺れ）軸などの回転軸が宇宙飛行体軸
に沿って共に略一致するように配置され、特定の応用あ
るいは任務段階に望まれる宇宙飛行体運動量を蓄積する
ために、異なるあるいは同一の速度で反対あるいは同一
方向に回転される。各ホイールは回転軸に直交する２つ
の軸に関してジンバル式で回転されるか、あるいは２度
の自由度をもつ弾性ピボット上に取り付けられて、その
角運動量が宇宙飛行体本体に関して公称のアライメント
から傾斜される。
【００１２】角運動量を傾斜させるためにねじジャッキ
あるいはステッピングモータを使用することによって得
られる機械的利点は、二重ジンバル制御モーメントジャ
イロスコープ（ＣＭＧ）と同じ運動量を提供するために
より小さなモータを使用できることである。
あるいはステッピングモータを使用することによって得
られる機械的利点は、二重ジンバル制御モーメントジャ
イロスコープ（ＣＭＧ）と同じ運動量を提供するために
より小さなモータを使用できることである。
【００１３】本発明は、太陽天底操舵などの複雑な操舵
法則を使用して、広範な静止かつ低い高度の楕円軌道に
渡って、運動量偏りやゼロ運動量などの基本的に異なる
姿勢制御のために同一の宇宙飛行体ハードウェア部品を
使用する。また、本発明は、同一の宇宙飛行体エネルギ
蓄積及び姿勢制御設計が地球静止通信あるいは気象観察
から低い高度の地球資源観察までの広範な任務を行なう
ことができる。
法則を使用して、広範な静止かつ低い高度の楕円軌道に
渡って、運動量偏りやゼロ運動量などの基本的に異なる
姿勢制御のために同一の宇宙飛行体ハードウェア部品を
使用する。また、本発明は、同一の宇宙飛行体エネルギ
蓄積及び姿勢制御設計が地球静止通信あるいは気象観察
から低い高度の地球資源観察までの広範な任務を行なう
ことができる。
【００１４】本発明は、現在の電気光学的エネルギ蓄積
及び標準運動量あるいは反応ホイール操舵と比較して、
宇宙飛行体の重量を小さくすることができる。さらに、
従来技術が異なる任務に対して異なる設計を使用するの
に対して、本発明は、同一のハードウェア設計及び部品
を広範な任務に使用することによってコストを低減する
ことができる。
及び標準運動量あるいは反応ホイール操舵と比較して、
宇宙飛行体の重量を小さくすることができる。さらに、
従来技術が異なる任務に対して異なる設計を使用するの
に対して、本発明は、同一のハードウェア設計及び部品
を広範な任務に使用することによってコストを低減する
ことができる。
【００１５】本発明の種々の特徴、目的、利益及び利点
は添付の請求の範囲とともに、以下の好ましい実施形態
の詳細な説明を図面を参照して読むことによって明らか
になる。
は添付の請求の範囲とともに、以下の好ましい実施形態
の詳細な説明を図面を参照して読むことによって明らか
になる。
【００１６】
【発明の実施の形態】図１は従来の３軸安定衛星または
宇宙飛行体１０であり、好ましくは地球の周りの静止軌
道に位置している。衛星１０は本体１２、一対の太陽パ
ネル１４、一対のアンテナ１６、そして制御地上局に向
けられた地球アンテナ１８を有する。
宇宙飛行体１０であり、好ましくは地球の周りの静止軌
道に位置している。衛星１０は本体１２、一対の太陽パ
ネル１４、一対のアンテナ１６、そして制御地上局に向
けられた地球アンテナ１８を有する。
【００１７】図１には宇宙飛行体１０の３軸が示されて
いる。ピッチ軸Ｐは実質的に垂直であり、太陽パネル１
４の面に沿って配置されている。ロール軸Ｒとヨー軸Ｙ
はピッチ軸Ｐに対して垂直であり、図示の方向及び面に
配置されている。アンテナ１８はヨー軸Ｙに沿って地球
の方向を向いている。
いる。ピッチ軸Ｐは実質的に垂直であり、太陽パネル１
４の面に沿って配置されている。ロール軸Ｒとヨー軸Ｙ
はピッチ軸Ｐに対して垂直であり、図示の方向及び面に
配置されている。アンテナ１８はヨー軸Ｙに沿って地球
の方向を向いている。
【００１８】宇宙飛行体１０に対する運動量は、一対の
ジンバル運動量部材２０、２２によって得られる。これ
らの部材は図２に示されている。運動量部材２０、２２
は、宇宙飛行体１０の本体１２内で、その回転軸が宇宙
飛行体のピッチ軸Ｐに沿って共に整列するように配置さ
れる。
ジンバル運動量部材２０、２２によって得られる。これ
らの部材は図２に示されている。運動量部材２０、２２
は、宇宙飛行体１０の本体１２内で、その回転軸が宇宙
飛行体のピッチ軸Ｐに沿って共に整列するように配置さ
れる。
【００１９】運動量部材２０はハウジング２８内のシャ
フト２６に取り付けられている運動量フライホイール２
４を含む。同様にして、運動量部材２２はハウジング３
４内のシャフト３２に取り付けられている運動量フライ
ホイール３０を含む。運動量ホイール２４、３２は磁気
的に吊り下げられ、曲線状の矢印３６、３８によって示
されているシャフト２６、３２の軸の周りに回転する。
フト２６に取り付けられている運動量フライホイール２
４を含む。同様にして、運動量部材２２はハウジング３
４内のシャフト３２に取り付けられている運動量フライ
ホイール３０を含む。運動量ホイール２４、３２は磁気
的に吊り下げられ、曲線状の矢印３６、３８によって示
されているシャフト２６、３２の軸の周りに回転する。
【００２０】２つのフライホイール２４、３０は、特定
の応用あるいは任務段階に望まれる宇宙飛行体運動量を
蓄積するために、異なるあるいは等しい速度で反対方向
あるいは同じ方向に回転される。各ホイール２４、３０
は回転軸に直交する２つの軸の周りにジンバル式で回転
されるか、あるいは、２度の自由度を有する弾性ピボッ
ト構成４０、４２に取り付けられる。各ピボット構成４
０、４２は、複数のステッピングモータ４４と関連する
ねじジャッキ４６とを含む。ハウジング２８、３４は、
各々が関連するねじジャッキ４６と係合するためのネジ
切り穴を有する複数のフランジ４８を含む。この構成に
より、ホイールの角運動量が宇宙飛行体本体に対して公
称のアライメントから傾斜可能となる。さらに、ねじジ
ャッキによって得られる機械的利点は、従来の二重ジン
バルマウントを使用するときに比べてより小さなモータ
を使用できることである。
の応用あるいは任務段階に望まれる宇宙飛行体運動量を
蓄積するために、異なるあるいは等しい速度で反対方向
あるいは同じ方向に回転される。各ホイール２４、３０
は回転軸に直交する２つの軸の周りにジンバル式で回転
されるか、あるいは、２度の自由度を有する弾性ピボッ
ト構成４０、４２に取り付けられる。各ピボット構成４
０、４２は、複数のステッピングモータ４４と関連する
ねじジャッキ４６とを含む。ハウジング２８、３４は、
各々が関連するねじジャッキ４６と係合するためのネジ
切り穴を有する複数のフランジ４８を含む。この構成に
より、ホイールの角運動量が宇宙飛行体本体に対して公
称のアライメントから傾斜可能となる。さらに、ねじジ
ャッキによって得られる機械的利点は、従来の二重ジン
バルマウントを使用するときに比べてより小さなモータ
を使用できることである。
【００２１】各フライホイール２４、３０は２個の弾性
ピボット構成４０、４２を使用するのみで完全に動作可
能であるが、各フライホイールは好ましくは３個を備え
るべきであり、これによって３つのうちの１個が動作不
可になった場合でも正常に動作できる。
ピボット構成４０、４２を使用するのみで完全に動作可
能であるが、各フライホイールは好ましくは３個を備え
るべきであり、これによって３つのうちの１個が動作不
可になった場合でも正常に動作できる。
【００２２】現在では宇宙飛行体のエネルギ蓄積機能
は、太陽パネルを使用して太陽エネルギを収集し、宇宙
飛行体が太陽光内にあるとき電気光学的電池にエネルギ
を蓄積することによって達成させる。蓄積されたエネル
ギは太陽光がない間利用可能である。しかしながら、本
発明では、５００００乃至１０００００ｒｐｍあるいは
それ以上の高速度でフライホイール２４、３０を回転さ
せることによってエネルギが蓄積される。この回転速度
はエネルギが消費されたときは、１５０００乃至３００
００ｒｐｍの速度率に低下する。
は、太陽パネルを使用して太陽エネルギを収集し、宇宙
飛行体が太陽光内にあるとき電気光学的電池にエネルギ
を蓄積することによって達成させる。蓄積されたエネル
ギは太陽光がない間利用可能である。しかしながら、本
発明では、５００００乃至１０００００ｒｐｍあるいは
それ以上の高速度でフライホイール２４、３０を回転さ
せることによってエネルギが蓄積される。この回転速度
はエネルギが消費されたときは、１５０００乃至３００
００ｒｐｍの速度率に低下する。
【００２３】ホイールを上記の速度率で回転させるため
に、ホイールは好ましくは炭素繊維などの高い強度の複
合材料から構成されている。この材料は５０乃至１００
ワット時間／ｋｇのエネルギ密度をすることができ、約
１０乃至２５ワット時間／ｋｇが得られる電気光学的電
池に比べて改善されている。強度の大きい材料は大きな
中心力を受けている間、ホイールが構造上の完ぺきさを
維持することによってより速く回転することを可能にす
る。より高い速度でのフライホイールを支持するために
磁気サスペンション方位が使用される。
に、ホイールは好ましくは炭素繊維などの高い強度の複
合材料から構成されている。この材料は５０乃至１００
ワット時間／ｋｇのエネルギ密度をすることができ、約
１０乃至２５ワット時間／ｋｇが得られる電気光学的電
池に比べて改善されている。強度の大きい材料は大きな
中心力を受けている間、ホイールが構造上の完ぺきさを
維持することによってより速く回転することを可能にす
る。より高い速度でのフライホイールを支持するために
磁気サスペンション方位が使用される。
【００２４】本発明では、エネルギ蓄積機能はホイール
が放電あるいは充電されるとき、ホイール速度を下限と
上限との間で変化させることによって達成される。ここ
で、Ｉw ＝０．４スラッグーｆｔ2 の慣性を有する２つ
のホイールにおいて４ｋｗｈのエネルギ蓄積を要する一
般的な宇宙飛行体を考える。ホイールあたり２ｋｗｈ＝
５．３２×１０6 ｆｔ−ｌｂの必須のエネルギがホイー
ル速度をν＝１５０００乃至５２０００ｒｐｍに変化さ
せることによって蓄積される。２ｋｗｈのエネルギが約
１時間（通常の静止軌道食の周期）に渡って消費される
ならば、パワーは２ｋｗ＝１４７６ｆｔ−ｌｂ／秒＝ν
Ｔとなり、最小の速度で約１ｆｔ−ｌｂの最大トルクＴ
が必要となる。
が放電あるいは充電されるとき、ホイール速度を下限と
上限との間で変化させることによって達成される。ここ
で、Ｉw ＝０．４スラッグーｆｔ2 の慣性を有する２つ
のホイールにおいて４ｋｗｈのエネルギ蓄積を要する一
般的な宇宙飛行体を考える。ホイールあたり２ｋｗｈ＝
５．３２×１０6 ｆｔ−ｌｂの必須のエネルギがホイー
ル速度をν＝１５０００乃至５２０００ｒｐｍに変化さ
せることによって蓄積される。２ｋｗｈのエネルギが約
１時間（通常の静止軌道食の周期）に渡って消費される
ならば、パワーは２ｋｗ＝１４７６ｆｔ−ｌｂ／秒＝ν
Ｔとなり、最小の速度で約１ｆｔ−ｌｂの最大トルクＴ
が必要となる。
【００２５】本発明における２つのフライホイール構成
は宇宙飛行体の３軸姿勢操舵用に使用される。宇宙飛行
体姿勢操舵トルクは回転軸（ピッチ軸Ｐ）の周りの差動
加速を行い、横断ジンバル軸（ロール軸Ｒ／ヨー軸Ｙ）
にトルクを与えることによって提供される。姿勢検知
は、ジャイロ及び／または地球、太陽、星センサなどの
宇宙飛行体姿勢センサの通常の組み合わせによって提供
される。ピッチ操舵のために、フライホイールモータは
トルクをホイールに印加し、ピッチ操舵トルクを提供す
べく宇宙飛行体に反応する。これはフライホイールにお
けるエネルギを印加あるいは除去することによってエネ
ルギ蓄積機能と反応する。
は宇宙飛行体の３軸姿勢操舵用に使用される。宇宙飛行
体姿勢操舵トルクは回転軸（ピッチ軸Ｐ）の周りの差動
加速を行い、横断ジンバル軸（ロール軸Ｒ／ヨー軸Ｙ）
にトルクを与えることによって提供される。姿勢検知
は、ジャイロ及び／または地球、太陽、星センサなどの
宇宙飛行体姿勢センサの通常の組み合わせによって提供
される。ピッチ操舵のために、フライホイールモータは
トルクをホイールに印加し、ピッチ操舵トルクを提供す
べく宇宙飛行体に反応する。これはフライホイールにお
けるエネルギを印加あるいは除去することによってエネ
ルギ蓄積機能と反応する。
【００２６】また、場合によっては回転軸を宇宙飛行体
ロール、ヨー、あるいは任意の軸と一致することが望ま
しいが、このような傾斜でもよく、機能的動作は新しい
座標系に関して実質的に同じである。
ロール、ヨー、あるいは任意の軸と一致することが望ま
しいが、このような傾斜でもよく、機能的動作は新しい
座標系に関して実質的に同じである。
【００２７】最小速度でのエネルギ抽出のための上記し
た１ｆｔ−ｌｂのトルク（Ｔ）は一般的な敏速でない宇
宙飛行体操舵のためには十分である。ロール／ヨー姿勢
操舵を実行するために、１つあるいは両方のホイール２
４、３０が横断軸ジンバルの周りに傾斜される。これは
本体内の回転運動量ベクトルを回転させ、その結果、宇
宙飛行体本体に角運動量を与える。
た１ｆｔ−ｌｂのトルク（Ｔ）は一般的な敏速でない宇
宙飛行体操舵のためには十分である。ロール／ヨー姿勢
操舵を実行するために、１つあるいは両方のホイール２
４、３０が横断軸ジンバルの周りに傾斜される。これは
本体内の回転運動量ベクトルを回転させ、その結果、宇
宙飛行体本体に角運動量を与える。
【００２８】運動量偏りがないとき、操舵は１ホイール
をジンバル支持することによって操舵が得られ、他の方
向に２つのホイールをジンバル支持することによって制
御が得られる。運動量偏りがある場合は、ホイールは精
巧なトルク動作のために固定された対としてジンバル支
持され、よりトルクを得るために単一でジンバル支持さ
れ、最大トルクを得るために反対方向にジンバル支持さ
れる。
をジンバル支持することによって操舵が得られ、他の方
向に２つのホイールをジンバル支持することによって制
御が得られる。運動量偏りがある場合は、ホイールは精
巧なトルク動作のために固定された対としてジンバル支
持され、よりトルクを得るために単一でジンバル支持さ
れ、最大トルクを得るために反対方向にジンバル支持さ
れる。
【００２９】姿勢操舵は次の例によって説明される。こ
こで、運動量偏りが上記からΔＨ＝５０ｆｔ−ｌｂ−秒
で、慣性がＩ11＝Ｉ33＝４０００スラッグ／ｆｔ2 のロ
ール及びヨーモーメントを考える。さらに、ホイールが
低いエネルギ状態にあるとき、それぞれ、Ｈ1 ＝５５０
ｆｔ−ｌｂ−秒、Ｈ2 ＝６００ｆｔ−ｌｂ−秒の角運動
量を有する。ホイールがヨー軸Ｙの周りに０．０１度だ
けジンバル回転されたとき、対として、単一で、別々に
ジンバル回転されたとき、それぞれ、０．００７２、
０．０８６、０．１７度／秒の宇宙飛行体ロールレート
を引き起こす。
こで、運動量偏りが上記からΔＨ＝５０ｆｔ−ｌｂ−秒
で、慣性がＩ11＝Ｉ33＝４０００スラッグ／ｆｔ2 のロ
ール及びヨーモーメントを考える。さらに、ホイールが
低いエネルギ状態にあるとき、それぞれ、Ｈ1 ＝５５０
ｆｔ−ｌｂ−秒、Ｈ2 ＝６００ｆｔ−ｌｂ−秒の角運動
量を有する。ホイールがヨー軸Ｙの周りに０．０１度だ
けジンバル回転されたとき、対として、単一で、別々に
ジンバル回転されたとき、それぞれ、０．００７２、
０．０８６、０．１７度／秒の宇宙飛行体ロールレート
を引き起こす。
【００３０】宇宙飛行体の運動量制御は主として環境上
の外乱トルクを介して蓄積された運動量の蓄積にある。
これは本発明では、ホイールの差動速度を回転軸の周り
で調整し、１つまたは両方を横断軸の周りに適当に傾斜
させることによって達成できる。運動量の大きな変化は
両方のホイールを同じ方向に回転させることによって得
られる。
の外乱トルクを介して蓄積された運動量の蓄積にある。
これは本発明では、ホイールの差動速度を回転軸の周り
で調整し、１つまたは両方を横断軸の周りに適当に傾斜
させることによって達成できる。運動量の大きな変化は
両方のホイールを同じ方向に回転させることによって得
られる。
【００３１】本発明では、回転軸が実質的に宇宙飛行体
のピッチ軸Ｐに平行である２つのエネルギ蓄積フライホ
イール２４、３０がいずれかの方向に個々に制御された
レートで回転移動を行なうことができる。第３のホイー
ル（図示せず）は必要に応じて宇宙飛行体の信頼性を得
るために予備的に用意することができるが、これは本発
明によって本質的ではない。図１に示すように、２つの
フライホイール２４、３０の各々は２つの横断軸、すな
わち、ロール軸Ｒとヨー軸Ｙとの周りに個々にジンバル
回転される。
のピッチ軸Ｐに平行である２つのエネルギ蓄積フライホ
イール２４、３０がいずれかの方向に個々に制御された
レートで回転移動を行なうことができる。第３のホイー
ル（図示せず）は必要に応じて宇宙飛行体の信頼性を得
るために予備的に用意することができるが、これは本発
明によって本質的ではない。図１に示すように、２つの
フライホイール２４、３０の各々は２つの横断軸、すな
わち、ロール軸Ｒとヨー軸Ｙとの周りに個々にジンバル
回転される。
【００３２】フライホイール２４、３０は真空内で支持
されて、非接触磁方位上で回転する。これは、摩耗、風
損、うず電流などによる低い寄生損失を有する適当なエ
ネルギ密度を得るのに必要な高速度を維持するのに必要
である。フライホイールの材料として高い強度の複合材
料が高い回転速度での構造上の完璧さを提供するために
必要となる。広範な回転速度範囲にわたって動作するモ
ータ発電機がホイールからエネルギを引き出したり注入
したりするために望ましい。
されて、非接触磁方位上で回転する。これは、摩耗、風
損、うず電流などによる低い寄生損失を有する適当なエ
ネルギ密度を得るのに必要な高速度を維持するのに必要
である。フライホイールの材料として高い強度の複合材
料が高い回転速度での構造上の完璧さを提供するために
必要となる。広範な回転速度範囲にわたって動作するモ
ータ発電機がホイールからエネルギを引き出したり注入
したりするために望ましい。
【００３３】現在の技術による電気光学的エネルギの蓄
積及び標準運動量あるいは反応ホイール操舵と比較し
て、本発明は衛星の重量を低減することができる。例え
ば、宇宙飛行体の６ｋｗの重量は本発明を使用すること
によって、特定の軌道応用に応じて３００乃至６００ポ
ンドだけ小さくすることができる。現在の技術が多くの
任務のために独自の設計を使用するのに対して、本発明
は、広範囲の任務に渡って同一のハードウェア設計と部
品を使用することによって、宇宙飛行体のコストを大幅
に減らすことができる。
積及び標準運動量あるいは反応ホイール操舵と比較し
て、本発明は衛星の重量を低減することができる。例え
ば、宇宙飛行体の６ｋｗの重量は本発明を使用すること
によって、特定の軌道応用に応じて３００乃至６００ポ
ンドだけ小さくすることができる。現在の技術が多くの
任務のために独自の設計を使用するのに対して、本発明
は、広範囲の任務に渡って同一のハードウェア設計と部
品を使用することによって、宇宙飛行体のコストを大幅
に減らすことができる。
【００３４】本発明の運動量制御は次の例にしたがって
記載される。宇宙飛行体姿勢の安定に運動量偏りが要求
されたとき、角速度ΔＨ＝ΔｖＪw を得るために一定の
ホイール速度差Δｖ＝ｖ2 −ｖ1 が維持される。通常の
運動量偏りは上記したように５０ｆｔ−ｌｂ−秒であ
り、１２００ｒｐｍのホイールレート差が要求される。
本発明を使用すれば、０から５０ｆｔ−ｌｂ−秒の数倍
までの運動量偏りが得ることができる。
記載される。宇宙飛行体姿勢の安定に運動量偏りが要求
されたとき、角速度ΔＨ＝ΔｖＪw を得るために一定の
ホイール速度差Δｖ＝ｖ2 −ｖ1 が維持される。通常の
運動量偏りは上記したように５０ｆｔ−ｌｂ−秒であ
り、１２００ｒｐｍのホイールレート差が要求される。
本発明を使用すれば、０から５０ｆｔ−ｌｂ−秒の数倍
までの運動量偏りが得ることができる。
【００３５】概して１乃至１０ｆｔ−ｌｂ／秒の環境ト
ルク下でピッチ角速度を蓄積するために、差動速度がわ
ずかに調整される。ホイール公称回転軸（ピッチ軸Ｐ）
に直交する軸における蓄積されたロール／ヨー角速度
は、宇宙飛行体本体１２内でホイールを小量傾けること
によって蓄積される。同様にして、低速度では単一のホ
イールは約６００ｆｔ−ｌｂ−秒の運動量を有してい
る。したがって、１度の傾きは大きな横断運動量を蓄積
するのに十分である。この点で横断軸では、傾きは比較
的一定の横断運動量を蓄積するために、ホイールの充電
の状態によって変化すべきである。
ルク下でピッチ角速度を蓄積するために、差動速度がわ
ずかに調整される。ホイール公称回転軸（ピッチ軸Ｐ）
に直交する軸における蓄積されたロール／ヨー角速度
は、宇宙飛行体本体１２内でホイールを小量傾けること
によって蓄積される。同様にして、低速度では単一のホ
イールは約６００ｆｔ−ｌｂ−秒の運動量を有してい
る。したがって、１度の傾きは大きな横断運動量を蓄積
するのに十分である。この点で横断軸では、傾きは比較
的一定の横断運動量を蓄積するために、ホイールの充電
の状態によって変化すべきである。
【００３６】本発明においては、パワー制御と姿勢操舵
との間の相互反応が重要である。宇宙飛行体を固定され
た姿勢に維持するために、ホイール斜面の形状と差動運
動量の大きさは、現在蓄積されている運動量と等しくす
るために、同じ大きさと方向を有していなければならな
い。このことは以下のように説明される。短時間、例え
ば分の単位では、一定のパワー引き出しまたは充電レー
トがある。このパワーを生成するために、ホイール速度
は非線形な方法で充電され、差動運動量は固定であり、
横断運動量は指示を維持するために固定される必要があ
る。これはパワーを生成するホイールの絶対運動量が変
化しても可能である。ホイール斜面はエネルギの消費と
ともに規則的に変化する必要がある。すなわち、ホイー
ル斜面と差動速度は宇宙飛行体指示センサと指示制御法
則によって制御される。同時に、２つのホイール速度は
次第に増大あるいは減少する。例えば、個々のエネルギ
貯蔵所、例えばキャパシタあるいは小型の化学電池が高
速度の宇宙飛行体のパワーバス推移を吸収するために使
用され、宇宙飛行体姿勢指示を妨害しないようにしてい
る。しかしながら、これは一般的な通信衛星に要求され
るレベルをはるかに越える指示の正確さは要求されるわ
けではない。
との間の相互反応が重要である。宇宙飛行体を固定され
た姿勢に維持するために、ホイール斜面の形状と差動運
動量の大きさは、現在蓄積されている運動量と等しくす
るために、同じ大きさと方向を有していなければならな
い。このことは以下のように説明される。短時間、例え
ば分の単位では、一定のパワー引き出しまたは充電レー
トがある。このパワーを生成するために、ホイール速度
は非線形な方法で充電され、差動運動量は固定であり、
横断運動量は指示を維持するために固定される必要があ
る。これはパワーを生成するホイールの絶対運動量が変
化しても可能である。ホイール斜面はエネルギの消費と
ともに規則的に変化する必要がある。すなわち、ホイー
ル斜面と差動速度は宇宙飛行体指示センサと指示制御法
則によって制御される。同時に、２つのホイール速度は
次第に増大あるいは減少する。例えば、個々のエネルギ
貯蔵所、例えばキャパシタあるいは小型の化学電池が高
速度の宇宙飛行体のパワーバス推移を吸収するために使
用され、宇宙飛行体姿勢指示を妨害しないようにしてい
る。しかしながら、これは一般的な通信衛星に要求され
るレベルをはるかに越える指示の正確さは要求されるわ
けではない。
【００３７】図３において、本発明にかかる宇宙飛行体
姿勢操舵、運動量制御、パワー制御、及びエネルギ蓄積
のブロック図が示されている。宇宙飛行体制御プロセッ
サ（ＳＣＰ）５０はポスト脱出シーケンス、転送軌道処
理、アクイジション制御、基地維持制御、通常モード制
御、機構制御、欠陥保護、宇宙飛行体システムサポート
などを含む多くの機能を実行する。ＳＣＰ５０は、ホイ
ール３４あるいはホイール３８に対するホイール速度の
変化を起こすために、ホイール速度制御部５２、５４に
連絡するホイールトルクコマンドを生成する。ＳＣＰ５
０はモータ／発電機（ＭＧ）通信回路５６とホイール３
４、３８に対応するホイール速度と回転方向を示すＭＧ
５８とからインデックスパルスを受信する。
姿勢操舵、運動量制御、パワー制御、及びエネルギ蓄積
のブロック図が示されている。宇宙飛行体制御プロセッ
サ（ＳＣＰ）５０はポスト脱出シーケンス、転送軌道処
理、アクイジション制御、基地維持制御、通常モード制
御、機構制御、欠陥保護、宇宙飛行体システムサポート
などを含む多くの機能を実行する。ＳＣＰ５０は、ホイ
ール３４あるいはホイール３８に対するホイール速度の
変化を起こすために、ホイール速度制御部５２、５４に
連絡するホイールトルクコマンドを生成する。ＳＣＰ５
０はモータ／発電機（ＭＧ）通信回路５６とホイール３
４、３８に対応するホイール速度と回転方向を示すＭＧ
５８とからインデックスパルスを受信する。
【００３８】また図３に示すように、各ホイール３４、
３８は磁性支持方位の適切な動作を維持するために、対
応する磁気サスペンション部６０、６２を有する。ジン
バル駆動部６４、６６は駆動信号を受信してホイール３
４、３８の角運動量ベクトルの傾斜を調整するためのフ
ィードバック信号を発生すべく、ＳＣＰ５０と連絡す
る。ＳＣＰ５０はエネルギ蓄積及び回収を適切に行なう
べく、太陽パネル１４の位置調整を適切にするために、
太陽翼駆動部６８、７０と連絡する。
３８は磁性支持方位の適切な動作を維持するために、対
応する磁気サスペンション部６０、６２を有する。ジン
バル駆動部６４、６６は駆動信号を受信してホイール３
４、３８の角運動量ベクトルの傾斜を調整するためのフ
ィードバック信号を発生すべく、ＳＣＰ５０と連絡す
る。ＳＣＰ５０はエネルギ蓄積及び回収を適切に行なう
べく、太陽パネル１４の位置調整を適切にするために、
太陽翼駆動部６８、７０と連絡する。
【００３９】さらに図３において、コマンドデコーダユ
ニットはバスパワーコントローラ７４に供給されるコマ
ンドをデコードするために、ＳＣＰ５０と連絡する。逆
変換器７６、７８はそれぞれＭＧ制御部５６、５８に接
続されるとともに、パワーコントローラ７４にも接続さ
れている。バス電圧リミッタ８０、８２は、太陽パネル
１４、バスパワーコントローラ７４、宇宙飛行体パワー
負荷８４によって表されるパワーバスに接続されてい
る。図３のシステムは遠隔エンコーダユニット８６と電
気化学的電池８８とを含む。ＳＣＰ５０は遠隔エンコー
ダユニット８６とも通信を行い、種々の宇宙飛行体部品
と現在の動作状態を示すサブシステムからの信号を受信
し、それらを地上局に転送する。
ニットはバスパワーコントローラ７４に供給されるコマ
ンドをデコードするために、ＳＣＰ５０と連絡する。逆
変換器７６、７８はそれぞれＭＧ制御部５６、５８に接
続されるとともに、パワーコントローラ７４にも接続さ
れている。バス電圧リミッタ８０、８２は、太陽パネル
１４、バスパワーコントローラ７４、宇宙飛行体パワー
負荷８４によって表されるパワーバスに接続されてい
る。図３のシステムは遠隔エンコーダユニット８６と電
気化学的電池８８とを含む。ＳＣＰ５０は遠隔エンコー
ダユニット８６とも通信を行い、種々の宇宙飛行体部品
と現在の動作状態を示すサブシステムからの信号を受信
し、それらを地上局に転送する。
【００４０】図４は宇宙飛行体ピッチ動力部と、ホイー
ル動力部と、パワー負荷動力部との間の相互反応を示す
図である。フライホイールＭＧ電流は宇宙飛行体パワー
バスへパワーを供給したり、宇宙飛行体パワーバスから
パワーを引き出すために組み合わされ、宇宙飛行体パワ
ーバスと結果的に得られるトルクは組み合わされ、概し
てピッチトルクとして宇宙飛行体本体に関して反応す
る。ホイールがロール及びヨー制御のためにジンバル回
転されるとき、以下に詳細に説明するように、回転トル
クの粗の結合が横断軸（ロール及びヨー）に関して反応
すべく多数存在する。
ル動力部と、パワー負荷動力部との間の相互反応を示す
図である。フライホイールＭＧ電流は宇宙飛行体パワー
バスへパワーを供給したり、宇宙飛行体パワーバスから
パワーを引き出すために組み合わされ、宇宙飛行体パワ
ーバスと結果的に得られるトルクは組み合わされ、概し
てピッチトルクとして宇宙飛行体本体に関して反応す
る。ホイールがロール及びヨー制御のためにジンバル回
転されるとき、以下に詳細に説明するように、回転トル
クの粗の結合が横断軸（ロール及びヨー）に関して反応
すべく多数存在する。
【００４１】図３乃至図７に示すように、本発明のシス
テムでは、概してピッチ姿勢に影響しないホイール速度
制御部５２、５４及びモータ５６、５８を介して、パワ
ー要求を等しいかつ反対のホイールトルクに適用する。
しかしながら、ピッチ支持コマンドは、最大の制御統制
力を維持するために、同じ方向における両方のホイール
２４、３０にトルクを与える。ホイール加算速度は、特
定の任務あるいは任務段階の場合に０になる運動量偏り
を維持すべく制御される。設計上は３つの結合制御ルー
プは、１）ホイール速度とピッチ運動量制御、２）パワ
ー配送、３）ピッチ指示制御の３点を考慮すべきであ
る。これらは帯域分離によって個々に設計される。
テムでは、概してピッチ姿勢に影響しないホイール速度
制御部５２、５４及びモータ５６、５８を介して、パワ
ー要求を等しいかつ反対のホイールトルクに適用する。
しかしながら、ピッチ支持コマンドは、最大の制御統制
力を維持するために、同じ方向における両方のホイール
２４、３０にトルクを与える。ホイール加算速度は、特
定の任務あるいは任務段階の場合に０になる運動量偏り
を維持すべく制御される。設計上は３つの結合制御ルー
プは、１）ホイール速度とピッチ運動量制御、２）パワ
ー配送、３）ピッチ指示制御の３点を考慮すべきであ
る。これらは帯域分離によって個々に設計される。
【００４２】図４をさらに参照すると、ピッチ指示動力
部は、比較的低い帯域補償コントローラＦ22（ｓ）を介
してホイール２４、３０に供給されるとき、差動ホイー
ル速度コマンドΔｖc によって制御される。パワー制御
がモータ電流Ｉc を介してホイール２４、３０に印加さ
れ、より高い帯域制御Ｇ2 （ｓ）１４４の下に実行され
る。特定の応用においては、パワーコマンドフィードフ
ォワードが要求される。また、適当な相対帯域の選択が
特定のパフォーマンス仕様を満たすために要求される。
部は、比較的低い帯域補償コントローラＦ22（ｓ）を介
してホイール２４、３０に供給されるとき、差動ホイー
ル速度コマンドΔｖc によって制御される。パワー制御
がモータ電流Ｉc を介してホイール２４、３０に印加さ
れ、より高い帯域制御Ｇ2 （ｓ）１４４の下に実行され
る。特定の応用においては、パワーコマンドフィードフ
ォワードが要求される。また、適当な相対帯域の選択が
特定のパフォーマンス仕様を満たすために要求される。
【００４３】ＳＣＰ５０は加算ブロック１００に入力さ
れるピッチ指示コマンドθ2cを発生する。トルクコマン
ドＴ2cを生成するために、ブロック１００の出力はブロ
ック１０２で、低帯域補償コントローラＦ22（ｓ）によ
って乗算される。補償コントローラＦ22（ｓ）は制御ル
ープ帯域と特定の応用に要する安定性への要求に基づい
て選択される。トルクコマンドＴ2cは公称のホイール慣
性Ｊによってわり算され、σｖc を生成すべくブロック
１０４で積分される。このσｖc は要求されるピッチ指
示を得るために必要なホイール速度の変化である。加算
ブロック１０６では、σｖc とΔｖc とＧ2 （ｓ）によ
って提供された負のフィードバックとの和を計算する。
ここでΔｖc は適当な運動量偏り（ここでは０となる）
を維持するためのホイール速度の変化を表す。加算ブロ
ック１０６の出力は、速度コマンドを適当な電流コマン
ドに変換するためにスケールファクタＫw によって乗算
される。ここで、電流コマンドは第１のホイールについ
ては加算ブロック１１０へ、第２のホイールについては
類似の加算ブロック１１２へ供給されるコマンドであ
る。
れるピッチ指示コマンドθ2cを発生する。トルクコマン
ドＴ2cを生成するために、ブロック１００の出力はブロ
ック１０２で、低帯域補償コントローラＦ22（ｓ）によ
って乗算される。補償コントローラＦ22（ｓ）は制御ル
ープ帯域と特定の応用に要する安定性への要求に基づい
て選択される。トルクコマンドＴ2cは公称のホイール慣
性Ｊによってわり算され、σｖc を生成すべくブロック
１０４で積分される。このσｖc は要求されるピッチ指
示を得るために必要なホイール速度の変化である。加算
ブロック１０６では、σｖc とΔｖc とＧ2 （ｓ）によ
って提供された負のフィードバックとの和を計算する。
ここでΔｖc は適当な運動量偏り（ここでは０となる）
を維持するためのホイール速度の変化を表す。加算ブロ
ック１０６の出力は、速度コマンドを適当な電流コマン
ドに変換するためにスケールファクタＫw によって乗算
される。ここで、電流コマンドは第１のホイールについ
ては加算ブロック１１０へ、第２のホイールについては
類似の加算ブロック１１２へ供給されるコマンドであ
る。
【００４４】図４において、加算ブロック１１０、１１
２はブロック１０８の出力と、宇宙飛行体パワーサブシ
ステム１１４によって生成されたホイール電流／トルク
コマンドＩc とを加算する。図に示すように、ブロック
１１０はブロック１０８の出力からＩc を減算する。加
算ブロック１１０、１１２の出力は、各々第１及び第２
のホイールに対応するＭＧ特性を表すブロック１１６、
１１８によって各々乗算される。より詳細には、ブロッ
ク１１６はコマンド電流に対するＭＧ応答の遅延を表
す。
２はブロック１０８の出力と、宇宙飛行体パワーサブシ
ステム１１４によって生成されたホイール電流／トルク
コマンドＩc とを加算する。図に示すように、ブロック
１１０はブロック１０８の出力からＩc を減算する。加
算ブロック１１０、１１２の出力は、各々第１及び第２
のホイールに対応するＭＧ特性を表すブロック１１６、
１１８によって各々乗算される。より詳細には、ブロッ
ク１１６はコマンド電流に対するＭＧ応答の遅延を表
す。
【００４５】ブロック１１６、１１８の出力は各々逆変
換器１２４の乗算器１２０、１２２に各々供給されると
ともに、ブロック１２６、１２８にも供給される。ブロ
ック１１６、１１８の出力は各々、ＭＧに対する電流／
トルク利得を表すＫ2 、Ｋ1によって乗算され、各々ト
ルクＴ2 、Ｔ1 を生成するために、加算ブロック１２
７、１２９で外乱トルクＤ2 、Ｄ1 と加算される。外乱
トルクＤ2 、Ｄ1 は対応するフライホイールサスペンシ
ョンシステム内の動作上の外乱を表す。トルクＴ2 、Ｔ
1 はブロック１３０で外乱トルクＤ0 と加算されるとと
もに、運動量ｈ2、ｈ1 を生成するために、積分器１３
２、１３４によって積分される。外乱トルクＤ0 は太陽
外乱トルクなどの宇宙飛行体の外部の外乱トルクを表
す。運動量ｈ2 、ｈ1 はブロック１３６、１３８で個々
に対応するエネルギホイール慣性Ｊ2、Ｊ1 によってわ
り算されて速度ｖ2 、ｖ1 を生成する。この速度はブロ
ック１４４で高帯域補償コントローラＧ2 （ｓ）によっ
て乗算される前に、ブロック１４０によって加算され
る。
換器１２４の乗算器１２０、１２２に各々供給されると
ともに、ブロック１２６、１２８にも供給される。ブロ
ック１１６、１１８の出力は各々、ＭＧに対する電流／
トルク利得を表すＫ2 、Ｋ1によって乗算され、各々ト
ルクＴ2 、Ｔ1 を生成するために、加算ブロック１２
７、１２９で外乱トルクＤ2 、Ｄ1 と加算される。外乱
トルクＤ2 、Ｄ1 は対応するフライホイールサスペンシ
ョンシステム内の動作上の外乱を表す。トルクＴ2 、Ｔ
1 はブロック１３０で外乱トルクＤ0 と加算されるとと
もに、運動量ｈ2、ｈ1 を生成するために、積分器１３
２、１３４によって積分される。外乱トルクＤ0 は太陽
外乱トルクなどの宇宙飛行体の外部の外乱トルクを表
す。運動量ｈ2 、ｈ1 はブロック１３６、１３８で個々
に対応するエネルギホイール慣性Ｊ2、Ｊ1 によってわ
り算されて速度ｖ2 、ｖ1 を生成する。この速度はブロ
ック１４４で高帯域補償コントローラＧ2 （ｓ）によっ
て乗算される前に、ブロック１４０によって加算され
る。
【００４６】図４において、加算ブロック１３０の出力
はピッチ慣性Ｉ22によってわり算され、角速度ω2 を生
成すべくブロック１４６で積分される。その後、負のフ
ィードバックとして加算ブロック１００に供給されるピ
ッチ姿勢θ2 を生成すべくブロック１４８で積分され
る。
はピッチ慣性Ｉ22によってわり算され、角速度ω2 を生
成すべくブロック１４６で積分される。その後、負のフ
ィードバックとして加算ブロック１００に供給されるピ
ッチ姿勢θ2 を生成すべくブロック１４８で積分され
る。
【００４７】図４の逆変換器１２４は、ホイールがエネ
ルギを放出しているとき、宇宙飛行体パワーバスに関し
てモータ／発電機巻き線を介して交流を直流Ｉw に変換
する機能を有する。同様にして、ホイールがエネルギを
吸収しているときは直流を交流に変換する。例として、
乗算器１２０、１２２はブロック１１８、１１６からの
出力にブロック１５２、１５４の出力を乗算する。ここ
で、Ｋ1 、Ｋ2 は前記したように電流／トルクモータの
利得である。ブロック１２０、１２２によって生成され
た積はブロック１５６、１５８によって乗算される。こ
こで、Ｅ1 、Ｅ2 はパワー状態回路の効率である。ブロ
ック１５６、１５８の出力はパワーＰを生成すべくブロ
ック１６０で加算される。パワーＰはホイールＩw によ
って供給されるバス電流を生成すべくブロック１６２で
バス電圧ｖB によってわり算される。宇宙飛行体パワー
サブシステム１１４に供給される太陽アレイ電流Ｉp は
太陽アレイ姿勢θと天体位置表によって決定される。負
荷インピーダンス１７６に供給された太陽アレイ及びホ
イール電流は、加算ブロック１１０、１１２に供給され
るホイール電流コマンド（トルクコマンド）Ｉc を生成
する。
ルギを放出しているとき、宇宙飛行体パワーバスに関し
てモータ／発電機巻き線を介して交流を直流Ｉw に変換
する機能を有する。同様にして、ホイールがエネルギを
吸収しているときは直流を交流に変換する。例として、
乗算器１２０、１２２はブロック１１８、１１６からの
出力にブロック１５２、１５４の出力を乗算する。ここ
で、Ｋ1 、Ｋ2 は前記したように電流／トルクモータの
利得である。ブロック１２０、１２２によって生成され
た積はブロック１５６、１５８によって乗算される。こ
こで、Ｅ1 、Ｅ2 はパワー状態回路の効率である。ブロ
ック１５６、１５８の出力はパワーＰを生成すべくブロ
ック１６０で加算される。パワーＰはホイールＩw によ
って供給されるバス電流を生成すべくブロック１６２で
バス電圧ｖB によってわり算される。宇宙飛行体パワー
サブシステム１１４に供給される太陽アレイ電流Ｉp は
太陽アレイ姿勢θと天体位置表によって決定される。負
荷インピーダンス１７６に供給された太陽アレイ及びホ
イール電流は、加算ブロック１１０、１１２に供給され
るホイール電流コマンド（トルクコマンド）Ｉc を生成
する。
【００４８】宇宙飛行体パワー発生とエネルギ蓄積シス
テムを示すブロック図が図５に示されている。図５にお
いて、θは宇宙飛行体から太陽へと延長するラインと、
太陽パネルに垂直なラインとの間で形成される姿勢角度
である。θ＝０度のとき最大太陽パネル電流Ｉm が生成
される。すなわち、Ｉp で表された太陽パネル１４によ
って提供される電流はブロック１７０によって表される
角度θのコサインと、ブロック１７２によって表される
天体位置表（太陽が見えるかいなかを決定する）に比例
する。太陽パネル電流Ｉp は以下に説明するようにブロ
ック１７４で、外乱電流ＩD 、負荷電流ＩL の加法（ad
ditive）逆数、加算ブロック２１６からのフィードバッ
クによって加算される。加算ブロック１７４の出力は、
バス電圧ＶB を生成するためにブロック１７６によって
表されるバス負荷によって乗算される。加算ブロック１
７８は、ブロック１８０で積分される電圧エラー信号を
生成するために、バス電圧ＶB とシステム基準電圧ＶR
とを比較する。ブロック１８２乃至１９０は一般的なパ
ワー発生／エネルギ蓄積サイクルを示している。ブロッ
ク１８２はバス電圧リミッタを表す。ブロック１８４は
電気化学的電池充電回路を表す。ブロック１８６は電気
化学的電池放電回路を表す。ブロック１８８はホイール
充電回路、ブロック１９０はホイール放電回路を表す。
テムを示すブロック図が図５に示されている。図５にお
いて、θは宇宙飛行体から太陽へと延長するラインと、
太陽パネルに垂直なラインとの間で形成される姿勢角度
である。θ＝０度のとき最大太陽パネル電流Ｉm が生成
される。すなわち、Ｉp で表された太陽パネル１４によ
って提供される電流はブロック１７０によって表される
角度θのコサインと、ブロック１７２によって表される
天体位置表（太陽が見えるかいなかを決定する）に比例
する。太陽パネル電流Ｉp は以下に説明するようにブロ
ック１７４で、外乱電流ＩD 、負荷電流ＩL の加法（ad
ditive）逆数、加算ブロック２１６からのフィードバッ
クによって加算される。加算ブロック１７４の出力は、
バス電圧ＶB を生成するためにブロック１７６によって
表されるバス負荷によって乗算される。加算ブロック１
７８は、ブロック１８０で積分される電圧エラー信号を
生成するために、バス電圧ＶB とシステム基準電圧ＶR
とを比較する。ブロック１８２乃至１９０は一般的なパ
ワー発生／エネルギ蓄積サイクルを示している。ブロッ
ク１８２はバス電圧リミッタを表す。ブロック１８４は
電気化学的電池充電回路を表す。ブロック１８６は電気
化学的電池放電回路を表す。ブロック１８８はホイール
充電回路、ブロック１９０はホイール放電回路を表す。
【００４９】さらに図５において、説明の都合上、太陽
パネル１４によって提供されるもの以外の付加的パワー
が要求されるように、ＶB ＜ＶR であることを仮定す
る。点Ａにおいて、ホイール放電ブロック１９０と電池
放電ブロック１８６は実質的に一定のバス電圧を維持す
るための付加的パワーを提供すべくアクティブである。
点ＡとＢの間では、パワー要求は減少し、これによって
ブロック１８６は電池からのパワー放電を減少させると
ともに、ブロック１９０は（実質的に一定の差動ホイー
ル速度を維持しながら）ホイールの速度を落とすことに
よってパワー要求に答える。点Ｂから点Ｃでは、パワー
要求は減少し、ブロック１９０は、点Ｃによって実質的
に一定のホイール速度を得るために、ホイール減速を減
少させる。点Ｃでは、太陽パネル１４によって提供され
たパワーはシステム要求を越え、ブロック１８４は電池
を充電し始める（ＶB ＞ＶR ）。点Ｄで、電池は十分な
充電状態に達し、ブロック１８８は実質的に一定の差動
ホイール速度を維持しながら、ホイール速度を増大する
ことによってホイールを充電し始める。点Ｅでは、ホイ
ール速度は限界速度に近づき、電池はフル充電される。
これによってバス電圧リミッタブロック１８２は余分の
エネルギを放散し始める。
パネル１４によって提供されるもの以外の付加的パワー
が要求されるように、ＶB ＜ＶR であることを仮定す
る。点Ａにおいて、ホイール放電ブロック１９０と電池
放電ブロック１８６は実質的に一定のバス電圧を維持す
るための付加的パワーを提供すべくアクティブである。
点ＡとＢの間では、パワー要求は減少し、これによって
ブロック１８６は電池からのパワー放電を減少させると
ともに、ブロック１９０は（実質的に一定の差動ホイー
ル速度を維持しながら）ホイールの速度を落とすことに
よってパワー要求に答える。点Ｂから点Ｃでは、パワー
要求は減少し、ブロック１９０は、点Ｃによって実質的
に一定のホイール速度を得るために、ホイール減速を減
少させる。点Ｃでは、太陽パネル１４によって提供され
たパワーはシステム要求を越え、ブロック１８４は電池
を充電し始める（ＶB ＞ＶR ）。点Ｄで、電池は十分な
充電状態に達し、ブロック１８８は実質的に一定の差動
ホイール速度を維持しながら、ホイール速度を増大する
ことによってホイールを充電し始める。点Ｅでは、ホイ
ール速度は限界速度に近づき、電池はフル充電される。
これによってバス電圧リミッタブロック１８２は余分の
エネルギを放散し始める。
【００５０】第１及び第２レベルのエネルギ源として、
フライホイールかあるいは電池を選択するために、図５
の限界Ｂ、Ｃ、Ｄの各種の相対設定が選択される。ここ
で、特定の宇宙飛行体ではこのようなエネルギ源を有し
ていない。本発明の望ましい実施形態は化学電池を例に
説明したが、本発明は化学電池を使用することに限定さ
れない。
フライホイールかあるいは電池を選択するために、図５
の限界Ｂ、Ｃ、Ｄの各種の相対設定が選択される。ここ
で、特定の宇宙飛行体ではこのようなエネルギ源を有し
ていない。本発明の望ましい実施形態は化学電池を例に
説明したが、本発明は化学電池を使用することに限定さ
れない。
【００５１】乗算ブロック１９２、１９４はブロック１
８４からの制御信号を制止するかあるいは通過させるた
めのスイッチとして作用する。ブロック２０４、２０６
はブロック１９２、１９４に対して乗算器を提供する。
乗算器は各々、前記制御信号を制止あるいは通過させる
ために、電池充電電流／圧力ダイナミックモデル２０２
によって決定されるように０かあるいは１の値をもつ。
例えば、電池が点Ｃと点Ｄとの間で充電されている間、
モデル２０２は単一（１）乗算器を生成するためにブロ
ック２０４に信号を送る。電池が充電されるとき、ブロ
ック１９２に対するゼロ（０）乗算器を生成するために
ブロック２０４をトリガするまで内部の圧力が増大す
る。これによって加算ブロック２００に対する負の入力
はゼロの値を有する。ブロック２０６は電池の放電を制
御するために、０あるいは１の値を有する類似の乗算器
を生成する。ブロック２０２の出力は加算ブロック２１
６で逆変換器ホイール／宇宙飛行体動力ブロック２１０
の出力に加算される。
８４からの制御信号を制止するかあるいは通過させるた
めのスイッチとして作用する。ブロック２０４、２０６
はブロック１９２、１９４に対して乗算器を提供する。
乗算器は各々、前記制御信号を制止あるいは通過させる
ために、電池充電電流／圧力ダイナミックモデル２０２
によって決定されるように０かあるいは１の値をもつ。
例えば、電池が点Ｃと点Ｄとの間で充電されている間、
モデル２０２は単一（１）乗算器を生成するためにブロ
ック２０４に信号を送る。電池が充電されるとき、ブロ
ック１９２に対するゼロ（０）乗算器を生成するために
ブロック２０４をトリガするまで内部の圧力が増大す
る。これによって加算ブロック２００に対する負の入力
はゼロの値を有する。ブロック２０６は電池の放電を制
御するために、０あるいは１の値を有する類似の乗算器
を生成する。ブロック２０２の出力は加算ブロック２１
６で逆変換器ホイール／宇宙飛行体動力ブロック２１０
の出力に加算される。
【００５２】同様にして、乗算器ブロック１９６、１９
８は、ホイール充電及び放電を制御するために０及び１
の値をもつブロック２１２、２１４によって生成される
制御値を乗算する。ブロック１９６、１９８の出力は、
ブロック２１０への入力として機能するホイール電流／
トルクコマンドＩc を生成するために加算ブロック２０
８によって合成される。ブロック２１０によって表され
る動力部は図４に示され、以下に詳細に説明する。
８は、ホイール充電及び放電を制御するために０及び１
の値をもつブロック２１２、２１４によって生成される
制御値を乗算する。ブロック１９６、１９８の出力は、
ブロック２１０への入力として機能するホイール電流／
トルクコマンドＩc を生成するために加算ブロック２０
８によって合成される。ブロック２１０によって表され
る動力部は図４に示され、以下に詳細に説明する。
【００５３】図６において、宇宙飛行体ロール指示動力
部が本発明に従って図示されている。図７は、図６に示
されるロール指示動力部と同様に応答する宇宙飛行体の
ヨー指示動力部を示している。したがって以下の説明で
は図６についてのみ説明する。
部が本発明に従って図示されている。図７は、図６に示
されるロール指示動力部と同様に応答する宇宙飛行体の
ヨー指示動力部を示している。したがって以下の説明で
は図６についてのみ説明する。
【００５４】参照番号２５０によって示される指示コマ
ンドθ1cはＳＣＰ５０によって生成され、制御ループ補
償ブロック２８６からの負のフィードバックを受信する
エラー発生ブロック２５２に入力される。ブロック２５
２の出力は第１のホイールに対応するブロック２５４に
供給されるとともに、第２のホイールに対応するブロッ
ク２５６に供給される。ブロック２５２、２５４はその
入力に一定のスケールファクタを乗算し、この結果は各
々、加算ブロック２５８、２６０に供給される。加算ブ
ロック２５８、２６０は、各ホイールに対するホイール
傾きλ3,1 の率を生成すべく、ホイール傾きλ3,1 の推
定角度によって乗算される推定ホイール運動量ｈ1 の積
を加算する。
ンドθ1cはＳＣＰ５０によって生成され、制御ループ補
償ブロック２８６からの負のフィードバックを受信する
エラー発生ブロック２５２に入力される。ブロック２５
２の出力は第１のホイールに対応するブロック２５４に
供給されるとともに、第２のホイールに対応するブロッ
ク２５６に供給される。ブロック２５２、２５４はその
入力に一定のスケールファクタを乗算し、この結果は各
々、加算ブロック２５８、２６０に供給される。加算ブ
ロック２５８、２６０は、各ホイールに対するホイール
傾きλ3,1 の率を生成すべく、ホイール傾きλ3,1 の推
定角度によって乗算される推定ホイール運動量ｈ1 の積
を加算する。
【００５５】図６、図７において、ホイール傾きの率
は、各ホイールλ3,1 に対する傾き角度を生成するため
に、ブロック２６２、２６４によって積分される。ブロ
ック２６６、２６８は各々、積分器２６２、２６４（ホ
イール傾き角度）の出力に、ホイールトルクｈ1 （パワ
ー発生／エネルギ蓄積及びピッチ制御動力部によって生
成される）による運動量の変化率を乗算する。ブロック
２６６、２６８の出力はその後、各々、避けることがで
きない外乱トルクとして加算ブロック２７０、２７２に
供給される。ブロック２７４、２７６は、不要なトルク
を相殺するための所望の制御トルクを提供すべく、ホイ
ール傾きλ3,1 及びλ3,2 の率に対応するホイール運動
量を乗算する。その結果は各々、加算ブロック２７０、
２７２に供給される。ブロック２７０、２７２の出力
は、加算ブロック２８０によって合成されて指示制御ト
ルクＬ1 を生成する。指示トルクはロール慣性Ｉ11によ
ってわり算され、ブロック２８２によって積分される。
その結果はロール指示角度θ1を生成するためにブロッ
ク２８４によって再び積分される。
は、各ホイールλ3,1 に対する傾き角度を生成するため
に、ブロック２６２、２６４によって積分される。ブロ
ック２６６、２６８は各々、積分器２６２、２６４（ホ
イール傾き角度）の出力に、ホイールトルクｈ1 （パワ
ー発生／エネルギ蓄積及びピッチ制御動力部によって生
成される）による運動量の変化率を乗算する。ブロック
２６６、２６８の出力はその後、各々、避けることがで
きない外乱トルクとして加算ブロック２７０、２７２に
供給される。ブロック２７４、２７６は、不要なトルク
を相殺するための所望の制御トルクを提供すべく、ホイ
ール傾きλ3,1 及びλ3,2 の率に対応するホイール運動
量を乗算する。その結果は各々、加算ブロック２７０、
２７２に供給される。ブロック２７０、２７２の出力
は、加算ブロック２８０によって合成されて指示制御ト
ルクＬ1 を生成する。指示トルクはロール慣性Ｉ11によ
ってわり算され、ブロック２８２によって積分される。
その結果はロール指示角度θ1を生成するためにブロッ
ク２８４によって再び積分される。
【００５６】本発明の重要な特徴はエネルギ蓄積／姿勢
制御の実現の柔軟さにある。本発明は種々の宇宙飛行体
操舵法則及び軌道パラメータに対処するために１つのハ
ードウェア設計で実現することを可能にする。ここで
は、静止通信または、軌道面と単純な天底指示操舵と、
例えば、より複雑な太陽天底操舵を使用し、運動量を必
要としない航海任務などの傾斜楕円軌道に垂直な運動量
偏りをしばしば使用する静止通信または太陽同時地球観
察軌道を含む。
制御の実現の柔軟さにある。本発明は種々の宇宙飛行体
操舵法則及び軌道パラメータに対処するために１つのハ
ードウェア設計で実現することを可能にする。ここで
は、静止通信または、軌道面と単純な天底指示操舵と、
例えば、より複雑な太陽天底操舵を使用し、運動量を必
要としない航海任務などの傾斜楕円軌道に垂直な運動量
偏りをしばしば使用する静止通信または太陽同時地球観
察軌道を含む。
【００５７】以上、添付の図面を参照して特定の実施形
態について説明したが、本発明はこのような実施形態に
限定されるものではなく、以下に示す特許請求の範囲か
ら逸脱することなしに種々の再構成、変更、入れ替えが
可能である。
態について説明したが、本発明はこのような実施形態に
限定されるものではなく、以下に示す特許請求の範囲か
ら逸脱することなしに種々の再構成、変更、入れ替えが
可能である。
【００５８】
【発明の効果】本発明によれば、宇宙飛行体のためのエ
ネルギ蓄積、姿勢操舵、運動量制御を相乗的に得ること
ができるようになる。
ネルギ蓄積、姿勢操舵、運動量制御を相乗的に得ること
ができるようになる。
【図１】本発明の改善されたシステムを図示する３軸安
定衛星を示す図である。
定衛星を示す図である。
【図２】本発明の一対のジンバル式フライホイールの略
図である。
図である。
【図３】本発明に係る宇宙飛行体サブシステムにおける
姿勢操舵、運動量制御、パワー制御、エネルギ蓄積ブロ
ックを機能上一体化した図である。
姿勢操舵、運動量制御、パワー制御、エネルギ蓄積ブロ
ックを機能上一体化した図である。
【図４】図３に示す宇宙飛行体システムのための宇宙飛
行体ピッチ動力部、ホイール動力部、パワー負荷動力部
を示す図である。
行体ピッチ動力部、ホイール動力部、パワー負荷動力部
を示す図である。
【図５】宇宙飛行体パワー発生及びエネルギ蓄積ブロッ
クダイアグラムを示す図である。
クダイアグラムを示す図である。
【図６】本発明の、それそれ宇宙飛行体ロール指示及び
ヨー指示動力部を示す図である。
ヨー指示動力部を示す図である。
【図７】本発明の、それそれ宇宙飛行体ロール指示及び
ヨー指示動力部を示す図である。
ヨー指示動力部を示す図である。
１０…宇宙飛行体、１２…本体、２４…第１のフライホ
イール、３０…第２のフライホイール、５０…プロセッ
サ。
イール、３０…第２のフライホイール、５０…プロセッ
サ。
Claims (13)
- 【請求項１】 本体とピッチ軸を有し、宇宙飛行体用の
エネルギ蓄積及び回収システムであって、 前記本体内に配置されて、前記ピッチ軸に実質的に一致
する第１の回転軸の周りに反回転することができる第１
のフライホイールであって、この第１のフライホイール
の回転が前記第１の回転軸に沿うように方向付けられた
第１の運動量を生成する第１のフライホイールと、 前記本体内に配置されて、前記ピッチ軸に実質的に一致
する第２の回転軸の周りに反回転することができる第２
のフライホイールであって、この第２のフライホイール
の回転がゼロでない実質運動量を生成するために、前記
第２の回転軸に沿うように方向付けられた第２の運動量
を生成する第２のフライホイールと、 前記第１及び第２のフライホイールと連絡可能であり、
前記第１及び第２の回転軸と、前記第１及び第２のフラ
イホイールの回転方向と、前記第１及び第２のフライホ
イールの回転速度とのアライメントを制御して、エネル
ギを蓄積するために前記第１及び第２のフライホイール
の少なくとも１つの回転速度を増大させるとともに、エ
ネルギを回収するために、前記第１及び第２のフライホ
イールの少なくとも１つの回転速度を減少させるプロセ
ッサと、 を具備したことを特徴とするエネルギ蓄積及び回収シス
テム。 - 【請求項２】 前記第１及び第２のフライホイールの各
々が対応する回転軸に直交する２つの同一直線上にある
軸の周りにジンバル式で回転されることを特徴とする請
求項１記載のシステム。 - 【請求項３】 前記第１及び第２のフライホイールの少
なくとも１つが複数のねじジャッキによって制御される
ジンバル傾斜を含む請求項１記載のシステム。 - 【請求項４】 前記複数のねじジャッキは前記プロセッ
サに連絡する複数の対応ステッピングモータによって選
択的に正及び反回転されることを特徴とする請求項３記
載のシステム。 - 【請求項５】 前記宇宙飛行体はさらに、ロール軸とヨ
ー軸とを含み、前記第１及び第２のフライホイールはロ
ール、ピッチ、ヨーを操舵するために動作可能であるこ
とを特徴とする請求項１記載のシステム。 - 【請求項６】 前記宇宙飛行体は複数の異なる軌道を運
動することを特徴とする請求項１記載のシステム。 - 【請求項７】 前記宇宙飛行体は複数の異なる任務に利
用されることを特徴とする請求項１記載のシステム。 - 【請求項８】 前記第１及び第２のフライホイールは２
度の自由度をもつ弾性ピボット上に、前記本体内で取り
付けられることを特徴とする請求項１記載のシステム。 - 【請求項９】 前記本体内で前記第１及び第２のフライ
ホイールを各々吊るすための第１及び第２の非接触磁方
位をさらに具備することを特徴とする請求項１記載のシ
ステム。 - 【請求項１０】 エネルギ制御、姿勢操舵、運動量制御
機能を含む宇宙飛行体のための制御システムであって、 ピッチ軸とロール軸とヨー軸とを含む３つの相互に直交
する軸を有する本体と、 前記ピッチ軸に実質的に一致する第１の回転軸の周りに
逆回転可能に前記本体内に設けられた第１のジンバル式
フライホイールであって、この第１のジンバル式フライ
ホイールの回転が第１の回転軸に沿うように方向付けら
れた第１の運動量を生成する第１のジンバル式フライホ
イールと、 前記ピッチ軸に実質的に一致する第２の回転軸の周りに
逆回転可能に前記本体内に設けられた第２のジンバル式
フライホイールであって、この第２のジンバル式フライ
ホイールの回転が第２の回転軸に沿うように方向付けら
れた第２の運動量を生成する第２のジンバル式フライホ
イールと、 姿勢操舵を行なうための前記第１及び第２の回転軸と、
運動量制御を行なうための前記第１及び第２のジンバル
式フライホイールの回転方向と、エネルギ制御を行なう
ための前記第１及び第２のジンバル式フライホイールの
回転速度とのアライメントを制御するために前記第１及
び第２のジンバル式フライホイールと連絡するプロセッ
サであって、エネルギを蓄積するために前記第１及び第
２のジンバル式フライホイールの少なくとも１つの速度
を増大し、かつ、エネルギを回収するために前記第１及
び第２のジンバル式フライホイールの少なくとも１つの
速度を減少させるプロセッサと、 を具備することを特徴とする制御システム。 - 【請求項１１】 前記プロセッサは前記第１及び第２の
運動量が実質的に同じ方向に動作するように、前記第１
及び第２のジンバル式フライホイールの回転方向を制御
することを特徴とする請求項５記載のシステム。 - 【請求項１２】 前記第１及び第２のジンバル式フライ
ホイールの少なくとも１つの回転速度が第１の所定の速
度よりも大きいときエネルギを蓄積するとともに、前記
第１及び第２のジンバル式フライホイールの少なくとも
１つの回転速度が第２の所定の速度よりも小さいときエ
ネルギを提供するために、前記プロセッサと連絡する少
なくとも１つの電気化学的電池をさらに具備することを
特徴とする請求項５記載のシステム。 - 【請求項１３】 本体と、 ピッチ軸と、 前記本体内に設けられ、前記ピッチ軸と実質的に一致す
る第１の回転軸の周りに逆回転可能な第１のフライホイ
ールであって、この第１のフライホイールの回転が前記
第１の回転軸に沿うように方向付けられた第１の運動量
を生成する第１のフライホイールと、 前記ピッチ軸に実質的に一致する第２の回転軸の周りに
逆回転可能な第２のフライホイールであって、この第２
のフライホイールの回転がゼロでない実質運動量を生成
するために前記第２の回転軸に沿って方向付けられた第
２の運動量を生成する第２のフライホイールと、 前記第１及び第２の回転軸の傾斜と、前記第１及び第２
のジンバル式フライホイールの回転方向と、前記第１及
び第２のジンバル式フライホイールの回転速度とを制御
すべく動作するように、パワーバスを介して前記第１及
び第２のフライホイールと連絡するプロセッサと、 を具備する宇宙飛行体において、エネルギの蓄積と回収
とを提供する方法であって、 前記パワーバスに関連する電圧が所定の基準電圧よりも
大きいときはエネルギを蓄積するために、前記第１及び
第２のジンバル式フライホイール間で所定の差動回転速
度を維持しながら、前記第１及び第２のフライホイール
の回転速度を増大する工程と、 前記パワーバスに関連した電圧が所定の基準電圧よりも
小さいときはエネルギを回収するために、前記第１及び
第２のジンバル式フライホイール間で所定の差動回転速
度を維持しながら、前記第１及び第２のジンバル式フラ
イホイールの回転速度を減少する工程と、 を具備することを特徴とする方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/342,061 US5611505A (en) | 1994-11-18 | 1994-11-18 | Spacecraft energy storage, attitude steering and momentum management system |
| US342061 | 1994-11-18 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08244695A true JPH08244695A (ja) | 1996-09-24 |
Family
ID=23340158
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7301663A Pending JPH08244695A (ja) | 1994-11-18 | 1995-11-20 | エネルギ蓄積及び回収システム及びその方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5611505A (ja) |
| EP (1) | EP0712781A1 (ja) |
| JP (1) | JPH08244695A (ja) |
| CA (1) | CA2162406A1 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| JP2011511733A (ja) * | 2008-02-11 | 2011-04-14 | アストリウム エスアーエス | 宇宙船の姿勢を修正するためのアクチュエータ装置 |
| JP2022517417A (ja) * | 2018-09-24 | 2022-03-08 | インディアン スペース リサーチ オーガニゼーション | 打ち上げ機から複数の衛星を発射するシステム及び方法 |
| CN115686049A (zh) * | 2022-11-03 | 2023-02-03 | 哈尔滨工业大学 | 采用数字孪生卫星动量轮的航天器控制系统 |
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