[특허]Attitude control system for momentum-biased spacecraft

Hughes Aircraft Company (Los Angeles CA 02)

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Attitude control system for momentum-biased spacecraft

특허상세정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	B64C-001/20
미국특허분류(USC)	244/164 ; 244/171 ; 244/172
출원번호	US-0534216 (1990-06-07)
발명자 / 주소	Uetrecht David S. (Redondo Beach CA)
출원인 / 주소	Hughes Aircraft Company (Los Angeles CA 02)
인용정보	피인용 횟수 : 26 인용 특허 : 0

초록
▼

An attitude and nutation control system (30) for a momentum-biased vehicle (10) having roll, pitch, and yaw axes which employs a normal mode estimator (32) which predicts steady-state values for roll attitude, roll rate, and yaw rate. The normal mode estimator (32) receives instantaneous roll attitude information from an earth sensor (34) and optionally receives roll and/or yaw rate information from roll gyro (35a) and yaw gyro (35b). A logic circuit (36) coupled to the normal mode estimator (32) generates correction signals when the steady-state values for roll attitude, roll rate, and yaw rate are outside predetermined limits. A plurality of thrusters (14a-d) produce torque for bringing the steady-state values for roll attitude, roll rate, and yaw rate within predetermined limits. A sample/hold-off control circuit (68) samples correction signals between thruster activations while a optimal thruster selection logic (70) employs a linear program to compute torques associated with changes in the correction signals for use by the normal mode estimator (32), as well as activating selected thrusters (14 a-d).

대표
청구항
▼

An attitude and nutation control system for a momentum-biased vehicle having roll, pitch, and yaw axes comprising: (a) sensor means for measuring instantaneous roll attitude; (b) estimator means coupled to said sensor means for predicting steady-state values for roll attitude, roll rate, and yaw rate; (c) logic means coupled to said estimator means for generating correction signals when the steady-state values for roll attitude, roll rate, and yaw rate are outside predetermined limits; (d) a plurality of thrusters for producing torque for bringing the steady-state values for roll attitude, roll rate, and yaw rate within predetermined limits; and (e) firing means coupled between said logic means and said thrusters for activating said thrusters in response to the correction signals, said firing means also serving to determine torques associated with changes in the correction signals for use by said estimator means.

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