JPH0436920B2 - - Google Patents
Info
- Publication number
- JPH0436920B2 JPH0436920B2 JP59207507A JP20750784A JPH0436920B2 JP H0436920 B2 JPH0436920 B2 JP H0436920B2 JP 59207507 A JP59207507 A JP 59207507A JP 20750784 A JP20750784 A JP 20750784A JP H0436920 B2 JPH0436920 B2 JP H0436920B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- axis
- angle
- satellite
- sensor
- roll
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Variable-Direction Aerials And Aerial Arrays (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、静止軌道上を飛翔する人工衛星の
三軸姿勢制御に関するものである。
三軸姿勢制御に関するものである。
〔従来の技術〕
人工衛星に固定された三つの互いに直交する
軸、すなわち、ロール軸、ピツチ軸、ヨー軸が順
に、衛星の進行方向、軌道面に垂直な方向、地球
中心方向を向くように制御されるものは、三軸姿
勢制御型人工衛星と呼ばれる。姿勢誤差は、前記
ロール軸、ピツチ軸、ヨー軸のまわりのそれぞれ
基準方向からの回転誤差として定義され、順にロ
ール角、ピツチ角、ヨー角あるいは、ロール誤
差、ピツチ誤差、ヨー誤差と呼ばれる。三軸姿勢
制御型人工衛星の一例として第３図に示す構成の
ものがある。図において、１は人工衛星のロール
角とピツチ角を検出する地球センサ、２は人工衛
星本体、３はロール軸、４はピツチ軸、５はヨー
軸、６は回転軸がピツチ軸４と平行になるように
衛星に取り付けられたモーメンタムホイール、７
は回転軸がロール軸３とヨー軸５で成す平面内に
ある軸と平行になるように衛星に取り付けられた
リアクシヨンホイール、８は制御電子回路であ
る。
軸、すなわち、ロール軸、ピツチ軸、ヨー軸が順
に、衛星の進行方向、軌道面に垂直な方向、地球
中心方向を向くように制御されるものは、三軸姿
勢制御型人工衛星と呼ばれる。姿勢誤差は、前記
ロール軸、ピツチ軸、ヨー軸のまわりのそれぞれ
基準方向からの回転誤差として定義され、順にロ
ール角、ピツチ角、ヨー角あるいは、ロール誤
差、ピツチ誤差、ヨー誤差と呼ばれる。三軸姿勢
制御型人工衛星の一例として第３図に示す構成の
ものがある。図において、１は人工衛星のロール
角とピツチ角を検出する地球センサ、２は人工衛
星本体、３はロール軸、４はピツチ軸、５はヨー
軸、６は回転軸がピツチ軸４と平行になるように
衛星に取り付けられたモーメンタムホイール、７
は回転軸がロール軸３とヨー軸５で成す平面内に
ある軸と平行になるように衛星に取り付けられた
リアクシヨンホイール、８は制御電子回路であ
る。
この例の構成から成る人工衛星の姿勢制御は、
コントロールドバイアスモーメンタム方式と呼ば
れ、地球センサ１によつて検出されたロール角信
号に基づいてリアクシヨンホイール７の回転速度
を、又、ピツチ角信号に基づいてモーメンタムホ
イール６の回転速度を、それぞれ加減速すること
によつて達成される。ここで、ヨー角については
センサを使用した能動制御を行なわなくても、モ
ーメンタムホイール６の有するジヤイロ剛性によ
り受動的にある精度内に保持されるという原理に
よつている。この方式は、コントロールドバイア
スモーメンタム方式や、リアクシヨンホイールを
使用しないバイアスモーメンタム方式に特有な性
質であり、比較的検出の難しいヨー角を検出しな
くても済むので広く実用化されている。又、前記
のロール角の制御ではロール角の制御の他に、ロ
ール角とヨー角の連成した運動であるニユーテー
シヨン運動をも減衰させる事ができるので、ロー
ル／ヨー制御と呼ばれる事が多いので以下、ロー
ル／ヨー制御と呼ぶ事にする。又、ピツチ制御
は、上記のように地球センサ１のピツチ角信号に
基づいてモーメンタムホイール６の速度を加減速
する事により容易に実現できるのでここでは説明
しない。ロール／ヨー制御は、人工衛星のロール
角とピツチ角のダイナミツクスと地球センサの伝
達特性を含んだ形の伝達関数第(1)式を基にして設
計される。
コントロールドバイアスモーメンタム方式と呼ば
れ、地球センサ１によつて検出されたロール角信
号に基づいてリアクシヨンホイール７の回転速度
を、又、ピツチ角信号に基づいてモーメンタムホ
イール６の回転速度を、それぞれ加減速すること
によつて達成される。ここで、ヨー角については
センサを使用した能動制御を行なわなくても、モ
ーメンタムホイール６の有するジヤイロ剛性によ
り受動的にある精度内に保持されるという原理に
よつている。この方式は、コントロールドバイア
スモーメンタム方式や、リアクシヨンホイールを
使用しないバイアスモーメンタム方式に特有な性
質であり、比較的検出の難しいヨー角を検出しな
くても済むので広く実用化されている。又、前記
のロール角の制御ではロール角の制御の他に、ロ
ール角とヨー角の連成した運動であるニユーテー
シヨン運動をも減衰させる事ができるので、ロー
ル／ヨー制御と呼ばれる事が多いので以下、ロー
ル／ヨー制御と呼ぶ事にする。又、ピツチ制御
は、上記のように地球センサ１のピツチ角信号に
基づいてモーメンタムホイール６の速度を加減速
する事により容易に実現できるのでここでは説明
しない。ロール／ヨー制御は、人工衛星のロール
角とピツチ角のダイナミツクスと地球センサの伝
達特性を含んだ形の伝達関数第(1)式を基にして設
計される。
GP1（Ｓ）＝cosα／IXＳ＋hB／IZtanα／S2＋ωN 2・G
S1（Ｓ）…(1) ここで、Ｓはラプラス演算子、GP1（Ｓ）は入
力をリアクシヨンホイール７の有する角運動量、
出力を地球センサ１のロール角信号とした伝達関
数、IX，IZは人工衛星全体のロール軸、ヨー軸ま
わりの慣性モーメント、hsはモーメンタムホイー
ル６の有する角運動量の大きさ（−ピツチ軸方向
を正とする）、ωNはニユーテーシヨン角速度であ
り第(2)式で定義される量、αはリアクシヨンホイ
ールのオフセツト角であり、第４図のように定義
される。
S1（Ｓ）…(1) ここで、Ｓはラプラス演算子、GP1（Ｓ）は入
力をリアクシヨンホイール７の有する角運動量、
出力を地球センサ１のロール角信号とした伝達関
数、IX，IZは人工衛星全体のロール軸、ヨー軸ま
わりの慣性モーメント、hsはモーメンタムホイー
ル６の有する角運動量の大きさ（−ピツチ軸方向
を正とする）、ωNはニユーテーシヨン角速度であ
り第(2)式で定義される量、αはリアクシヨンホイ
ールのオフセツト角であり、第４図のように定義
される。
図において９はオフセツト角である。なお、第
(1)式は、以下の第（２−ａ）式、第（２−ｂ）式
とから導かれる。第（２−ａ）式は、ロール角φ
とヨー角ψ IXφ・＋hBψ＝Hcosα IZψ・−hBφ＝−Hsinα …（２−ａ） φS＝GS1（Ｓ）・φ …（２−ｂ） の時間応答を支配する運動方程式である、線型化
したものである。ここに、φ・，ψ・は各々、φ，ψ
の時間変化率を、Ｈはリアクシヨンホイールの有
する角運動量である。第（２−ｂ）式は、ロール
角と地球センサのロール角出力φSとを関係付ける
式である。GS1(S)は通常、１次や２次の遅れ要素
としてモデル化されることが多い。第（２−ａ）
式，第（２−ｂ）式をラプラス変換して、φS／Ｈ
を求めたものが、第(1)式の伝達関数である。
(1)式は、以下の第（２−ａ）式、第（２−ｂ）式
とから導かれる。第（２−ａ）式は、ロール角φ
とヨー角ψ IXφ・＋hBψ＝Hcosα IZψ・−hBφ＝−Hsinα …（２−ａ） φS＝GS1（Ｓ）・φ …（２−ｂ） の時間応答を支配する運動方程式である、線型化
したものである。ここに、φ・，ψ・は各々、φ，ψ
の時間変化率を、Ｈはリアクシヨンホイールの有
する角運動量である。第（２−ｂ）式は、ロール
角と地球センサのロール角出力φSとを関係付ける
式である。GS1(S)は通常、１次や２次の遅れ要素
としてモデル化されることが多い。第（２−ａ）
式，第（２−ｂ）式をラプラス変換して、φS／Ｈ
を求めたものが、第(1)式の伝達関数である。
この制御対象に対して、地球センサ１のロール
角信号に基づいて適切にリアクシヨンホイール７
の回転速度を増減する事により、ロール角とヨー
角の運動を安定に制御できる事は良く知られてい
る。又、(1)式より判るように、オフセツト角α９
の大きさ（符号を含めて）が制御対象の特性を表
わす代表的なパラメータとなつており、この値に
対して適切な制御系が構成される。
角信号に基づいて適切にリアクシヨンホイール７
の回転速度を増減する事により、ロール角とヨー
角の運動を安定に制御できる事は良く知られてい
る。又、(1)式より判るように、オフセツト角α９
の大きさ（符号を含めて）が制御対象の特性を表
わす代表的なパラメータとなつており、この値に
対して適切な制御系が構成される。
ところが、通信衛星等ではアンテナの地球局に
対する指向精度を向上させる事が要求される。こ
のような要求にとつては、前記の姿勢制御がその
姿勢の基準として地球センサを用いており、人工
衛星のヨー軸を地球中心に向け、かつロール軸を
人工衛星の進行方向に一致させるような制御であ
る事から、もしロール、ピツチ、ヨーの全姿勢誤
差が完全に零に制御させたとしても、軌道誤差の
影響を受けたり、又、地球センサは、地球の周辺
に分布する炭酸ガス層を検出するので、その炭酸
ガス層の分布の変動により精度をある程度以下ま
で追い込むことができないという問題点があつ
た。
対する指向精度を向上させる事が要求される。こ
のような要求にとつては、前記の姿勢制御がその
姿勢の基準として地球センサを用いており、人工
衛星のヨー軸を地球中心に向け、かつロール軸を
人工衛星の進行方向に一致させるような制御であ
る事から、もしロール、ピツチ、ヨーの全姿勢誤
差が完全に零に制御させたとしても、軌道誤差の
影響を受けたり、又、地球センサは、地球の周辺
に分布する炭酸ガス層を検出するので、その炭酸
ガス層の分布の変動により精度をある程度以下ま
で追い込むことができないという問題点があつ
た。
この発明は、かかる問題点を解決するためにな
されたもので、地球局に対するアンテナの指向精
度を向上させる三軸姿勢制御装置を得ることを目
的とする。
されたもので、地球局に対するアンテナの指向精
度を向上させる三軸姿勢制御装置を得ることを目
的とする。
この発明に係る三軸姿勢制御装置は、従来のコ
ントロールドバイアスモーメンタム方式で用いて
いた地球センサのロール角信号、ピツチ角信号の
替りに、人工衛星本体に取り付けられたアールエ
フセンサのエレベーシヨン角信号、アジマス角信
号を用いるようにしたものである。
ントロールドバイアスモーメンタム方式で用いて
いた地球センサのロール角信号、ピツチ角信号の
替りに、人工衛星本体に取り付けられたアールエ
フセンサのエレベーシヨン角信号、アジマス角信
号を用いるようにしたものである。
この発明においては、姿勢角の検出が、地球中
心方向に対するロール角、ピツチ角ではなく、直
接、アールエフセンサにより地球局に対するエレ
ベーシヨン角、アジマス角を検出し制御に用いる
ので、軌道誤差の影響を受けない。又、検出精度
に限度のある地球センサを用いないので、精度良
い姿勢制御が可能である。
心方向に対するロール角、ピツチ角ではなく、直
接、アールエフセンサにより地球局に対するエレ
ベーシヨン角、アジマス角を検出し制御に用いる
ので、軌道誤差の影響を受けない。又、検出精度
に限度のある地球センサを用いないので、精度良
い姿勢制御が可能である。
第１図はこの発明の一実施例を示す構成図であ
り、２〜８は前記従来装置と全く同一のものであ
る。１０は、地球局方向の人工衛星に対する相対
的なアジマス角、エレベーシヨン角を検出するア
ールエフセンサである。この例の構成から成るバ
イアスモーメンタム衛星のロール／ヨー制御は上
記アールエフセンサ１０のエレベーシヨン角信号
を用いて、又ピツチ制御はアジマス角信号を用い
て行なうが、これらの信号は軌道誤差やアライン
メント誤差がないときには人工衛星のロール角と
ヨー角と略第(3)式で表わせる関係がある。
り、２〜８は前記従来装置と全く同一のものであ
る。１０は、地球局方向の人工衛星に対する相対
的なアジマス角、エレベーシヨン角を検出するア
ールエフセンサである。この例の構成から成るバ
イアスモーメンタム衛星のロール／ヨー制御は上
記アールエフセンサ１０のエレベーシヨン角信号
を用いて、又ピツチ制御はアジマス角信号を用い
て行なうが、これらの信号は軌道誤差やアライン
メント誤差がないときには人工衛星のロール角と
ヨー角と略第(3)式で表わせる関係がある。
El＝φ−β1ψ
Az＝θ＋β2ψ …(3)
ここに、φ，θ，ψは順に人工衛星のロール
角、ピツチ角、ヨー角、El，Azは順にアールエ
フセンサのエレベーシヨン角信号、アジマス角信
号、β1，β2は人工衛星の静止経度と地球局の緯
度、経度によつて決まる定数であり第２図で定義
される。図において、１１は地球の北極軸方向、
１２は地球の赤道面、１３はβ1、１４はβ2であ
る。
角、ピツチ角、ヨー角、El，Azは順にアールエ
フセンサのエレベーシヨン角信号、アジマス角信
号、β1，β2は人工衛星の静止経度と地球局の緯
度、経度によつて決まる定数であり第２図で定義
される。図において、１１は地球の北極軸方向、
１２は地球の赤道面、１３はβ1、１４はβ2であ
る。
ここで、上記エレベーシヨン信号を用いてロー
ル／ヨー制御を行なう場合の、入力をリアクシヨ
ンホイールの有する角運動量とし出力をアールエ
フセンサのエレベーシヨン信号とした時の伝達関
数GP2（Ｓ）は第(4)式のようになる。
ル／ヨー制御を行なう場合の、入力をリアクシヨ
ンホイールの有する角運動量とし出力をアールエ
フセンサのエレベーシヨン信号とした時の伝達関
数GP2（Ｓ）は第(4)式のようになる。
GP2（Ｓ）＝cos（α−β1／ＩＳ＋hB／Ｉtan（α−β
1）／S2＋ωN 2GS2（Ｓ）…(4) ここに、GS2（Ｓ）はアールエフセンサの伝達関
数である。又、この第(4)式は、α，β1が１ラヂア
ンに比べて小さい時の近似式である。又、説明を
簡単にするためにIXとIZも等しい場合を仮定して
おりＩで表わしている。
1）／S2＋ωN 2GS2（Ｓ）…(4) ここに、GS2（Ｓ）はアールエフセンサの伝達関
数である。又、この第(4)式は、α，β1が１ラヂア
ンに比べて小さい時の近似式である。又、説明を
簡単にするためにIXとIZも等しい場合を仮定して
おりＩで表わしている。
第(4)式は、第(1)式においてリアクシヨンホイー
ルのオフセツト角αをα−β1で置き換えたものに
等しい。すなわち、リアクシヨンホイールのオフ
セツト角からβ1を引いた値を等価的なオフセツト
角と考えれば、この系は従来の系と全く同一の構
造をしている。系の安定化や制御精度等の観点か
らα−β1にはある望まれる範囲がある。β1は、衛
星が地球局に比べて西側に静止する場合は正、東
側に静止する場合は負となる量なので、β1の大き
さに従がつて、リアクシヨンホイールのオフセツ
ト角αをその分だけ増減させて衛星に取り付ける
事により従来の系と全く同一の条件で制御する事
ができる。一方、ピツチ系に関しては、制御対象
のダイナミクスがロール／ヨー系と完全に分離さ
れているので、ヨー角の影響の混じつたアールエ
フセンサのアジマス信号を純粋のピツチ角信号の
代りに用いても系の安定性には全く影響を与えな
いので問題なく用いる事ができる。
ルのオフセツト角αをα−β1で置き換えたものに
等しい。すなわち、リアクシヨンホイールのオフ
セツト角からβ1を引いた値を等価的なオフセツト
角と考えれば、この系は従来の系と全く同一の構
造をしている。系の安定化や制御精度等の観点か
らα−β1にはある望まれる範囲がある。β1は、衛
星が地球局に比べて西側に静止する場合は正、東
側に静止する場合は負となる量なので、β1の大き
さに従がつて、リアクシヨンホイールのオフセツ
ト角αをその分だけ増減させて衛星に取り付ける
事により従来の系と全く同一の条件で制御する事
ができる。一方、ピツチ系に関しては、制御対象
のダイナミクスがロール／ヨー系と完全に分離さ
れているので、ヨー角の影響の混じつたアールエ
フセンサのアジマス信号を純粋のピツチ角信号の
代りに用いても系の安定性には全く影響を与えな
いので問題なく用いる事ができる。
この発明は以上説明したとおり、従来用いてい
た地球センサのロール角信号とピツチ角信号の代
りに、アールエフセンサのエレベーシヨン角信号
とアジマス角信号を用いる事により制御精度を向
上させ、かつ、人工衛星の静止経度と地球局の経
度とで決まる角度を考慮して、リアクシヨンホイ
ールの回転軸方向を決定し、人工衛星に取り付
け、リアクシヨンホイールの回転数を加減速する
ことにより、三軸姿勢制御が行なえるという効果
がある。
た地球センサのロール角信号とピツチ角信号の代
りに、アールエフセンサのエレベーシヨン角信号
とアジマス角信号を用いる事により制御精度を向
上させ、かつ、人工衛星の静止経度と地球局の経
度とで決まる角度を考慮して、リアクシヨンホイ
ールの回転軸方向を決定し、人工衛星に取り付
け、リアクシヨンホイールの回転数を加減速する
ことにより、三軸姿勢制御が行なえるという効果
がある。
第１図はこの発明の一実施例を示す構成図、第
２図は人工衛星から見た地球局の方向を定義する
図、第３図は従来の三軸姿勢制御型人工衛星の構
成図、第４図はリアクシヨンホイールのオフセツ
ト角を定義する図である。 図において、１は人工衛星のロール角とピツチ
角を検出する地球センサ、２は人工衛星本体、３
はロール軸、４はピツチ軸、５はヨー軸、６はモ
ーメンタムホイール、７はリアクシヨンホイー
ル、８は制御電子回路、９はオフセツト角、１０
はアールエフセンサ、１１は地球の北極軸方向、
１２は地球の赤道面、１３はβ1、１４はβ2であ
る。なお、図中同一あるいは相当部分には同一符
号を付して示している。
２図は人工衛星から見た地球局の方向を定義する
図、第３図は従来の三軸姿勢制御型人工衛星の構
成図、第４図はリアクシヨンホイールのオフセツ
ト角を定義する図である。 図において、１は人工衛星のロール角とピツチ
角を検出する地球センサ、２は人工衛星本体、３
はロール軸、４はピツチ軸、５はヨー軸、６はモ
ーメンタムホイール、７はリアクシヨンホイー
ル、８は制御電子回路、９はオフセツト角、１０
はアールエフセンサ、１１は地球の北極軸方向、
１２は地球の赤道面、１３はβ1、１４はβ2であ
る。なお、図中同一あるいは相当部分には同一符
号を付して示している。
Claims (1)
- １ ピツチ軸の近傍方向に角運動量を保持するこ
とにより人工衛星にジヤイロ剛性を与えると共
に、その回転速度を変化させる事により前記人工
衛星のピツチ軸まわりの姿勢角を制御するための
モーメンタムホイールと、ロール軸とヨー軸で成
す平面内の近傍方向に回転軸を有し、その回転速
度を変化させることにより前記人工衛星のロール
軸まわりの姿勢角の制御とニユーテーシヨン運動
の減衰を行なうためのリアクシヨンホイールと、
上記人工衛星に固定して取り付けられ、地球局か
ら発せられるビーコン波を受信することにより、
地球局方向の前記人工衛星に対する相対的なアジ
マス角、エレベーシヨン角を検出するアールエフ
センサとから構成される人工衛星の三軸姿勢制御
装置において、前記アールエフセンサのエレベー
シヨン角に基づいて前記リアクシヨンホイールの
回転速度を加減速し、又前記アールエフセンサの
アジマス角に基づいて前記モーメンタムホイール
の回転速度を加減速する事を特徴とする人工衛星
の三軸姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59207507A JPS6185299A (ja) | 1984-10-03 | 1984-10-03 | 人工衛星の三軸姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59207507A JPS6185299A (ja) | 1984-10-03 | 1984-10-03 | 人工衛星の三軸姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6185299A JPS6185299A (ja) | 1986-04-30 |
| JPH0436920B2 true JPH0436920B2 (ja) | 1992-06-17 |
Family
ID=16540863
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59207507A Granted JPS6185299A (ja) | 1984-10-03 | 1984-10-03 | 人工衛星の三軸姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6185299A (ja) |
-
1984
- 1984-10-03 JP JP59207507A patent/JPS6185299A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6185299A (ja) | 1986-04-30 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5809457A (en) | Inertial pointing and positioning system | |
| CA1277401C (en) | Method for determining the heading of an aircraft | |
| US4084772A (en) | Roll/yaw body steering for momentum biased spacecraft | |
| US5749545A (en) | Autonomous on-board satellite control system | |
| JPS6047159B2 (ja) | 衛星の姿勢制御装置 | |
| CN103972654B (zh) | 直升机旋翼遮挡下的动中通天线卫星对星跟踪装置 | |
| JPH04293698A (ja) | ３軸安定方式の人工衛星のための姿勢制御装置 | |
| WO2008132141A1 (en) | Device and method for controlling a satellite tracking antenna | |
| JPH09328100A (ja) | 軌道傾斜のための単一軸補正 | |
| CN106410410A (zh) | 一种具有物理水平平台的vsat天线系统卫星捕获跟踪方法 | |
| US3924824A (en) | Cross track strapdown inertial quidance system | |
| GB1521228A (en) | Stabilised platforms | |
| CN105841698A (zh) | 一种无需调零的auv舵角精确实时测量系统 | |
| US10514261B2 (en) | Gyromagnetic geopositioning system | |
| US5448486A (en) | Orthogonal polar coordinate system to accommodate polar navigation | |
| CN113761664B (zh) | 一种遥感卫星成像期间飞轮转速优化方法 | |
| CA1265225A (en) | Pointing compensation system for spacecraft instruments | |
| US4085440A (en) | Inertial navigation system | |
| US20130138377A1 (en) | Method for compensating drift in a position measuring device | |
| CN113820733B (zh) | 一种基于定向天线和多普勒信息的运动载体导航方法和装置 | |
| US3430238A (en) | Apparatus for providing an accurate vertical reference in a doppler-inertial navigation system | |
| EP0544241A1 (en) | Method and apparatus for dynamic precompensation of solar wing stepping motions of a satellite | |
| CN118138107A (zh) | 一种异轨星间天线链路指向算法的构建方法 | |
| US4026498A (en) | Motion sensor for spinning vehicles | |
| JPS62184376A (ja) | アンテナ指向装置 |