JPH04231296A - モーメントバイアスされた宇宙船用の姿勢制御システム - Google Patents
モーメントバイアスされた宇宙船用の姿勢制御システムInfo
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- JPH04231296A JPH04231296A JP3160878A JP16087891A JPH04231296A JP H04231296 A JPH04231296 A JP H04231296A JP 3160878 A JP3160878 A JP 3160878A JP 16087891 A JP16087891 A JP 16087891A JP H04231296 A JPH04231296 A JP H04231296A
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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
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、宇宙船制御システム、
特にモーメントバイアスされた宇宙船用の姿勢制御シス
テムに関する。
特にモーメントバイアスされた宇宙船用の姿勢制御シス
テムに関する。
【０００２】
【従来の技術】モーメントバイアスされた宇宙船は３つ
の宇宙船軸すなわちロール、ピッチ、およびヨー軸の任
意の２つの軸と垂直の方向に沿って１次的に方向付けら
れた角度モーメントベクトルを特徴とする。典型的に、
角度モーメントベクトルは１次的に負のピッチ方向に沿
って方向付けられる。角度モーメントは一定した角速度
の固定した回転慣性を有するホイールまたは円盤を回転
することによって簡単に生成されることが可能である。
の宇宙船軸すなわちロール、ピッチ、およびヨー軸の任
意の２つの軸と垂直の方向に沿って１次的に方向付けら
れた角度モーメントベクトルを特徴とする。典型的に、
角度モーメントベクトルは１次的に負のピッチ方向に沿
って方向付けられる。角度モーメントは一定した角速度
の固定した回転慣性を有するホイールまたは円盤を回転
することによって簡単に生成されることが可能である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】モーメントバイアスは
宇宙船制御を容易にする。負のピッチ方向に沿って１次
的に方向付けられた角度モーメントベクトルを有する宇
宙船において、ロール軸とヨー軸が結合される。この結
合はジャイロスコープ結合と呼ばれる。ヨー軸を中心に
回転する供給されたトルクはまたロール軸を中心に回転
させる。同様に、ロール軸を中心に回転する供給された
トルクはまたヨー軸を中心に回転させる。宇宙船ロール
姿勢とヨー姿勢（または角度）およびロール速度とヨー
速度（章動）を変化するトルクはロールおよびヨー軸を
中心にトルクを生じさせるスラスタによって行うことが
可能である。
宇宙船制御を容易にする。負のピッチ方向に沿って１次
的に方向付けられた角度モーメントベクトルを有する宇
宙船において、ロール軸とヨー軸が結合される。この結
合はジャイロスコープ結合と呼ばれる。ヨー軸を中心に
回転する供給されたトルクはまたロール軸を中心に回転
させる。同様に、ロール軸を中心に回転する供給された
トルクはまたヨー軸を中心に回転させる。宇宙船ロール
姿勢とヨー姿勢（または角度）およびロール速度とヨー
速度（章動）を変化するトルクはロールおよびヨー軸を
中心にトルクを生じさせるスラスタによって行うことが
可能である。
【０００４】モーメントバイアスされた宇宙船用の制御
装置は１９７４年１月２５日のＤ．Ｇ．Ｊｐｊａｎｎｓ
ｏｎ 氏他による米国特許３，９３７，４２３ 号明細
書で開示されている。上記参照された制御装置は推定さ
れたロールエラー、最近のスラスタ点火ヒストリーに調
和するロールデッドゾーン調節、およびエラーを感知し
補正するための遅延タイミングに依存している。この型
式の制御は満足に実行されたが、本発明はさらにこれら
の制御システムを改良する。
装置は１９７４年１月２５日のＤ．Ｇ．Ｊｐｊａｎｎｓ
ｏｎ 氏他による米国特許３，９３７，４２３ 号明細
書で開示されている。上記参照された制御装置は推定さ
れたロールエラー、最近のスラスタ点火ヒストリーに調
和するロールデッドゾーン調節、およびエラーを感知し
補正するための遅延タイミングに依存している。この型
式の制御は満足に実行されたが、本発明はさらにこれら
の制御システムを改良する。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明によると、モーメ
ントバイアスされた運動体用の姿勢制御システムが提供
される。好ましい実施例において、運動体は地球のよう
な天体の周辺の静止軌道を飛行している宇宙船である。 システムは宇宙船の瞬間的なロール姿勢を測定するセン
サ手段を用いる。標準モード推定装置は瞬間的なロール
姿勢および推定したロール姿勢の負フィードバックから
のロール姿勢、ロール速度、およびヨー速度の定常状態
の値を推定するために状態方程式のマトリックスを用い
る。推定した定常状態の値が予め定められた限界外であ
るとき論理回路は補正信号を発生する。スラスタは予め
定められた限界内にこれらの定常状態値をもたらすため
のトルクを生成する。点火手段が用いられてまたスラス
タを付勢し、標準モード推定装置によって使用するため
にスラスタ点火により生じるトルクを推定する。
ントバイアスされた運動体用の姿勢制御システムが提供
される。好ましい実施例において、運動体は地球のよう
な天体の周辺の静止軌道を飛行している宇宙船である。 システムは宇宙船の瞬間的なロール姿勢を測定するセン
サ手段を用いる。標準モード推定装置は瞬間的なロール
姿勢および推定したロール姿勢の負フィードバックから
のロール姿勢、ロール速度、およびヨー速度の定常状態
の値を推定するために状態方程式のマトリックスを用い
る。推定した定常状態の値が予め定められた限界外であ
るとき論理回路は補正信号を発生する。スラスタは予め
定められた限界内にこれらの定常状態値をもたらすため
のトルクを生成する。点火手段が用いられてまたスラス
タを付勢し、標準モード推定装置によって使用するため
にスラスタ点火により生じるトルクを推定する。
【０００６】
【実施例】最初に、図１を参照にすると、モーメントバ
イアスされた宇宙船１０が示されている。立方体１２は
、本体ロール、本体ヨー、および本体ピッチ軸と呼ばれ
るロール、ピッチおよびヨー軸から構成されたデカルト
座標系の原点Ｏを中心とする宇宙船１０の構造を示す。 スラスタ１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ は本体ロー
ル／ヨー平面と平行に位置する表面１６上に取付けられ
る。明瞭にするために、４つのスラスタだけが示されて
いる。これらのスラスタは本体ピッチ軸からオフセット
され、ロールおよびヨー姿勢および速度でのエラーを補
正するロール／ヨー平面のトルクを供給する。Ｔｃ は
ロール／ヨー平面のトルクの大きさであり、角度αはそ
の位相である。円盤１８は本体ピッチ軸を中心に軸対称
的に回転し、本体ピッチ軸と整列し負のピッチ方向に向
いたベクトルＨｗ によって示された角度モーメントの
ソースである。太陽パネル２０ａ，２０ｂ は本体ピッ
チ軸に沿って整列され、宇宙船電子装置用の電力を供給
するために使用される。ロール姿勢は本体ロール軸を中
心に測定され、角度φで示される。ヨー姿勢は本体ヨー
軸を中心に測定され、角度ψで示される。 さらに、ピッチ角度は本体ピッチ軸を中心に測定され、
角度θで示される。
イアスされた宇宙船１０が示されている。立方体１２は
、本体ロール、本体ヨー、および本体ピッチ軸と呼ばれ
るロール、ピッチおよびヨー軸から構成されたデカルト
座標系の原点Ｏを中心とする宇宙船１０の構造を示す。 スラスタ１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄ は本体ロー
ル／ヨー平面と平行に位置する表面１６上に取付けられ
る。明瞭にするために、４つのスラスタだけが示されて
いる。これらのスラスタは本体ピッチ軸からオフセット
され、ロールおよびヨー姿勢および速度でのエラーを補
正するロール／ヨー平面のトルクを供給する。Ｔｃ は
ロール／ヨー平面のトルクの大きさであり、角度αはそ
の位相である。円盤１８は本体ピッチ軸を中心に軸対称
的に回転し、本体ピッチ軸と整列し負のピッチ方向に向
いたベクトルＨｗ によって示された角度モーメントの
ソースである。太陽パネル２０ａ，２０ｂ は本体ピッ
チ軸に沿って整列され、宇宙船電子装置用の電力を供給
するために使用される。ロール姿勢は本体ロール軸を中
心に測定され、角度φで示される。ヨー姿勢は本体ヨー
軸を中心に測定され、角度ψで示される。 さらに、ピッチ角度は本体ピッチ軸を中心に測定され、
角度θで示される。
【０００７】図２の（ａ）と（ｂ）を参照にすると、地
球のような天体１１の周辺を軌道飛行する宇宙船１０が
示されている。好ましい実施例において、宇宙船１０は
地球との無線連絡を維持するために静止軌道に従わなけ
ればならない。基準の軌道フレームは地球の中心のほう
へ向けた軌道ヨー軸を有し軌道ピッチ軸を中心に一定速
度ω０ で回転する。宇宙船の本体軸は常に軌道基準フ
レームと一致することが望ましい。しかし、妨害トルク
は本体軸を軌道基準フレームから偏移させる。この妨害
トルクは太陽圧力、引力勾配、および磁気双極子によっ
て生じる。本発明の第１の目的は本体ロールおよびヨー
軸と軌道基準フレームを再整列させる制御トルクを生成
することである。本体ピッチ軸を中心とする運動は本体
ロール軸およびヨー軸を中心とする運動から分離すると
き、ピッチ角度は別々に制御される。
球のような天体１１の周辺を軌道飛行する宇宙船１０が
示されている。好ましい実施例において、宇宙船１０は
地球との無線連絡を維持するために静止軌道に従わなけ
ればならない。基準の軌道フレームは地球の中心のほう
へ向けた軌道ヨー軸を有し軌道ピッチ軸を中心に一定速
度ω０ で回転する。宇宙船の本体軸は常に軌道基準フ
レームと一致することが望ましい。しかし、妨害トルク
は本体軸を軌道基準フレームから偏移させる。この妨害
トルクは太陽圧力、引力勾配、および磁気双極子によっ
て生じる。本発明の第１の目的は本体ロールおよびヨー
軸と軌道基準フレームを再整列させる制御トルクを生成
することである。本体ピッチ軸を中心とする運動は本体
ロール軸およびヨー軸を中心とする運動から分離すると
き、ピッチ角度は別々に制御される。
【０００８】図３を参照にすると、本発明の制御システ
ム３０が示されている。制御システム３０は宇宙船１０
内に含まれ、所望の宇宙船姿勢からの変位および速度を
監視し、このエラーを消去するために宇宙船を位置付け
るようにスラスタに送信するために使用される。制御シ
ステム３０の中心部は、スラスタが着火された後に定常
状態のロール姿勢および定常状態のロール速度およびヨ
ー速度を評価することを推定する標準モード推定装置３
２である。これらの値は推定されたロール姿勢、推定さ
れたロール速度、およびヨー速度と呼ばれ、図３中にそ
れぞれ＾φ、＾ω１ 、＾ω３ として示されている。
ム３０が示されている。制御システム３０は宇宙船１０
内に含まれ、所望の宇宙船姿勢からの変位および速度を
監視し、このエラーを消去するために宇宙船を位置付け
るようにスラスタに送信するために使用される。制御シ
ステム３０の中心部は、スラスタが着火された後に定常
状態のロール姿勢および定常状態のロール速度およびヨ
ー速度を評価することを推定する標準モード推定装置３
２である。これらの値は推定されたロール姿勢、推定さ
れたロール速度、およびヨー速度と呼ばれ、図３中にそ
れぞれ＾φ、＾ω１ 、＾ω３ として示されている。
【０００９】好ましい実施例において、標準モード推定
装置３２は地球センサ３４から瞬間的なロール姿勢情報
を受信する。地球センサ３４は地球の中心の位置を推定
し、軌道基準フレームに関する宇宙船の測定されたロー
ル姿勢φｍ を示す出力を発生する。加算ノード３３に
おいて、測定されたロール姿勢φｍ は標準モード推定
装置３２の出力からフィードバックされた推定されたロ
ール姿勢＾φと結合される。
装置３２は地球センサ３４から瞬間的なロール姿勢情報
を受信する。地球センサ３４は地球の中心の位置を推定
し、軌道基準フレームに関する宇宙船の測定されたロー
ル姿勢φｍ を示す出力を発生する。加算ノード３３に
おいて、測定されたロール姿勢φｍ は標準モード推定
装置３２の出力からフィードバックされた推定されたロ
ール姿勢＾φと結合される。
【００１０】さらに、ロールジャイロ３５ａ およびヨ
ージャイロ３５ｂはまた特にヨー姿勢エラーが大きくな
るときに用いられる。ロールジャイロ３５ａ は測定さ
れたロール速度ω１ｍを発生し、ヨージャイロ３５ｂ
は測定されたヨー速度ω３ｍを発生する。加算ノード３
１ａ において、測定されたロール速度ω１ｍは標準モ
ード推定装置３２の出力からフィードバックされた推定
されたヨー速度＾ω３ と結合される。
ージャイロ３５ｂはまた特にヨー姿勢エラーが大きくな
るときに用いられる。ロールジャイロ３５ａ は測定さ
れたロール速度ω１ｍを発生し、ヨージャイロ３５ｂ
は測定されたヨー速度ω３ｍを発生する。加算ノード３
１ａ において、測定されたロール速度ω１ｍは標準モ
ード推定装置３２の出力からフィードバックされた推定
されたヨー速度＾ω３ と結合される。
【００１１】
【数１】
標準モード推定装置３２は末尾の式（１）の状態方程式
のマトリックスによってプログラムされたマイクロプロ
セッサを使用する。ここで、ＡとＢは宇宙船のロール力
学およびヨー力学および運動力学のモデルであるマトリ
ックスであり、Ｋａ とＫｂ はフィードバック利得の
マトリックスである。ロールジャイロ３５ａ およびヨ
ージャイロ３５ｂ が利用できるときのみ、式（２）の
項が追加される。スラスタが点火された後、標準モード
推定装置３２は連続する更新された測定されたロール姿
勢φｍ を受ける。推定されたロール姿勢＾φを連続し
てフィードバックするとき、推定されたロール姿勢＾φ
と、推定されたロール速度＾ω１ と、推定されたヨー
速度＾ω３ の新しい解をもたらす。これらの推定は状
態方程式の多くの反復後でスラスタが再び点火される前
に定常状態に達する。
のマトリックスによってプログラムされたマイクロプロ
セッサを使用する。ここで、ＡとＢは宇宙船のロール力
学およびヨー力学および運動力学のモデルであるマトリ
ックスであり、Ｋａ とＫｂ はフィードバック利得の
マトリックスである。ロールジャイロ３５ａ およびヨ
ージャイロ３５ｂ が利用できるときのみ、式（２）の
項が追加される。スラスタが点火された後、標準モード
推定装置３２は連続する更新された測定されたロール姿
勢φｍ を受ける。推定されたロール姿勢＾φを連続し
てフィードバックするとき、推定されたロール姿勢＾φ
と、推定されたロール速度＾ω１ と、推定されたヨー
速度＾ω３ の新しい解をもたらす。これらの推定は状
態方程式の多くの反復後でスラスタが再び点火される前
に定常状態に達する。
【００１２】標準モード推定装置の出力は伝達関数３８
−５２ を構成する論理回路３６に結合される。ソフト
ウェア論理関数は各伝達関数と関連する。
−５２ を構成する論理回路３６に結合される。ソフト
ウェア論理関数は各伝達関数と関連する。
【００１３】推定されたロール速度＾ω１ および推定
されたヨー速度＾ω３ はロール速度およびヨー速度エ
ラーεω１ とεω３ を決定するために加算ノード３
９，４１ で命令されたロール速度およびヨー速度と比
較される。推定されたロール姿勢＾φは宇宙船角度モー
メントベクトルＨｗ のロール成分＾φｃ を決定する
ために加算ノード３７で論理回路３６の伝達関数３８中
の推定されたヨー速度＾ω３ と結合される。Ｉ３ は
ヨー軸を中心とする宇宙船１０の慣性を示す。推定され
たロール成分＾φｃ はロール成分エラーεφｃ を決
定するために加算ノード４３で命令されたロール成分と
比較される。命令されたロール姿勢および速度は多くの
適用においてゼロであるが、センサバイアスをオフセッ
トするためにゼロでない数にセットされることができる
。
されたヨー速度＾ω３ はロール速度およびヨー速度エ
ラーεω１ とεω３ を決定するために加算ノード３
９，４１ で命令されたロール速度およびヨー速度と比
較される。推定されたロール姿勢＾φは宇宙船角度モー
メントベクトルＨｗ のロール成分＾φｃ を決定する
ために加算ノード３７で論理回路３６の伝達関数３８中
の推定されたヨー速度＾ω３ と結合される。Ｉ３ は
ヨー軸を中心とする宇宙船１０の慣性を示す。推定され
たロール成分＾φｃ はロール成分エラーεφｃ を決
定するために加算ノード４３で命令されたロール成分と
比較される。命令されたロール姿勢および速度は多くの
適用においてゼロであるが、センサバイアスをオフセッ
トするためにゼロでない数にセットされることができる
。
【００１４】ロール速度エラーεω１ とヨー速度エラ
ーεω３ およびロール成分エラーεφｃ はこれらの
エラーを消去するのに必要な補正信号Δω１ とΔω３
を発生させる論理回路３６の伝達関数５０，５２ に
供給される。伝達関数５２はロール速度およびヨー速度
エラーεω１ およびεω３ に比例する第１の組の補
正信号を生成する。ω限度および−ω限度は最大補正の
点を示す。伝達関数の原点にある円は補正を必要としな
い極小のデッドバンドを示す。
ーεω３ およびロール成分エラーεφｃ はこれらの
エラーを消去するのに必要な補正信号Δω１ とΔω３
を発生させる論理回路３６の伝達関数５０，５２ に
供給される。伝達関数５２はロール速度およびヨー速度
エラーεω１ およびεω３ に比例する第１の組の補
正信号を生成する。ω限度および−ω限度は最大補正の
点を示す。伝達関数の原点にある円は補正を必要としな
い極小のデッドバンドを示す。
【００１５】伝達関数５０はロール成分エラーεφｃ
に比例する第２の組の補正信号を生成する。範囲φｄｂ
は補正を必要としないデッドバンド範囲を示す。
に比例する第２の組の補正信号を生成する。範囲φｄｂ
は補正を必要としないデッドバンド範囲を示す。
【００１６】伝達関数５０の出力は利得Ｋ１ とＫ３
を生成する利得回路５６に供給される。利得回路５６は
第２の組の補正信号を増幅する。利得Ｋ１ とＫ３ は
宇宙船が発射される前に予めセットされることができる
。
を生成する利得回路５６に供給される。利得回路５６は
第２の組の補正信号を増幅する。利得Ｋ１ とＫ３ は
宇宙船が発射される前に予めセットされることができる
。
【００１７】論理回路３６はまた伝達関数４０−４８
を使用する。伝達関数４８は推定されたロール速度＾ω
１ とヨー速度＾ω３を入力する。その出力ａは章動速
度の２乗が速度デッドバンドωｄｂの２乗を超過すると
きに高い。章動速度は推定されたロール速度＾ω１ と
ヨー速度＾ω３ の２乗の和の平方根として定義される
。
を使用する。伝達関数４８は推定されたロール速度＾ω
１ とヨー速度＾ω３を入力する。その出力ａは章動速
度の２乗が速度デッドバンドωｄｂの２乗を超過すると
きに高い。章動速度は推定されたロール速度＾ω１ と
ヨー速度＾ω３ の２乗の和の平方根として定義される
。
【００１８】伝達関数４４，４６ は推定されたロール
成分＾φｃ を入力する。伝達関数４６の出力ｂは推定
されたロール成分＾φｃ が予め定められたδよりも少
ないときに高い。伝達関数４４の出力ｃは推定されたロ
ール成分＾φｃ が−δよりも大きいときに高い。δは
Ｉ３ とＨｗ の不確定性により＾φｃ の不確定性を
計算することによって決定される。
成分＾φｃ を入力する。伝達関数４６の出力ｂは推定
されたロール成分＾φｃ が予め定められたδよりも少
ないときに高い。伝達関数４４の出力ｃは推定されたロ
ール成分＾φｃ が−δよりも大きいときに高い。δは
Ｉ３ とＨｗ の不確定性により＾φｃ の不確定性を
計算することによって決定される。
【００１９】伝達関数４２は推定されたロール速度＾ω
１ とヨー速度＾ω３ を入力する。その出力ｄは章動
の位相の部分測定であるロール速度＾ω１ とヨー速度
＾ω３ の商がマイナス１に近いときに高い。
１ とヨー速度＾ω３ を入力する。その出力ｄは章動
の位相の部分測定であるロール速度＾ω１ とヨー速度
＾ω３ の商がマイナス１に近いときに高い。
【００２０】伝達関数４０は推定されたロール速度＾ω
１ を入力する。その出力ｅは推定されたロール速度＾
ω１ がゼロより大きいときに高い。
１ を入力する。その出力ｅは推定されたロール速度＾
ω１ がゼロより大きいときに高い。
【００２１】伝達関数４０−４８ は章動および姿勢補
正を制御する優先度を設定するように増幅器５８と、ア
ンドゲート６０，６４，６６と、オアゲート６２と、乗
算ノード５３，５４，５７に関係して動作する。例えば
、章動速度が速度デッドバンドωｄｂよりも大きいとき
、速度信号ａは速度補正だけを許容する。さらに、速度
は章動の位相が３π／４または−π／４であるときのみ
補正される。推定されたロール成分＾φｃ は、位相が
−π／４であるときに速度補正−δよりも大きくなけれ
ばならず、位相が３π／４であるときに速度補正δより
も小さくなければならない。一度、章動速度が速度デッ
ドバンドωｄｂより低くなると、姿勢補正は可能である
。
正を制御する優先度を設定するように増幅器５８と、ア
ンドゲート６０，６４，６６と、オアゲート６２と、乗
算ノード５３，５４，５７に関係して動作する。例えば
、章動速度が速度デッドバンドωｄｂよりも大きいとき
、速度信号ａは速度補正だけを許容する。さらに、速度
は章動の位相が３π／４または−π／４であるときのみ
補正される。推定されたロール成分＾φｃ は、位相が
−π／４であるときに速度補正−δよりも大きくなけれ
ばならず、位相が３π／４であるときに速度補正δより
も小さくなければならない。一度、章動速度が速度デッ
ドバンドωｄｂより低くなると、姿勢補正は可能である
。
【００２２】制御システム３０は宇宙船モーメントベク
トルＨｗ の推定されたロール成分＾φｃ に基づくロ
ール速度エラーεω１ とヨー速度エラーεω３ を補
正するので、章動制御と姿勢制御はまた結合される。こ
の結合は章動補正が姿勢補正を同様に行うことを許容す
るので、スラスタの使用を全体的に最小限にし燃料経済
を増加させることができる。さらに、宇宙船モーメント
ベクトルＨｗ の推定されたロール成分＾φｃ を制御
することによって、限界サイクルの可能性なしに速度デ
ッドバンドより少ない残留章動によってデッドバンド内
のロール捕捉を保証することが可能である。ヨー姿勢は
軌道結合によって間接的に制御される。システム３０は
大きい姿勢および速度であるときでさえも宇宙船の方向
を補正することが可能である。
トルＨｗ の推定されたロール成分＾φｃ に基づくロ
ール速度エラーεω１ とヨー速度エラーεω３ を補
正するので、章動制御と姿勢制御はまた結合される。こ
の結合は章動補正が姿勢補正を同様に行うことを許容す
るので、スラスタの使用を全体的に最小限にし燃料経済
を増加させることができる。さらに、宇宙船モーメント
ベクトルＨｗ の推定されたロール成分＾φｃ を制御
することによって、限界サイクルの可能性なしに速度デ
ッドバンドより少ない残留章動によってデッドバンド内
のロール捕捉を保証することが可能である。ヨー姿勢は
軌道結合によって間接的に制御される。システム３０は
大きい姿勢および速度であるときでさえも宇宙船の方向
を補正することが可能である。
【００２３】上記設定された優先度によると、伝達関数
５２の出力はアンドゲート６０の出力によって乗算され
る。 伝達関数５０の出力もまた増幅器５６の出力によって乗
算される。アンドゲート６０および増幅器５６の出力は
同時に補正されない。２つの積は補正信号Δω１ とΔ
ω３ を生成するために加算される。
５２の出力はアンドゲート６０の出力によって乗算され
る。 伝達関数５０の出力もまた増幅器５６の出力によって乗
算される。アンドゲート６０および増幅器５６の出力は
同時に補正されない。２つの積は補正信号Δω１ とΔ
ω３ を生成するために加算される。
【００２４】サンプル／ホールドオフ制御回路６８はス
ラスタの点火の間の最小遅延を設定する。この遅延は推
定されたロール姿勢＾φおよび推定されたロール速度＾
ω１ とヨー速度＾ω３ がスラスタの点火間の時間を
決定することを許容する。通常、推定されたロール速度
およびロール姿勢を決定することを許容するためにスラ
スタの点火の間に３つの時定数がある。
ラスタの点火の間の最小遅延を設定する。この遅延は推
定されたロール姿勢＾φおよび推定されたロール速度＾
ω１ とヨー速度＾ω３ がスラスタの点火間の時間を
決定することを許容する。通常、推定されたロール速度
およびロール姿勢を決定することを許容するためにスラ
スタの点火の間に３つの時定数がある。
【００２５】適切なスラスタ選択論理装置（ＯＴＳ）７
０は補正信号Δω１ とΔω３ をスラスタに時間通り
（または活動時間）に変換する線形プログラムを使用す
るアルゴリズムを含み、また適切なスラスタの組を選び
、点火命令をアクチュエータ７２に与える。ＯＴＳはま
た、スラスタ点火によって発生され、標準モード推定装
置に供給されるトルクτ１ とτ３ を計算する。
０は補正信号Δω１ とΔω３ をスラスタに時間通り
（または活動時間）に変換する線形プログラムを使用す
るアルゴリズムを含み、また適切なスラスタの組を選び
、点火命令をアクチュエータ７２に与える。ＯＴＳはま
た、スラスタ点火によって発生され、標準モード推定装
置に供給されるトルクτ１ とτ３ を計算する。
【００２６】スラスタ特性の標準測定はインパルスビッ
ト（ｉｂｉｔ）である。ｉｂｉｔはポンド・秒の単位で
の推力の大きさと推力の時間との積として定義される。 所定量の推力に対して、ｉｂｉｔは推力時間によって決
定される。統計的に、ｉｂｉｔは３つの標準変位平均の
３σ内に入る全てのｉｂｉｔの９９．７％で標準分布曲
線に伴う。本発明の制御システムは宇宙船バイアスモー
メントおよびロール姿勢方向要求に関して大きい最小ｉ
ｂｉｔおよび大きい３σｉｂｉｔの不確定性を示すスラ
スタを使用することが可能である。 （最小ｉｂｉｔ＋３σｉｂｉｔ不確定性）（スラスタト
ルクアーム）／Ｈｗ は（最大ロール姿勢／２と近似し
た値）である。この構成は小さいスラスタを使用する構
成よりも簡単で低コストであるが、従来の制御装置によ
って示された不十分な性能の原因である。ロールデッド
バンドφｄｂおよび速度デッドバンドωｄｂの大きさは
最小スラスタｉｂｉｔと３σｉｂｉｔの変化の直接関数
である。
ト（ｉｂｉｔ）である。ｉｂｉｔはポンド・秒の単位で
の推力の大きさと推力の時間との積として定義される。 所定量の推力に対して、ｉｂｉｔは推力時間によって決
定される。統計的に、ｉｂｉｔは３つの標準変位平均の
３σ内に入る全てのｉｂｉｔの９９．７％で標準分布曲
線に伴う。本発明の制御システムは宇宙船バイアスモー
メントおよびロール姿勢方向要求に関して大きい最小ｉ
ｂｉｔおよび大きい３σｉｂｉｔの不確定性を示すスラ
スタを使用することが可能である。 （最小ｉｂｉｔ＋３σｉｂｉｔ不確定性）（スラスタト
ルクアーム）／Ｈｗ は（最大ロール姿勢／２と近似し
た値）である。この構成は小さいスラスタを使用する構
成よりも簡単で低コストであるが、従来の制御装置によ
って示された不十分な性能の原因である。ロールデッド
バンドφｄｂおよび速度デッドバンドωｄｂの大きさは
最小スラスタｉｂｉｔと３σｉｂｉｔの変化の直接関数
である。
【００２７】制御は本体ロール／ヨー平面におけるの大
きさＴｃ および位相αを有するインパルストルクを命
令することによって達成される。制御トルクは１章動期
間当り最大速度の４乃至５インパルストルクで命令され
る。したがって、軌道ロール／ヨー平面上に投影された
本体軸の運動は円弧によって特徴つけられ、その中心は
軌道結合により移動し、その大きさおよび位相はスラス
タが点火されるときに瞬間的に変化する。
きさＴｃ および位相αを有するインパルストルクを命
令することによって達成される。制御トルクは１章動期
間当り最大速度の４乃至５インパルストルクで命令され
る。したがって、軌道ロール／ヨー平面上に投影された
本体軸の運動は円弧によって特徴つけられ、その中心は
軌道結合により移動し、その大きさおよび位相はスラス
タが点火されるときに瞬間的に変化する。
【００２８】図４の（ａ）は利得Ｋ３ がゼロであるよ
うに選択され、利得Ｋ１ はゼロより大きいとき、エラ
ー累積およびそれに続く制御装置の補正シーケンスの簡
単な理論的な場合を説明する。宇宙船の運動および補正
は軌道ロール／ヨー平面およびロールデッドバンドφｄ
ｂに基づく。点線は軌道ロール／ヨー平面上へのモーメ
ントベクトルの投影を示し、実線は軌道ロール／ヨー平
面上への本体ピッチ軸の投影を示す。
うに選択され、利得Ｋ１ はゼロより大きいとき、エラ
ー累積およびそれに続く制御装置の補正シーケンスの簡
単な理論的な場合を説明する。宇宙船の運動および補正
は軌道ロール／ヨー平面およびロールデッドバンドφｄ
ｂに基づく。点線は軌道ロール／ヨー平面上へのモーメ
ントベクトルの投影を示し、実線は軌道ロール／ヨー平
面上への本体ピッチ軸の投影を示す。
【００２９】時間ｔ＝０のおいて、ロール成分はゼロで
あり、ロール速度およびヨー速度は速度デッドバンドω
ｄｂ内にある。時間ｔ＝１において、軌道結合は推定さ
れたロール成分＾φｃ がロールデッドバンドφｄｂを
超過することをもたらし、スラスタは点火される。モー
メントベクトルＨｗ は負のヨー方向にΔｈ／Ｈｗ に
才差運動され、Δｈは本体ロールおよびヨー角度モーメ
ントの変化と等しい。本体ピッチ軸はモーメントベクト
ルＨｗ 中心を章動する。
あり、ロール速度およびヨー速度は速度デッドバンドω
ｄｂ内にある。時間ｔ＝１において、軌道結合は推定さ
れたロール成分＾φｃ がロールデッドバンドφｄｂを
超過することをもたらし、スラスタは点火される。モー
メントベクトルＨｗ は負のヨー方向にΔｈ／Ｈｗ に
才差運動され、Δｈは本体ロールおよびヨー角度モーメ
ントの変化と等しい。本体ピッチ軸はモーメントベクト
ルＨｗ 中心を章動する。
【００３０】時間ｔ＝ｔ２ において、章動の位相は約
−π／４であるとして検出される。推定されたロール成
分＾φｃ は−δよりも大きい。したがって、スラスタ
は再度点火され、モーメントベクトルＨｗ は角度−π
／４でΔｈ／Ｈｗ に才差運動される。章動の補正はロ
ール姿勢の補正を生じさせる。
−π／４であるとして検出される。推定されたロール成
分＾φｃ は−δよりも大きい。したがって、スラスタ
は再度点火され、モーメントベクトルＨｗ は角度−π
／４でΔｈ／Ｈｗ に才差運動される。章動の補正はロ
ール姿勢の補正を生じさせる。
【００３１】図４の（ｂ）は、Ｋ１ ＝−Ｋ３ である
とき推定されたロール成分＾φｃ が正ロールデッドバ
ンド＋φｄｂと等しいときに、最小ｉｂｉｔパルスが生
じるような場合を説明する。全補正はヨーが−１．４１
Δｈ／Ｈｗ であり、ロールが−１．４１ Δｈ／Ｈ
ｗ である。
とき推定されたロール成分＾φｃ が正ロールデッドバ
ンド＋φｄｂと等しいときに、最小ｉｂｉｔパルスが生
じるような場合を説明する。全補正はヨーが−１．４１
Δｈ／Ｈｗ であり、ロールが−１．４１ Δｈ／Ｈ
ｗ である。
【００３２】本発明は好ましい実施例を含む特定の基準
と共に説明されたが、変形および変更は特許請求の範囲
の技術的範囲内で行われることが可能である。
と共に説明されたが、変形および変更は特許請求の範囲
の技術的範囲内で行われることが可能である。
【図１】ロール、ピッチ、およびヨー軸を示すデカルト
座標系の原点付近を中心とする宇宙船の簡単な概略図。
座標系の原点付近を中心とする宇宙船の簡単な概略図。
【図２】天体周辺の静止軌道上のモーメントバイアスさ
れた宇宙船の上面図およびそれに使用されたる軌道基準
フレームと宇宙船基準フレーム。
れた宇宙船の上面図およびそれに使用されたる軌道基準
フレームと宇宙船基準フレーム。
【図３】本発明の制御システムのブロック図。
【図４】仮定した２つの場合でのエラー累積および制御
システム用のそれに続く補正シーケンスを論証するため
に使用されるロールおよびヨー軸から構成されたデカル
ト座標系。
システム用のそれに続く補正シーケンスを論証するため
に使用されるロールおよびヨー軸から構成されたデカル
ト座標系。
１０…宇宙船、１４ａ−１４ｄ …スラスタ、３０…制
御システム、３２…推定装置、３４…センサ、３５ａ，
３５ｂ …ジャイロ、３６…論理回路、５２…利得回路
、７２…アクチュエータ。
御システム、３２…推定装置、３４…センサ、３５ａ，
３５ｂ …ジャイロ、３６…論理回路、５２…利得回路
、７２…アクチュエータ。
Claims (5)
- 【請求項１】 ロール、ピッチ、およびヨー軸を有す
るモーメントバイアスされた運動体用の姿勢および章動
制御システムにおいて、 （ａ）瞬間的なロール姿勢を測定するセンサ手段と、（
ｂ）ロール姿勢と、ロール速度と、ヨー速度の定常状態
値を推定する前記センサ手段に結合された推定装置手段
と、 （ｃ）ロール姿勢と、ロール速度と、ヨー速度の定常状
態値が予め定められた限界外であるとき、補正信号を発
生させる前記推定装置に結合された論理手段と、（ｄ）
ロール姿勢と、ロール速度と、ヨー速度の定常状態値を
予め定められた限界内にもたらすトルクを生成する複数
のスラスタと、 （ｅ）補正信号に応答して前記スラスタを付勢し、前記
推定装置手段により使用するために補正信号の変化を伴
うトルクを決定する前記論理手段と前記スラスタとの間
に結合された点火手段とを具備していることを特徴とす
る運動体用姿勢および章動制御システム。 - 【請求項２】 前記点火手段は、 （ａ）スラスタ付勢間の補正信号をサンプリングするサ
ンプリング回路と、 （ｂ）付勢のためにスラスタを選択し、スラスタ付勢の
期間を決定し、補正信号の変化に伴うトルクを決定する
前記サンプリング回路に結合された適切なスラスタ選択
手段と、 （ｃ）前記スラスタを付勢する前記適切なスラスタ選択
手段に結合されたアクチュエータとを具備する請求項１
記載のシステム。 - 【請求項３】 前記推定装置は定常状態ロール姿勢値
の負フィードバックを使用する１組の状態方程式によっ
てプログラムされているマイクロプロセッサを含む請求
項１記載のシステム。 - 【請求項４】 前記論理手段は、 （ａ）前記推定装置手段の定常状態ロール姿勢および定
常状態ヨー速度出力を受け、運動体の角度モーメントベ
クトルのロール成分を決定する第１のソフトウェア論理
関数と、補正信号を発生する第２の組のソフトウェア論
理関数と、補正信号の適切な位相を決定し、ロール成分
と定常状態ロール速度と定常状態ヨー速度が予め定めら
れた限界を超過するか否かを決定する第３の組のソフト
ウェア論理関数とを構成するマイクロプロセッサと、（
ｂ）ロール成分と、定常状態ロール速度と、ヨー速度が
命令された値と異なるとき、前記第２の組のソフトウェ
ア論理関数に補正信号を発生させるエラー信号を発生す
る前記マイクロプロセッサに結合された比較手段と、（
ｃ）点火手段への補正信号の伝送を制御する前記マイク
ロプロセッサに結合された制御回路手段とを含む請求項
１記載のシステム。 - 【請求項５】 ロール、ピッチ、およびヨー軸を有す
るモーメントバイアスされた運動体用の姿勢および章動
制御システムにおいて、 （ａ）瞬間的なロール姿勢と、ロール速度と、ヨー速度
とを測定するセンサ手段と、 （ｂ）ロール姿勢と、ロール速度と、ヨー速度の定常状
態値を推定し、定常状態ロール姿勢と、ロール速度と、
ヨー速度値の負フィードバックを使用する１組の状態方
程式によってプログラムされたマイクロプロセッサを含
む前記センサ手段に結合された推定装置手段と、（ｃ）
ロール姿勢と、ロール速度と、ヨー速度の定常状態値が
予め定められた限界外であるとき補正信号を発生させ、
前記推定装置手段の定常状態ロール姿勢および定常状態
ヨー速度出力を受信して運動体の角度モーメントベクト
ルのロール成分を決定する第１のソフトウェア論理関数
と、補正信号を発生する第２の組のソフトウェア論理関
数と、補正信号の適切な位相を決定し、ロール成分と定
常状態ロール速度と定常状態ヨー速度が予め定められた
限界を超過するか否かを決定する第３の組のソフトウェ
ア論理関数とを構成するマイクロプロセッサと、点火手
段への補正信号の伝送を制御する制御回路手段と、ロー
ル成分と定常状態ロール速度と定常状態ヨー速度とが命
令された値と異なるときにエラー信号を発生させて前記
第２の組のソフトウェア論理関数に補正信号を発生させ
る前記マイクロプロセッサに結合された比較手段とを含
む前記推定装置に結合された論理手段と、（ｄ）ロール
姿勢と、ロール速度と、ヨー速度の定常状態値を予め定
められた限界内にもたらすトルクを生成する複数のスラ
スタと、 （ｅ）前記論理手段と前記スラスタの間に結合されて前
記スラスタを付勢し、スラスタ付勢間の補正信号をサン
プリングするサンプリング回路と、付勢のためにスラス
タを選択し、スラスタ付勢の期間を決定し、補正信号の
変化を伴うトルクを決定する前記サンプリング回路に結
合された適切なスラスタの選択手段と、前記スラスタを
付勢する前記適切なスラスタの選択手段に結合されたア
クチュエータとを含む点火手段とを具備していることを
特徴とする運動体用姿勢および章動制御システム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/534,216 US5098041A (en) | 1990-06-07 | 1990-06-07 | Attitude control system for momentum-biased spacecraft |
| US534216 | 1990-06-07 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04231296A true JPH04231296A (ja) | 1992-08-20 |
| JP2625286B2 JP2625286B2 (ja) | 1997-07-02 |
Family
ID=24129157
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3160878A Expired - Lifetime JP2625286B2 (ja) | 1990-06-07 | 1991-06-06 | モーメントバイアスされた宇宙船用の姿勢制御システム |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5098041A (ja) |
| EP (1) | EP0460935B1 (ja) |
| JP (1) | JP2625286B2 (ja) |
| CA (1) | CA2041857C (ja) |
| DE (1) | DE69128214T2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3937423A (en) * | 1974-01-25 | 1976-02-10 | Hughes Aircraft Company | Nutation and roll error angle correction means |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2041857C (en) | 1993-11-09 |
| CA2041857A1 (en) | 1991-12-08 |
| EP0460935A2 (en) | 1991-12-11 |
| US5098041A (en) | 1992-03-24 |
| DE69128214T2 (de) | 1998-03-19 |
| JP2625286B2 (ja) | 1997-07-02 |
| EP0460935A3 (en) | 1993-04-28 |
| DE69128214D1 (de) | 1998-01-02 |
| EP0460935B1 (en) | 1997-11-19 |
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