JPH0468199B2 - - Google Patents
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- JPH0468199B2 JPH0468199B2 JP58056773A JP5677383A JPH0468199B2 JP H0468199 B2 JPH0468199 B2 JP H0468199B2 JP 58056773 A JP58056773 A JP 58056773A JP 5677383 A JP5677383 A JP 5677383A JP H0468199 B2 JPH0468199 B2 JP H0468199B2
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- angular momentum
- satellite
- torque
- attitude
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/32—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using earth's magnetic field
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/244—Spacecraft control systems
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- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/283—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using reaction wheels
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/28—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect
- B64G1/285—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control using inertia or gyro effect using momentum wheels
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は人工衛星に蓄積される角運動量を放
出することによつて姿勢を制御する人工衛星の姿
勢制御方法に関するものであり、さらに詳しく述
べるとホイールを用いた三軸衛星においてホイー
ルに蓄積された角運動量を放出するとき地磁気を
利用するようにした人工衛星の姿勢制御方法に関
するものである。
出することによつて姿勢を制御する人工衛星の姿
勢制御方法に関するものであり、さらに詳しく述
べるとホイールを用いた三軸衛星においてホイー
ルに蓄積された角運動量を放出するとき地磁気を
利用するようにした人工衛星の姿勢制御方法に関
するものである。
第１図は三軸衛星の一実施例を示す概略の斜視
図であり、１は角運動量蓄積装置としてのモーメ
ンタムホイール、２は角運動量蓄積装置としての
リアクシヨンホイール、３は磁気モーメント発生
装置（以下磁気トルカという）、４はロール角セ
ンサである。また座標軸Ｘ、Ｙ、Ｚは衛星本体に
固定された座標系であり、ここではＸ軸はロール
（roll）軸、Ｙ軸はピツチ（pitch）軸、Ｚ軸はヨ
ー（yaw）軸と呼ぶ。
図であり、１は角運動量蓄積装置としてのモーメ
ンタムホイール、２は角運動量蓄積装置としての
リアクシヨンホイール、３は磁気モーメント発生
装置（以下磁気トルカという）、４はロール角セ
ンサである。また座標軸Ｘ、Ｙ、Ｚは衛星本体に
固定された座標系であり、ここではＸ軸はロール
（roll）軸、Ｙ軸はピツチ（pitch）軸、Ｚ軸はヨ
ー（yaw）軸と呼ぶ。
なお三軸衛星では第１図のＸ軸が進行方向、Ｙ
軸が軌道面に垂直な方向、Ｚ軸がXY面に垂直な
方向に一致するように制御する。そして円軌道で
はＺ軸は地球中心の方向と一致する。このように
制御される姿勢制御の方式としては、大別してバ
イアスモーメンタム方式、ゼロモーメンタム方式
及びその中間に位置し、各種組合せが可能なコン
トロールバイアスモーメンタム方式があり、第１
図に示す構成はコントロールドバイアスモーメン
タム方式に属するものである。コントロールドバ
イアスモーメンタム方式はピツチ軸の方向に常に
大きな角運動量（バイアスモーメンタム）を与え
ておき、そのジヤイロ鋼性により、外部トルクに
よる姿勢の変化を小さくしている。したがつてこ
のような制御方法を用いた人工衛星においてはＹ
軸のまわりのトルクはモーメンタムホイール１の
角運動量の変化によつて吸収する。一方Ｚ軸まわ
りのトルク及びＸ軸まわりのトルクは、ピツチ軸
方向のバイアスモーメンタムによるジヤイロ鋼性
のためそれぞれＸ軸まわりの姿勢変化角（ロール
角）及びＺ軸まわりの姿勢変化角（ヨー角）とな
つて表われる。ロール角をロール角センサ４によ
り検出してリアクシヨンホイール２にフイードバ
ツクし、リアクシヨンホイールの角運動量を変化
させることによりＺ軸まわりのトルクは吸収でき
る。ヨー角についてはこれを検出するセンサ（ヨ
ー角センサ）及びＸ軸まわりのトルクを直接的に
吸収する装置はそなえていないが、ピツチ軸まわ
りのジヤイロ鋼性のために、微小なヨー角をもた
せることで間接的に吸収できる。コントロールド
バイアスモーメンタム方式はこのようにジヤイロ
鋼性を利用することにより、ゼロモーメンタム方
式に比べてヨー角センサ等を省略できる特徴を有
している。ここでいまＸ軸まわりの角運動量を
HX、Ｚ軸まわりの角運動量をHZとしたときの合
成角運動量の大きさHOを HO＝√2 X＋2 Z ……(1) とすると、人工衛星の軌道運動によりHXとHZが
交換され、HXとHZは人工衛星の軌道運動の周期
で、振幅HOの周期的な変化をする。また、ヨー
角もHOに比例する値の振幅で周期的に変化する。
したがつて、外部トルクの吸収によりヨー角が次
第に大きくなり、長期間のうちにはその許容範囲
外に出ることがある。また、モーメンタムホイー
ル１及びリアクシヨンホイール２の回転数につい
ても同様のことが言える。このような事態を避け
るには何らかの方法で人工衛星に人工的なトルク
を加えてこれを吸収させてやり、結果的には外部
トルクを吸収して蓄積された角運動量を放出する
ように制御すればよい。なお、HX及びHZの放出
にはそれぞれＸ軸及びＺ軸のまわりのトルクが必
要である。第１図に示す構成では、人工的にトル
クを加える装置として磁気トルカ３を用いてお
り、これは磁気トルカ３の発生する磁気モーメン
トと地磁場との相互作用で磁気トルクを生じるも
のである。
軸が軌道面に垂直な方向、Ｚ軸がXY面に垂直な
方向に一致するように制御する。そして円軌道で
はＺ軸は地球中心の方向と一致する。このように
制御される姿勢制御の方式としては、大別してバ
イアスモーメンタム方式、ゼロモーメンタム方式
及びその中間に位置し、各種組合せが可能なコン
トロールバイアスモーメンタム方式があり、第１
図に示す構成はコントロールドバイアスモーメン
タム方式に属するものである。コントロールドバ
イアスモーメンタム方式はピツチ軸の方向に常に
大きな角運動量（バイアスモーメンタム）を与え
ておき、そのジヤイロ鋼性により、外部トルクに
よる姿勢の変化を小さくしている。したがつてこ
のような制御方法を用いた人工衛星においてはＹ
軸のまわりのトルクはモーメンタムホイール１の
角運動量の変化によつて吸収する。一方Ｚ軸まわ
りのトルク及びＸ軸まわりのトルクは、ピツチ軸
方向のバイアスモーメンタムによるジヤイロ鋼性
のためそれぞれＸ軸まわりの姿勢変化角（ロール
角）及びＺ軸まわりの姿勢変化角（ヨー角）とな
つて表われる。ロール角をロール角センサ４によ
り検出してリアクシヨンホイール２にフイードバ
ツクし、リアクシヨンホイールの角運動量を変化
させることによりＺ軸まわりのトルクは吸収でき
る。ヨー角についてはこれを検出するセンサ（ヨ
ー角センサ）及びＸ軸まわりのトルクを直接的に
吸収する装置はそなえていないが、ピツチ軸まわ
りのジヤイロ鋼性のために、微小なヨー角をもた
せることで間接的に吸収できる。コントロールド
バイアスモーメンタム方式はこのようにジヤイロ
鋼性を利用することにより、ゼロモーメンタム方
式に比べてヨー角センサ等を省略できる特徴を有
している。ここでいまＸ軸まわりの角運動量を
HX、Ｚ軸まわりの角運動量をHZとしたときの合
成角運動量の大きさHOを HO＝√2 X＋2 Z ……(1) とすると、人工衛星の軌道運動によりHXとHZが
交換され、HXとHZは人工衛星の軌道運動の周期
で、振幅HOの周期的な変化をする。また、ヨー
角もHOに比例する値の振幅で周期的に変化する。
したがつて、外部トルクの吸収によりヨー角が次
第に大きくなり、長期間のうちにはその許容範囲
外に出ることがある。また、モーメンタムホイー
ル１及びリアクシヨンホイール２の回転数につい
ても同様のことが言える。このような事態を避け
るには何らかの方法で人工衛星に人工的なトルク
を加えてこれを吸収させてやり、結果的には外部
トルクを吸収して蓄積された角運動量を放出する
ように制御すればよい。なお、HX及びHZの放出
にはそれぞれＸ軸及びＺ軸のまわりのトルクが必
要である。第１図に示す構成では、人工的にトル
クを加える装置として磁気トルカ３を用いてお
り、これは磁気トルカ３の発生する磁気モーメン
トと地磁場との相互作用で磁気トルクを生じるも
のである。
Ｙ軸まわりに発生する磁気モーメントをMY、
Ｘ軸方向の地磁気をBX、Ｚ軸方向の地磁気をBZ
とすると、Ｘ軸及びＺ軸まわりにそれぞれMYBZ
及び−MYBXの磁気トルクが生じる。このときMY
を第２式で示すように発生するとＸ軸及びＺ軸ま
わりの角運動量HX及びHZを効果的に放出できる
ことはよく知られている。
Ｘ軸方向の地磁気をBX、Ｚ軸方向の地磁気をBZ
とすると、Ｘ軸及びＺ軸まわりにそれぞれMYBZ
及び−MYBXの磁気トルクが生じる。このときMY
を第２式で示すように発生するとＸ軸及びＺ軸ま
わりの角運動量HX及びHZを効果的に放出できる
ことはよく知られている。
MY＝−Ｋ（BZHX−BXHZ） ……(2)
ここでＫは適当な定数を選ぶ。BX及びBZは磁
気センサ（図示せず）によつて検出した値あるい
は適当に近似した地磁気パターンによる値を用い
ることができる。したがつて、上記BX及びBZを
改めてB′X及びB′Zと表わし、第２式を改めて第３
式のように書く。
気センサ（図示せず）によつて検出した値あるい
は適当に近似した地磁気パターンによる値を用い
ることができる。したがつて、上記BX及びBZを
改めてB′X及びB′Zと表わし、第２式を改めて第３
式のように書く。
MY＝−Ｋ（B′ZHX−B′XHZ） ……(3)
なお、第２式及び第３式の右辺の第１項はHX
の放出に関する項であり、第２項はHZの放出に
関する項である。
の放出に関する項であり、第２項はHZの放出に
関する項である。
上記角運動量HXは前述のとおり、ピツチ軸ま
わりのジヤイロ鋼性により微小なヨー角として蓄
積されているが、ヨー角を検出する適当な手段が
ないため、直接的にHXを検出することは困難で
ある。一方、上記角運動量HZは微小なロール角
としての蓄積部分と、リアクシヨンホイール２の
回転数の変化による蓄積部分との和として表わさ
れるが、これらは容易に検出でき、したがつて
HZの検出は容易である。
わりのジヤイロ鋼性により微小なヨー角として蓄
積されているが、ヨー角を検出する適当な手段が
ないため、直接的にHXを検出することは困難で
ある。一方、上記角運動量HZは微小なロール角
としての蓄積部分と、リアクシヨンホイール２の
回転数の変化による蓄積部分との和として表わさ
れるが、これらは容易に検出でき、したがつて
HZの検出は容易である。
第２図は従来例の動作原理を等価的に示すブロ
ツク図であり、図において５は等価的な衛星のダ
イナミツクス、６は姿勢角センサ、７はホイール
コントローラ、８はリアクシヨンホイール、９は
磁気モーメントパターン発生器、１０は磁気トル
クコントローラ、１１は等価的な地磁場、１２は
磁気トルカ、１３は加算回路である。なお姿勢角
センサ６は、たとえば衛星のロール角を検出して
ロール角信号を出力するものであつて、第１図の
ロール角センサに相当する。ホイールコントロー
ラ７は姿勢角センサ６の出力に従つてリアクシヨ
ンホイール８を制御するための制御トルク信号を
出力する。リアクシヨンホイール８はホイールコ
ントローラ７からの制御トルク信号を受けて衛星
ダイナミクス５にトルクを与え、また磁気トルク
コントローラ１０にリアクシヨンホイール８の回
転数信号を供給する。磁気トルクパターン発生器
９は第３式のB′Xに相当する信号を発生する。磁
気トルクコントローラ１０は姿勢角センサ６から
のロール角信号、及びリアクシヨンホイール８か
らの回転数信号からＺ軸まわりの角運動量信号を
作り、この信号と磁気トルクパターン発生器９か
らの信号とを用いて、第３式右辺の第２項に対応
する信号を発生して出力し、磁気トルカ１２は磁
気トルクコントローラからの信号に応じて、第３
式の右辺に相当するＹ軸まわりの磁気モーメント
を発生する。磁気トルカ１２で発生したＹ軸まわ
りの磁気モーメントと地磁場１１のＸ軸方向の地
磁気BXとによりＺ軸まわりに人工的なトルクを
発生し、Ｚ軸まわりの角運動量HZを放出する。
なお、磁気トルカ１２は第１図の磁気トルカ３に
相当するものである。加算回路１３は衛星のダイ
ナミクス５に作用するトルクが外力とリアクシヨ
ンホイール８によるトルクと磁気トルカ１２によ
るトルクの和であることを等価的に示している。
ツク図であり、図において５は等価的な衛星のダ
イナミツクス、６は姿勢角センサ、７はホイール
コントローラ、８はリアクシヨンホイール、９は
磁気モーメントパターン発生器、１０は磁気トル
クコントローラ、１１は等価的な地磁場、１２は
磁気トルカ、１３は加算回路である。なお姿勢角
センサ６は、たとえば衛星のロール角を検出して
ロール角信号を出力するものであつて、第１図の
ロール角センサに相当する。ホイールコントロー
ラ７は姿勢角センサ６の出力に従つてリアクシヨ
ンホイール８を制御するための制御トルク信号を
出力する。リアクシヨンホイール８はホイールコ
ントローラ７からの制御トルク信号を受けて衛星
ダイナミクス５にトルクを与え、また磁気トルク
コントローラ１０にリアクシヨンホイール８の回
転数信号を供給する。磁気トルクパターン発生器
９は第３式のB′Xに相当する信号を発生する。磁
気トルクコントローラ１０は姿勢角センサ６から
のロール角信号、及びリアクシヨンホイール８か
らの回転数信号からＺ軸まわりの角運動量信号を
作り、この信号と磁気トルクパターン発生器９か
らの信号とを用いて、第３式右辺の第２項に対応
する信号を発生して出力し、磁気トルカ１２は磁
気トルクコントローラからの信号に応じて、第３
式の右辺に相当するＹ軸まわりの磁気モーメント
を発生する。磁気トルカ１２で発生したＹ軸まわ
りの磁気モーメントと地磁場１１のＸ軸方向の地
磁気BXとによりＺ軸まわりに人工的なトルクを
発生し、Ｚ軸まわりの角運動量HZを放出する。
なお、磁気トルカ１２は第１図の磁気トルカ３に
相当するものである。加算回路１３は衛星のダイ
ナミクス５に作用するトルクが外力とリアクシヨ
ンホイール８によるトルクと磁気トルカ１２によ
るトルクの和であることを等価的に示している。
ところで第２図に示した従来の方法において
は、ヨー角を検出するヨー角センサがなく直接的
にHXを検出することが困難であるため、検出の
容易なHZのみを放出し、人工衛星の軌道運動に
よるHXとHZとの交換を利用して、結果的にはHX
をも放出している。
は、ヨー角を検出するヨー角センサがなく直接的
にHXを検出することが困難であるため、検出の
容易なHZのみを放出し、人工衛星の軌道運動に
よるHXとHZとの交換を利用して、結果的にはHX
をも放出している。
すなわち従来の方法にあつてはHZの放出が主
でありHXの放出が従となつている。したがつて
HXの放出が効果的に行われておらず、そのため
に姿勢制御精度が悪くなるという欠点があつた。
でありHXの放出が従となつている。したがつて
HXの放出が効果的に行われておらず、そのため
に姿勢制御精度が悪くなるという欠点があつた。
この発明は上記の問題点の改善を図るためにな
されたもので、衛星の軌道運動によるダイナミク
スを利用して、HZから推定して得られるHXを放
出する手段を提供するものである。
されたもので、衛星の軌道運動によるダイナミク
スを利用して、HZから推定して得られるHXを放
出する手段を提供するものである。
以下この発明の特徴とするところを第３図を用
いて説明する。第３図において、５は等価的な衛
星のダイナミクス、６は姿勢角センサ、７はホイ
ールコントローラ、８はリアクシヨンホイール、
１４は回転数信号微分回路、１５はロール角信号
微分回路、９は磁気トルクパターン発生路、１０
は磁気トルクコントローラ、１１は等価的な地磁
場、１２は磁気トルカ、１３は加算回路である。
いて説明する。第３図において、５は等価的な衛
星のダイナミクス、６は姿勢角センサ、７はホイ
ールコントローラ、８はリアクシヨンホイール、
１４は回転数信号微分回路、１５はロール角信号
微分回路、９は磁気トルクパターン発生路、１０
は磁気トルクコントローラ、１１は等価的な地磁
場、１２は磁気トルカ、１３は加算回路である。
このような構成において人工衛星の軌道公転角
速度をωOとすると、第４図ａに示したように、
人工衛星のＸ軸およびＺ軸はＹ軸のまわり（負方
向）に角速度ωOで回転する。このとき、第１式
で表わされるHOをベクトルで表わしたＨ→Oは、第
４図ｂに示したように、XZ平面内でＹ軸のまわ
り（正方向）に角速度ωOで回転することになる。
このとき、第4a式が成り立つ。ここに、θは初
期角度を表わす定数である。
速度をωOとすると、第４図ａに示したように、
人工衛星のＸ軸およびＺ軸はＹ軸のまわり（負方
向）に角速度ωOで回転する。このとき、第１式
で表わされるHOをベクトルで表わしたＨ→Oは、第
４図ｂに示したように、XZ平面内でＹ軸のまわ
り（正方向）に角速度ωOで回転することになる。
このとき、第4a式が成り立つ。ここに、θは初
期角度を表わす定数である。
HX＝HOcos（θ−ωOｔ）、HZ＝HOsi
n（θ−ωOｔ）……（4a） 第（4a）式のHZを時間微分して第（4b）式を得
る。ここでH〓Zの上の点（ドツト）は時間微分を
表わす（以下同様とする。）。
n（θ−ωOｔ）……（4a） 第（4a）式のHZを時間微分して第（4b）式を得
る。ここでH〓Zの上の点（ドツト）は時間微分を
表わす（以下同様とする。）。
H〓Z＝H〓Osin（θ−ωOｔ）−ωOH
Ocos（θ−ωOｔ）……（4b） 第（4b）式右辺の第１項が、衛星のＺ軸のまわ
りに加わるトルクＴを表わすことは力学の示して
いるところであり、また、第２項に第（4a）式
を適用すると、第4c式を得る。
Ocos（θ−ωOｔ）……（4b） 第（4b）式右辺の第１項が、衛星のＺ軸のまわ
りに加わるトルクＴを表わすことは力学の示して
いるところであり、また、第２項に第（4a）式
を適用すると、第4c式を得る。
H〓Z＝Ｔ−ωOHX ……（4c）
なお第（4c）式右辺の第２項が第１項に比べて
大きい場合には第(5)式の近似が成り立つ。ωOは
あらかじめわかつている量であり、HZが容易に HX−HZ／ωO ……(5) 検出できることからそれを微分してH〓Zを作る
ことができ、第(5)式よりHXを推定できることが
わかる。第３図は、上記第（4c）式、(5)式で示し
た関係に基づいてHXを放出するための一般例を
示したものである。
大きい場合には第(5)式の近似が成り立つ。ωOは
あらかじめわかつている量であり、HZが容易に HX−HZ／ωO ……(5) 検出できることからそれを微分してH〓Zを作る
ことができ、第(5)式よりHXを推定できることが
わかる。第３図は、上記第（4c）式、(5)式で示し
た関係に基づいてHXを放出するための一般例を
示したものである。
Ｙ軸のまわりの角運動量HY（バイアスモーメン
タム）が大きく、ロール角が小さな場合に、リ
アクシヨンホイール８の慣性モーメントをＩ、回
転数（角速度）をωとすると第(6)式が成り立つ。
第(6)式の両辺を時間に関して微分し、 HZ＝HY＋Iω ……(6) HYの時間微分H〓Yととの積が他の項に比べて
小さいことに注意すると第(7)式が成り立つ。
タム）が大きく、ロール角が小さな場合に、リ
アクシヨンホイール８の慣性モーメントをＩ、回
転数（角速度）をωとすると第(6)式が成り立つ。
第(6)式の両辺を時間に関して微分し、 HZ＝HY＋Iω ……(6) HYの時間微分H〓Yととの積が他の項に比べて
小さいことに注意すると第(7)式が成り立つ。
H〓ZHY〓＋Ｉω〓 ……(7)
第(5)式及び第(7)式から明らかなように、第２図
に示した従来例に加えて、第(7)式における微分を
作るに必要な微分回路を追加し、更に、第(3)式右
辺の第１項に対応する信号を作るに必要な係数等
の変更を行えばよいことがわかる。このため、第
３図に示したこの発明の一実施例においては姿勢
角センサ６の出力であるロール角信号を微分する
ためのロール角信号微分回路１５、及びリアクシ
ヨンホイール８の出力である回転数信号を微分す
るための回転数信号微分回路１４を設け、それら
の出力である微分信号を磁気トルクコントローラ
１０に入力して第(5)式より推定されるHXに相当
する信号を作る。また、磁気トルクパターン発生
器では第(3)式のB′Zに相当する信号を発生し、こ
れと推定して得られたHXに相当する信号とを用
いて、第(3)式右辺の第１項に相当する信号を発生
し、磁気トルカでは第(3)式右辺の第１項の磁気ト
ルクを発生する。このＹ軸まわりの磁気トルク
と、地磁場１１のＺ軸方向の地磁気BZとにより
Ｘ軸まわりに人工的なトルクを発生し、Ｘ軸まわ
りの角運動量を放出する。
に示した従来例に加えて、第(7)式における微分を
作るに必要な微分回路を追加し、更に、第(3)式右
辺の第１項に対応する信号を作るに必要な係数等
の変更を行えばよいことがわかる。このため、第
３図に示したこの発明の一実施例においては姿勢
角センサ６の出力であるロール角信号を微分する
ためのロール角信号微分回路１５、及びリアクシ
ヨンホイール８の出力である回転数信号を微分す
るための回転数信号微分回路１４を設け、それら
の出力である微分信号を磁気トルクコントローラ
１０に入力して第(5)式より推定されるHXに相当
する信号を作る。また、磁気トルクパターン発生
器では第(3)式のB′Zに相当する信号を発生し、こ
れと推定して得られたHXに相当する信号とを用
いて、第(3)式右辺の第１項に相当する信号を発生
し、磁気トルカでは第(3)式右辺の第１項の磁気ト
ルクを発生する。このＹ軸まわりの磁気トルク
と、地磁場１１のＺ軸方向の地磁気BZとにより
Ｘ軸まわりに人工的なトルクを発生し、Ｘ軸まわ
りの角運動量を放出する。
この発明における方法により従来の方法におけ
るHZのかわりにHXのみを放出しても、人工衛星
の軌道運動によるHXとHZとの交換により、従来
の方法における場合と同様に結果的にはHZをも
放出して人工衛星の姿勢を制御できる。この場合
人工衛星が地球の北極及び南極の上空を通過する
ようないわゆる極軌道衛星の場合には、極近辺の
BZの大きさが、地球赤道上空のBXに比べて約２
倍であることを考慮すれば、従来の方法に比べて
より効果的に利用できる。また、従来の方法とこ
の発明による方法とを併用すれば、HX及びHZの
放出に際し、その効率を一段と高めることができ
る。
るHZのかわりにHXのみを放出しても、人工衛星
の軌道運動によるHXとHZとの交換により、従来
の方法における場合と同様に結果的にはHZをも
放出して人工衛星の姿勢を制御できる。この場合
人工衛星が地球の北極及び南極の上空を通過する
ようないわゆる極軌道衛星の場合には、極近辺の
BZの大きさが、地球赤道上空のBXに比べて約２
倍であることを考慮すれば、従来の方法に比べて
より効果的に利用できる。また、従来の方法とこ
の発明による方法とを併用すれば、HX及びHZの
放出に際し、その効率を一段と高めることができ
る。
以上は、コントロールドバイアスモーメンタム
方式について説明したが、Ｚ軸のまわりの角運動
量HZが検出でき、しかもその微分HZについて第
(5)式が成り立つような三軸衛星に対してこの発明
の方法を適用できることは明らかである。
方式について説明したが、Ｚ軸のまわりの角運動
量HZが検出でき、しかもその微分HZについて第
(5)式が成り立つような三軸衛星に対してこの発明
の方法を適用できることは明らかである。
以上述べたようにこの発明によれば、ヨー角セ
ンサを使用せずに、Ｚ軸のまわりの角運動量HZ
と、人工衛星の軌道運動によるダイナミクスを用
いて、Ｘ軸のまわりの角運動量HXを推定してこ
れを放出することができ、従来の方法における
HZのみの放出と併用すればその効率を一段と高
めることができ、制御に要する時間の短縮及び制
御精度の向上等を含め、人工衛星の姿勢制御を効
果的に行うことができる。
ンサを使用せずに、Ｚ軸のまわりの角運動量HZ
と、人工衛星の軌道運動によるダイナミクスを用
いて、Ｘ軸のまわりの角運動量HXを推定してこ
れを放出することができ、従来の方法における
HZのみの放出と併用すればその効率を一段と高
めることができ、制御に要する時間の短縮及び制
御精度の向上等を含め、人工衛星の姿勢制御を効
果的に行うことができる。
第１図は三軸衛星の一例を示す略斜視図、第２
図は従来の姿勢制御方法の一実施例の動作原理を
等価的に示すブロツク図、第３図はこの発明によ
る姿勢制御方法の一実施例の動作原理を等価的に
示すブロツク図、第４図ａは人工衛星が公転角速
度ωOで軌道を回るときにＸ軸およびＺ軸がＹ軸
のまわり（負方向）に角速度ωOで回ることを示
す図、第４図ｂは第１式に示されるHOをベクト
ル表現したＨ→OがXZ平面内でＹ軸のまわり（正方
向）に角速度ωOで回ることを示す図である。 図において５は衛星のダイナミクス、６は姿勢
角センサ、７はホイールコントローラ、８はリア
クシヨンホイール、９は磁気トルクパターン発生
器、１０は磁気トルクコントローラ、１１は地磁
場、１２は磁気トルカ、１４は回転数信号微分回
路、１５はロール信号微分回路である。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
てある。
図は従来の姿勢制御方法の一実施例の動作原理を
等価的に示すブロツク図、第３図はこの発明によ
る姿勢制御方法の一実施例の動作原理を等価的に
示すブロツク図、第４図ａは人工衛星が公転角速
度ωOで軌道を回るときにＸ軸およびＺ軸がＹ軸
のまわり（負方向）に角速度ωOで回ることを示
す図、第４図ｂは第１式に示されるHOをベクト
ル表現したＨ→OがXZ平面内でＹ軸のまわり（正方
向）に角速度ωOで回ることを示す図である。 図において５は衛星のダイナミクス、６は姿勢
角センサ、７はホイールコントローラ、８はリア
クシヨンホイール、９は磁気トルクパターン発生
器、１０は磁気トルクコントローラ、１１は地磁
場、１２は磁気トルカ、１４は回転数信号微分回
路、１５はロール信号微分回路である。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
てある。
Claims (1)
- １ 人工衛星の姿勢角に影響する外部トルクを角
運動量の変化により吸収して上記姿勢角を制御す
るための角運動量蓄積装置と、人工衛星に蓄積さ
れる角運動量を許容範囲に保つため上記姿勢角に
影響する磁気トルクを地磁場との相互作用で発生
するための磁気モーメント発生装置とを有し、こ
れら構成要素の作用で間接的に外部トルクの影響
を相殺することにより、衛星の姿勢を制御する人
工衛星の姿勢制御方法において、人工衛星に蓄積
された角運動量のうち、人工衛星のヨー軸に関す
る角運動量成分、及び人工衛星が軌道を１周する
際に人工衛星のロール軸に関する角運動量成分と
ヨー軸に関する角運動量成分とが入れ換わるとい
う性質を用いて、人工衛星のロール軸に関する角
運動量成分を推定し、この推定した角運動量成分
と地磁場のヨー軸方向の地磁気とによりロール軸
まわりにトルクを発生してロール軸まわりの角運
動量成分を放出し、それによつて人工衛星の姿勢
を制御するようにしたことを特徴とする人工衛星
の姿勢制御方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE3214373.7 | 1982-04-20 | ||
| DE19823214373 DE3214373A1 (de) | 1982-04-20 | 1982-04-20 | Verfahren und einrichtung fuer die lageregelung eines satelliten |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS58183395A JPS58183395A (ja) | 1983-10-26 |
| JPH0468199B2 true JPH0468199B2 (ja) | 1992-10-30 |
Family
ID=6161257
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58056773A Granted JPS58183395A (ja) | 1982-04-20 | 1983-03-31 | 人工衛星の姿勢制御方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS58183395A (ja) |
| DE (1) | DE3214373A1 (ja) |
| FR (1) | FR2525359B1 (ja) |
| GB (1) | GB2121984B (ja) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE3606636C1 (de) * | 1986-02-28 | 1987-11-05 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Verfahren zur Bestimmung von Erdmagnetfeldkomponenten bezueglich eines satellitenfesten Koordinatensystems |
| US4916622A (en) * | 1988-06-16 | 1990-04-10 | General Electric Company | Attitude control system |
| GB2241480B (en) * | 1990-02-28 | 1993-05-26 | British Aerospace | Apparatus and method for controlling attitude of a spacecraft orbiting earth or other celestial body |
| DE4007497A1 (de) * | 1990-03-09 | 1991-09-12 | Messerschmitt Boelkow Blohm | Vorrichtung zur lageregelung von raumstationen |
| FR2670745B1 (fr) * | 1990-12-21 | 1993-04-16 | Aerospatiale | Systeme de controle d'attitude pour satellite stabilise 3-axes sur orbite a faible inclinaison. |
| FR2678894B1 (fr) * | 1991-07-09 | 1993-11-19 | Aerospatiale Ste Nationale Indle | Procede et dispositif de controle d'attitude en roulis-lacet d'un satellite a direction unique d'actionnement continu. |
| CA2080612A1 (en) * | 1991-11-27 | 1993-05-28 | Douglas J. Bender | Method and apparatus for compensating for magnetic disturbance torques on a satellite |
| FR2718105B1 (fr) * | 1994-03-30 | 1996-06-14 | Centre Nat Etd Spatiales | Satellite artificiel muni de générateurs de moments magnétiques et aérodynamiques et procédé de commande d'un tel satellite. |
| FR2724364B1 (fr) * | 1994-09-12 | 1997-01-17 | Matra Marconi Space France | Procede et systeme de stabilisation selon trois axes d'un satellite d'orbite non-equatoriale |
| DE19520115A1 (de) * | 1995-06-01 | 1996-12-05 | Contraves Gmbh | Verfahren zum Bestimmen der Rollage eines rollenden Flugobjektes |
| JP5595978B2 (ja) * | 2011-05-28 | 2014-09-24 | 双葉電子工業株式会社 | 遠隔制御機器の駆動制御装置 |
| CN108021138B (zh) * | 2017-11-03 | 2020-05-19 | 西北工业大学 | 一种地磁场模型简化设计方法 |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3189298A (en) * | 1962-08-06 | 1965-06-15 | Westinghouse Electric Corp | Control apparatus for spacecraft |
| US3834653A (en) * | 1972-03-27 | 1974-09-10 | Rca Corp | Closed loop roll and yaw control for satellites |
| CA1073988A (en) * | 1975-07-21 | 1980-03-18 | Ludwig Muhlfelder | Precision closed loop roll and yaw control for momentum biased satellites in low inclination orbits |
| US4010921A (en) * | 1975-08-20 | 1977-03-08 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Spacecraft closed loop three-axis momentum unloading system |
| JPS5628100A (en) * | 1979-08-15 | 1981-03-19 | Mitsubishi Electric Corp | Wheel unloading device |
| JPS56131500A (en) * | 1980-03-21 | 1981-10-15 | Mitsubishi Electric Corp | Magnetic controlling system for triaxes controlling satellite |
| US4521855A (en) * | 1981-07-27 | 1985-06-04 | Ford Aerospace & Communications Corporation | Electronic on-orbit roll/yaw satellite control |
-
1982
- 1982-04-20 DE DE19823214373 patent/DE3214373A1/de active Granted
-
1983
- 1983-03-31 JP JP58056773A patent/JPS58183395A/ja active Granted
- 1983-04-14 GB GB08310161A patent/GB2121984B/en not_active Expired
- 1983-04-20 FR FR838306423A patent/FR2525359B1/fr not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| GB8310161D0 (en) | 1983-05-18 |
| DE3214373A1 (de) | 1983-10-27 |
| GB2121984A (en) | 1984-01-04 |
| JPS58183395A (ja) | 1983-10-26 |
| FR2525359A1 (fr) | 1983-10-21 |
| FR2525359B1 (fr) | 1990-03-30 |
| GB2121984B (en) | 1986-01-29 |
| DE3214373C2 (ja) | 1987-10-15 |
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