JPS5924040B2 - 人工衛星等の制御用トルク発生装置 - Google Patents
人工衛星等の制御用トルク発生装置Info
- Publication number
- JPS5924040B2 JPS5924040B2 JP54001950A JP195079A JPS5924040B2 JP S5924040 B2 JPS5924040 B2 JP S5924040B2 JP 54001950 A JP54001950 A JP 54001950A JP 195079 A JP195079 A JP 195079A JP S5924040 B2 JPS5924040 B2 JP S5924040B2
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- JP
- Japan
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- panel
- satellite
- torque
- sunlight
- artificial satellites
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- Expired
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は例えば地球または他の惑星、衛星を周回する
人工衛星および、太陽を周回する人工惑星に対し、その
姿勢制御などの目的として、太陽光からトルクを発生す
る装置に関する。
人工衛星および、太陽を周回する人工惑星に対し、その
姿勢制御などの目的として、太陽光からトルクを発生す
る装置に関する。
宇宙空間において太陽光を発電に用いることは従来から
行われている。
行われている。
また非常に軽い物体に大きな帆をつけて太陽光の圧力で
物体を推進させようとする考えもあった。
物体を推進させようとする考えもあった。
しかし太陽圧が物体に圧力を与える結果として副次的に
生じるトルクに関しては、い寸まではこれを人工衛星な
どの姿勢制御に好ましくない外乱トルクと考えられてお
り、これを積極的に利用しようとする試みは未だなされ
ていない。
生じるトルクに関しては、い寸まではこれを人工衛星な
どの姿勢制御に好ましくない外乱トルクと考えられてお
り、これを積極的に利用しようとする試みは未だなされ
ていない。
軌道上で人工衛星に太陽光が照射すると、光を受けた部
分は圧力を受けるが、この圧力中心が人工衛星の重心と
ずれていると、人工衛星は太陽光によりトルクを受ける
ことになる。
分は圧力を受けるが、この圧力中心が人工衛星の重心と
ずれていると、人工衛星は太陽光によりトルクを受ける
ことになる。
これを太陽圧トルクという。
一般的に人工衛星はこの太陽圧トルクをできるだけ小さ
くするように十分考慮して設計されているが、実際には
重心と光圧中心を完全に一致させることはできないので
、軌道上で人工衛星は太陽光から微小のトルクを受け、
長時間のうちに次第に姿勢が変化する。
くするように十分考慮して設計されているが、実際には
重心と光圧中心を完全に一致させることはできないので
、軌道上で人工衛星は太陽光から微小のトルクを受け、
長時間のうちに次第に姿勢が変化する。
そのため太陽圧トルクはこれ寸で人工衛星のミッション
に障害となる外乱と考えられてきた。
に障害となる外乱と考えられてきた。
人工衛星の姿勢制御（慣性空間や軌道面、あるいは地球
に対し相対的に一定の姿勢を保持すること）の目的には
、これまで衛星に組込んだホイールを回転する方法、衛
星に取付けたスラスタからガスジェットを噴出する方法
などが用いられてきたが、デサチュレーション（衛星に
外部から加わったトルクは、短時間の間は衛星に組込ま
れたホイールを回転するなどして吸収することができる
が、長時間にわたってこれらが衛星に蓄積されると、外
部的なトルクを与えてこれを打消さねばならない。
に対し相対的に一定の姿勢を保持すること）の目的には
、これまで衛星に組込んだホイールを回転する方法、衛
星に取付けたスラスタからガスジェットを噴出する方法
などが用いられてきたが、デサチュレーション（衛星に
外部から加わったトルクは、短時間の間は衛星に組込ま
れたホイールを回転するなどして吸収することができる
が、長時間にわたってこれらが衛星に蓄積されると、外
部的なトルクを与えてこれを打消さねばならない。
この操作をデサチュレーションＤｅｓａｉ、ｕ −ｒａ
ｔ ｉ ｏｎまたはアンローディングＵｎｌｏａｄｉ
ｎｇ、オフローディングＯｆｆ １ｏａｄｉ■という）
の目的には外部的なトルクを与えねばならず、このため
にはガスジェットによるか、衛星に搭載したコイルに電
流を流し、地球磁場との干渉によりトルクを発生させる
などの方法が用いられてきた。
ｔ ｉ ｏｎまたはアンローディングＵｎｌｏａｄｉ
ｎｇ、オフローディングＯｆｆ １ｏａｄｉ■という）
の目的には外部的なトルクを与えねばならず、このため
にはガスジェットによるか、衛星に搭載したコイルに電
流を流し、地球磁場との干渉によりトルクを発生させる
などの方法が用いられてきた。
第１図において１／／′ｉ人工衛星の本体で、２／／ｉ
燃料タンクである。
燃料タンクである。
燃料は配管３により必要な部分に輸送され、フィルタ４
を通った後電磁弁５に供給される。
を通った後電磁弁５に供給される。
電磁弁５を開閉すると、燃料は触媒を通過して分解した
後スラスタ６のノズルから噴出する。
後スラスタ６のノズルから噴出する。
この反作用による力が人工衛星の重心まわりにトルクを
発生させる。
発生させる。
第２図において、７は地球、８は地球７の磁力線である
。
。
人工衛星に搭載した磁気センサ９により地球磁場の方向
を検出し、適当なタイミングをとって正または負の方向
の電流を衛星内のコイル１０に流す。
を検出し、適当なタイミングをとって正または負の方向
の電流を衛星内のコイル１０に流す。
こうして人工衛星内圧発生した磁気モーメントと、地球
磁場の相互作用により人工衛星にトルクが作用する。
磁場の相互作用により人工衛星にトルクが作用する。
このようなガスジェットを用いる方式は、電磁弁など故
障しやすい部分が多く（通常冗長構成をとる）また非常
に高価であり、燃料を消費してしまうと使用できなくな
る難点がある。
障しやすい部分が多く（通常冗長構成をとる）また非常
に高価であり、燃料を消費してしまうと使用できなくな
る難点がある。
また地磁気を利用する方法はコイルに電圧を印加する論
理回路が複雑になる、磁気センサが必要になるなどの難
点がある。
理回路が複雑になる、磁気センサが必要になるなどの難
点がある。
この発明はこれまで外乱としてしか扱われなかった太陽
圧トルクを利用して、人工衛星等の姿勢制御やデサチュ
レー’／ ヨ７ （Ｄｅｓａｔｕｒａｔｉｏｎ ） （
７）ためにエネルギーのいらない構成の簡単な人工衛星
等の制御用トルク発生装置を提供するものである。
圧トルクを利用して、人工衛星等の姿勢制御やデサチュ
レー’／ ヨ７ （Ｄｅｓａｔｕｒａｔｉｏｎ ） （
７）ためにエネルギーのいらない構成の簡単な人工衛星
等の制御用トルク発生装置を提供するものである。
実施例につき、図面に従って以下に説明する。
なお以下の説明において人工衛星、人工惑星を含め、広
義に解釈して「人工衛星」とよぶことにする。
義に解釈して「人工衛星」とよぶことにする。
第３図は人工衛星の本体１にパネル１１，１２をパネル
軸１３を介して取付けたものである。
軸１３を介して取付けたものである。
ここでパネル面はパネル軸１３に対し対称となるように
する。
する。
パネル１１の右半面１１ａを白く、左半面１１ｂを黒く
塗装し、右半面１１ａの裏面１１ｃを黒く、左半面１１
ｂの裏面１１ｄを白く塗装する。
塗装し、右半面１１ａの裏面１１ｃを黒く、左半面１１
ｂの裏面１１ｄを白く塗装する。
パネル１２についても同様の処理を施す。
このような人工衛星が太陽光を受けると、パネルの白い
部分は太陽光を大部分反射し、黒い部分は太陽光を大部
分吸収する結果、右半面て作用する太陽圧（太陽の光圧
）が、左半面に作用する太陽圧より大きくなり、人工衛
星は右まわりのトルクを受けることになる。
部分は太陽光を大部分反射し、黒い部分は太陽光を大部
分吸収する結果、右半面て作用する太陽圧（太陽の光圧
）が、左半面に作用する太陽圧より大きくなり、人工衛
星は右まわりのトルクを受けることになる。
パネル面を塗装する代りに銀蒸着テフロンを張りつける
などの表面加工によっても同様の効果が得られる。
などの表面加工によっても同様の効果が得られる。
このようにパネルを固定して取付けた場合は常に一方向
のトルクが得られるので、スピン型人工衛星（本体が回
転し、そのジャイロ剛性により姿勢を保つ人工衛星）の
スピンアップ（回転速度を増加すること）などに利用で
きる。
のトルクが得られるので、スピン型人工衛星（本体が回
転し、そのジャイロ剛性により姿勢を保つ人工衛星）の
スピンアップ（回転速度を増加すること）などに利用で
きる。
第４図、第５図は、第３図に示したパネル１１と同様の
パネルを組合わせたもので、このような組合せパネルを
第３図のパネルの代りに用いれば、より一層の効果が得
られる。
パネルを組合わせたもので、このような組合せパネルを
第３図のパネルの代りに用いれば、より一層の効果が得
られる。
第６図は第３図に示したパネル１１をパネル軸１３に取
付ける部分を固定せず、パネルを面内で回転できるよう
にしておき、必要に応じてパネル軸１３内に組込んだモ
ータ１６により、パネルを９０°または１８０°回転す
る。
付ける部分を固定せず、パネルを面内で回転できるよう
にしておき、必要に応じてパネル軸１３内に組込んだモ
ータ１６により、パネルを９０°または１８０°回転す
る。
この場合はパネルを回転しなければ右まわり、９０°回
転すれば０．１８０°回転すれば左まわりのトルクが得
られる。
転すれば０．１８０°回転すれば左まわりのトルクが得
られる。
従って一般の人工衛星において姿勢制御、デサチュレー
ション（Ｄｅｓａｔｕｒａｔｉｏｎ ）の目的に利用で
きる。
ション（Ｄｅｓａｔｕｒａｔｉｏｎ ）の目的に利用で
きる。
第７図は第６図に類似しているが、パネル１１を駆動す
るモータ１６を衛星本体１に組込んだものである。
るモータ１６を衛星本体１に組込んだものである。
この方法は構成が簡単でありかつ７の軸まわりを除いて
任意の方向のトルクが得られるから、一般の人工衛星の
姿勢制御およびデサチュレーションに使用できる。
任意の方向のトルクが得られるから、一般の人工衛星の
姿勢制御およびデサチュレーションに使用できる。
第８図は太陽電池パドル１８，１９を備えた三軸制御衛
星（スピン衛星と異なり本体はほとんど静止していて衛
星の３つの機軸まわりに姿勢制御を行う種類の人工衛星
）にパネル１１，１２゜２１．２２をパネル軸１３，２
３を介して衛星本体１に取付けたものである。
星（スピン衛星と異なり本体はほとんど静止していて衛
星の３つの機軸まわりに姿勢制御を行う種類の人工衛星
）にパネル１１，１２゜２１．２２をパネル軸１３，２
３を介して衛星本体１に取付けたものである。
各パネルは１面を白く、他面を黒く塗装し、第７図と同
様の駆動装置でパネル軸１３ 、２３を回転させ各パネ
ル面を太陽光に対し適当にセットすれば、パネル軸１３
および２３に直交する方向のトルクが得られる。
様の駆動装置でパネル軸１３ 、２３を回転させ各パネ
ル面を太陽光に対し適当にセットすれば、パネル軸１３
および２３に直交する方向のトルクが得られる。
パネルの取付面を衛星の上面１ａおよび下面１ｂとする
ことも熱論可能である。
ことも熱論可能である。
この方法は第７図と同様の利点を有する他に、得うれる
トルクのレベルが（モーメントアームが大きくなるので
）大きくなるという利点がある。
トルクのレベルが（モーメントアームが大きくなるので
）大きくなるという利点がある。
第９図は第８図と同じく太陽電池パドルを有する三軸制
御衛星において、パネル軸１３をパドル軸２０と共有す
るようにしたものである。
御衛星において、パネル軸１３をパドル軸２０と共有す
るようにしたものである。
このときパネル軸１３はパドル軸２０に対して自由に回
転できるようにしておき、パドル１８とパネル１１の゛
なす角αを必要に応じてラッチし０°または９０° 、
１８０°に固定する。
転できるようにしておき、パドル１８とパネル１１の゛
なす角αを必要に応じてラッチし０°または９０° 、
１８０°に固定する。
太陽パドルは通常太陽光を最大限に受容するよう回転角
が制御されている。
が制御されている。
従ってこれと同相あるいは位相を１８０°ずらしてパネ
ルを用いれば最も効果的に太陽圧を利用できる。
ルを用いれば最も効果的に太陽圧を利用できる。
第１０図はパネル２４，２５等をすだれ状に基盤２６に
取付け、それぞれのパネルの上面を白く、下面を黒く塗
装する。
取付け、それぞれのパネルの上面を白く、下面を黒く塗
装する。
基盤の中心に外わく２８を取付け、この内部の制御棒２
７を上下に動かして、パネルの開き角αを制御する。
７を上下に動かして、パネルの開き角αを制御する。
αが小さければ白い部分が外面に出て反射率を増し、α
が小さければ黒い部分が外面に出て反射率が小さくなる
。
が小さければ黒い部分が外面に出て反射率が小さくなる
。
パネル取付部の詳細を第１１図に示す。
パネルの回転軸３０は制御棒２７に固定されており、ピ
ン２９け外わく２８に固定されている。
ン２９け外わく２８に固定されている。
従って制御棒２７が上下すればパネル２４等が回転する
。
。
この方法はモータで駆動するよりも駆動部分が簡単にな
る。
る。
この発明は以上に説明したように、表面を塗装または加
工したパネルを人工衛星等に固定し、または駆動部を介
して取付けると、それぞれのパネル面の太陽光に対する
反射率の違いから、衛星に外部的に作用するトルクが得
られ、これを姿勢制御等の制御用トルクに利用すること
ができる。
工したパネルを人工衛星等に固定し、または駆動部を介
して取付けると、それぞれのパネル面の太陽光に対する
反射率の違いから、衛星に外部的に作用するトルクが得
られ、これを姿勢制御等の制御用トルクに利用すること
ができる。
なお、この発明は特にスピン衛星のスピン速度制御、一
般の人工衛星の姿勢制御、デサチュレーションに効果が
ある。
般の人工衛星の姿勢制御、デサチュレーションに効果が
ある。
理論的には第３図においてｌｍＸ２ｍのパネル１枚につ
き太陽光が垂直に直射スル場合２．３ Ｘ １０−６Ｎ
ｍ （０，２Ｎｍｓ／８に相当）のトルクが得られる。
き太陽光が垂直に直射スル場合２．３ Ｘ １０−６Ｎ
ｍ （０，２Ｎｍｓ／８に相当）のトルクが得られる。
また第８図においてパネルをｌｍＸ１ｍ、衛星の重心か
らパネル中心までの距離を２．５ｍとすれば、１対のパ
ネルに太陽光が垂直に直射する場合、得られるトルクは
２．３ｘ１０−５Ｎｍ（２Ｎｍｓ／日に相当）となる。
らパネル中心までの距離を２．５ｍとすれば、１対のパ
ネルに太陽光が垂直に直射する場合、得られるトルクは
２．３ｘ１０−５Ｎｍ（２Ｎｍｓ／日に相当）となる。
第１図は従来のガスジェットを用いた制御トルク発生装
置を示す図、第２図は従来の地磁気を用いた制御トルク
発生装置の概念図、第３図はこの発明の実施例による２
枚の固定パネルを人工衛星に取付けた場合の説明図、第
４図、第５図はパネルを組合わせた場合の例を示す図、
第６図はこの発明の他の実施例によるパネルを面内で回
転できるようにし、その１駆動機構をパネル軸内に組込
んだ場合の説明図、第７図は第６図に示した駆動機構を
衛星本体に組込んだ場合の例を示す図、第８図はこの発
明の他の実施例による両面を色分けしたパネルを駆動機
構を介して三軸制御衛星に取付けた場合の説明図、第９
図はこの発明の他の実施例によるパネルを太陽電池パド
ルのパドル軸と回転軸を共有するようにして取付けた場
合の説明図、第１０図はこの発明の他の実施例によるパ
ネルをすだれ状に取付けた場合の説明図、第１１図は第
１０図に示したものの駆動機構の詳細図である。 図中、１は衛星本体、１１．１２，２１．２２゜２４．
２５はパネル、１３けパネル軸、１４はパネルを面内に
回転するときの回転軸、１６／／ｉパネール駆動用モー
タである。 なお、図中同一符号は同−又は相当部分を示す。
置を示す図、第２図は従来の地磁気を用いた制御トルク
発生装置の概念図、第３図はこの発明の実施例による２
枚の固定パネルを人工衛星に取付けた場合の説明図、第
４図、第５図はパネルを組合わせた場合の例を示す図、
第６図はこの発明の他の実施例によるパネルを面内で回
転できるようにし、その１駆動機構をパネル軸内に組込
んだ場合の説明図、第７図は第６図に示した駆動機構を
衛星本体に組込んだ場合の例を示す図、第８図はこの発
明の他の実施例による両面を色分けしたパネルを駆動機
構を介して三軸制御衛星に取付けた場合の説明図、第９
図はこの発明の他の実施例によるパネルを太陽電池パド
ルのパドル軸と回転軸を共有するようにして取付けた場
合の説明図、第１０図はこの発明の他の実施例によるパ
ネルをすだれ状に取付けた場合の説明図、第１１図は第
１０図に示したものの駆動機構の詳細図である。 図中、１は衛星本体、１１．１２，２１．２２゜２４．
２５はパネル、１３けパネル軸、１４はパネルを面内に
回転するときの回転軸、１６／／ｉパネール駆動用モー
タである。 なお、図中同一符号は同−又は相当部分を示す。
Claims (1)
- １ 人工衛星等に、１枚まだは数枚のパネルを取付け、
上記パネルの面をある部分は太陽光を反射するように、
ある部分は太陽光を吸収するように塗装または加工によ
り表面処理し、それぞれの部分の太陽光に対する反射率
が異なることを利用して、トルクを発生せしめ、上記人
工衛星等の制御用トルクに応用したことを特徴とする人
工衛星等の制御用トルク発生装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP54001950A JPS5924040B2 (ja) | 1979-01-09 | 1979-01-09 | 人工衛星等の制御用トルク発生装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP54001950A JPS5924040B2 (ja) | 1979-01-09 | 1979-01-09 | 人工衛星等の制御用トルク発生装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5594898A JPS5594898A (en) | 1980-07-18 |
| JPS5924040B2 true JPS5924040B2 (ja) | 1984-06-06 |
Family
ID=11515877
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP54001950A Expired JPS5924040B2 (ja) | 1979-01-09 | 1979-01-09 | 人工衛星等の制御用トルク発生装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5924040B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6176167A (ja) * | 1984-09-22 | 1986-04-18 | 中村 保志孝 | 輸液用ソフトボトル |
| JPS6245031U (ja) * | 1985-09-09 | 1987-03-18 | ||
| JPH01155855A (ja) * | 1987-12-14 | 1989-06-19 | Mitsubishi Kasei Corp | 輸液用容器 |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS57194900U (ja) * | 1981-06-05 | 1982-12-10 | ||
| JPS59195500A (ja) * | 1983-04-19 | 1984-11-06 | 日本電気株式会社 | 太陽電池パドルの太陽追尾装置 |
| JPS63154500A (ja) * | 1986-12-19 | 1988-06-27 | 宇宙開発事業団 | ブラインド型３軸制御能動ソ−ラセ−ル |
-
1979
- 1979-01-09 JP JP54001950A patent/JPS5924040B2/ja not_active Expired
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6176167A (ja) * | 1984-09-22 | 1986-04-18 | 中村 保志孝 | 輸液用ソフトボトル |
| JPS6245031U (ja) * | 1985-09-09 | 1987-03-18 | ||
| JPH01155855A (ja) * | 1987-12-14 | 1989-06-19 | Mitsubishi Kasei Corp | 輸液用容器 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5594898A (en) | 1980-07-18 |
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