JPH0478519B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は人工衛星の姿勢制御方式に関する。

人工衛星の姿勢制御精度を向上させるために、
恒星センサを用いた姿勢決定と、軌道情報を用い
た目標姿勢状態の決定に基づく人工衛星の姿勢制
御方式を開発することが必要となると考えられ
る。

ところで、従来開発されているこの種の姿勢制
御方式は第１図に示すように地球センサの二つの
視野方向を回転させて地球中心方向と衛星機軸方
向との相対的な偏差（φ，θ）を検出し、さらに
詳しくはロール偏差φはセンサ視野１，２による
地球走査巾の差から、またピツチ偏差θは基準パ
ルスの走査パルス中心からのズレから検出し、こ
の偏差が零となるように制御するものであつた。
しかしながら、前記した従来の方法では衆知のよ
うに、地球大気の輻射変動のため地球センサによ
る偏差の検出精度が劣り、このため人工衛星の姿
勢を高い精度で制御することが困難であつた。ま
た、従来の姿勢制御方式では姿勢の偏差だけを制
御補償の対象とした制御方式であるので、姿勢の
変化速度を同時に目標値と一致するように制御す
るのは困難である。などの欠点があつた。

この発明は、将来開発が予測される高精度三軸
姿勢制御衛星を実現するために必要となる人工衛
星の姿勢制御方式に関し、恒星センサを用いて慣
性空間座標に対する人工衛星の姿勢を決定し、こ
れと地上局コマンドによる軌道情報を用いて計算
した目標姿勢状態に基づいて、姿勢状態を所望の
状態に制御するように構成した人工衛星の姿勢制
御方式を提供しようとするものである。

以下この発明の一実施例を図面により詳述す
る。

第２図はホイールを用いた姿勢制御の一般的概
念を示す図である。この図において人工衛星１は
衛星機軸座標X_B，Y_B，Z_B方向にそれぞれホイー
ル２をトルク発生器として搭載しており、このホ
イール２に加える電圧あるいは電流を増加又は減
少させると、ホイル２の回転速度が増加又は減少
する。このとき生じる電磁気力による反作用を利
用して人工衛星１をX_B，Y_B，Z_B軸回りに制御す
ることができる。

第３図はこの発明による姿勢制御方式の概念を
示す図である。図において３は恒星センサ、４は
慣性センサ、５は姿勢決定装置、６は目標姿勢計
算装置、７は姿勢制御装置、８は計算機、９はア
クチユエータ制御回路である。

このような構成において、恒星センサ３からの
データと慣性センサ４からのデータを入力とし
て、姿勢決定装置５は人工衛星の姿勢を計算し出
力する。目標姿勢計算装置６は地上局からのコマ
ンド信号として定期的に伝送される軌道情報をス
イツチSWを閉じて読込み、これと姿勢制御装置
７から入力される二次推進系、例えばスジエツト
などの動作情報とを用いて、目標姿勢状態例えば
衛星に対する地球中心方向の単位ベクトルとその
変化速度を計算し出力する。姿勢制御装置７は上
記姿勢決定装置５で与えられる現時点の姿勢状態
と上記目標姿勢計算装置６で与えられる未来時点
の目標姿勢状態とアクチユエータ制御回路９から
の出力であるホイール回転角速度とを入力とし
て、姿勢制御のための操作量を計算し出力する。
このように構成された制御用計算機の出力信号を
入力として、以下アクチユエータ制御回路９にお
いて入力信号に対応したアナログ電圧を発生しこ
れをホイールに印加してホイールの回転角速度を
制御することにより人工衛星の姿勢制御を実現さ
せるものである。

次に、上記発明の各装置の更に具体的な構成の
一実施例について説明する。

第４図はこの発明による姿勢制御方式の構成を
示す図である。

図において姿勢決定装置５は恒星ベクトル計算
装置１０、データベース１１、サブカタログ編集
装置１２、恒星同定処理装置１３、姿勢変位計算
装置１４、および姿勢計算装置１５から構成され
る。また、姿勢制御装置７は予測姿勢状態計算装
置１６、制御パラメータ計算装置１７、および制
御変数計算装置１８から構成される。このような
構成において、姿勢決定装置５は恒星センサ３に
よつて観測したセンサ視野内の恒星座標（y_i，
z_i）、〔但しｉは観測恒星の番号〕を入力として、
恒星ベクトル計算装置１０は衛星機軸座標に対す
る恒星方向の単位ベクトルS_i（t₀）を計算する。
サブカタログ編集装置１２はデータベース１１中
の恒星カタログを入力としてサブカタログS_j ^a
（ｊはカタログ恒星番号）を編集する。このとき
姿勢情報が必要となるが、第一回目の処理では例
えばデータベース１１中に予め設定しておいた姿
勢の予測値を用いる。恒星同定処理装置１３は上
記のS_i(t)に対応するカタログ恒星S_i ^a _jを決定する。
姿勢変位計算装置１４は慣性センサ４によつて測
定した衛星機軸回りの角速度ω_l(t)（但しｌ＝１，
２，３）を入力として、恒星観測時刻t₀から現時
点（これを例えばt₀＋Ｔとする）までの人工衛星
の姿勢の変化分〔〓C_B〕_Tを計算する。姿勢計算装
置１５は上記（S_i（t₀），S_ij ^a）および〔C_B〕_Tを入力
として現時点ｔ＝（t₀＋Ｔ）での姿勢〔_BC_I〕_tを計
算し出力する。また、第２回目（即ちｔ＝t₀＋
2T）以降の姿勢計算では上記姿勢計算装置１５
で計算した姿勢〔_BC_I〕_tを上記サブカタログ編集
装置１２へフイードバツクして姿勢情報を与える
ように構成されている。

このように構成された姿勢決定装置５は、恒星
同定に基づき得られる恒星観測時刻（ｋ−１）Ｔ
での姿勢を、姿勢変位計算装置１４で得られる
（ｋ−１）ＴからＴ時間の姿勢変化分で補正する
ので、現時点kT（但し、t₀＝０と置く）での姿勢
を精度良く決定するシステムを実現させるもので
ある。

次に、姿勢決定装置５を構成する各装置の詳細
について、第５図，第６図，第７図を用いて説明
する。

第５図は恒星センサ座標（X_s，Y_s，Z_s）と衛
星機軸座標（X_B，Y_B，Z_B）の関係を示す図であ
る。この実施例では恒星センサ１の搭載個数を２
としている。

図において（α₁，δ₁），（α₁，δ₂）はそれぞれ恒
星センサ、（α₂，δ₂）はそれぞれ恒星センサ１の
光軸方向X_sの（方位角、仰角）である。このよ
うな関係において恒星センサ座標と衛星機軸座標
の関係を与える座標変換行列〔_BC_S〕₁，〔_BC_S〕₂は
次式で与えられる。

〔_BC_S〕₁＝cosα₁ sinα₁ sinδ₁ cosδ₁ cosδ₁ −sinα₁ cosα₁ ０ −cosα₁ −sinα₁ cosδ₁ sinδ₁ sinδ₁ (1) 〔_BC_S〕₂＝−sinα₂ cosα₂ sinδ₂ cosδ₂ cosδ₂ cosα₂ −sinα₂ sinα₂ −cosα₂ cosδ₂ sinδ₂ sinδ₂ (2) 第６図は衛星機軸座標に対する恒星方向の単位
ベクトルS_i(t)の観測概念を示す図である。

図において（y_i，z_i）は恒星センサ視野内の恒
星座標で恒星センサ１による観測値である。（α_l，
δ_l）は恒星センサ番号ｌ（ｌ＝１，２）の光軸方
向の（方位角、仰角）である。

このような関係において、恒星ベクトル計算装
置２は衛星機軸座標に対する恒星方向の単位ベク
トルS_i(t)を次式で計算する。

S_i(t)＝〔_BC_S〕_lcosyi cosz_i siny_i cosz_i sinz_i ｌ＝１，２ ｉ＝１，２，３ (3) 但し、この実施例では２個の恒星センサ１によ
る複数個の観測値の中から、合計３個すなわちS₁
(t)S₂(t)，S₃(t)を選定して以下の処理に用いること
とする。

一方、サブカタログ編集装置１２はデータベー
ス１１と姿勢計算装置１５から与えられる〔_BC_I〕
_t（但し初回の処理のみ、例えばデータベース中
に予め設定しておいた〔_BC_I〕₀）を入力として、
以下の方法でサブカタログS_j ^aを編集する。

まず、恒星センサの光軸方向の単位ベクトルi_Sl
(t)を次式により計算する。

i_Sl(t)＝〔_SC_B〕_l〔_BC_I〕_t〔１，０，０〕^T，ｌ＝１，
２
(4) つぎに、データベース４中の恒星カタログ^a
から以下の条件式により、恒星センサ視野内に存
在すると予測される恒星 _j ^aを選出する。

S_j ^a∈〔^a｜cos^-1｛^a・i_sl｝｜＜ε₁〕 (5) 但しε₁は恒星センサの視野の大きさなどを考慮
して一定の値に設定する。

恒星同定処理装置１３は上記式(3)で与えられる
S_i(t)，ｉ＝１，２，３と式(5)で与えられる恒星カ
タログ値S_j ^aを用いて以下の同定処理を行う。

a₁＝S₁(t)・S₂(t) a₂＝S₂(t)・S₃(t) (6) a₃＝S₃(t)・S₁(t) を計算する。

つぎに、サブカタログから１個の恒星S₁ ^aを取
出し、サブカタログ内の残りのｊ−１個の恒星に
対しあらかじめ設定した定数ε₂を用いて S₁ ^a，S_j-1 ^a−a_i＞cosε₂，ｉ＝１，２，３ (7) を満足する組合せが１組でも存在するか否かをテ
ストする。もし一組でも存在すればその恒星₁ ^aを
同定候補として残す。また、一組も存在しない場
合はその恒星をサブカタログから除去する。この
操作をサブカタログ内の全て恒星についてくり返
す。ε₂は十分小さく設定すれば、これによつてサ
ブカタログ内にa₁，a₂，a₃に対応するカタログ恒
星の組S_1j ^a，S_2j ^a，S_2j ^a，S_3j ^a，S_3j ^a，S_1j ^aが残る。
したがつて、S₁のカタログ値はS_1j ^a，S₂のカタロ
グ値はS_2j ^a，S₃のカタログ恒星はS_3j ^aであるとし
て同定が完了する。

第７図は恒星センサ１による恒星観測時刻t₀を
t₀＝０として、時刻（ｎ−１）τと時刻nτでの人
工衛星の姿勢の相対的関係を示している。但しτ
は恒星観測のサンプリング時間とする。図におい
て、（i_Bo-1，j_Bo-1，k_Bo-1）は時刻（ｎ−１）τで
の衛星機軸方向の単位ベクトル、（i_Bo，j_Bo，k_Bo）
は時刻nτでの衛星機軸方向の単位ベクトルであ
り、（ΔΨ_o，Δφ_o，Δθ_o）はオイラ角、（ω_1o-1，
ω_2o-1，ω_3o-1），（ω_1o，ω_2o，ω_3o）はそれぞれ衛
星機軸回りの回転角速度である。

このような関係において、姿勢変位計算装置７
は時刻t₀から現時点ｔ＝nτまでの姿勢の変化分
〔Δ^CＢ〕を以下の式で計算する。

〔〓C_B〕＝Δρ₁ ²−Δρ₂ ²−Δρ₃ ²＋Δρ₄ ²2（−Δρ₄
Δρ₃＋Δρ₁Δρ₂） ２（Δρ₄Δρ₂＋Δρ₁Δρ₂） ２（Δρ₄Δρ₂＋Δρ₁Δρ₂） ２（Δρ₄Δρ₃＋Δρ₁Δρ₂）−Δρ₁ ²＋Δρ₂ ²＋Δρ
₃ ²＋Δρ₄ ² ２（−Δρ₄Δρ₁＋Δρ₂Δρ₃） ２（−Δρ₄Δρ₁＋Δρ₂Δρ₃） ２（−Δρ₄Δρ₂＋Δρ₁Δρ₃）２（Δρ₄Δρ₁＋Δρ
₂Δρ₃） −Δρ₁ ²−Δρ₂ ²＋Δρ₃ ²＋Δρ₄ ² (8) 但し Δρ₁ Δρ₂ Δρ₃ Δρ_4o＝Δq₄−Δq₃ Δq₂ Δq₁ Δq₃ Δq₄ Δq₁ Δq₂ −Δq₂ Δq₁ Δq₄ Δq₃ −Δq₁−Δq₂−Δq₃ Δq₄Δρ₁ Δρ₂ Δρ₃ Δρ_4o-1 (9) Δq₁＝sinΔθ_o／２cosΔφn／２sinΔΨn／２−co
sΔθn／２sinΔφn／２cosΔΨn／２ Δq₂＝−sinΔθn／２cosΔφn／２cosΔΨn／２−
cosΔθn／２sinΔφn／２sinΔΨn／２ Δq₃＝sinΔθn／２cosΔφn／２cosΔΨn／２−co
sΔθn／２cosΔφn／２sinΔΨn／２ Δq₄＝cosΔθn／２cosΔφn／２cosΔΨn／２−si
nΔθn／２sinΔφn／２sinΔΨn／２ ここで未知量となつているのはオイラ角（Δφ，
Δθ，ΔΨ）_oであるが、時刻ｔ＝０での初期値Δφ₀
＝Δθ₀＝ΔΨ₀＝とし、慣性センサ(2)で測定した衛
星機軸回りの回転角速度ω_uo（ｕ＝１，２，３）
を周期τで読込み、次式で計算する。

Δφ_o＝１／６（d₁＋2d₂＋2d₃＋d₄） Δθ_o＝１／６（η₁＋2η₂＋2η₃＋η₄） (11) ΔΨ_o＝１／６（f₁＋2f₂＋2f₃＋f₄） 但し、 d₁＝τω_1o η₁＝τω_2o f₁＝τω_3o d₂＝τ｛ω_1ocos（ω_2oτ／２）＋ω_3osin（ω_2oτ／
２）｝ η₂＝τ｛ω_1otan（ω_1oτ／２）sin（ω_2oτ／２）＋
ω_2o −ω_3otan（ω_1oτ／２）cos（ω_2oτ／２）｝ f₂＝τ｛−ω_1osin（ω_2oτ／２）／cos（ω_1oτ／
２）＋ ω_3ocos（ω_2oτ／２）／cos（ω_1oτ／２）｝ d₃＝τ｛ω_1ocos（η₂／２）＋ω_3osin（η₂／２）｝ η₃＝τ｛ω_1otan（d₂／２）sin（η₂／２）＋ω_2o− ω_3otan（d₂／２）cos（η₂／２）｝ f₃＝τ｛−ω_1osin（η₂／２）／cos（d₂／２）＋ ω_3ocos（η₂／２）／cos（d₂／２）｝ d₄＝τ｛ω_1ocosη₃＋ω_3osinη₃｝ η₄＝τ｛ω_1otand₃sinη₃＋ω_2o−ω_3otand₃cosη₃｝ f₄＝τ｛−ω_1osinη₃／cosd₃＋ω_3ocosη₃／cosd₃｝ なお、 〔Δρ₁，Δρ₂，Δρ₃，Δρ₄〕₀ ^T＝〔０，０，０，１
〕₀ ^T
(12) と設定する。

姿勢計算装置１５は上記恒星同定処理装置１３
の出力すなわち、（S₁，S₂，S₃）と、（S_1j ^a，S_2j ^a，
S_3j ^a）を用いて、まず、時刻ｔ＝０での衛星の姿
勢、すなわち衛星機軸座標（X_B，Y_B，Z_B）と姿
勢基準座標としての慣性空間座標（X_I，Y_I，Z_I）
との関係〔_BC_I〕_t=0を次式により計算する。

〔_BC_I〕_t=0＝S₁ S₂ S₃〔S_1j ^a，S_2j ^a，S_3j ^a〕 (13) つぎに、式（13）と式(8)を用いて、現時点の姿
勢〔_BC_I〕_t=o〓を次式により計算する。

〔_BC_I〕_t=o〓＝〔〓C_B〕〔_BC_I〕_t=0 (14) 姿勢計算装置１５はＴ時間後に再び姿勢初期値
が更新されるまでの期間、上記式（14）の計算結
果を初期値として、以下の式により姿勢を計算し
出力する。

ここで、姿勢初期値の更新時刻ｔ＝nτをあら
ためてｔ＝０とすると、衛星の姿勢〔i_B，j_B，k_B〕
_tkは 〔i_B，j_B，k_B〕_tk＝〔_BC_I〕_tk〔i_I，j_I，k_I〕 (15) 〔_BC_I〕_tk＝〔〓C_B〕〔_BC_I〕_tK-1 (16) で与えられる。

但し〔_BC_I〕₀は式（14）の計算結果を用いる。
また〔〓C_B〕は時間τ＝t_k−t_k-1毎に慣性センサー
データω_l（ｌ＝１，２，３）を読み込み、式(11)，
(12)によりオイラ角Δφ，Δθ，ΔΨを計算し、これ
を式（16）に代入し、式(9)，式(10)からオイラパラ
メータ（Δρ₁，Δρ₂，Δρ₃，Δρ₄）を計算し、これ
を式(8)の右辺に代入して逐次的に〔〓C_B〕を計算
する。

つぎに、姿勢制御装置(7)について説明すると、
姿勢制御装置(7)はアクチユエータ制御回路(9)から
の出力であるホイール回転角速度δ（０）を入力
として予測姿勢状態計算装置（16）は各制御区間
〔０，t_f〕の終端時刻t_fでの人工衛星の姿勢θ^（t_f）
および姿勢の変化速度ω^（t_f）を計算し出力する。
目標姿勢状態発生装置６は終端時刻t_fで到達させ
たい目標の姿勢θ゜（t_f）および姿勢の変化速度ω゜
（t_f）出力する。制御パラメータ計算装置１７は
上記のω^（t_f），θ^（t_f）およびω゜（t_f），θ゜（
t_f）を入力
として、ホイール印加電圧の２乗和が最小となる
ように制御変数を決定するための中間パラメータ
λ₁，λ₂を計算し出力する。制御変数計算装置１８
は上記λ₁，λ₂を入力としてホイール操作のための
制御変数V_j（ｊ＝１，２，…，ｍ）を計算し出力
する。このように構成された姿勢制御装置７の出
力信号を入力として、以下従来と同じ方法でアク
チユエータ制御回路９においてホイールの回転角
速度を制御することにより人工衛星の姿勢制御を
実現させるものである。

以下、姿勢制御装置を構成する各装置の詳細に
ついて第８図を用いて説明する。

ホイールとして第８図ａに示す直流プラシレス
モータを想定する。図においてＶは電圧、Ｒは抵
抗、Ｌはコイル、ｉは電流、１９は回転子、２０
は磁石である。いま、各制御区間〔０，t_f〕をｍ
分割し、第８図ｂに示すように各小区間で大きさ
が一定となるようなステツプ状に変化する電圧Ｖ
(t)による制御を考慮する。予測姿勢状態計算装置
１６は初期時刻０におけるホイール速度δ（０）
を入力として、次式により終端時刻t_fでの姿勢状
態の予測値θ^（t_f），ω^（t_f）を与える定数パラメー
タa_j（ｊ＝１，２，…，ｍ），b_j（ｊ＝１，２，…，
ｍ）およびΩ₁，Ω₂を計算する。

ω^（t_f）＝a₁V₁＋a₂V₂＋…＋a_nV_n＋Ω₁ (17) θ^（t_f）＝b₁V₁＋b₂V₂＋…b_nV_n＋Ω₂ (18) 但し Ω₁＝−μe^-c1^tmδ（０）＋ｆ（t_f） (20) Ω₂＝−μ１／C₁〔１−e^-c1^tｆ〕δ（０）＋Ｆ（t_f）(2
2) C₁＝K₁K₂／RI_f，C₂＝K₂／RI_f，μ＝I_f／I_y (23) I_f：ホイールの慣性モーメント K₁：逆起電力 K₂：トルク定数 I_y：衛星の機軸Y_B回りの慣性モーメント ｆ（t_f）：外乱トルクの積分値 Ｆ（t_f）＝∫₀ ^tfｆ（τ）dτ (24) μ＝I_f／I_y (25) 目標姿勢状態発生装置６は人工衛星毎に固有な制
御目標発生関数を組込むが、その出力はいずれも
各制御区間〔０，t_f〕の終端で到達させたい目標
の姿勢θ゜（t_f）および姿勢の変化速度ω゜（t_f）であ
る。

制御パラメータ計算装置１７は式（19）〜
（25）で計算された値およびω゜（t_f），θ゜（t_f）を
入
力として、制御の中間パラメータλ₁，λ₂を次式に
より計算する。

λ₁＝−２｛（ω_y ⁰（t_f）−Ω₁）（b₁ ²＋b₂ ²＋ …＋b_n ²） −（θ_y ⁰（t_f）−Ω₂）（a₁b₁＋a₂b₂＋… ＋a_nb_n）｝／ ｛（a₁ ²＋a₂ ²＋…＋a_n ²）（b₁ ²＋b₂ ²＋…＋b_n ²） −（a₁b₁＋a₂b₂＋a_nb_n）²｝ (26) λ₂＝２｛（ω_y ⁰（t_f）−Ω₁）（a₁b₁＋a₂b₂＋… ＋a_nb_n）−（θ_y ⁰（t_f）−Ω₂）a₁ ²＋a₂ ²＋…＋a_n
^２）｝／ ｛（a₁ ²＋a₂ ²＋…a_n ²）（b₁ ²＋b₂ ²＋b₂ ²＋ …＋b_n ²）−（a₁b₁＋a₂b₂＋…＋a_nb_n）²｝(27) 制御変数計算装置１８は上記（26）式、（27）
式の値を入力として次式によりV_jを計算する。

V_j＝−１／２（λ₁a_j＋λ₂b_j），ｊ＝１，２，…，ｍ (28) なお、この式（28）は式（17）、式（18）を満
足するV_jのうち、 V₁ ²＋V₂ ²＋…＋V_n ² (29) を最小にする条件式、即ち Ｆ＝_n 〓^j=1 V_j ²＋λ₁（_n 〓^j=1 a_jV_j＋Ω₁−ω゜（t_f）） ＋λ₂（_n 〓^j=1 b_jV_j＋Ω₂−θ゜（t_f）） (30) とおき、最小となるための条件 ∂F／∂V_j＝０，ｊ＝１，２，…，ｍ (31) ∂F／∂λ₁＝０，ｉ＝１，２ より導かれる。

尚上記（17）〜（31）式は一個のホイールを対
象として制御操作量の計算式を示したものである
が、他の２軸方向に取付けたホイールに対する制
御操作量の計算式も上記と全く同じ方法で与えら
れることは言うまでもない。

最後に、目標姿勢計算装置６として地球中心指
向静止三軸衛星の場合の一実施例について、第９
図を用いて説明する。

図において２１は軌道計算装置、２２は地球方
向単位ベクトル計算装置、２３は目標制御量計算
装置である。このような構成において、地上コマ
ンドによつて定期的に与えられる軌道情報と制御
変数計算装置１８の出力信号を入力として、軌道
計算装置２１により、任意時刻での衛星位置ベク
トルと速度ベクトルの予測値を計算する。地球方
向単位ベクトル計算装置２２は上記軌道計算装置
２１からの出力信号を入力として、衛星から見た
地球中心方向の単位ベクトルを計算する。目標制
御量計算装置２３は上記地球方向単位ベクトル計
算装置２２と姿勢計算装置１５からの出力信号を
入力として、式（17）、式（18）で用いるω^（t_f），
θ^（t_f）を計算し出力する。

以下、目標姿勢計算装置６を構成する各装置の
詳細について第１０図を用いて説明する。

第１０図は静止衛星の場合の衛星位置計算のた
めの数学的概念を示す図である。地上コマンドに
よる軌道情報として昇交点赤経Ω、軌道傾斜ｉ、
周期Ｔおよび時刻t₀での昇交点離角f₀を想定す
る。時刻t₀を０時として任意時間ｔでの衛星の位
置（RA，DI）は以下のように与えられる。

sinDI＝sin ｉ sinωt 但し ω＝2π／Ｔ (32) RA＝Ω＋α 但し (33) cosα＝cosωt／cosDI 衛星中心から地球中心方向への単位ベクトルｅは
式（32），（33）で計算されるRA，DIを用いて次
式で与えられる。

ｅ＝cos（−DI）cos（RAS＋180゜） cos（−DI）sin（RAS＋180゜） sin（−DI） (34) ここで、例えば機軸Y_B方向を地球中心方向に
制御する場について述べると、式（15）で与えら
れる現時点ｔ＝t_kの姿勢と、式（34）で与えられ
る時刻t_f＝t_k＋τでの単位ベクトルｅを用いて、
目標の姿勢は次式で与えられる。

X_B軸回りの制御目標 θ゜_X（t_f），ω゜_X（t_f）は Z_B軸回りの制御目標θ゜_Z（t_f），ω_Z（t_f）は で与えられる。なお、中、低高度を飛翔する人工
衛星の場合は特殊摂動法などによる軌道計算が必
要であるが、このような計算法を用いても本発明
の効果を防げるものではない。

以上述べたことから明らかなように、この発明
による姿勢制御方式は、恒星センサおよび慣性セ
ンサを用いて慣性空間座標に対する人工衛星の姿
勢決定と機軸回りの回転角速度の測定を行ない、
これと地上局コマンドによる軌道情報を用いて計
算した目標姿勢状態とを入力として、衛星の姿勢
および姿勢の変化速度が同時に目標状態へ一致す
るように制御できる。地球センサを用いないで、
地球中心指向三軸姿勢制御が実現できる。などの
利点を有する。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来の方式による地球指向三軸姿勢制
御の概念を示す図、第２図は衛星機軸座標とホイ
ール搭載の概念を示す図、第３図はこの発明によ
る姿勢制御方式の概念を示す図、第４図はこの発
明の具体的な一実施例を示す姿勢制御系の構成概
念図、第５図は恒星センサ座標と衛星機軸座標の
関係を示す図、第６図は恒星センサによる恒星観
測の概念を示す図、第７図は逐次的姿勢決定にお
ける前段階姿勢と現時点の姿勢の関係を示す図、
第８図ａは直流ブラシレスモータ構成図、第８図
ｂは制御変数計算装置で与えられるホイール制御
電圧の概念図、第９図は制御目標計算装置の構成
概念を示す図、第１０図は衛星位置計算のための
数学モデルの一例を示す図であり、１は人工衛
星、２はホイール、３は恒星センサ、４は慣性セ
ンサ、５は姿勢決定装置、６は目標姿勢計算装
置、７は姿勢制御装置、８は計算機、９はアクチ
ユエータ制御回路、１０は恒星ベクトル計算装
置、１１はデータベース、１２はサブカタログ編
集装置、１３は恒星同定処理装置、１４は姿勢変
位計算装置、１５は姿勢計算装置、１６は予測姿
勢状態計算装置、１７は制御パラメータ計算装
置、１８は制御変数計算装置、１９は回転子、２
０は磁石、２１は軌道計算装置、２２は地球方向
単位ベクトル計算装置、２３は目標制御量計算装
置である。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. 【特許請求の範囲】 １ 恒星センサと慣性センサからの出力を入力し
   て人工衛星の姿勢状態を決定する姿勢決定手段
   と、アクチユエータ制御回路からのホイール回転
   角度情報を入力して姿勢制御のための操作量を計
   算する姿勢制御手段と、地上局からのコマンド信
   号として送信された軌道情報と上記姿勢制御手段
   からの出力信号および上記姿勢決定手段からの出
   力信号を入力して未来のある時刻において到達さ
   せたい人工衛星の姿勢状態を計算する目標姿勢計
   算手段とを備えた計算機を人工衛星に搭載し、上
   記計算機から出力される制御操作信号によつて人
   工衛星の姿勢及び姿勢の変化速度を目標の姿勢及
   び姿勢の変化速度へ到達するように制御すること
   を特徴とする人工衛星の姿勢制御方式。 ２ 姿勢決定手段を恒星センサからの出力信号を
   入力として衛星機軸座標に対する恒星方向の単位
   ベクトルを計算する恒星ベクトル計算装置と、恒
   星カタログ及び姿勢決定結果が得られる前の段階
   で用いる姿勢の予測値をデータベースから読み込
   んで恒星センサの視野範囲にあると予測される恒
   星のカタログを編集するサブカタログ編集装置
   と、上記恒星ベクトル計算装置及びサブカタログ
   編集装置の出力信号を入力して観測恒星に対応す
   るカタログ恒星を同定する固定処理装置、衛星機
   軸回りの角速度を測定する慣性センサからの出力
   信号を入力として恒星センサによる恒星観測時刻
   から現時点までの人工衛星の姿勢の変化分を計算
   する姿勢変位計算装置と、上記同定処理装置およ
   び上記姿勢変位計算装置の出力信号を入力して現
   時点の人工衛星の姿勢を計算する姿勢計算装置と
   により構成し、また姿勢制御手段を制御の各区間
   〔０，t_f〕の初期時刻０でのホイールの回転角速
   度を入力として、制御区間の終端時刻t_fでの人工
   衛星の姿勢状態の予測値を計算する予測姿勢状態
   計算装置と地上局から定期的にコマンドデータと
   して送信される任意時刻での軌道情報及び制御変
   数計算装置からの出力信号及び上記姿勢計算装置
   からの出力信号を入力して、制御区間の終端時刻
   t_fで到達させたい姿勢状態の目標値を計算する目
   標姿勢計算装置と、上記予測姿勢状態計算装置及
   び目標姿勢計算装置の出力信号を入力して、制御
   操作量の２乗和が最小となる条件を満足するよう
   に制御の中間パラメータを決定する制御パラメー
   タ計算装置および上記制御変数計算装置の出力信
   号を入力して、姿勢制御のための操作量を計算す
   る制御変数計算装置とにより構成したことを特徴
   とする特許請求の範囲第１項記載の人工衛星の姿
   勢制御方式。 ３ 上記姿勢計算装置の出力信号を上記サブカタ
   ログ編集装置へ、また上記アクチユエータ制御回
   路の出力信号を上記予測姿勢状態計算装置へフイ
   ードバツクさせるとともに上記制御変数計算装置
   の出力信号を上記目標姿勢計算装置へフイーバツ
   クさせるように構成したことを特徴とする特許請
   求の範囲第１項あるいは第２項記載の人工衛星の
   姿勢制御方式。