JPH0220500A - 宇宙機姿勢制御装置用遷移制御システム - Google Patents

宇宙機姿勢制御装置用遷移制御システム

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JPH0220500A
JPH0220500A JP1128004A JP12800489A JPH0220500A JP H0220500 A JPH0220500 A JP H0220500A JP 1128004 A JP1128004 A JP 1128004A JP 12800489 A JP12800489 A JP 12800489A JP H0220500 A JPH0220500 A JP H0220500A
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angle
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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。

Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は３軸安定化宇宙機用の姿勢制御システムに関す
る。詳しくいうと、本発明はバイアスモーメンタム方式
３軸安定化静止宇宙機においてスラスタ（推力発生装置
）制御から運動量ホイール制御への遷移を制御すること
に関する。
［従来の技術］ バイアスモーメンタム方式姿勢制御システムを有する宇
宙機におけるタスクの１つはステーション・キーピング
（位置保持）操縦のために使用されるような比較的高速
の角速度での高権限（ハイ・オーソリティ）制御モード
から例えばモーメンタムホイールを使用するバイアスモ
ーメンタム方式姿勢制御システムに頼る低権限（ロー・
オーソリティ）制御モードへの遷移の制御である。ステ
ーション・キーピングモードから軌道上モードへの遷移
は、遷移の前の高角速度が大きなニコ、−チージョン（
章動）を生じさせる可能性があるので、注意深く実行し
、低権限の軌道上制御モードにおりる姿勢制御の飽和及
び姿勢制御が失われる可能性を回避しなければならない
。
３軸安定化宇宙機の所望の制御精度はミスアラインメン
ト及び構造」二の又は熱的歪みによるボインティングエ
ラーを計算に入れないで０．０１度乃至０．０５度であ
る。しかしながら、ステーション・キーピング操縦番ご
伴う代表的な補正されない姿勢誤差は２５倍程度大きい
、即ち、０．２５度乃至１．２５度の半径を持つニュー
テーション・サークルである。安定な軌道上モードを達
成するためには、制御がモーメンタムホイールに基づく
軌道上制御装置に移行する前に、ニューテーション振幅
は敏速に減少させなければならず、好ましくは零に減少
させなければならない。
［発明が解決しようとする課題］ ニューテーラ３ン補正システムの大部分は臨界パラメー
タの測定ではなくて計算に基づいたオーブンループ制御
システムである。ニューテーション制御システムに関し
て、次の特許が米国特許局の公開記録のサーチにおいて
明らかにされた。
米国特許第３．８６６、０２５号は同時に軌道を調整し
ながら合計の角運動量ベクトルを所望の軌道正規ベクト
ルと整列させるスラスタの点火をもたらす宇宙機姿勢制
御システムを開示している。この発明は一般に入手でき
るセンサ及びスラスタシステムを使用する。しかしなが
ら、これは操縦中のニューテーションの蓄積を最小にし
ようとする態様で軌道調整操縦を行なおうとするもので
あり、操縦に続く補正のための機構を提供するものでは
ない、この制御システムは角速度を直接感知１”るので
はな（て、角速度を計算する。その上、この特許は本発
明の特定の遷移姿勢制御技術については言及していない
。
ニューテーションの減衰、宇宙機システムにおける補正
等の一般的問題についての追加の情報を含む、明示され
た他の特許は次の通りである。
股区立丘１ユ　　　Ｕ ３、６４３．８９７　　　　ジ３ンソン、ジュニア３、
９３７．４２３　　　　ジョハンセン３．９４４４７２
　　　　ベラカー ３、！１８４，０７１　　　　フレミング３．９９７．
１３７　　　　　フィリップス４．０２３．７５２　　
　　ビスティナー他４．１７４．８１９　　　　ブリス
、−ダール他４．３７０，７１６　　　　　アミュー４
．３８６，７５０　　　　ホフマン ４．５２１，８５５　　　　レーナー他上記米国特許第
３，６４３．８９７号はスピン安定化宇宙機に関するも
のであり、本発明のように３軸安定化宇宙機に関するも
のではない。この特許はニューテーション角を制限され
た値に保持しようとするものであるが、ニューテーショ
ンを零に減少させる方法については何等の示唆もない。
上記米国特許第３．９３７．４２３号は３軸安定化宇宙
機の姿勢制御システムを開示している。しかし、この特
許はヨー角、ヨー角速度、及びロール角速度を感知する
ための機構については何等の開示もない。
上記米国特許第３．９４４．１７２号は内部モーメンタ
ムホイール制御なしの宇宙機に関するものであり、従っ
てニューテーションによって影響を受けない。
上記米国特許第３．９８４．０７１号は宇宙機ロール角
のみを感知することに基づいた２つのスラスタの点火に
よってニューテーション・ザークルをダンピングするこ
とに関する。ロール、ヨー、及びヨー角速度を感知する
手段は存在しない。その結果、安定性の保証が得られな
い。
上記米国特許第３．９９７．１３７号、第４．０２３．
７５２号及び第４．３７０．７１６号はスピン安定化宇
宙機に関するものであって、３軸安定化宇宙機に関する
ものではないので、本発明には関係がない。
上記米国特許第４，１７４，８１９号は３軸安定化宇宙
機の姿勢制御に関するものであるが、ニューテーション
制御の問題及びスラスタ制御モードからホイール制御モ
ードへの遷移の問題を取扱うものではない、また、ヨー
角又はヨー１−速度用のセンサは存在しない。
［課題を解決するための手段］ 本発明によれば、姿勢安定装置として内部宇宙機本体固
定のモーメンタムホイールを使用する３軸安定化宇宙機
において、ニューテーション角及び遷移時間を最小にす
るようにスラスタ制御からモーメンタムホイール制御へ
の遷移を制御する方法が提供される。この方法は運動量
成分及び角速度の直接の実質的に実時間の測定を使用し
て、宇宙機のニューテーション周期と同期した対のスラ
ストインパルスを発生する。測定誤差或はスラスタイン
パルス誤差のない理想的な場合には、ニューテーション
はニューテーション周期の１／２で零にされる。しかし
ながら、誤差は常に存在するから、制御装置は閉ループ
実時間フィードバックシステムにおいてデッドビート原
理を使用する。好ましい実施例においては、ロール及び
ヨーにおけるインパルス的スラスタ点火指令はＩ／２ニ
エーテーシぢン周期の時間間隔で同時であり、宇宙機横
方向運動量が３つ或はそれより少ない引続く対のスラス
タインパルス点火において許容できる低レベルに減少さ
れるという効果を有する。
本発明は最小限の過渡オーバシェードで、所望の軌道上
状態に関する角運動量を低権限壬−メンタムホイール制
御装貢によって処理するこ凄ができるレベルに自動的に
減少さゼる。
本発明は添付図面を参照しての以下の詳細な記載によっ
て十分に理解さねよう。この中の記載は説明を簡単にす
るために対称的な宇宙機、即ち、等しいヨー及びロール
慣性を有する宇宙機に基づいている。しかしながら１本
発明の原理は任意の宇宙機に適用できるものである。
［実施例］ 第１図は一組の横方向（ロール／ヨー）モーメンタム軸
に関するニューテーション・サークル、通常は楕円、を
例示する宇宙機のベクトル図１０である。簡単にするた
めに、宇宙機それ自体の本体及び構造体は図示していな
い０本発明の目的の１つは宇宙機のニューテーションを
最小にすること、理想的にはニューテーションを零に減
少させることである。第１図は本発明による適当な角度
インパルス補正の効果を示す。
い（つかの基本原理が本発明の理解に役立つであろう。
先ず第１に、宇宙機の運動量の変化、ベクトルΔＨはス
ラスタのトルク、ベクトル゛ｒと点火時間ｔとの積に等
しい。ベクトルΔＨはＸ軸のロール成分及びＺ軸のヨー
成分に分解でき、その結果ベクトル式ΔＨ＝　ＴΔｔは
次のように容易に展開できる。
八Ｈ＊　＝　ＴつΔｔ ΔＨｖ　””　Ｔ　ｖΔｔ ΔＩ（工＝Ｔ、Δｔ ここでΔｔは点火時間である。ピッチの点火は含まれな
いから、ｙ成分はＯであり、従ってピッチは本発明の目
的に対しては無視できる０点火時間は４０ｍ５乃至５０
ｍ５程度であり、一方二エーテーション周期１７λ、即
ち、宇宙機本体がニューテーション・サークルを完全に
章動する時間、は１５０乃至３００秒程度又はそれ以上
である。長いニューテーション周期はインパルス的点火
に関連した近似を容認する。ニューテーション周期は宇
宙機の慣性Ｉｓｅと宇宙機そ−メンタムホイールのホイ
ール運動＠Ｈ，どの関数である。スラスタの点火は二ニ
ーチージョン・づ−クルの中心を変化させ、ロール角φ
がヨーモーメンタムＨ３に比例し、即ち、φ。＝−ΔＨ
ｚ／Ｈｗｘ、またヨー角ψがロールモーメンタムＨ，Ｉ
に比例する、即ぢ、Δψ０＝ΔＨ、／Ｈ。
ピッチ制御はロール及びヨーに無関係であるので、ロー
ル及びヨーのみを考慮する必要があるだけである。
ロール角軸及びヨー角軸を示すベクトル図１０はニュー
テーション・サークルの平面を表わす。
詳しくいうと、本発明の目的の１つはニューテーション
及びＣ０にその中心１４を有する対応するニューテーシ
ョン・サークル１２をＯに減じることである。本発明に
よれば、これは４つの独立の変数、即ち、ロール角、ロ
ールレート、ヨー角及びヨーレートを測定し、次いでこ
れら測定された量を使用してスラスタ＆こインパルス的
推力を発生させ、ニューテーションの中心１４をある運
動量ベクトル（Δｈ＋＝Δｈｘ＋Δｈ□）によって原点
により近いＣ１の新しい中心１６に移動させ、その後ニ
ューテーションの中心を繰返し移動させ、理想的には原
点に移動させることを必要とする。実際にはニューテー
ション・サークル１９のニューテーションの中心１６°
が存在し、運動量ベクトルΔｈ２の実際の変化に応答し
て原点の近傍のＣ１に実際には中心１８を持つニューテ
ーション・サークル１９を生じさせるであろう、第３の
インパルスΔｈｓ又は引続（インパルスを供給してもよ
い。本発明によれば、これら運動量の変化は宇宙機のロ
ール及びヨースラスタの同時のインパルス的点火を可能
にすることによって達成される０点火の時間はニュ−テ
ーション周期の１７２周期だけ離間されている。即ち、
１＝０及びｔ＝π／λである。ここで、１／λ、はニュ
ーテーション周期である０代表的な宇宙機におけるニュ
ーテーション周期は３００秒程度である。理想的には、
即ち、誤差がない場合には、ｔ＝：Ｗ：／λにおける第
２のスラスタの点火は原点で生じ、それ故ニューテーシ
ョンの中心は原点にあり、二二−テーシ３ンはＯに減ぜ
られる。実際には、３回の点火がニューテーションをＯ
に減少させるために必要であることが分った。
第２図は本発明による制御システム３０の構成を示す、
宇宙機は宇宙機ダイナミックス３２によって比噛的に表
わされている。宇宙機ダイナミックス３２は宇宙機の運
動を出力パラメータとして発生し、この宇宙機の運動の
方向及び向きは宇宙機搭載のジャイロスコープであるデ
ィジタル・インチグレーティング・レート・アセンブリ
（ＤＩＲＡ）３４によって及び地球センサ３６によって
測定される。
ロール信号φは地球センサ３６から内蔵の誤差計算器４
０ヘロール信号ライン３８を介して提供される。また、
ＤＩＲＡがヨー信号ライン４２にヨー信号ψを、ヨーレ
ート信号ライン４４にヨーレート信号金を、そしてロー
ルレート信号ライン４６にロールレート信号↓を出力と
して提供し、内蔵の誤差計算器４０に供給する。
後述するように、内蔵の誤差計算器４０はこ第１ら測定
されたパラメータからロール誤差ｅｍに対する予めの値
及びヨー誤差６２に対する予めの値を計算し、これら信
号を信号ライン４８及び５０又はそれらの等価物を介し
てノイズフィルタ手段５２及び５４に提供する。ノイズ
フィルタ手段５２及び５４は基本的にはローパスフィル
タであり、それらの機能は宇宙機における測定誤差及び
構造的たわみ効果に起因するロール及びヨー誤差信号か
ら高周波レートノイズをフィルタすることである。第１
のノイズフィルタ５２の出力信号は信号ライン５６のロ
ール誤差信号ｅ８てあり、第２のノイズフィルタ５４の
出力信号は信号ライン５８のロール誤差信号ｅ！である
。その後２つの誤差信号は、これら目的に対しては一定
の値、即ち、ロール慣性成分工、を横方向ロールトルク
成分子ｌ：Ｘで割算した値６０とヨー慣性成分■２を横
方向ヨートルク成分子、で割算した値６２とによって重
みが付けられる。出力信号６４及び６６はタイマー６８
に供給され、このタイマー６８はこれら信号を使用して
それぞれのロールスラスタ７０及びヨースラスタ７２に
対するインパルス周期を制御する。これらスラスタ７０
及び７２はトルクＴｃ、（ロールトルク）及びＴｃｘ（
ヨートルク）を宇宙機に供給し、それに応じて宇宙機ダ
イナミックス３２が変更される。スラスタの点火はニュ
ーチーシランの中心を変更させる。
本発明によれば、供給されたトルクは、測定されたロー
ル、ヨー、ロールレート、及びヨーレートによって決定
される継続時間及びベクトルを有する、対の、又はデッ
ドビートのスラスタの点火で、横方向運動量を０に向か
って、またニューチーシランの中心をヨー及びロールＯ
に向かって減少させる。ロール誤差及びヨー誤差に対す
る誤差信号は次の運動式によって測定された皿から計算
される。
ｅｚ＝（Φ＋　１／２えＤ） ｅｘ＝−（↓−１／２えψ） これら式は、適正にフィルタされかつ定数によって重み
がつけられると、１／２ニ工−テーシヨン周期離れた後
で理想的には原点を通るニコ、−テーシ３ン・サークル
をもたらすのに必要な誤差補正のすべてに対して十分な
情報を提供する。第１のスラスタの点火が上のように計
算されたと仮定すると、ロール及びヨー角は１／２ニ工
−テーシ日ン周期の後でＯに近付く（第１図のＰ、）、
上記式に従ってセンサデータから計算されたこのときの
第２組のスラスタの点火は非常に小さなニューチーシラ
ン・サークルをもたらす。この過程は必要な場合には１
回又はそれ以上の追加の点火によって繰返すことができ
る。実際には、追加の１／２ニユ一テーシヨン周期の後
での追加の１組のロール／ヨースラスタの点火が非常に
有益であることが分った。
ピッチは、ピッチ制御がロール及びヨーに無関係である
ので、ニューテーシジン補正のファクタではない、かく
して、ロール、ヨー、ロールレート及びヨーレートを即
座に知り、かつ宇宙機の慣性モーメントを知ることによ
って、宇宙機の運動量を２つのディメンシ３ンにおいて
計算し、その運動量を補正することができる。
本発明を特定の実施例に関して説明したが、他の実施例
がこの分野の通常の知識を有する技術者にはこの中の記
述から明らかであろう０例えば、ニューテーシゴン周波
数はピッチホイール速度の測定に基づいたものでよく、
或は定数によって厳密に近似できる。同様に、横方向運
動量成分を計算する際に、異なるロール及びヨー慣性モ
ーメント、並びに意義があるならば、慣性の積、を計算
に入れてもよい。第３の変形は、制御スラスタが重大な
りロスカップリング・トルクを有する場合に、これがス
ラスタの点火時間の計算に悪影響を与えるので、生じ得
る。必要とする計算の？ｊｔ雑さに応じて、ディジタル
プロセッサがアナログ電子装置（回路）よりも好ましい
かも知れない。従って、本発明は、特許請求の範囲によ
って指示されること以外は、制限されることを意図する
ものではない。
、先工ａＪ、、単Ｌ」１明 第１図は、円又は楕円を表オつすニューテーク９ン・サ
ークルが簡単にするために示された３軸安定化宇宙機の
デッドビートインパルス点火制御による横方向運動量の
減少を例示するベクトル図、第２図は本発明による宇宙
機用運動量制御システムの一実施例の構成図である。
１０：宇宙機のベクトル図 １２．１９：ニューテーシジン・サークル３０：制（卸
システム ３２：宇宙機ダイナミックス ３４：ディジタル・インチグレーティング・レート・ア
センブリ　（Ｄ　Ｉ　ＲＡ） ３６：地球センサ ４０：誤差計算器 ５２．５４：ノイズフィルタ手段 ６０．６２：定数 ６８：タイマー ７０：ロールスラスタ ７２：ヨースラスタ

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. （１）姿勢安定化手段として内部宇宙機本体固定のモー
    メンタムホイールを使用し、かつニューテーション周期
    によって特徴付けられる３軸安定化宇宙機において、ニ
    ューテーション角及び遷移時間を最小にするようにスラ
    スタ制御からモーメンタムホイール制御への遷移を制御
    する方法が、ａ）宇宙機のロール角、宇宙機のヨー角、
    宇宙機のロールレート及び宇宙機のヨーレートをそれぞ
    れ表わす値を得る段階と、 ｂ）宇宙機の慣性モーメントと宇宙機のロール角、宇宙
    機のヨー角、宇宙機のロールレート及び宇宙機のヨーレ
    ートをそれぞれ表わす前記値とから、ロール成分及びヨ
    ー成分からなる宇宙機の横方向角運動量ベクトルを計算
    する段階と、 ｃ）一組の姿勢制御スラスタのそれぞれに対する点火時
    間長を計算し、スラスタの点火に続いて横方向角運動量
    を０にするようにニューテーション振幅を減少させる宇
    宙機の運動を生じさせる段階と、 ｄ）前記計算された点火時間長に従って前記一組の姿勢
    制御スラスタを点火する段階と、 ｅ）前記宇宙機の前記ニューテーション周期の実質的に
    １／２の間隔で前記段階ａ）乃至ｄ）を少なくとも一回
    繰返す段階 とからなる遷移制御方法。
  2. （２）前記宇宙機のニューテーション周波数より実質的
    に高いスプリアス信号を減衰させる段階を含む特許請求
    の範囲第１項記載の遷移制御方法。
  3. （３）前記モーメンタムホイールの測定された回転速度
    と前記ホイール及び前記宇宙機の慣性モーメントとから
    前記ニューテーション周期を計算する段階を含む特許請
    求の範囲第１項記載の遷移制御方法。
  4. （４）前記スラスタが直角な角度で配置され、前記点火
    する段階がロール及びヨーを制御するために同時の点火
    を含む特許請求の範囲第２項記載の遷移制御方法。
  5. （５）姿勢安定化手段として内部宇宙機本体固定のモー
    メンタムホイールを使用し、かつニューテーション周期
    によって特徴付けられる３軸安定化宇宙機において、ニ
    ューテーション角及び遷移時間を最小にするようにスラ
    スタ制御からモーメンタムホイール制御への遷移を制御
    する装置が、宇宙機のロール角、宇宙機のヨー角、宇宙
    機のロールレート及び宇宙機のヨーレートをそれぞれ表
    わす値を得るセンサ手段と、 該センサ手段に結合され、前記ニューテーション周期の
    実質的に１／２の間隔で宇宙機のロール及びヨー姿勢制
    御スラスタの点火を制御する制御手段 とを具備し、該制御手段が、 宇宙機の慣性モーメントと宇宙機のロール角、宇宙機の
    ヨー角、宇宙機のロールレート及び宇宙機のヨーレート
    をそれぞれ表わす前記値とから、ロール成分及びヨー成
    分からなる宇宙機の横方向角運動量ベクトルを計算する
    装置と、 前記姿勢制御スラスタに対する点火時間長を計算し、ス
    ラスタの点火に続いて横方向角運動量を０にするように
    ニューテーション振幅を減少させる宇宙機の運動を生じ
    させる装置と、 前記点火時間長に従って前記ロール及びヨー姿勢制御ス
    ラスタを点火させる装置と、 前記宇宙機の前記ニューテーション周期の実質的に１／
    ２の間隔で前記ロール及びヨー姿勢制御スラスタの点火
    を逐次実行するタイミング装置とを含むことを特徴とす
    る遷移制御装置。
  6. （６）前記センサ手段と前記制御手段との間に結合され
    たフィルタ手段を含み、該フィルタ手段が前記宇宙機の
    ニューテーション周波数より実質的に高いスプリアス信
    号を除去する特許請求の範囲第５項記載の遷移制御装置
    。
JP1128004A 1988-05-26 1989-05-23 宇宙機姿勢制御装置用遷移制御システム Expired - Lifetime JP2914998B2 (ja)

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US07/198,942 US4931942A (en) 1988-05-26 1988-05-26 Transition control system for spacecraft attitude control
US198942 1988-05-26

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Publication Number Publication Date
JPH0220500A true JPH0220500A (ja) 1990-01-24
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EP (1) EP0347585B1 (ja)
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