並列タイトル等Attitude control of a small satellite using magnetic bearing momentum wheel
タイトル（掲載誌）航空宇宙技術研究所報告 = Technical Report of National Aerospace Laboratory
一般注記出版タイプ： NA
H-2ロケットの相乗り衛星として打ち上げが考えられている50kg程度の超小型衛星の姿勢制御の一つの方法として、1個のアクチュエータで3軸制御が可能な、磁気軸受で支持されたモーメンタムホイールを用いたバイアスモーメンタム方式について検討した。磁気軸受はモーメンタムホイールの回転軸を非回転部に対して傾けるようなトルクを発生させることが可能なため、能動的にスピン軸の首振り運動(ニューテーション運動)を減衰させ、衛星の姿勢を安定化させることができる。最初に、いくつかの仮定を用いることにより、衛星の姿勢運動の線形化された運動方程式を導いた。次に超小型衛星を用いたミッションの一つとしてテザー(索)子衛星のバス衛星からの分離フェーズを考え、子衛星の分離の際にバス衛星が受ける外乱トルクを数値シミュレーションによって評価し、それに対処するような姿勢制御系設計をH(sub ∞)制御理論を適用して行い、数値シミュレーションによって、その性能を検証した。
An attitude controller for a 50 kg-class micro satellite which could be launched by H-2 rocket as a piggyback payload of a main satellite is considered. The survey of the proposals of the mission using a micro satellite from national institutes, universities and private companies shows that the development of a small, light and inexpensive three axis attitude controller is widely expected. One of the candidate configurations for such an attitude controller is bias momentum control using a magnetically suspended momentum wheel with gimballing capability. Magnetic bearings can generate internal torques and tilt the axis of the momentum wheel relative to the despun mainbody, and this function can be used for the active stabilization of the attitude motion of the satellite. More precisely, the angular velocity of the satellite mainbody zero can be made using this control actuator. To change the attitude of the satellite mainbody, magnetic torquers or thrusters would be necessary. First, the linearized equations of motion of such a dual spin satellite are formulated. Through the process of linearization, various assumptions are used such as small tilt angles of the wheel and high and almost constant spin rate of the wheel. These linearlized equations are used for the analysis of the dynamics of the satellite and the design of the attitude controller. Next, disturbance torque acting on the satellite caused by the release of a tethered subsatellite from it is estimated for the controller design. After that, the attitude controller for estimated disturbance is designed applying the H (sub infinity) control theory. Then the performance of the controller is evaluated through numerical simulation.
資料番号: AA0000680000
レポート番号: NAL TR-1303
連携機関・データベース国立情報学研究所 : 学術機関リポジトリデータベース（IRDB）（機関リポジトリ）
提供元機関・データベース宇宙航空研究開発機構 : 宇宙航空研究開発機構リポジトリ