JPH0739280B2 - Attitude control device for dual-spin satellite - Google Patents
Attitude control device for dual-spin satelliteInfo
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- JPH0739280B2 JPH0739280B2 JP61295824A JP29582486A JPH0739280B2 JP H0739280 B2 JPH0739280 B2 JP H0739280B2 JP 61295824 A JP61295824 A JP 61295824A JP 29582486 A JP29582486 A JP 29582486A JP H0739280 B2 JPH0739280 B2 JP H0739280B2
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Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、衛星の姿勢制御装置に関し、特にスピン部と
デスパン部を有するデュアルスピン衛星の姿勢制御装置
に関する。Description: TECHNICAL FIELD The present invention relates to a satellite attitude control device, and more particularly to an attitude control device for a dual-spin satellite having a spin section and a despan section.
従来この種のデュアルスピン衛星の姿勢制御装置におい
ては、スピン部に姿勢検出のための太陽センサや地球セ
ンサ、姿勢制御用のガスジェットおよびこれを駆動させ
るための姿勢制御信号発生部が搭載されている。衛星の
姿勢制御は、衛星上の地球センサ等で姿勢の検出をし、
検出信号を地上に送信し、地上で信号処理し、姿勢の決
定をし、姿勢制御用の信号を衛星に送信し、この制御信
号を受けた衛星が、ガスジェットを働かせることによっ
て、行なわれている。Conventionally, in this type of attitude control device for a dual-spin satellite, a spin sensor is equipped with a sun sensor or earth sensor for attitude detection, a gas jet for attitude control, and an attitude control signal generator for driving the gas jet. There is. Attitude control of the satellite detects the attitude with the earth sensor etc. on the satellite,
This is done by transmitting the detection signal to the ground, processing the signal on the ground, determining the attitude, transmitting the attitude control signal to the satellite, and receiving the control signal, the satellite operates the gas jet. There is.
しかし、このような姿勢制御装置は、次のような欠点を
有している。However, such an attitude control device has the following drawbacks.
（１） スピン型地球センサは、センサ自身のドリフト
および地球エッジの捕捉精度の問題などにより、位置検
出誤差が多くなる。(1) The spin-type earth sensor has many position detection errors due to the drift of the sensor itself and the problem of the accuracy of capturing the edge of the earth.
（２） ガスジェットによる姿勢制御は、連続して高精
度のトルクが得られないので、高精度の姿勢制御が困難
である。(2) In attitude control using a gas jet, since highly accurate torque cannot be continuously obtained, it is difficult to perform attitude control with high accuracy.
（３） 姿勢制御は、地上を介して行われるので長い制
御時間を要する。(3) The attitude control requires a long control time because it is performed via the ground.
本発明は、これらの欠点を解決し、高精度で応答の速い
デュアルスピン衛星の姿勢制御装置を提供することを目
的とする。An object of the present invention is to solve these drawbacks and to provide an attitude control device for a dual-spin satellite with high accuracy and fast response.
この問題を達成するために、本発明のデュアルスピン衛
星の姿勢制御装置は、スピン部とデスパン部を有するデ
ュアルスピン衛星において、スピン軸に垂直で互いに直
交する２軸の方向の恒星をそれぞれ検出する２つの恒星
センサと、この２軸のまわりの姿勢をそれぞれ連続的に
制御するトルクを発生する２つのコントロールモーメン
タムジャイロアクチュエータと、制御信号に応答して２
つのコントロールモーメンタムジャイロアクチュエータ
を駆動するコントロールモーメンタムジャイロアクチュ
エータ要ドライバと、恒星センサの出力信号を処理し、
制御信号を発生する姿勢制御信号発生部とをディスパン
部に搭載したことを特徴としている。In order to achieve this problem, the attitude control device for a dual-spin satellite of the present invention detects a star in each of two axial directions perpendicular to the spin axis and orthogonal to each other in a dual-spin satellite having a spin part and a despan part. Two star sensors, two control momentum gyro actuators that generate torque to continuously control the attitude around these two axes, and 2 in response to control signals
Control momentum gyro actuator that drives two control momentum gyro actuators.
It is characterized in that an attitude control signal generating section for generating a control signal and a disspan section are mounted.
次に本発明について図面を参照して説明する。第１図は
本発明の一実施例を示す構成図である。この衛星は、ス
ピン部１およびディスパン部２から成るデュアルスピン
衛星である。このようなデュアルスピン衛星は、定常時
においては、スピン部１の有する大きな角運動量によっ
て生じる剛性により安定性がよい。デスパン部２には、
スピン軸４に垂直で互いに直交する２軸５および６のま
わりの姿勢を制御するため、軸５および６方向の恒星を
検出する恒星センサ75および76と、姿勢を連続的に制御
するトルクを発生するCMG（コントロールモーメンタム
ジャイロアクチュエータ）８と、姿勢制御信号発生部９
と、CMG用ドライバ10とが配置されている。Next, the present invention will be described with reference to the drawings. FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of the present invention. This satellite is a dual-spin satellite consisting of a spin unit 1 and a dispan unit 2. Such a dual-spin satellite has good stability in the steady state due to the rigidity generated by the large angular momentum of the spin unit 1. In the despan section 2,
To control the attitude around two axes 5 and 6 which are perpendicular to the spin axis 4 and orthogonal to each other, the star sensors 75 and 76 that detect stars in the axes 5 and 6 and the torque that continuously controls the attitude are generated. CMG (control momentum gyro actuator) 8 and attitude control signal generator 9
And the CMG driver 10 are arranged.
第２図は、本発明のデスパン部２の定常運動時における
動作を示すブロック図である。恒星センサ75および76
は、それぞれ軸５および６方向の恒星を検出し、検出出
力を姿勢制御エレクトロニクス９に送る。姿勢制御信号
発生部９は恒星センサ信号処理部11、姿勢制御ロジック
12、CMG制御信号配分部13から構成されている。恒星セ
ンサ信号処理部11は、基準となる星の一覧表（カタロ
グ）を記憶しており、このカタログと恒星センサ75およ
び76で検出された複数の星とを対比して、姿勢誤差検出
を行なう。この検出した姿勢誤差に応じて、姿勢制御ロ
ジック12は軸５および６のまわりの制御ロジック演算を
行う。この姿勢制御ロジック12の出力に応じて、CMG制
御配分部13は、CMG制御信号を発生し、この信号をCMG用
ドライバ10に出力する。CMG用ドライバ10は、この制御
信号に従ってCMG8を駆動して軸５および６のまわりのト
ルクを発生させ、このトルクの反作用トルクにより軸５
および６のまわりの姿勢を連続的に制御する。FIG. 2 is a block diagram showing the operation of the despan portion 2 of the present invention during steady movement. Star sensors 75 and 76
Detects stars in the directions of axes 5 and 6, respectively, and sends the detection output to the attitude control electronics 9. The attitude control signal generator 9 is a star sensor signal processor 11, attitude control logic
12 and CMG control signal distribution unit 13. The star sensor signal processing unit 11 stores a reference star list (catalog) and compares the catalog with a plurality of stars detected by the star sensors 75 and 76 to detect an attitude error. . The attitude control logic 12 performs control logic operations around the axes 5 and 6 in accordance with the detected attitude error. In response to the output of the attitude control logic 12, the CMG control distribution unit 13 generates a CMG control signal and outputs this signal to the CMG driver 10. The CMG driver 10 drives the CMG 8 according to this control signal to generate a torque around the shafts 5 and 6, and the reaction torque of this torque causes the shaft 5 to move.
And the attitude around 6 is continuously controlled.
以上説明した本発明は、定常運用時において、次のよう
な効果がある。The present invention described above has the following effects during steady operation.
（１） スピン部にセンサを置かず、デスパン部に恒星
センサを置いているので、スピンによるセンサのドリフ
トを軽減でき、姿勢検出が精密にできる。(1) Since the sensor is not placed on the spin part and the star sensor is placed on the despan part, the drift of the sensor due to the spin can be reduced, and the posture can be accurately detected.
（２） CMGのトルクを用いて姿勢制御を行なうので、
スピン軸に垂直な互いに直交する２軸のまわりで連続的
に高精度に姿勢制御ができる。(2) Since the attitude control is performed using the torque of CMG,
Attitude control can be continuously performed with high accuracy around two axes perpendicular to the spin axis and orthogonal to each other.
（３） 姿勢制御に必要なすべての処理を衛星上で行な
うことができるので、短時間に姿勢制御ができる。(3) Since all processing required for attitude control can be performed on the satellite, attitude control can be performed in a short time.
第１図は本発明の構成図、第２図は本発明のデスパン部
に関するブロック図である。 １……スピン部、２……デスパン部、３……結合部、４
……スピン軸、5,6……スピン軸に垂直な直交する二
軸、75,76……恒星センサ、８……コントロールモーメ
ンタムジャイロアクチュエータ（CMG）、９……姿勢制
御信号発生部、10……CMG用ドラバ、11……恒星センサ
信号処理部、12……姿勢制御エレクトロニクス、13……
CMG制御信号配分部。FIG. 1 is a block diagram of the present invention, and FIG. 2 is a block diagram relating to the despan portion of the present invention. 1 ... Spin part, 2 ... Despan part, 3 ... Coupling part, 4
...... Spin axis, 5,6 …… Two axes perpendicular to the spin axis, 75,76 …… Stellar sensor, 8 …… Control momentum gyro actuator (CMG), 9 …… Attitude control signal generator, 10 ・ ・ ・… CMG driver, 11 …… Star sensor signal processor, 12 …… Attitude control electronics, 13 ……
CMG control signal distribution unit.
Claims (1)
ピン衛星において、 スピン軸に垂直で互いに直行する２軸方向の恒星をそれ
ぞれ検出する２つの恒星センサと、 前記２軸のまわりの姿勢をそれぞれ連続的に制御するト
ルクを発生する２つのコントロールモーメンタムジャイ
ロアクチュエータと、 制御信号に応答して前記２つのコントロールモーメンタ
ムジャイロアクチュエータを駆動するコントロールモー
メンタムジャイロアクチュエータ用ドライバと、 前記恒星センサの出力信号を処理し前記制御信号を発生
する姿勢制御信号発生部とを前記デスパン部に搭載し、
衛星上で姿勢制御を行うことを特徴とするデュアルスピ
ン衛星の姿勢制御装置。1. In a dual-spin satellite having a spin part and a despan part, two star sensors for detecting stars in two axial directions perpendicular to the spin axis and orthogonal to each other, and continuous attitudes around the two axes, respectively. And a control momentum gyro actuator driver that drives the two control momentum gyro actuators in response to a control signal; An attitude control signal generating section for generating a control signal is mounted on the despan section,
Attitude control device for a dual-spin satellite characterized by performing attitude control on the satellite.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61295824A JPH0739280B2 (en) | 1986-12-11 | 1986-12-11 | Attitude control device for dual-spin satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61295824A JPH0739280B2 (en) | 1986-12-11 | 1986-12-11 | Attitude control device for dual-spin satellite |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63149295A JPS63149295A (en) | 1988-06-22 |
| JPH0739280B2 true JPH0739280B2 (en) | 1995-05-01 |
Family
ID=17825647
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61295824A Expired - Lifetime JPH0739280B2 (en) | 1986-12-11 | 1986-12-11 | Attitude control device for dual-spin satellite |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0739280B2 (en) |
Family Cites Families (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60163800A (en) * | 1984-02-07 | 1985-08-26 | 三菱電機株式会社 | Controller for attitude of artificial satellite |
| JPS60240600A (en) * | 1984-05-15 | 1985-11-29 | 三菱電機株式会社 | Method of damping disturbance torque of satellite loading revolution body |
-
1986
- 1986-12-11 JP JP61295824A patent/JPH0739280B2/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS63149295A (en) | 1988-06-22 |
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