JPH04127207A - 宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法 - Google Patents
宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法Info
- Publication number
- JPH04127207A JPH04127207A JP2248392A JP24839290A JPH04127207A JP H04127207 A JPH04127207 A JP H04127207A JP 2248392 A JP2248392 A JP 2248392A JP 24839290 A JP24839290 A JP 24839290A JP H04127207 A JPH04127207 A JP H04127207A
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- Japan
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- sensor
- attitude control
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
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］
この発明は、宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法に関する
ものである。
ものである。
［従来の技術〕
以下、太陽指向モードで太陽指向軸まわりに一定の角速
度で回転している状態から、地球センサを使用してその
指向軸まわりの回転を止め太陽指同軸に直交する特定の
軸を地球に指向させる場合を例にとり説明する。第３図
は太陽指向モードから太陽指向軸まわりの姿勢角を制御
するモードに移行する場合の、宇宙飛翔体の姿勢概念図
であり（１）は宇宙飛翔体、 （２）、 （３）、 （
４）は宇宙飛翔体のロール軸、ピッチ軸、ヨー軸、（５
）は太陽センサ、（６）は地球センサ、（７）は地球、
（８）は太陽、（９）は宇宙飛翔体の軌道である。太陽
指向モードでは宇宙飛翔体の姿勢制御系は、太陽センサ
（５）を用いてピッチヨー軸まわりの姿勢誤差を検出し
、ロール軸（２）を太陽（８）の方向に指向させると同
時に、レートジャイロを用いてロール軸（２）まわりに
一定角速度の回転を与える。この太陽指向モードの状態
ではロール軸まわりの姿勢が制御されていないため。
度で回転している状態から、地球センサを使用してその
指向軸まわりの回転を止め太陽指同軸に直交する特定の
軸を地球に指向させる場合を例にとり説明する。第３図
は太陽指向モードから太陽指向軸まわりの姿勢角を制御
するモードに移行する場合の、宇宙飛翔体の姿勢概念図
であり（１）は宇宙飛翔体、 （２）、 （３）、 （
４）は宇宙飛翔体のロール軸、ピッチ軸、ヨー軸、（５
）は太陽センサ、（６）は地球センサ、（７）は地球、
（８）は太陽、（９）は宇宙飛翔体の軌道である。太陽
指向モードでは宇宙飛翔体の姿勢制御系は、太陽センサ
（５）を用いてピッチヨー軸まわりの姿勢誤差を検出し
、ロール軸（２）を太陽（８）の方向に指向させると同
時に、レートジャイロを用いてロール軸（２）まわりに
一定角速度の回転を与える。この太陽指向モードの状態
ではロール軸まわりの姿勢が制御されていないため。
三軸姿勢が確立していない。そこで三軸姿勢を確立する
次のステップとして、地球センサ（６）の出力を用いて
ロール軸まわりを制御するロール捕捉モードが実行され
る。ロール捕捉モードを実行する軌道位置としては、地
球センサ（６）の出力特性を考慮して、太陽ベクトル（
宇宙飛翔体の重心から太陽方向へのベクトル）と重心ベ
クトル（宇宙飛翔体の重心から地球中心へのベクトル）
が直交する軌道位置が選ばれる。太陽指向モードからロ
ール捕捉モードへ移行する際の基本的な制御則としては
、ピッチ、ヨー軸については太陽センサとレートジャイ
ロを用いたＰＤ制御則が用いられ、ロール軸については
、下記のような制御則が用いられる。
次のステップとして、地球センサ（６）の出力を用いて
ロール軸まわりを制御するロール捕捉モードが実行され
る。ロール捕捉モードを実行する軌道位置としては、地
球センサ（６）の出力特性を考慮して、太陽ベクトル（
宇宙飛翔体の重心から太陽方向へのベクトル）と重心ベ
クトル（宇宙飛翔体の重心から地球中心へのベクトル）
が直交する軌道位置が選ばれる。太陽指向モードからロ
ール捕捉モードへ移行する際の基本的な制御則としては
、ピッチ、ヨー軸については太陽センサとレートジャイ
ロを用いたＰＤ制御則が用いられ、ロール軸については
、下記のような制御則が用いられる。
太陽指向モード時 ： Ｔｃｘ−Ｋｎ（Ｗｘ′ｆｘ’）
ロール捕捉モード時： Ｔ＝ｘ＝ Ｋｏｌｌｘ’
Ｋｐ＋ｓここでＴｃｘはロールトルクコマンド、Ｗｔは
レートジャイロロール出力、φ５は地球センサロール出
力１１ｘ’はロール角速度コマンド、Ｋｔｌはレートゲ
イン、Ｋｐはポジションゲインである。
ロール捕捉モード時： Ｔ＝ｘ＝ Ｋｏｌｌｘ’
Ｋｐ＋ｓここでＴｃｘはロールトルクコマンド、Ｗｔは
レートジャイロロール出力、φ５は地球センサロール出
力１１ｘ’はロール角速度コマンド、Ｋｔｌはレートゲ
イン、Ｋｐはポジションゲインである。
第４図は典型的な地球センサの出力特性の一例を示した
ものである。ロール捕捉が完了した定常状態では通常、
センサの線形領域が使用されるので問題ないが、ロール
捕捉移行前は太陽指向モードで、ロール軸まわりに回転
しているため、極性保証領域外も通過する。そこでロー
ル捕捉モード開始のタイミングをうまく選ばないと地球
センサの極性保証領域外の出力により好ましくない応答
をすることがある。従来はこのような好ましくない状況
を避けるため、地１局のオペレータが介在してロール捕
捉モード開始のタイミングをとっていた。第５図は従来
の地上局のオペレータが介在した場合の姿勢制御則切替
方法を示すブロック図であり、 （１０）は宇宙非招待
オンボード部、 （１１）は地上局運用コマンド指令部
、（６）は地球センサ、 （１２）はテレメトリ送信器
、（１３）はコマンド受信器、 （１４）は姿勢制御則
切替部、 （１５）はテレメトリ受信器。
ものである。ロール捕捉が完了した定常状態では通常、
センサの線形領域が使用されるので問題ないが、ロール
捕捉移行前は太陽指向モードで、ロール軸まわりに回転
しているため、極性保証領域外も通過する。そこでロー
ル捕捉モード開始のタイミングをうまく選ばないと地球
センサの極性保証領域外の出力により好ましくない応答
をすることがある。従来はこのような好ましくない状況
を避けるため、地１局のオペレータが介在してロール捕
捉モード開始のタイミングをとっていた。第５図は従来
の地上局のオペレータが介在した場合の姿勢制御則切替
方法を示すブロック図であり、 （１０）は宇宙非招待
オンボード部、 （１１）は地上局運用コマンド指令部
、（６）は地球センサ、 （１２）はテレメトリ送信器
、（１３）はコマンド受信器、 （１４）は姿勢制御則
切替部、 （１５）はテレメトリ受信器。
（１６）は宇宙飛翔体オペレータ、 （１７）はコマン
ド送信器である。地球センサ（６）の出力は、テレメト
リ送信器（１２）及びテレメトリ受信器（１５）を経て
地上局のＣＲＴ、ベンレコ等のモニタ装置に表示される
。
ド送信器である。地球センサ（６）の出力は、テレメト
リ送信器（１２）及びテレメトリ受信器（１５）を経て
地上局のＣＲＴ、ベンレコ等のモニタ装置に表示される
。
宇宙飛翔体オペレータ（１６）はこの表示された地球セ
ンサ出力をもとに、姿勢角が極性保証領域内に十分はい
ったことを確認して、制御モード切替コマンドを、コマ
ンド送信器（１７）、 コマンド受信器（１３）を経て
姿勢制御則切替部（１４）に送る。以上述べたように、
地上局のオペレータの介在により、ロール捕捉モード移
行時のタイミングを適切に選ぶため、地球センサの極性
保証領域外で地球センサ出力を使用して好ましくない応
答を生じるようなことがない。
ンサ出力をもとに、姿勢角が極性保証領域内に十分はい
ったことを確認して、制御モード切替コマンドを、コマ
ンド送信器（１７）、 コマンド受信器（１３）を経て
姿勢制御則切替部（１４）に送る。以上述べたように、
地上局のオペレータの介在により、ロール捕捉モード移
行時のタイミングを適切に選ぶため、地球センサの極性
保証領域外で地球センサ出力を使用して好ましくない応
答を生じるようなことがない。
［発明が解決しようとする課題］
上記のような従来の姿勢制御則切替方法では。
地上局からのリアルタイムの密接な運用支援が必要とな
り運用の負荷が増大するとともに、姿勢制御モード移行
時に宇宙飛翔体と地上局との通信リンクがとれない場合
には姿勢制御モードの移行ができないなどの問題点があ
った。
り運用の負荷が増大するとともに、姿勢制御モード移行
時に宇宙飛翔体と地上局との通信リンクがとれない場合
には姿勢制御モードの移行ができないなどの問題点があ
った。
この発明は、上記のような課題を解消するためになされ
たもので、地上局からの支援なしにあらかじめ設定した
軌道位置の範囲内で姿勢制御モードを自動的に移行させ
制御則を切替える姿勢制御則切替方法を得ることを目的
とするものである。
たもので、地上局からの支援なしにあらかじめ設定した
軌道位置の範囲内で姿勢制御モードを自動的に移行させ
制御則を切替える姿勢制御則切替方法を得ることを目的
とするものである。
［課題を解決するための手段］
この発明に係る宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法は、セ
ンサ出力チェック部とタイマを設けたものである。
ンサ出力チェック部とタイマを設けたものである。
この発明の別の実施例による宇宙飛翔体の姿勢制御則切
替方法は、センサ出力チェック部、センサ出力変化率計
算部、センサ出力変化率チェック部、論理積演算部、タ
イマを設けたものである。
替方法は、センサ出力チェック部、センサ出力変化率計
算部、センサ出力変化率チェック部、論理積演算部、タ
イマを設けたものである。
Ｕ作用Ｊ
この発明における宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法はセ
ンサ出力チェック部または、センサ出力チェック部、セ
ンサ出力変化率計算部、センサ出力変化率チェック部、
論理積演算部で姿勢角センサの出力をモニタし、姿勢角
センサの出力または出力及び出力変化率があらかじめ設
定した範囲内にあればタイマをカウントし、タイマが設
定時間を経過すると、姿勢が姿勢角センサの極性保証領
域内にあると判断し姿勢制御則切替部に姿勢制御則切替
コマンドを出力する。
ンサ出力チェック部または、センサ出力チェック部、セ
ンサ出力変化率計算部、センサ出力変化率チェック部、
論理積演算部で姿勢角センサの出力をモニタし、姿勢角
センサの出力または出力及び出力変化率があらかじめ設
定した範囲内にあればタイマをカウントし、タイマが設
定時間を経過すると、姿勢が姿勢角センサの極性保証領
域内にあると判断し姿勢制御則切替部に姿勢制御則切替
コマンドを出力する。
第１図は、この発明による姿勢制御則切替方法の一実施
例を示すブロック図であり９図中（６）と（１４）は従
来の姿勢制御則切替方法と全く同一のものである。この
発明ではセンサ出力チェック部（Ｉ８）とタイマ（１！
ｌ）を設け、地りからのオペレータによる運用支援をな
くしたところが従来の方式と異なるところである。第３
図に示したように宇宙飛翔体のロール軸（２）が太陽（
８）の方向を指向し。
例を示すブロック図であり９図中（６）と（１４）は従
来の姿勢制御則切替方法と全く同一のものである。この
発明ではセンサ出力チェック部（Ｉ８）とタイマ（１！
ｌ）を設け、地りからのオペレータによる運用支援をな
くしたところが従来の方式と異なるところである。第３
図に示したように宇宙飛翔体のロール軸（２）が太陽（
８）の方向を指向し。
ロール軸まわりに一定の角速度で回転していると地球セ
ンサ（６）のロール出力は第４図で左から右に姿勢角を
変化させた時の出力波形となる。そこで第１図に示した
ようにセンサ出力チェック部（１８）で地球センサ（６
）の出力をモニタし、その出力があらかじめ設定した角
度φ５Ｌよりも小さい場合タイマ（１９）のカウントを
実行しタイマが設定時間を越すと、極性保証領域内に十
分はいったと判断し、姿勢制御則切替部（１４）に姿勢
制御則切替コマンドを出力するようにする。ここでセン
サ出力チェック部（１８）の設定角度φｓｔ（＜ Ｏ）
とタイマのカウント値を適切に選べば、地球センサの線
形領域のマイナス出力側で姿勢制御則を一定角速度制御
から地球センサ出力を使ったＰＤ（比例十微分）制御則
に切替えることができ、地球センサの極性保証領域内で
のスムースな制御切替が可能となる。
ンサ（６）のロール出力は第４図で左から右に姿勢角を
変化させた時の出力波形となる。そこで第１図に示した
ようにセンサ出力チェック部（１８）で地球センサ（６
）の出力をモニタし、その出力があらかじめ設定した角
度φ５Ｌよりも小さい場合タイマ（１９）のカウントを
実行しタイマが設定時間を越すと、極性保証領域内に十
分はいったと判断し、姿勢制御則切替部（１４）に姿勢
制御則切替コマンドを出力するようにする。ここでセン
サ出力チェック部（１８）の設定角度φｓｔ（＜ Ｏ）
とタイマのカウント値を適切に選べば、地球センサの線
形領域のマイナス出力側で姿勢制御則を一定角速度制御
から地球センサ出力を使ったＰＤ（比例十微分）制御則
に切替えることができ、地球センサの極性保証領域内で
のスムースな制御切替が可能となる。
第２図は、この発明による姿勢制御則切替方法の他の実
施例を示すブロック図であり、 （Ｓ）、（１４）（１
ｇ）、 （１９）は第１図のブロック図と同一のもので
ある。この実施例ではさらにセンサ出力変化率計算部（
２０）、センサ出力変化率チェック部（２１）、及び論
理積演算子（２２）を設け、地球センサ（６）の出力の
みでなく出力の変化弔についてもチェックを行うように
している。センサ出力変化率チェック部（２１）ハセン
サ出力変化率計算部（２ｏ）で求めたセンサ出力変化率
を人力としてその値があらかじめ設定した範囲（φ、〈
φ、〈φハにあるかどうかをチェックする。論理積演算
子（２２）はセンサ出力チェック部（１８）の出力及び
センサ出力変化率チェック部（２１）の出力がともに「
】」の時、タイマ（］９）のカウントを実行させるため
のものである。
施例を示すブロック図であり、 （Ｓ）、（１４）（１
ｇ）、 （１９）は第１図のブロック図と同一のもので
ある。この実施例ではさらにセンサ出力変化率計算部（
２０）、センサ出力変化率チェック部（２１）、及び論
理積演算子（２２）を設け、地球センサ（６）の出力の
みでなく出力の変化弔についてもチェックを行うように
している。センサ出力変化率チェック部（２１）ハセン
サ出力変化率計算部（２ｏ）で求めたセンサ出力変化率
を人力としてその値があらかじめ設定した範囲（φ、〈
φ、〈φハにあるかどうかをチェックする。論理積演算
子（２２）はセンサ出力チェック部（１８）の出力及び
センサ出力変化率チェック部（２１）の出力がともに「
】」の時、タイマ（］９）のカウントを実行させるため
のものである。
この実施例のようにセンサ出力変化率のチェックを追加
すると出力変化率の条件から地球センサの出力がプラス
に変化する領域が選ばれるため。
すると出力変化率の条件から地球センサの出力がプラス
に変化する領域が選ばれるため。
姿勢制御則の切替が確実に線形領域内のマイナス出力側
で実施されるようになる。ここでセンサ出力変化率チェ
ック部（２１）の変化率設定範囲φ１くφ、〈φ、は地
球センサの出力特性及び太陽指向モード中のロール角速
度をもとに決定する。論理積演算子（２２）の出力が１
１１になるのは、姿勢角が地球センサ（６）の線形領域
内にはいった時であるから１通常タイマ（１９）のカウ
ント設定値は、第１図の実施例の場合に比べて小さめに
選ぶ。
で実施されるようになる。ここでセンサ出力変化率チェ
ック部（２１）の変化率設定範囲φ１くφ、〈φ、は地
球センサの出力特性及び太陽指向モード中のロール角速
度をもとに決定する。論理積演算子（２２）の出力が１
１１になるのは、姿勢角が地球センサ（６）の線形領域
内にはいった時であるから１通常タイマ（１９）のカウ
ント設定値は、第１図の実施例の場合に比べて小さめに
選ぶ。
なお、上記実施例では姿勢角センサとして地球センサを
使用した場合について説明したが、同様な特性をもつそ
れ以外の姿勢角センサについても同様にしてこの発明を
適用することができる。
使用した場合について説明したが、同様な特性をもつそ
れ以外の姿勢角センサについても同様にしてこの発明を
適用することができる。
ε発明の効果］
この発明は以上説明したとおり、姿勢角センサの出力ま
たは、出力と出力変化率をモニタし、その値が設定範囲
内に一定時間以上はいっていれば自動的に姿勢制御則を
切替えるようにしたので、地上局の運用の負荷を軽減す
るとともに、地上局と宇宙飛翔体の通信リンクがとれな
い所でも姿勢制御則の切替えができるという効果がある
。
たは、出力と出力変化率をモニタし、その値が設定範囲
内に一定時間以上はいっていれば自動的に姿勢制御則を
切替えるようにしたので、地上局の運用の負荷を軽減す
るとともに、地上局と宇宙飛翔体の通信リンクがとれな
い所でも姿勢制御則の切替えができるという効果がある
。
第１図はこの発明の一実施例を示すブロック図第２図は
この発明の他の実施例を示すブロック図第３図は太陽指
向モードからロール捕捉モードに移行する時の姿勢概念
図、第４図は地球センサの出力特性を示す図、第５図は
従来の姿勢制御則切替方法を示すブロック図である。 図において（６）は地球センサ、 （１４）は姿勢制御
則切替部、（＋８）はセンサ出力チェック部、（＋９）
はタイマ、 （２０）はセンサ出力変化率計算部、 （
２１）はセンサ出力変化率チエ’７り部、 ＜２２）は
論理積演算子である。 なお２図中同一符号は同一または相当部分を示す。
この発明の他の実施例を示すブロック図第３図は太陽指
向モードからロール捕捉モードに移行する時の姿勢概念
図、第４図は地球センサの出力特性を示す図、第５図は
従来の姿勢制御則切替方法を示すブロック図である。 図において（６）は地球センサ、 （１４）は姿勢制御
則切替部、（＋８）はセンサ出力チェック部、（＋９）
はタイマ、 （２０）はセンサ出力変化率計算部、 （
２１）はセンサ出力変化率チエ’７り部、 ＜２２）は
論理積演算子である。 なお２図中同一符号は同一または相当部分を示す。
Claims (2)
- （１）宇宙飛翔体の姿勢角を検出するための姿勢角セン
サと、このセンサ出力をチェックするためのセンサ出力
チェック部と、タイマと姿勢制御則切替部とで構成され
、上記センサ出力チェック部で姿勢角センサの出力をモ
ニタしその出力があらかじめ設定した範囲にはいると上
記タイマにカウントを実行させ、タイマが設定時間を経
過すると姿勢制御則切替部に姿勢制御則切替コマンドを
出力するようにしたことを特徴とする宇宙飛翔体の姿勢
制御則切替方法。 - （２）宇宙飛翔体の姿勢角を検出するための姿勢角セン
サと、このセンサ出力をチェックするためのセンサ出力
チェック部と、上記姿勢角センサの出力の変化率を計算
するためのセンサ出力変化率計算部と、このセンサ出力
変化率計算部の出力をチェックするためのセンサ出力変
化率チェック部と、上記センサ出力チェック部の出力と
センサ出力変化率チェック部の出力の論理積をとるため
の論理積演算子と、タイマと姿勢制御則切替部とで構成
され、上記センサ出力チェック部とセンサ出力変化率チ
ェック部で姿勢角センサの出力及び出力の変化率をチェ
ックしその２つ信号があらかじめ設定した範囲にはいる
と上記論理積演算子の出力によりタイマにカウントを実
行させ、タイマが設定時間を経過すると姿勢制御則切替
部に姿勢制御則切替コマンドを出力するようにしたこと
を特徴とする宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2248392A JPH04127207A (ja) | 1990-09-18 | 1990-09-18 | 宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2248392A JPH04127207A (ja) | 1990-09-18 | 1990-09-18 | 宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04127207A true JPH04127207A (ja) | 1992-04-28 |
Family
ID=17177427
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2248392A Pending JPH04127207A (ja) | 1990-09-18 | 1990-09-18 | 宇宙飛翔体の姿勢制御則切替方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04127207A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0857649A1 (en) * | 1997-02-10 | 1998-08-12 | Space Systems / Loral, Inc. | Blocking uncommanded mode changes in a spacecraft subsystem |
-
1990
- 1990-09-18 JP JP2248392A patent/JPH04127207A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0857649A1 (en) * | 1997-02-10 | 1998-08-12 | Space Systems / Loral, Inc. | Blocking uncommanded mode changes in a spacecraft subsystem |
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