JPH08156896A - Position controlling wheel and position controller of space-craft using the same - Google Patents
Position controlling wheel and position controller of space-craft using the sameInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、三軸姿勢制御方式を用
いて宇宙航行体の姿勢制御を行なう姿勢制御用ホイール
に関し、特に、実装スペースを小さくすることができる
とともに、アライメント調整を容易に行なうことがで
き、また、装置を大型化することなく冗長構成をとるこ
とが可能な姿勢制御用ホイール及びこの姿勢制御用ホイ
ールを用いた宇宙航行体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 an attitude control wheel for performing attitude control of a spacecraft by using a three-axis attitude control system, and more particularly, to reduce the mounting space and facilitate alignment adjustment. The present invention relates to an attitude control wheel that can be performed and can have a redundant configuration without increasing the size of the apparatus, and a spacecraft attitude control apparatus using the attitude control wheel.
【０００２】[0002]
【従来の技術】三軸姿勢制御方式とは、宇宙航行体の直
交座標であるＸ軸、Ｙ軸及びＺ軸まわりの姿勢変化にも
とづいて、前記宇宙航行体の姿勢制御を行なう方式をい
う。従来から、宇宙航行体の目的、性能及び航行する場
所等に応じて、前記Ｘ，Ｙ及びＺの三軸に対応する基準
三方向を適宜決定し、前記宇宙航行体の姿勢が変化した
場合は、前記三軸と基準三方向が一致するように、前記
宇宙航行体の姿勢を変更させて前記宇宙航行体の姿勢を
制御していた。そして、このような姿勢制御における前
記宇宙航行体の姿勢変更は、姿勢制御用ホイールの発生
するトルクによって行なわれていた。2. Description of the Related Art The three-axis attitude control method is a method for controlling the attitude of a spacecraft on the basis of attitude changes around the X-axis, Y-axis and Z-axis, which are orthogonal coordinates of the spacecraft. Conventionally, the reference three directions corresponding to the three axes of X, Y, and Z are appropriately determined according to the purpose, performance, location of navigation, etc. of the spacecraft, and when the attitude of the spacecraft changes, The attitude of the spacecraft is controlled by changing the attitude of the spacecraft so that the three axes and the reference three directions coincide with each other. The attitude of the spacecraft is changed in such attitude control by the torque generated by the attitude control wheel.
【０００３】以下、従来技術の応用の一例として、地球
周回軌道を航行する地球指向の人工衛星に搭載された姿
勢制御用ホイールについて、図３を参照して説明する。
図３は従来の姿勢制御用ホイールを搭載した人工衛星を
示す斜視図である。As an example of the application of the prior art, an attitude control wheel mounted on an earth-oriented satellite that travels in an orbit around the earth will be described below with reference to FIG.
FIG. 3 is a perspective view showing an artificial satellite equipped with a conventional attitude control wheel.
【０００４】同図において、１０１ａ，１０１ｂ，１０
１ｃは、姿勢制御用ホイールであり、人工衛星（宇宙航
行体）本体２００の直交座標であるＸ軸２０１、Ｙ軸２
０２及びＺ軸２０３にそれぞれ対応させて設けてあっ
た。これら姿勢制御用ホイール１０１ａ，１０１ｂ，１
０１ｃは、円盤状となっており、各姿勢制御用ホイール
１０１ａ，１０１ｂ，１０１ｃの軸受の近傍に設けた図
示しない磁気制御器によって回転数を制御していた。In the figure, 101a, 101b, 10
Reference numeral 1c denotes an attitude control wheel, which is an X-axis 201 and a Y-axis 2 which are orthogonal coordinates of the artificial satellite (spacecraft) main body 200.
02 and the Z-axis 203, respectively. These attitude control wheels 101a, 101b, 1
01c has a disk shape, and the rotation speed is controlled by a magnetic controller (not shown) provided near the bearings of the attitude control wheels 101a, 101b, 101c.
【０００５】また、１０２ａ及び１０２ｂは姿勢検知手
段としての地球センサと太陽センサであり、宇宙航行体
の姿勢を検知していた。Further, reference numerals 102a and 102b are an earth sensor and a sun sensor as attitude detecting means for detecting the attitude of the spacecraft.
【０００６】次に、上記構成からなる姿勢制御用ホイー
ル１０１ａ，１０１ｂ，１０１ｃの姿勢制御の動作につ
いて説明する。前記人工衛星は、地球周回軌道上で地球
指向を行なうため、Ｘ軸２０１、Ｙ軸２０２及びＺ軸２
０３を、それぞれ人工衛星の進行方向、軌道面に垂直な
方向、地球中心方向に一致させて姿勢制御を行なってい
た。Next, the operation of attitude control of the attitude control wheels 101a, 101b, 101c having the above-mentioned configuration will be described. Since the artificial satellite orbits the earth in an orbit around the earth, the X-axis 201, the Y-axis 202, and the Z-axis 2
The attitude control was performed by aligning 03 with the traveling direction of the artificial satellite, the direction perpendicular to the orbital plane, and the direction of the center of the earth.
【０００７】すなわち、前記人工衛星の姿勢が前記基準
三方向からずれた場合、地球センサ１０２ａと太陽セン
サ１０２ｂの出力により、図示しない制御手段がこのず
れを検知し、この制御手段からの制御情報にもとづいて
前記磁気制御器が、姿勢制御用ホイール１０１ａ，１０
１ｂ，１０１ｃの回転を変化させていた。That is, when the attitude of the artificial satellite deviates from the three reference directions, the control means (not shown) detects the deviation from the outputs of the earth sensor 102a and the sun sensor 102b, and the control information from this control means is detected. Based on the above, the magnetic controller uses the attitude control wheels 101a and 10a.
The rotations of 1b and 101c were changed.
【０００８】このときの姿勢制御用ホイール１０１ａ，
１０１ｂ，１０１ｃの回転の変化によって生じる反作用
トルクにより、前記人工衛星の姿勢を変更させ、Ｘ軸２
０１、Ｙ軸２０２及びＺ軸２０３を、それぞれ前記人工
衛星の進行方向、軌道面に垂直な方向、地球中心方向に
一致させて姿勢制御を行なっていた。At this time, the attitude control wheel 101a,
The attitude of the artificial satellite is changed by the reaction torque generated by the change in rotation of 101b and 101c, and the X-axis 2
Attitude control was performed by aligning 01, the Y-axis 202, and the Z-axis 203 with the traveling direction of the artificial satellite, the direction perpendicular to the orbital plane, and the direction of the center of the earth, respectively.
【０００９】[0009]
【発明が解決しようとする課題】ところが、上記構成か
らなる従来の姿勢制御用ホイールでは、その形状が円盤
状となっていたため、所定の一方向にしか反作用トルク
を発生させることができず、三軸姿勢制御にあっては、
少なくとも三つの姿勢制御用ホイール１０１ａ，１０１
ｂ，１０１ｃが必要であった。このため、宇宙航行体
に、これら姿勢制御用ホイール１０１ａ，１０１ｂ，１
０１ｃを搭載するための広い実装スペースを確保しなけ
ればならないという問題があった。However, in the conventional attitude control wheel having the above-described structure, since the shape thereof is a disk shape, the reaction torque can be generated only in one predetermined direction. For axis attitude control,
At least three attitude control wheels 101a, 101
b, 101c was required. For this reason, the spacecraft is equipped with these attitude control wheels 101a, 101b, 1
There is a problem that a wide mounting space for mounting 01c must be secured.
【００１０】また、上述した従来の姿勢制御用ホイール
では、各姿勢制御用ホイール１０１ａ，１０１ｂ，１０
１ｃごとにアライメント調整を行わなければならず、調
整作業が煩雑であるという問題があった。すなわち、各
姿勢制御用ホイール１０１ａ，１０１ｂ，１０１ｃを宇
宙航行体に取り付けた後、これら姿勢制御用ホイール１
０１ａ，１０１ｂ，１０１ｃそれぞれのアライメント測
定を行ない、次に、Ｘ，Ｙ及びＺの三軸の相対角度及び
宇宙航行体との相対角度を算出し、必要に応じてアライ
メントを調整するという煩雑な作業を行なわなければな
らなかった。Further, in the above-mentioned conventional attitude control wheels, the attitude control wheels 101a, 101b and 10 are used.
There is a problem in that the alignment work must be performed for each 1c, and the adjustment work is complicated. That is, after the attitude control wheels 101a, 101b, 101c are attached to the spacecraft, the attitude control wheels 1
01a, 101b, 101c alignment measurement, then calculate the relative angle of the three axes of X, Y and Z and the relative angle with the spacecraft, and adjust the alignment if necessary. Had to do.
【００１１】さらに、上述した従来の姿勢制御用ホイー
ルでは、宇宙航行体の信頼性確保の観点から冗長性が要
求される場合があり、このような場合には、新たに数個
の冗長用の姿勢制御用ホイールを設けなければならず、
さらに広い実装スペースが必要になるとともに、アライ
メント調整がより困難になるという問題があった。Further, in the above-mentioned conventional attitude control wheel, redundancy may be required from the viewpoint of ensuring the reliability of the spacecraft. In such a case, several new redundancy control wheels are required. Attitude control wheel must be provided,
There is a problem that a wider mounting space is required and alignment adjustment becomes more difficult.
【００１２】そこで、本発明者は、各姿勢制御ホイール
１０１ａ，１０１ｂ，１０１ｃの三軸まわりの角運動量
が、ある特定の軸まわりの角運動量に合成されることに
着眼し、任意の軸まわりで回転自在な姿勢制御ホイール
であれば、一台で宇宙航行体の姿勢制御が可能となるこ
とを知見した。Therefore, the present inventor has noticed that the angular momentums about the three axes of the attitude control wheels 101a, 101b, 101c are combined into the angular momentums about a certain specific axis, and the angular momentums about the arbitrary axes can be obtained. We have found that a freely rotatable attitude control wheel can control the attitude of a spacecraft with a single unit.
【００１３】本発明は、上記問題点にかんがみてなされ
たものであり、一台で宇宙航行体の姿勢制御を行なうこ
とができ、これによって、実装スペースの縮小化を図る
ことができるとともに、アライメント調整を容易に行な
うことができ、また、大型化することなく冗長構成をと
ることが可能な姿勢制御用ホイール及びこの姿勢制御用
ホイールを用いた宇宙航行体の姿勢制御装置の提供を目
的とする。The present invention has been made in view of the above problems, and it is possible to control the attitude of a spacecraft by one unit, thereby reducing the mounting space and performing alignment. An object is to provide an attitude control wheel that can be easily adjusted and can have a redundant configuration without increasing the size, and an attitude control device for a spacecraft using the attitude control wheel. .
【００１４】[0014]
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、請求項１記載の姿勢制御用ホイールは、宇宙航行体
の直交座標であるＸ軸、Ｙ軸及びＺ軸まわりの姿勢変化
にもとづいて、前記宇宙航行体の姿勢制御を行なう姿勢
制御装置の姿勢制御用ホイールであって、球形の中空部
を有するケーシングと、このケーシングの中空部内に回
転自在に収納された球形ロータと、前記ケーシング周面
の前記三軸と対応する位置にそれぞれ取り付けられ、磁
場を発生させて前記球形ロータを回転させる磁気発生器
とを備えた構成としてある。In order to achieve the above object, the attitude control wheel according to claim 1 is based on a change in attitude around the X-axis, Y-axis and Z-axis which are orthogonal coordinates of a spacecraft. A posture control wheel of a posture control device for controlling the posture of the spacecraft, the casing having a spherical hollow portion, a spherical rotor rotatably housed in the hollow portion of the casing, and the casing. A magnetic generator that is attached to the peripheral surface at positions corresponding to the three axes and that generates a magnetic field to rotate the spherical rotor is provided.
【００１５】請求項２記載の姿勢制御用ホイールは、前
記ケーシングを密封体とし、このケーシングと前記球形
ロータの中空部内に潤滑剤を封入した構成としてある。
請求項３記載の姿勢制御用ホイールは、前記ケーシング
の周面の前記三軸と対応する位置にそれぞれ取り付けら
れた磁気発生器とは別に、冗長用の磁気発生器を設けた
構成としてある。According to a second aspect of the present invention, the attitude control wheel has a structure in which the casing is a sealed body, and a lubricant is enclosed in the hollow portion of the casing and the spherical rotor.
According to a third aspect of the present invention, the attitude control wheel has a structure in which a redundant magnetic generator is provided separately from the magnetic generators attached to the peripheral surface of the casing at positions corresponding to the three axes.
【００１６】請求項４記載の姿勢制御装置は、請求項
１，２又は３記載の姿勢制御用ホイールを用いた宇宙航
行体の姿勢制御装置であって、宇宙航行体の前記三軸ま
わりの姿勢変化を検知する姿勢検知手段と、この姿勢検
知手段の検知結果にもとづいて、前記三軸に対応した制
御情報を出力する制御手段とを備え、前記姿勢制御用ホ
イールの磁気発生器が、この制御手段からの制御情報に
もとづいて磁場を発生させ、前記球形ロータを回転させ
る構成としてある。The attitude control device according to claim 4 is the attitude control device for a spacecraft using the wheel for attitude control according to claim 1, 2 or 3, wherein the attitude of the spacecraft around the three axes. The magnetic field generator of the attitude control wheel is provided with a posture detecting means for detecting a change and a control means for outputting control information corresponding to the three axes based on a detection result of the posture detecting means. A magnetic field is generated based on control information from the means to rotate the spherical rotor.
【００１７】[0017]
【作用】上記構成からなる請求項１記載の姿勢制御用ホ
イールによれば、Ｘ，Ｙ及びＺの三軸に対応する各磁気
発生器で磁場を発生させ、かつ回転させることにより、
球形ロータを任意の軸まわりで自在に回転させることが
でき、このときの球形ロータの回転により生じる反作用
トルクにより、宇宙航行体の姿勢を三軸制御する。According to the attitude control wheel having the above structure, the magnetic field is generated and rotated by each magnetic generator corresponding to the three axes of X, Y and Z.
The spherical rotor can be freely rotated around any axis, and the reaction torque generated by the rotation of the spherical rotor at this time controls the attitude of the spacecraft three axes.
【００１８】したがって、一台の姿勢制御用ホイールで
宇宙航行体の姿勢制御を行なうことが可能となり、実装
スペースの縮小化を図ることができるとともに、アライ
メント調整を容易に行なうことができる。Therefore, the attitude of the spacecraft can be controlled by one attitude control wheel, the mounting space can be reduced, and the alignment can be easily adjusted.
【００１９】請求項２記載の姿勢制御用ホイールによれ
ば、ケーシング内に封入した潤滑剤によって、前記ケー
シングと球形ロータ間の摩擦が軽減され、前記球形ロー
タの回転がスムーズとなる。請求項３記載の姿勢制御用
ホイールによれば、予備の姿勢制御装置を設けなくて
も、冗長用の磁気発生器を増設するだけで、装置の冗長
性を確保することができる。According to the attitude control wheel of the second aspect, the lubricant enclosed in the casing reduces the friction between the casing and the spherical rotor, so that the spherical rotor rotates smoothly. According to the attitude control wheel of the third aspect, the redundancy of the apparatus can be ensured only by adding a redundant magnetic generator without providing a spare attitude control device.
【００２０】請求項４記載の宇宙航行体の姿勢制御装置
によれば、姿勢検知手段が宇宙航行体の姿勢を検知し、
必要に応じて、制御手段がこの検知結果にもとづいてＸ
軸、Ｙ軸及びＺ軸にそれぞれ対応した制御情報を出力す
る。これら制御情報は前記三軸と対応する各磁気発生器
にそれぞれ入力され、各磁気発生器は、前記制御情報に
もとづいて磁場を発生させ、かつ回転させて、球形ロー
タに所定方向の所定角運動量の授受を行なう。これによ
って、前記球形ロータが所定の方向に所定の回転数で回
転し、このときの反作用トルクにより、前記宇宙航行体
の姿勢を三軸制御する。According to the attitude control device for a spacecraft according to claim 4, the attitude detecting means detects the attitude of the spacecraft.
If necessary, the control means may use X based on this detection result.
The control information corresponding to each of the axis, the Y axis, and the Z axis is output. The control information is input to each of the magnetic generators corresponding to the three axes, and each magnetic generator generates and rotates a magnetic field based on the control information to rotate the spherical rotor in a predetermined angular momentum in a predetermined direction. Give and receive. As a result, the spherical rotor rotates in a predetermined direction at a predetermined rotation speed, and the reaction torque at this time controls the attitude of the spacecraft three axes.
【００２１】[0021]
【実施例】以下、本発明の姿勢制御用ホイール及びこの
姿勢制御用ホイールを用いた宇宙航行体の姿勢制御装置
の一実施例について、図面を参照しつつ説明する。図１
は本実施例に係る姿勢制御装置を示す斜視図である。ま
た、図２は本姿勢制御装置に用いられる姿勢制御用ホイ
ールを示す部分断面図である。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of the attitude control wheel and the attitude control device for a spacecraft using this attitude control wheel of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG.
FIG. 3 is a perspective view showing an attitude control device according to this embodiment. Further, FIG. 2 is a partial cross-sectional view showing an attitude control wheel used in the present attitude control device.
【００２２】図１において、１０は宇宙航行体（人工衛
星）本体であり、Ｘ軸、Ｙ軸及びＺ軸は、それぞれ宇宙
航行体本体１０の直交座標を示す。宇宙航行体１０の目
的、性能及び航行する場所等に応じて、前記Ｘ，Ｙ及び
Ｚの三軸に対応する基準三方向を適宜決定し、宇宙航行
体１０の姿勢が変化した場合は、前記三軸と基準三方向
が一致するように、宇宙航行体１０の姿勢を変更させて
前記宇宙航行体の姿勢を制御する。In FIG. 1, reference numeral 10 denotes a body of a spacecraft (artificial satellite), and the X axis, the Y axis, and the Z axis respectively indicate orthogonal coordinates of the body 10 of the spacecraft. Depending on the purpose, performance and location of the spacecraft 10, the reference three directions corresponding to the three axes of X, Y and Z are appropriately determined, and when the attitude of the spacecraft 10 changes, The attitude of the spacecraft is controlled by changing the attitude of the spacecraft 10 so that the three axes and the reference three directions match.
【００２３】ここで、前記基準三方向は、宇宙航行体の
目的等に応じて決定する。例えば、宇宙航行体１０が地
球周回軌道を航行することを目的とする場合は、Ｘ軸、
Ｙ軸及びＺ軸をそれぞれ、進行方向、軌道面に垂直な方
向、地球中心方向とし、また、宇宙航行体１０が月又は
火星等の周回軌道を航行することを目的とする場合は、
月又は火星等の方向を基準とする。Here, the three reference directions are determined according to the purpose of the spacecraft. For example, when the spacecraft 10 is intended to orbit the earth, the X-axis,
When the Y-axis and the Z-axis are the traveling direction, the direction perpendicular to the orbital plane, and the direction toward the center of the earth, respectively, and when the spacecraft 10 aims to orbit the moon or Mars,
Based on the direction of the moon or Mars.
【００２４】また、２０は姿勢制御装置であり、姿勢検
知手段２１ａ，２１ｂ、制御手段２２及び姿勢制御用ホ
イール２３からなる。Reference numeral 20 denotes an attitude control device, which comprises attitude detection means 21a and 21b, control means 22 and attitude control wheel 23.
【００２５】姿勢検知手段２１ａ，２１ｂは、宇宙航行
体本体１０の周面にそれぞれ取り付けてあり、宇宙航行
体１０の前記三軸まわりの姿勢変化を検知して、検知信
号を出力する。この姿勢検知手段２１ａ，２１ｂとして
は、宇宙航行体本体１０の目的等に応じて、地球や太陽
の位置を基準に姿勢変化を検知する地球センサと太陽セ
ンサ、星を基準とする星センサ、慣性基準装置及びナビ
ゲーションカメラ等を用いる。The attitude detecting means 21a and 21b are attached to the peripheral surface of the spacecraft body 10 respectively, and detect attitude changes of the spacecraft 10 around the three axes and output detection signals. The attitude detecting means 21a and 21b are, for example, an earth sensor and a sun sensor that detect attitude changes based on the positions of the earth and the sun, a star-based star sensor, and an inertial sensor according to the purpose of the spacecraft body 10. A reference device and a navigation camera are used.
【００２６】制御手段２２は、図１及び図２に示すよう
に、姿勢検知手段２１ａ，２１ｂからの検知信号にもと
づいて、前記Ｘ，Ｙ及びＺの三軸にそれぞれ対応する制
御情報を出力する。As shown in FIGS. 1 and 2, the control means 22 outputs control information corresponding to the three axes of X, Y and Z based on the detection signals from the attitude detection means 21a and 21b. .
【００２７】姿勢制御用ホイール２３は、図１に示すよ
うに、宇宙航行体本体１０のセンターパネル１１の中央
に取り付けてある。図２において、２３ａは球殻ハウジ
ング（ケーシング）であり、内部に球形の中空部を有す
る。また、この球殻ハウジング２３ａの中空部内には、
潤滑剤２３ｃとともに球形ロータ２３ｂが収納してあ
る。The attitude control wheel 23 is attached to the center of the center panel 11 of the spacecraft body 10 as shown in FIG. In FIG. 2, 23a is a spherical shell housing (casing), and has a spherical hollow portion inside. In addition, in the hollow portion of the spherical shell housing 23a,
A spherical rotor 23b is housed together with a lubricant 23c.
【００２８】この球形ロータ２３ｂは中空又は実中の球
体である。また、球形ロータ２３ｂの全体あるいは表面
は磁性体によって形成してある。潤滑剤２３ｃは、球形
ロータ２３ｂの表面と球殻ハウジング２３ａの内面との
間に生じる摩擦を最小限に抑えるためのものであり、低
粘度の液体又は磁性流体等を用いる。The spherical rotor 23b is a hollow or solid sphere. The whole or surface of the spherical rotor 23b is made of a magnetic material. The lubricant 23c is for minimizing friction generated between the surface of the spherical rotor 23b and the inner surface of the spherical shell housing 23a, and uses a low-viscosity liquid or magnetic fluid.
【００２９】２３ｄ，２３ｅ，２３ｆは磁気発生器であ
り、球殻ハウジング２３ａの周面のＸ，Ｙ及びＺの三軸
と対応する位置にそれぞれ取り付けてある。これら磁気
発生器２３ｄ，２３ｅ，２３ｆの内部には、コイルが内
蔵してあり、各磁気発生器２３ｄ，２３ｅ，２３ｆは、
制御手段２２からの制御情報にもとづいてそれぞれ磁場
を発生させ、かつ回転させる。また、２３ｇは冗長用磁
気発生器であり、磁気発生器２３ｄ，２３ｅ，２３ｆの
いずれかが故障したときに作動する。Reference numerals 23d, 23e, and 23f denote magnetic generators, which are attached to the peripheral surface of the spherical shell housing 23a at positions corresponding to the three axes of X, Y, and Z, respectively. A coil is built in each of the magnetic generators 23d, 23e, 23f, and each of the magnetic generators 23d, 23e, 23f is
Magnetic fields are generated and rotated based on the control information from the control means 22. Reference numeral 23g is a redundant magnetic generator, which operates when any of the magnetic generators 23d, 23e, and 23f fails.
【００３０】次に、上記構成からなる本実施例の姿勢制
御用ホイール及びこの姿勢制御用ホイールを用いた宇宙
航行体の姿勢制御装置の動作について、図２を参照しつ
つ説明する。宇宙空間における種々の外乱トルクによっ
て宇宙航行体の姿勢が変化すると、この変化は姿勢検知
手段２１ａ，２１ｂに検知され、検知信号が出力され
る。Next, the operation of the attitude control wheel of the present embodiment having the above configuration and the attitude control device for a spacecraft using this attitude control wheel will be described with reference to FIG. When the attitude of the spacecraft changes due to various disturbance torques in outer space, this change is detected by the attitude detecting means 21a and 21b, and a detection signal is output.
【００３１】この検知信号は制御手段２２に入力され、
制御手段２２は、Ｘ，Ｙ及びＺの三軸にそれぞれ対応し
た制御情報を出力する。これら制御情報は各磁気発生器
２３ｄ，２３ｅ，２３ｆに入力され、各磁気発生器２３
ｄ，２３ｅ，２３ｆは、前記制御情報にもとづいてそれ
ぞれ所定の磁場を発生し、かつ回転させて、球形ロータ
２４に所定方向の所定角運動量を与え、球形ロータ２３
ｂを所定の方向に所定の回転数で回転させる。This detection signal is input to the control means 22,
The control means 22 outputs control information respectively corresponding to the three axes of X, Y and Z. The control information is input to each of the magnetic generators 23d, 23e, 23f, and each magnetic generator 23
d, 23e, and 23f generate a predetermined magnetic field based on the control information and rotate the magnetic field to give a predetermined angular momentum in a predetermined direction to the spherical rotor 24.
Rotate b in a predetermined direction at a predetermined rotation speed.
【００３２】このときの球形ロータ２３ｂの加減速によ
って生じる反作用トルクにより、宇宙航行体１０の前記
三軸まわりの姿勢変化が修正される。すなわち、Ｘ，Ｙ
及びＺの三軸まわりの角運動量を合成すると、ある特定
の軸まわりの角運動量となる。そして、本姿勢制御用ホ
イール２３は、球形ロータ２３ｂをこの回転軸の方向及
び回転数を変化させることにより宇宙航行体１０の前記
三軸まわりの姿勢変化を修正している。At this time, the reaction torque generated by the acceleration / deceleration of the spherical rotor 23b corrects the attitude change of the spacecraft 10 around the three axes. That is, X, Y
Combining the angular momentums about the three axes of Z and Z gives the angular momentum about a specific axis. The attitude control wheel 23 corrects the attitude change of the spacecraft 10 around the three axes by changing the direction and the number of rotations of the spherical rotor 23b.
【００３３】このような構成からなる本実施例の姿勢制
御用ホイール及びこの姿勢制御用ホイールを用いた宇宙
航行体の姿勢制御装置によれば、一台の姿勢制御用ホイ
ール２３によって宇宙航行体１０の姿勢制御が行なえる
ので、装置の実装スペースを小さくすることができると
ともに、アライメント調整を容易に行なうことができ
る。According to the attitude control wheel and the attitude control device for a spacecraft using this attitude control wheel of the present embodiment having such a configuration, the spacecraft 10 is controlled by one attitude control wheel 23. Since the posture control can be performed, the mounting space of the device can be reduced and the alignment can be easily adjusted.
【００３４】また、トルクの発生源である球殻ハウジン
グ２３ａと球形ロータ２３ｂが、部品点数の少ない簡単
な構成となっているので故障の心配がなく、磁気発生器
を追加するだけで冗長性を確保することができる。した
がって、装置を大型化することなく冗長構成をとること
が可能となる。Further, since the spherical shell housing 23a and the spherical rotor 23b, which are sources of torque, have a simple structure with a small number of parts, there is no fear of failure, and redundancy can be provided by adding a magnetic generator. Can be secured. Therefore, a redundant configuration can be taken without increasing the size of the device.
【００３５】なお、本発明の宇宙航行体の姿勢制御装置
は、上記実施例に限定されるものではない。上記実施例
では、姿勢制御用ホイール２３を宇宙航行体本体１０の
中心に配置した構成としたが、これは特に限定されるも
のではなく、宇宙航行体本体１０のどの位置に設けても
よい。The attitude control device for a spacecraft according to the present invention is not limited to the above embodiment. Although the attitude control wheel 23 is arranged in the center of the spacecraft body 10 in the above-described embodiment, the configuration is not particularly limited and may be provided at any position of the spacecraft body 10.
【００３６】また、上記実施例では、ケーシングとして
球殻状のハウジング２３ａを用いたが、球形の中空部を
有するものであれば、ケーシングの外形は特に限定され
ない。さらに、冗長用磁気発生器は一つに限らず、Ｘ，
Ｙ及びＺの三軸にそれぞれ対応する冗長用磁気発生器を
設ける構成としてもよい。Further, in the above embodiment, the spherical shell-shaped housing 23a is used as the casing, but the outer shape of the casing is not particularly limited as long as it has a spherical hollow portion. Further, the redundant magnetic generator is not limited to one, and X,
A configuration may be employed in which redundant magnetic generators corresponding to the three axes of Y and Z are provided.
【００３７】[0037]
【発明の効果】以上、説明したように、本発明の姿勢制
御用ホイール及びこの姿勢制御用ホイールを用いた宇宙
航行体の姿勢制御装置によれば、一台で宇宙航行体の姿
勢制御を行なうことができ、これによって、実装スペー
スの縮小化を図ることができるとともに、アライメント
調整を容易に行なうことができ、また、大型化すること
なく冗長構成をとることが可能となる。As described above, according to the attitude control wheel of the present invention and the attitude control device for a spacecraft using this attitude control wheel, the attitude control of the spacecraft is performed by one unit. As a result, the mounting space can be reduced, the alignment can be easily adjusted, and the redundant configuration can be achieved without increasing the size.
【図１】本発明の一実施例に係る姿勢制御装置を示す斜
視図である。FIG. 1 is a perspective view showing an attitude control device according to an embodiment of the present invention.
【図２】本姿勢制御装置に用いられる姿勢制御用ホイー
ルを示す部分断面図である。FIG. 2 is a partial cross-sectional view showing an attitude control wheel used in this attitude control device.
【図３】従来の姿勢制御用ホイールを搭載した人工衛星
の斜視図である。FIG. 3 is a perspective view of a satellite equipped with a conventional attitude control wheel.
１０ 宇宙航行体本体 １１ センターパネル ２０ 姿勢制御装置 ２１ａ，２１ｂ 姿勢検知手段 ２２ 制御手段 ２３ａ 球殻ハウジング（ケーシング） ２３ｂ 球形ローラ ２３ｃ 潤滑剤 ２３ｄ，２３ｅ，２３ｆ 磁気発生器 ２３ｇ 冗長用磁気発生器 10 Spacecraft body 11 Center panel 20 Attitude control device 21a, 21b Attitude detection means 22 Control means 23a Spherical shell housing (casing) 23b Spherical roller 23c Lubricant 23d, 23e, 23f Magnetic generator 23g Redundant magnetic generator
Claims (4)
及びＺ軸まわりの姿勢変化にもとづいて、前記宇宙航行
体の姿勢制御を行なう姿勢制御装置の姿勢制御用ホイー
ルであって、 球形の中空部を有するケーシングと、 このケーシングの中空部内に回転自在に収納された球形
ロータと、 前記ケーシング周面の前記三軸と対応する位置にそれぞ
れ取り付けられ、磁場を発生させて前記球形ロータを回
転させる磁気発生器とを備えたことを特徴とする姿勢制
御用ホイール。1. An attitude control wheel of an attitude control device for performing attitude control of the spacecraft on the basis of attitude changes around the X-axis, Y-axis and Z-axis which are orthogonal coordinates of the spacecraft. A casing having a spherical hollow portion, a spherical rotor rotatably housed in the hollow portion of the casing, and a spherical rotor that is attached to the casing peripheral surface at positions corresponding to the three axes and generates a magnetic field. Attitude control wheel, comprising: a magnetic generator that rotates the wheel.
シングの中空部内に潤滑剤を封入した請求項１記載の姿
勢制御用ホイール。2. The attitude control wheel according to claim 1, wherein the casing is a sealed body, and a lubricant is enclosed in a hollow portion of the casing.
する位置にそれぞれ取り付けられた磁気発生器とは別
に、冗長用の磁気発生器を設けた請求項１又は２記載の
姿勢制御用ホイール。3. The attitude control wheel according to claim 1, wherein a redundant magnetic generator is provided separately from the magnetic generators mounted on the peripheral surface of the casing at positions corresponding to the three axes. .
イールを用いた宇宙航行体の姿勢制御装置であって、 宇宙航行体の前記三軸まわりの姿勢変化を検知する姿勢
検知手段と、 この姿勢検知手段の検知結果にもとづいて、前記三軸に
対応した制御情報を出力する制御手段とを備え、 前記姿勢制御用ホイールの磁気発生器が、この制御手段
からの制御情報にもとづいて磁場を発生させ、前記球形
ロータを回転させる構成とした宇宙航行体の姿勢制御装
置。4. An attitude control device for a spacecraft using the attitude control wheel according to claim 1, wherein the attitude detection means detects an attitude change of the spacecraft around the three axes. And a control means for outputting control information corresponding to the three axes based on the detection result of the attitude detection means, wherein the magnetic generator of the attitude control wheel is based on the control information from the control means. A spacecraft attitude control device configured to generate a magnetic field and rotate the spherical rotor.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6331527A JPH08156896A (en) | 1994-12-09 | 1994-12-09 | Position controlling wheel and position controller of space-craft using the same |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6331527A JPH08156896A (en) | 1994-12-09 | 1994-12-09 | Position controlling wheel and position controller of space-craft using the same |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08156896A true JPH08156896A (en) | 1996-06-18 |
Family
ID=18244658
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6331527A Pending JPH08156896A (en) | 1994-12-09 | 1994-12-09 | Position controlling wheel and position controller of space-craft using the same |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08156896A (en) |
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1994
- 1994-12-09 JP JP6331527A patent/JPH08156896A/en active Pending
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