JPS6387399A - Angular momentum vector varying system of artificial satellite - Google Patents
Angular momentum vector varying system of artificial satelliteInfo
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- JPS6387399A JPS6387399A JP61233752A JP23375286A JPS6387399A JP S6387399 A JPS6387399 A JP S6387399A JP 61233752 A JP61233752 A JP 61233752A JP 23375286 A JP23375286 A JP 23375286A JP S6387399 A JPS6387399 A JP S6387399A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。(57) [Abstract] This bulletin contains application data before electronic filing, so abstract data is not recorded.
Description
【発明の詳細な説明】
（産業上の利用分野）
本発明は人工ｉ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。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION (Field of Industrial Application) The present invention relates to a method for changing the direction of the angular momentum vector of an artificial i star from an arbitrary direction to the direction of the maximum principal axis of inertia or the direction of the minimum principal axis of inertia.
（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ピンターン方式と
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９Ｇ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
は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が、衛星の３木の主軸
（Ｙ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。(Prior art and its problems) As methods for changing the direction of the angular momentum vector, there are, for example, a passive method using a disturbance attenuator, and an active method called a dual spin-turn method using a momentum wheel. There is a method. In the former case, the direction of the angular momentum vector after change is limited to the direction of the maximum principal axis of inertia of the satellite, and it takes time to change. The latter is installed so that the axis of rotation of the momentum wheel matches the direction of the satellite's angular momentum vector after the change, and by rotating this momentum wheel, the initial angular momentum of the satellite of 9G is absorbed by the momentum wheel and the angular momentum vector of the satellite is changed. This method aligns the direction with the axial direction of the momentum wheel. According to this method, the direction of the satellite's angular momentum vector can be arbitrarily selected by selecting the mounting direction of the rotation axis of the momentum wheel. The change may not be successful depending on the balance of the magnitude of each moment of inertia (Z-axis). In particular, when changing from the axis direction with the minimum moment of inertia to the axis direction with the maximum moment of inertia, the satellite rotates around the momentum wheel axis with twice the angular momentum of the momentum wheel, and The wheel and satellite end up in an upside-down state with opposite angular momentum.
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。An object of the present invention is to provide a method for changing the angular momentum vector of an artificial satellite that eliminates the drawbacks of these conventional methods.
（問題点を解決するための手段）
本発明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、前記ωとの積が負になるトルクＩｃ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
発生手段からなることを特徴とする。(Means for Solving the Problems) The method of changing the angular momentum vector of an artificial satellite according to the present invention is as follows:
As shown in Figures 3 to 3, this method changes the angular momentum vector of an artificial satellite from an arbitrary direction to the direction of the maximum or minimum principal axis of inertia, and includes a device for detecting the satellite angular velocity ω about the principal axis; It is characterized by comprising an electronic control device that generates a command for a torque Ic whose product is negative, and an internal torque generating means that generates a torque Tc around the main shaft in accordance with this command.
（実施例）
本発明の方式によって行なう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Ｘ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２軸に平行に取り付けである。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ω２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。(Example) Modification of the angular momentum vector of an artificial satellite performed by the method of the present invention will be described with reference to the drawings. In this embodiment, the maximum moment of inertia axis is the X axis, and the angular momentum vector is changed in the direction of the X axis. In this embodiment, a rate gyro 2 is used as a means for detecting the angular velocity of the satellite, and a reaction wheel 1 is used as an internal torque generating means.As shown in FIG. Installed in parallel. In FIG. 1, the Z axis represents the axis of maximum moment of inertia of the satellite, the Y axis represents the axis of intermediate moment of inertia of the satellite, and the X axis represents the axis of minimum moment of inertia of the satellite. As shown in FIG. 2, the electronic control unit 3 is configured so that the product of the satellite's angular velocity ωZ around the Z-axis detected by the rate gyro 2 is negative, that is, when ωZ is positive, it is negative, and ω2 When is negative, a positive torque command Tc is generated to the reaction wheel 1.
衛星のＸ軸、Ｙ軸、２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ωＸ、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きれる。If the moments of inertia of the satellite around the X-axis, Y-axis, and 2 axes are respectively Ix, Iy, and Iz, and the angular velocities around these axes are ωX, ωy, and ωZ, respectively, then the rotational kinetic energy E of the satellite is as follows: It can be expressed as the sum of kinetic energy around each axis.
Ｅ＝％Ｉｘ Φ ωｘ”＋％Ｉｙ １１ ωｙ”＋％
番 Ｉｚ 嗜 （ＪＺ”また、慣性モーメント×角加
速度−偶力 のモーメントで表わき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。E=%Ix Φ ωx”+%Iy 11 ωy”+%
Also, the equations of motion around each axis, which can be expressed by the moment of inertia x angular acceleration - couple, are as follows.
Ｉｘ−ｄωｘ／ｄｔ−（Ｉｙ−Ｉｚ）ωｙωｚ−ωｙｈ
（２）Ｉｙ−ｄωｙ／ｄｔ＝（Ｉｚ−Ｉｘ）ｃ＋
＞ｘωｚ＋ωｘｈ （３）Ｉｚ−ｄωｚ／ｄｔ −
（Ｉｘ−Ｉｙ） ＣＬ）Ｘ（１））Ｆ−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寓 −ｄｈ／ａｔ （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）。Ix-dωx/dt-(Iy-Iz)ωyωz-ωyh
(2) Iy-dωy/dt=(Iz-Ix)c+
>xωz+ωxh (3) Iz−dωz/dt −
(Ix-Iy) CL)X(1))F-dh/dt
(4) Here, h is the angular momentum of the reaction wheel. Furthermore, if the torque given to the satellite by the reaction wheel is T, then the torque of the satellite increases by the temporal decrease in the angular momentum of the reaction wheel, so T -dh/at (5) (1)
Differentiating the equation with time t gives 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Ｔ８
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Ｔ、があるから、Ｔ ”” Ｔｔ
＋ Ｔｙとなる。Therefore, (1)', (2), (3),
From equations (4) and (5), dE/dt = ωZ-T
(6) becomes. In addition, the torque T is an electric torque T8 generated by an electric force such as a spin motor according to a torque command Tc from the electronic control device 3.
Since there is a friction torque T determined by the inertia rate and rotational speed of the reaction wheel 1, T ”” Tt
+Ty.
Ｔ８は電気的にＴ、より充分に大きくすることができる
。そこで、近似的にＴ−Ｔ、となる。ここで、上記のよ
うに、Ｔ、０ＣＴＣ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τＣを出力するからＴｃと符
号の等しいＴとω２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＃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。このようにして人工衛星の角運動量ベ
クトルの変更が行なえる。T8 can be electrically made much larger than T. Therefore, it becomes approximately T−T. Here, as mentioned above, since T is 0CTC, T '' Tc, and the signs of T and Tc are always equal.As shown in the graph of the input/output characteristics in FIG. Since the torque command τC with the opposite sign is output, the product of T and ω2, which has the same sign as Tc, that is, the right side of equation (6) is always negative.In this way, a control law such that dE/dt is always negative Since the satellite is operated at Next, as shown in Fig. 2, by turning off the electronic control unit 3 and setting Tc to zero, the rotation of the reaction wheel 1 is transmitted to the satellite by friction, and the satellite is aligned parallel to the rotation axis of the reaction wheel 1. It rotates around the Z axis, which is the maximum moment of inertia axis.In this way, the angular momentum vector of the satellite can be changed.
（発明の効果）
このように、本発明の方式によれば、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。(Effects of the Invention) As described above, according to the method of the present invention, the angular momentum vector of the artificial satellite can be changed from an arbitrary direction to the direction of the maximum principal axis of inertia or the minimum principal axis of inertia. Changes will be made reliably and quickly.
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
軸取り付は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因である。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。FIG. 1 is a diagram conceptually showing the mounting directions of the rotation shafts of the reaction wheel and rate gyro. FIG. 2 conceptually illustrates the function of the system of the present invention. FIG. 3 is a diagram showing the input/output characteristics of the electronic control device. 1... Reaction wheel, 2... Rate gyro, 3... Electronic control device.
Claims (1)
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、前記ωとの積
が負になるトルク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Ｔ
ｃを発生する内力トルク発生手段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。This method changes the angular momentum vector of an artificial satellite from an arbitrary direction to the direction of the maximum or minimum principal axis of inertia, and includes a device for detecting the satellite angular velocity ω around the principal axis, and a torque Tc whose product with ω is negative. An electronic control device that generates a command, and a torque T around the main shaft according to this command.
A method for changing an angular momentum vector of an artificial satellite, comprising an internal torque generating means for generating c.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61233752A JPH0790837B2 (en) | 1986-09-30 | 1986-09-30 | Bias momentum type satellite angular momentum vector changing method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61233752A JPH0790837B2 (en) | 1986-09-30 | 1986-09-30 | Bias momentum type satellite angular momentum vector changing method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6387399A true JPS6387399A (en) | 1988-04-18 |
| JPH0790837B2 JPH0790837B2 (en) | 1995-10-04 |
Family
ID=16960021
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61233752A Expired - Lifetime JPH0790837B2 (en) | 1986-09-30 | 1986-09-30 | Bias momentum type satellite angular momentum vector changing method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0790837B2 (en) |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5660800A (en) * | 1979-10-25 | 1981-05-25 | Mitsubishi Electric Corp | Three axis attitude controlling system for satellite |
-
1986
- 1986-09-30 JP JP61233752A patent/JPH0790837B2/en not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5660800A (en) * | 1979-10-25 | 1981-05-25 | Mitsubishi Electric Corp | Three axis attitude controlling system for satellite |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0790837B2 (en) | 1995-10-04 |
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