JPH0789499A - モーメンタムバイアス宇宙船の傾斜軌道姿勢制御を行うための方法及び装置 - Google Patents
モーメンタムバイアス宇宙船の傾斜軌道姿勢制御を行うための方法及び装置Info
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】 （修正有）
【目的】 宇宙船のヨー運動量を制御することによりヨ
ー角追跡動作を提供し、ホイールのヨー運動量とロール
角との間でヨー運動量分布ないし分配量を変化させてロ
ール角追跡動作を提供し、宇宙船のピッチ運動量を変化
させることによりピッチ角追跡動作を提供する。 【構成】 モーメンタムホイール制御器を使用する地球
静止軌道形宇宙船１０において、赤道面に垂直方向に前
記宇宙船１０の運動量ベクトルを起立させ、時間変化す
るロール指令およびヨー運動量指令を人工衛星に与え、
人工衛星の姿勢をロール指令およびヨー運動量指令の関
数として制御することにより、所望の指向軌跡を所望の
目標物へ時間の関数として発生し、前記指向軌跡を、衛
星のための時間変化するロール指令、ピッチ指令および
ヨー運動量指令へ変換し、そして衛星の姿勢を、所望の
目標軌跡を追跡するようピッチ指令の関数として制御す
る。
ー角追跡動作を提供し、ホイールのヨー運動量とロール
角との間でヨー運動量分布ないし分配量を変化させてロ
ール角追跡動作を提供し、宇宙船のピッチ運動量を変化
させることによりピッチ角追跡動作を提供する。 【構成】 モーメンタムホイール制御器を使用する地球
静止軌道形宇宙船１０において、赤道面に垂直方向に前
記宇宙船１０の運動量ベクトルを起立させ、時間変化す
るロール指令およびヨー運動量指令を人工衛星に与え、
人工衛星の姿勢をロール指令およびヨー運動量指令の関
数として制御することにより、所望の指向軌跡を所望の
目標物へ時間の関数として発生し、前記指向軌跡を、衛
星のための時間変化するロール指令、ピッチ指令および
ヨー運動量指令へ変換し、そして衛星の姿勢を、所望の
目標軌跡を追跡するようピッチ指令の関数として制御す
る。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、軌道上にある宇宙船の
姿勢制御を行うための装置およびその方法に関する。地
球静止赤道面軌道にある宇宙船に姿勢制御を行い、ロー
ル誤差およびヨー誤差を修正することが知られている。
通信衛星ついて、地球静止赤道軌道面の維持が姿勢制御
を簡単にし、宇宙船について必要不可欠な指向の正確さ
（以下、単に指向正確度という）が得られる。
姿勢制御を行うための装置およびその方法に関する。地
球静止赤道面軌道にある宇宙船に姿勢制御を行い、ロー
ル誤差およびヨー誤差を修正することが知られている。
通信衛星ついて、地球静止赤道軌道面の維持が姿勢制御
を簡単にし、宇宙船について必要不可欠な指向の正確さ
（以下、単に指向正確度という）が得られる。
【０００２】
【従来技術および発明が解決しようとする課題】赤道軌
道上の宇宙船には種々の安定阻害力が課せられるので、
この赤道軌道の維持では相当な量の推進剤が余儀なく消
費される。これら安定阻害力には、地球静止軌道の配向
を傾斜角がゼロの赤道軌道からわずかに傾斜した軌道へ
変化させる太陽および月による重力の作用ないし効果が
含まれる。ステーションキーピングとは宇宙船を特定の
傾斜角に維持するために宇宙船により実行される機能で
ある。より多くのステーションキーピングマヌーバ（操
縦）が必要とされるに応じて、より多くの推進剤が宇宙
船によって消費され、動作上の寿命当りの確定費用が結
果的に生ずる。長期のステーションキーピングを提供す
るために推進剤の量が増加されるに応じて、この費用も
余儀なく増加する。宇宙船の寿命時間にわたりステーシ
ョンキーピングマヌーバを遂行するのに必要とされる推
進剤の量とその動作上の寿命との間には良好に認識され
る兼ね合いないし釣合いがある。より多くの推進剤が必
要とされるに応じて、宇宙船を軌道に置くのに多くの費
用が関係する。また、宇宙船の動作上の寿命の増加に応
じて追加の推進剤が必要とされさらに宇宙船の費用に加
わる。したがって、重大な費用の増加を招くことなく動
作上の寿命を長くすることが既存の宇宙船について望ま
しいことである。
道上の宇宙船には種々の安定阻害力が課せられるので、
この赤道軌道の維持では相当な量の推進剤が余儀なく消
費される。これら安定阻害力には、地球静止軌道の配向
を傾斜角がゼロの赤道軌道からわずかに傾斜した軌道へ
変化させる太陽および月による重力の作用ないし効果が
含まれる。ステーションキーピングとは宇宙船を特定の
傾斜角に維持するために宇宙船により実行される機能で
ある。より多くのステーションキーピングマヌーバ（操
縦）が必要とされるに応じて、より多くの推進剤が宇宙
船によって消費され、動作上の寿命当りの確定費用が結
果的に生ずる。長期のステーションキーピングを提供す
るために推進剤の量が増加されるに応じて、この費用も
余儀なく増加する。宇宙船の寿命時間にわたりステーシ
ョンキーピングマヌーバを遂行するのに必要とされる推
進剤の量とその動作上の寿命との間には良好に認識され
る兼ね合いないし釣合いがある。より多くの推進剤が必
要とされるに応じて、宇宙船を軌道に置くのに多くの費
用が関係する。また、宇宙船の動作上の寿命の増加に応
じて追加の推進剤が必要とされさらに宇宙船の費用に加
わる。したがって、重大な費用の増加を招くことなく動
作上の寿命を長くすることが既存の宇宙船について望ま
しいことである。
【０００３】一つの解決法が推進剤が相当に消費される
まで宇宙船をその地球静止赤道軌道で動作させることで
ある。その後、宇宙船は安定阻害力により傾斜軌道に入
る。一般的には、宇宙船の軌道の傾斜角のドリフトは年
間約０．８度ないし約０．９度の割合である。
まで宇宙船をその地球静止赤道軌道で動作させることで
ある。その後、宇宙船は安定阻害力により傾斜軌道に入
る。一般的には、宇宙船の軌道の傾斜角のドリフトは年
間約０．８度ないし約０．９度の割合である。
【０００４】残念なことに、宇宙船の傾斜角が増加する
に応じて、特定の所望される指向正確度の維持はより一
層困難になる。所望される指向正確度を維持することの
この困難性は傾斜軌道上にある宇宙船の動作をもたらし
た推進剤の欠乏によりさらに増大する。
に応じて、特定の所望される指向正確度の維持はより一
層困難になる。所望される指向正確度を維持することの
この困難性は傾斜軌道上にある宇宙船の動作をもたらし
た推進剤の欠乏によりさらに増大する。
【０００５】特定の傾斜角で、宇宙船の指向性にロール
誤差、ピッチ誤差およびヨー誤差が導入されることが知
られている。赤道軌道においては、宇宙船は、公称上天
底を指し示す目標点を有し、これは赤道である。宇宙船
の傾斜角が増加するに応じて、目標点はもはや赤道でな
くなってしまう。宇宙船の向きは、ロール誤差およびピ
ッチ誤差により特定の所望される目標点に関して８の字
形を描く。一般に、傾斜角が５度の傾斜軌道について、
８の字形の南北方向の変位は約１０度であり東西方向の
変位は約±０．０２度または０．０４度である。この変
位は、宇宙船の多くのミッションないし任務にとって受
け入れることのできない偏差である。
誤差、ピッチ誤差およびヨー誤差が導入されることが知
られている。赤道軌道においては、宇宙船は、公称上天
底を指し示す目標点を有し、これは赤道である。宇宙船
の傾斜角が増加するに応じて、目標点はもはや赤道でな
くなってしまう。宇宙船の向きは、ロール誤差およびピ
ッチ誤差により特定の所望される目標点に関して８の字
形を描く。一般に、傾斜角が５度の傾斜軌道について、
８の字形の南北方向の変位は約１０度であり東西方向の
変位は約±０．０２度または０．０４度である。この変
位は、宇宙船の多くのミッションないし任務にとって受
け入れることのできない偏差である。
【０００６】周回する人工衛星においてヨー誤差の正確
な制御を可能にする、ヨートルクおよびそのほかの外乱
トルクの評価方法および装置が知られている。かかる方
法を実施する装置は、傾斜軌道ではこの装置の動作が的
確に使用できない態様で地球静止宇宙船の赤道軌道に特
有の軌道に関する動力学的特性（ダイナミクス）を組み
込んでいることが多い。従来より、たとえばＬ形ホイー
ル系またはＶ形ホイール系が搭載された宇宙船などのモ
ーメンタムバイアス宇宙船の使用が知られている。また
傾斜軌道上にある地球静止宇宙船の制御について議論さ
れてきた技術が知られている。傾斜軌道で動作可能な系
が、比較的緩慢且つ周期的なシヌソイド形状ないし正弦
波形状の擾乱を適用可能なロールコマンドないし指令へ
導入することにより、傾斜が招く指向の不正確さを補償
しようとする。シヌソイド形擾乱は標準的には１日とい
う周期を有し、基本的には宇宙船の向きが１日頻度数で
「揺動」するようにする。宇宙船の揺動で通常には南北
方向の変位として観察されるいわゆる傾斜誤差の総計が
補償される。多くの場合、これら誤差総計のみの補償で
は、たとえば狭ビーム通信で必要とされる指向の正確さ
にとっては不十分である。
な制御を可能にする、ヨートルクおよびそのほかの外乱
トルクの評価方法および装置が知られている。かかる方
法を実施する装置は、傾斜軌道ではこの装置の動作が的
確に使用できない態様で地球静止宇宙船の赤道軌道に特
有の軌道に関する動力学的特性（ダイナミクス）を組み
込んでいることが多い。従来より、たとえばＬ形ホイー
ル系またはＶ形ホイール系が搭載された宇宙船などのモ
ーメンタムバイアス宇宙船の使用が知られている。また
傾斜軌道上にある地球静止宇宙船の制御について議論さ
れてきた技術が知られている。傾斜軌道で動作可能な系
が、比較的緩慢且つ周期的なシヌソイド形状ないし正弦
波形状の擾乱を適用可能なロールコマンドないし指令へ
導入することにより、傾斜が招く指向の不正確さを補償
しようとする。シヌソイド形擾乱は標準的には１日とい
う周期を有し、基本的には宇宙船の向きが１日頻度数で
「揺動」するようにする。宇宙船の揺動で通常には南北
方向の変位として観察されるいわゆる傾斜誤差の総計が
補償される。多くの場合、これら誤差総計のみの補償で
は、たとえば狭ビーム通信で必要とされる指向の正確さ
にとっては不十分である。
【０００７】Ｖホイール形モーメンタムバイアス宇宙船
システムの例がLehnerらへ発行された米国特許第４、５
２１、８５５号明細書で開示されている。このＶ形ホイ
ール系においては、２つのモーメンタムホイールが、全
運動量がピッチ−ヨー面に設定されるよう互いに且つ宇
宙船に関して配向されている。宇宙船のロールおよびピ
ッチがＶ形ホイール系の各ホイールの選択的な制御によ
り知られている態様で制御されている。各ホイールの運
動量に関係するホイール速度が、一方のホイールでは増
加そして他方のホイールでは減少というように交互に行
われ、宇宙船のロールが行われる。ピッチが行われるた
めには、両方のホイールの速度が同時に増加または減少
せられる。ヨー誤差修正は当分野で知られている１／４
軌道形カップリングにより受動的に実施される。
システムの例がLehnerらへ発行された米国特許第４、５
２１、８５５号明細書で開示されている。このＶ形ホイ
ール系においては、２つのモーメンタムホイールが、全
運動量がピッチ−ヨー面に設定されるよう互いに且つ宇
宙船に関して配向されている。宇宙船のロールおよびピ
ッチがＶ形ホイール系の各ホイールの選択的な制御によ
り知られている態様で制御されている。各ホイールの運
動量に関係するホイール速度が、一方のホイールでは増
加そして他方のホイールでは減少というように交互に行
われ、宇宙船のロールが行われる。ピッチが行われるた
めには、両方のホイールの速度が同時に増加または減少
せられる。ヨー誤差修正は当分野で知られている１／４
軌道形カップリングにより受動的に実施される。
【０００８】軌道に関する動力学的特性の結果として、
標準的なＶ形ホイール系は、運動量のアンローディング
が制御の維持に必要とされるほどに、外部擾乱により間
断なく速度を増す現象を明白に示した。ヨー−ロール面
内に配向される運動量のアンローディングないし装荷解
除を実施するのに磁気トルク発生装置またはスラスター
を使用することが知られている。
標準的なＶ形ホイール系は、運動量のアンローディング
が制御の維持に必要とされるほどに、外部擾乱により間
断なく速度を増す現象を明白に示した。ヨー−ロール面
内に配向される運動量のアンローディングないし装荷解
除を実施するのに磁気トルク発生装置またはスラスター
を使用することが知られている。
【０００９】モーメンタムバイアス宇宙船に関する運動
の方程式が、小さく傾斜した軌道について導出されてい
る。これら方程式の導出を以下に説明する。傾斜軌道上
にある宇宙船の運動の方程式は、まず、単一のピッチホ
イールを有する宇宙船についての伝達ないし変換関数と
して定式化される。ロール／ヨーおよびロール／ピッチ
ダイナミクスは互いに結合解除が行われ、ダイナミクス
を個別に指定するのが許容される。ピッチ運動量および
ヨー運動量双方の蓄積装置を有する系（詳細にはロール
／ヨーについて）についての運動方程式は、慣性乗積を
無視すると、以下のようになる。
の方程式が、小さく傾斜した軌道について導出されてい
る。これら方程式の導出を以下に説明する。傾斜軌道上
にある宇宙船の運動の方程式は、まず、単一のピッチホ
イールを有する宇宙船についての伝達ないし変換関数と
して定式化される。ロール／ヨーおよびロール／ピッチ
ダイナミクスは互いに結合解除が行われ、ダイナミクス
を個別に指定するのが許容される。ピッチ運動量および
ヨー運動量双方の蓄積装置を有する系（詳細にはロール
／ヨーについて）についての運動方程式は、慣性乗積を
無視すると、以下のようになる。
【数１】 ここで、ｃ1 、ｃ2 、ｃ3 については
【数２】
【数３】
【数４】 で表される。ここで、φおよびψは宇宙船のロール角お
よびヨー角であり、Ｈx およびＨz は本体軸線ロール角
運動量成分および本体軸線ヨー角運動量成分であり、ｈ
z は全ホイールに蓄積された全てのヨー運動量であり、
ｈzcは指令されたホイールヨー運動量であり、Ｉx 、Ｉ
y 、Ｉz はロール軸、ピッチ軸、ヨー軸回りの主慣性モ
ーメントであり、ω0 ＞０であり、これは系についての
軌道割合ないし速度と呼ばれ、Ｈn ＞０であり、これは
モーメンタムバイアスと呼ばれ、γはモーメンタムホイ
ールの時定数であり、Ｍx 、Ｍy は本体軸線トルクであ
る。式１はロール軸運動量蓄積装置がない全てのホイー
ル構成について適用可能である。地上軌跡ロール誤差を
除去するためには宇宙船は所望されるロール軌跡を追跡
しなければならない。ヨー運動量蓄積ホイールは章動を
できるだけ小さくするようそしてロール追跡動作が許容
されるよう制御される。モーメンタムホイールが外部の
トルクアクチュエータによりアンローディングが行われ
る。章動の動力学的挙動がホイール制御器により減衰さ
れるという前提を用いると、式１は以下の式５のように
簡単になる。
よびヨー角であり、Ｈx およびＨz は本体軸線ロール角
運動量成分および本体軸線ヨー角運動量成分であり、ｈ
z は全ホイールに蓄積された全てのヨー運動量であり、
ｈzcは指令されたホイールヨー運動量であり、Ｉx 、Ｉ
y 、Ｉz はロール軸、ピッチ軸、ヨー軸回りの主慣性モ
ーメントであり、ω0 ＞０であり、これは系についての
軌道割合ないし速度と呼ばれ、Ｈn ＞０であり、これは
モーメンタムバイアスと呼ばれ、γはモーメンタムホイ
ールの時定数であり、Ｍx 、Ｍy は本体軸線トルクであ
る。式１はロール軸運動量蓄積装置がない全てのホイー
ル構成について適用可能である。地上軌跡ロール誤差を
除去するためには宇宙船は所望されるロール軌跡を追跡
しなければならない。ヨー運動量蓄積ホイールは章動を
できるだけ小さくするようそしてロール追跡動作が許容
されるよう制御される。モーメンタムホイールが外部の
トルクアクチュエータによりアンローディングが行われ
る。章動の動力学的挙動がホイール制御器により減衰さ
れるという前提を用いると、式１は以下の式５のように
簡単になる。
【数５】 たいていの宇宙船の章動周波数は標準的な軌道速度より
も大きいので、式５は、宇宙船の姿勢の軌道速度の過渡
応答および低周波擾乱応答を正確に表している。宇宙船
の角運動量は姿勢誤差に関係しそしてホイールのヨー運
動量は以下のとおりである。
も大きいので、式５は、宇宙船の姿勢の軌道速度の過渡
応答および低周波擾乱応答を正確に表している。宇宙船
の角運動量は姿勢誤差に関係しそしてホイールのヨー運
動量は以下のとおりである。
【数６】
【数７】
【００１０】宇宙船は、傾斜軌道面の代わりに赤道面に
垂直な運動量を用いて起立が行われ、所望のヨー角が宇
宙船に受動的に与えられる。赤道面に垂直な運動量を得
るためには、ホイール回転操縦が非節部ないし波腹部で
遂行される。スラスター制御の下では、モーメンタムホ
イールが種々の速度へと「転回」せられ、（ヨー誤差の
ない）全系運動量を赤道軌道面に垂直な方向に置く所望
のヨー運動量Ｈziを発生する。１／４軌道後、一列の節
で、Ｈziは式５により証明されるようにヨー角ψへ変換
する。ヨー角ψへのＨziのこの変換で所望されるヨー角
ψi の受動的な発生が許容される。スラスターまたは磁
気トルク発生装置が系の運動量をこの運動量形態近傍に
調整する。ホイール回転の代替え方法がヨーセンサを用
い可能である。ヨー角ψi を発生するのに必要なヨー軸
運動量は以下のとおりである。
垂直な運動量を用いて起立が行われ、所望のヨー角が宇
宙船に受動的に与えられる。赤道面に垂直な運動量を得
るためには、ホイール回転操縦が非節部ないし波腹部で
遂行される。スラスター制御の下では、モーメンタムホ
イールが種々の速度へと「転回」せられ、（ヨー誤差の
ない）全系運動量を赤道軌道面に垂直な方向に置く所望
のヨー運動量Ｈziを発生する。１／４軌道後、一列の節
で、Ｈziは式５により証明されるようにヨー角ψへ変換
する。ヨー角ψへのＨziのこの変換で所望されるヨー角
ψi の受動的な発生が許容される。スラスターまたは磁
気トルク発生装置が系の運動量をこの運動量形態近傍に
調整する。ホイール回転の代替え方法がヨーセンサを用
い可能である。ヨー角ψi を発生するのに必要なヨー軸
運動量は以下のとおりである。
【数８】 これは、所望されるヨー角
【数９】 を生ずる。ここで、ｉ（ｔ）およびκ（ｔ）は、それぞ
れ、昇交点の時間変化する傾斜角および時間変化する位
置である。本発明の制御装置の目的は宇宙船の実際のヨ
ー運動量ψi を強制してＨziを追跡させることである。
上述したように、ピッチダイナミクスがロール／ヨーダ
イナミクスから結合解除されておりそして次の式で表現
される。
れ、昇交点の時間変化する傾斜角および時間変化する位
置である。本発明の制御装置の目的は宇宙船の実際のヨ
ー運動量ψi を強制してＨziを追跡させることである。
上述したように、ピッチダイナミクスがロール／ヨーダ
イナミクスから結合解除されておりそして次の式で表現
される。
【数１０】
【数１１】 ここで、θはピッチ角でありそしてＭy は外部から印加
されるピッチ軸トルクであり、ｈy は等価ホイールピッ
チ運動量であり、ｈycは指令されたピッチ軸運動量であ
る。
されるピッチ軸トルクであり、ｈy は等価ホイールピッ
チ運動量であり、ｈycは指令されたピッチ軸運動量であ
る。
【００１１】本制御装置には以下の３つの目的がある。 １．宇宙船の全体のヨー運動量を制御することによりヨ
ー角追跡動作（Ｈzi）を提供すること。 ２．ホイールのヨー運動量ｈz とロール角φi との間で
ヨー運動量分布ないし分配量を変化させてロール角追跡
動作を提供すること。ヨー運動量の分布がヨー運動量指
令ｈzcを通じてモーメンタムホイールの速度を変化させ
ることにより制御される。 ３．宇宙船のピッチ運動量を変化させることによりピッ
チ角θi 追跡動作を提供すること。ピッチ運動量が、ピ
ッチ運動量指令ｈycを通じてモーメンタムホイールの速
度を変化させることにより制御される。
ー角追跡動作（Ｈzi）を提供すること。 ２．ホイールのヨー運動量ｈz とロール角φi との間で
ヨー運動量分布ないし分配量を変化させてロール角追跡
動作を提供すること。ヨー運動量の分布がヨー運動量指
令ｈzcを通じてモーメンタムホイールの速度を変化させ
ることにより制御される。 ３．宇宙船のピッチ運動量を変化させることによりピッ
チ角θi 追跡動作を提供すること。ピッチ運動量が、ピ
ッチ運動量指令ｈycを通じてモーメンタムホイールの速
度を変化させることにより制御される。
【００１２】第１図が、昇交点２２で地球２０の周囲の
傾斜軌道２５にある宇宙船１０について環境を図示して
いる。赤道面２１および軌道面２３が傾斜角ｉだけ節２
８のライン方向に傾斜されている。周回する基準枠ｘ−
ｙ−ｚが、地球２０の中心方向を指向するヨー軸ｚと軌
道面２３に垂直なピッチ軸ｙと運動方向を指向するロー
ル軸ｘを有する宇宙船１０の軌道法線１１について設定
されている。ロール角、ピッチ角およびヨー角は、標準
的なロール・ピッチ・ヨー・オイラー回転を使用してこ
の基準枠ｘ−ｙ−ｚについて測定される。宇宙船１０
は、回転速度ω0 で、一日当り一回ピッチ軸の負の方向
−ｙの回りを転回する。宇宙船が搭載するモーメンタム
ホイールがモーメンタムバイアスＨn をこれもまたピッ
チ軸の負の方向−ｙに提供する。
傾斜軌道２５にある宇宙船１０について環境を図示して
いる。赤道面２１および軌道面２３が傾斜角ｉだけ節２
８のライン方向に傾斜されている。周回する基準枠ｘ−
ｙ−ｚが、地球２０の中心方向を指向するヨー軸ｚと軌
道面２３に垂直なピッチ軸ｙと運動方向を指向するロー
ル軸ｘを有する宇宙船１０の軌道法線１１について設定
されている。ロール角、ピッチ角およびヨー角は、標準
的なロール・ピッチ・ヨー・オイラー回転を使用してこ
の基準枠ｘ−ｙ−ｚについて測定される。宇宙船１０
は、回転速度ω0 で、一日当り一回ピッチ軸の負の方向
−ｙの回りを転回する。宇宙船が搭載するモーメンタム
ホイールがモーメンタムバイアスＨn をこれもまたピッ
チ軸の負の方向−ｙに提供する。
【００１３】傾斜軌道２５の傾斜角ｉが招く姿勢誤差
が、宇宙船が公称上赤道軌道にあるようには指向してい
ないときに生ずる。傾斜姿勢誤差には以下の２つの主な
ソースがある。すなわち、基準枠のミスアライメントと
地上軌跡誤差である。軌道が傾斜しているとき、周回基
準枠ｘ−ｙ−ｚはもはや赤道と整列していない。周回基
準枠のこの相対的なミスアライメントが傾斜軌道基準枠
ｘ−ｙ−ｚと赤道軌道基準枠との間に時間変化するヨー
角ψi を生ずる。ヨー角ψi は昇交点２２および降交点
２４で最大でありそして昇交点２２および降交点２４と
の間に位置する非節部２９でゼロである。第１図は、傾
斜軌道２５の回りの４つの位置での宇宙船１０の姿勢を
図示している。
が、宇宙船が公称上赤道軌道にあるようには指向してい
ないときに生ずる。傾斜姿勢誤差には以下の２つの主な
ソースがある。すなわち、基準枠のミスアライメントと
地上軌跡誤差である。軌道が傾斜しているとき、周回基
準枠ｘ−ｙ−ｚはもはや赤道と整列していない。周回基
準枠のこの相対的なミスアライメントが傾斜軌道基準枠
ｘ−ｙ−ｚと赤道軌道基準枠との間に時間変化するヨー
角ψi を生ずる。ヨー角ψi は昇交点２２および降交点
２４で最大でありそして昇交点２２および降交点２４と
の間に位置する非節部２９でゼロである。第１図は、傾
斜軌道２５の回りの４つの位置での宇宙船１０の姿勢を
図示している。
【００１４】宇宙船は赤道面２３に配置されずそしてヨ
ー軸照準線ないし公称の指向線１１が赤道１４で地球２
０と交差しないので地上追跡誤差が生ずる。第２図は非
節部２９で宇宙船１０のヨー軸指向方向を図示してい
る。宇宙船１０は、赤道１４の上部の一点（天底１６）
で地球２０と交差するそのヨー軸の公称指向線１１を有
して赤道面２３の上にある。宇宙船１０は、もし宇宙船
１０が赤道軌道にあればそれが指向していたであろう赤
道２４の同じ点２６を指向するよう、ロール軸が下方へ
バイアスされねばならない。ピッチ誤差を補償するため
に、宇宙船は軌道の他の点でピッチ軸がバイアスされね
ばならない。地上軌跡２７すなわちヨー軸と地球２０の
面との交点は、宇宙船が軌道２５の回りを進行するに応
じて、ピッチ誤差およびロール誤差を伴う８の字形状を
追跡する。
ー軸照準線ないし公称の指向線１１が赤道１４で地球２
０と交差しないので地上追跡誤差が生ずる。第２図は非
節部２９で宇宙船１０のヨー軸指向方向を図示してい
る。宇宙船１０は、赤道１４の上部の一点（天底１６）
で地球２０と交差するそのヨー軸の公称指向線１１を有
して赤道面２３の上にある。宇宙船１０は、もし宇宙船
１０が赤道軌道にあればそれが指向していたであろう赤
道２４の同じ点２６を指向するよう、ロール軸が下方へ
バイアスされねばならない。ピッチ誤差を補償するため
に、宇宙船は軌道の他の点でピッチ軸がバイアスされね
ばならない。地上軌跡２７すなわちヨー軸と地球２０の
面との交点は、宇宙船が軌道２５の回りを進行するに応
じて、ピッチ誤差およびロール誤差を伴う８の字形状を
追跡する。
【００１５】地上軌跡２７の８の字形の幅もまた軌道２
５の傾斜角ｉに関係しそれゆえ、宇宙船１０は結果的に
生ずるピッチ誤差を補償しなければならない。燃料消費
をできるだけ最小にし且つ特定のレベルの自律性（auto
nomy) を維持する、この種の結果的に生ずる誤差を補償
する方法および装置が必要とされている。
５の傾斜角ｉに関係しそれゆえ、宇宙船１０は結果的に
生ずるピッチ誤差を補償しなければならない。燃料消費
をできるだけ最小にし且つ特定のレベルの自律性（auto
nomy) を維持する、この種の結果的に生ずる誤差を補償
する方法および装置が必要とされている。
【００１６】
【発明の概要】本発明は、赤道上地球静止軌道に関して
傾斜した軌道にあるモーメンタムバイアス宇宙船につい
て一つまたはそれ以上の標的物について目標点の指向軌
跡を制御する方法および装置に向けられるものである。
宇宙船には、より高次の宇宙船の自律性を助長し且つ同
時に正確な指向性を可能にする時間変化してもよくまた
不変でもよい所定の追跡モデルにしたがって、目標点を
移動するのに宇宙船および宇宙船の装備（ハードウエ
ア）にとって利用できる軌道に関する情報を使用できる
オンボードコンピュータが搭載されている。追跡モデル
は、制御器が、単一の周波数を有する簡単な次数の正弦
波関数を越えて長期型軌道速度の動力学的外乱および短
期間型章動の動力学的外乱を除去できるようにする。
傾斜した軌道にあるモーメンタムバイアス宇宙船につい
て一つまたはそれ以上の標的物について目標点の指向軌
跡を制御する方法および装置に向けられるものである。
宇宙船には、より高次の宇宙船の自律性を助長し且つ同
時に正確な指向性を可能にする時間変化してもよくまた
不変でもよい所定の追跡モデルにしたがって、目標点を
移動するのに宇宙船および宇宙船の装備（ハードウエ
ア）にとって利用できる軌道に関する情報を使用できる
オンボードコンピュータが搭載されている。追跡モデル
は、制御器が、単一の周波数を有する簡単な次数の正弦
波関数を越えて長期型軌道速度の動力学的外乱および短
期間型章動の動力学的外乱を除去できるようにする。
【００１７】本発明は以下のような従来技術に優る利益
を提供する。第１に、ピッチ誤差の制御が与えられる。
受信アンテナでの被送信ビームのパワーをできるだけ最
大にするために、非常に厳密な指向正確さに対する要求
を有する通信衛星などの特定の応用分野について、５°
傾斜軌道について標準的な０．０２°のオーダーの指向
の不正確さは法外である。第２に、本発明は、正弦波形
状のロール指令により生ずる簡単な「揺動」よりも傾斜
の効果をより正確に補償する。第３に、本発明は、たと
えば、フーリエ係数、スプライン、またはテーブルルッ
クアップなどにより表現される一般化された関数から所
望の指向軌跡を設定する装置を提供する。所望の指向軌
跡は傾斜の効果を補償するだけでなく、目標点をも変更
可能でありそして目標点を有効に新規な標的物へ差し向
ける。この指向軌跡は、宇宙船が周回するところの対象
物２０の面上のどのパスをも事実上追跡可能であり、時
間変化するかまたは時間に依存しない目標物を提供す
る。
を提供する。第１に、ピッチ誤差の制御が与えられる。
受信アンテナでの被送信ビームのパワーをできるだけ最
大にするために、非常に厳密な指向正確さに対する要求
を有する通信衛星などの特定の応用分野について、５°
傾斜軌道について標準的な０．０２°のオーダーの指向
の不正確さは法外である。第２に、本発明は、正弦波形
状のロール指令により生ずる簡単な「揺動」よりも傾斜
の効果をより正確に補償する。第３に、本発明は、たと
えば、フーリエ係数、スプライン、またはテーブルルッ
クアップなどにより表現される一般化された関数から所
望の指向軌跡を設定する装置を提供する。所望の指向軌
跡は傾斜の効果を補償するだけでなく、目標点をも変更
可能でありそして目標点を有効に新規な標的物へ差し向
ける。この指向軌跡は、宇宙船が周回するところの対象
物２０の面上のどのパスをも事実上追跡可能であり、時
間変化するかまたは時間に依存しない目標物を提供す
る。
【００１８】本発明の一実施例による装置は、全状態を
評価する評価手段、フィードバック回路、積分制御器、
モデル追従論理ないしロジック、モデル発生手段および
長期型運動量管理を行うためのモーメンタムスラスター
のアンローディング論理を備えている。特定の宇宙船
が、既存の２次元運動量が制御される（すなわち、Ｖ型
ホイール系）モーメンタムバイアス宇宙船と同様に構成
してもよい。各宇宙船は、モーメンタムバイアス系を制
御するための適当なアクチュエータ、ロール誤差および
ピッチ誤差の指示値を提供するセンサ、ホイールのヨー
運動量を測定する素子を備えなければならない。宇宙船
の姿勢制御器は、赤道面に垂直な方向に正味の運動量ベ
クトルをまず起立させることにより開始される。
評価する評価手段、フィードバック回路、積分制御器、
モデル追従論理ないしロジック、モデル発生手段および
長期型運動量管理を行うためのモーメンタムスラスター
のアンローディング論理を備えている。特定の宇宙船
が、既存の２次元運動量が制御される（すなわち、Ｖ型
ホイール系）モーメンタムバイアス宇宙船と同様に構成
してもよい。各宇宙船は、モーメンタムバイアス系を制
御するための適当なアクチュエータ、ロール誤差および
ピッチ誤差の指示値を提供するセンサ、ホイールのヨー
運動量を測定する素子を備えなければならない。宇宙船
の姿勢制御器は、赤道面に垂直な方向に正味の運動量ベ
クトルをまず起立させることにより開始される。
【００１９】全状態評価手段は、ロール誤差およびホイ
ールヨー運動量で動作し、ロール、ピッチ、ヨー、宇宙
船ロール運動量、宇宙船ピッチ運動量、宇宙船ヨー運動
量、ホイールピッチ運動量、ホイールヨー軸運動量（ｈ
z ）および太陽からのトルクを評価したものを発生す
る。これら評価は、モーメンタムホイールおよび磁気ト
ルク発生装置を使用し章動および軌道速度の動力学的誤
差の両方を除去する全状態および積分制御器へ与えられ
る。
ールヨー運動量で動作し、ロール、ピッチ、ヨー、宇宙
船ロール運動量、宇宙船ピッチ運動量、宇宙船ヨー運動
量、ホイールピッチ運動量、ホイールヨー軸運動量（ｈ
z ）および太陽からのトルクを評価したものを発生す
る。これら評価は、モーメンタムホイールおよび磁気ト
ルク発生装置を使用し章動および軌道速度の動力学的誤
差の両方を除去する全状態および積分制御器へ与えられ
る。
【００２０】モデル追従形論理は追跡誤差をできるだけ
最小にし、そして制御系が、ロール、ヨーおよびｈz の
所望される非ゼロ軌跡の周囲にそれらを調整できるよう
にする。モデル追従論理は、フィードフォワードおよび
フィードバックマトリクスならびにロール、ヨーおよび
ｈz についての所望される応答モデルを提供する。
最小にし、そして制御系が、ロール、ヨーおよびｈz の
所望される非ゼロ軌跡の周囲にそれらを調整できるよう
にする。モデル追従論理は、フィードフォワードおよび
フィードバックマトリクスならびにロール、ヨーおよび
ｈz についての所望される応答モデルを提供する。
【００２１】モデルはモデルに対し修正を行うよう設計
されたモデル発生手段により更新される。標準的には、
これらは長期型修正であり、そしてモデル発生手段はコ
ンピュータ搭載形宇宙船に載せられる情報として具体化
される。モーメンタムスラスターのアンローディング論
理は長期間の運動量管理を行う。もし磁気トルク発生装
置が使用されるならば、ヨー軸装荷解除だけがバックア
ップ動作を行うのに必要とされる。ヨー軸装荷解除論理
がヨー運動量誤差を入力として使用し、アンローディン
グを起動するかどうかを決定する。ヨー運動量誤差はｈ
ziから実際のヨー軸運動量を引いたものである。ピッチ
装荷解除は、ピッチ運動量が所定のデッドバンドを越え
るとき起動する。標準的な環境上の外乱およびスラスタ
ートルクについて、１日当り３回のピッチ装荷解除動作
が予想される。
されたモデル発生手段により更新される。標準的には、
これらは長期型修正であり、そしてモデル発生手段はコ
ンピュータ搭載形宇宙船に載せられる情報として具体化
される。モーメンタムスラスターのアンローディング論
理は長期間の運動量管理を行う。もし磁気トルク発生装
置が使用されるならば、ヨー軸装荷解除だけがバックア
ップ動作を行うのに必要とされる。ヨー軸装荷解除論理
がヨー運動量誤差を入力として使用し、アンローディン
グを起動するかどうかを決定する。ヨー運動量誤差はｈ
ziから実際のヨー軸運動量を引いたものである。ピッチ
装荷解除は、ピッチ運動量が所定のデッドバンドを越え
るとき起動する。標準的な環境上の外乱およびスラスタ
ートルクについて、１日当り３回のピッチ装荷解除動作
が予想される。
【００２２】本発明の上述の実施例は、特定の所与の動
作寿命についての推進剤の要求量の減少により相当に意
味のあるコストの節約で地球静止軌道に匹敵する指向正
確度を提供する。本発明の上述の実施例を具体化した宇
宙船は、ステーションキーピング操縦にとって必要な推
進剤のほとんどを必要としない。宇宙船が１０年という
予想寿命を有するので、赤道上のステーションキーピン
グ操縦にとって必要な２００ないし３００キログラムの
推進剤の主要部分の除去および姿勢制御に必要な１０な
いし２０キログラムの推進剤がこれに代わることで、結
果的に費用が節約できることは容易に且つ直ちに理解さ
れるであろう。
作寿命についての推進剤の要求量の減少により相当に意
味のあるコストの節約で地球静止軌道に匹敵する指向正
確度を提供する。本発明の上述の実施例を具体化した宇
宙船は、ステーションキーピング操縦にとって必要な推
進剤のほとんどを必要としない。宇宙船が１０年という
予想寿命を有するので、赤道上のステーションキーピン
グ操縦にとって必要な２００ないし３００キログラムの
推進剤の主要部分の除去および姿勢制御に必要な１０な
いし２０キログラムの推進剤がこれに代わることで、結
果的に費用が節約できることは容易に且つ直ちに理解さ
れるであろう。
【００２３】一実施例は、まず正の５°傾斜軌道への宇
宙船の配置を必要とする。その後、宇宙船は赤道面を負
の傾斜角の方へドリフトすることが許容される。それに
より、姿勢制御器による軌道情報の使用を介した軌道傾
斜によるロール、ピッチおよびヨー誤差の補償それゆえ
追跡モデルに従った宇宙船の目標点の移動が可能であ
る。
宙船の配置を必要とする。その後、宇宙船は赤道面を負
の傾斜角の方へドリフトすることが許容される。それに
より、姿勢制御器による軌道情報の使用を介した軌道傾
斜によるロール、ピッチおよびヨー誤差の補償それゆえ
追跡モデルに従った宇宙船の目標点の移動が可能であ
る。
【００２４】
【実施例】本発明は、傾斜軌道上にあるモーメンタムバ
イアス宇宙船について予め選択された運動方程式に従っ
て動作する、以下に詳述する複数の制御ループを備え
る。制御ループが具現化せるこれら運動の方程式の導出
は上述した。搭載コンピュータによるこれら制御ループ
の特定の実施例について説明する。
イアス宇宙船について予め選択された運動方程式に従っ
て動作する、以下に詳述する複数の制御ループを備え
る。制御ループが具現化せるこれら運動の方程式の導出
は上述した。搭載コンピュータによるこれら制御ループ
の特定の実施例について説明する。
【００２５】第３図は本発明の一実施例による制御装置
を図示するブロック図である。図示の実施例は宇宙船１
０というハードウエアおよび搭載コンピュータを利用す
る。地球回りの軌道のための地球センサ３０が電気信号
としてロール（Ｒ）およびピッチ（Ｐ）姿勢の測定値を
与える。モーメンタムホイール速度センサ３４が、モー
メンタム系の各ホイール（図示せず）の速度に比例した
電圧を有する電気信号を提供する。一つは動作中の各ホ
イールについての速度信号である複数の速度信号が与え
られる。アナログ電気信号はディジタル形式に変換され
そして搭載コンピュータ３２へ与えられる。搭載コンピ
ュータ３２は、姿勢追跡モデル情報の対時間伝搬、ホイ
ール軸線から宇宙船軸線への運動量変換、宇宙船軸線か
らホイール軸線への運動量変換、ロール／ヨー制御およ
びピッチ制御を含めた種々の機能を遂行する。
を図示するブロック図である。図示の実施例は宇宙船１
０というハードウエアおよび搭載コンピュータを利用す
る。地球回りの軌道のための地球センサ３０が電気信号
としてロール（Ｒ）およびピッチ（Ｐ）姿勢の測定値を
与える。モーメンタムホイール速度センサ３４が、モー
メンタム系の各ホイール（図示せず）の速度に比例した
電圧を有する電気信号を提供する。一つは動作中の各ホ
イールについての速度信号である複数の速度信号が与え
られる。アナログ電気信号はディジタル形式に変換され
そして搭載コンピュータ３２へ与えられる。搭載コンピ
ュータ３２は、姿勢追跡モデル情報の対時間伝搬、ホイ
ール軸線から宇宙船軸線への運動量変換、宇宙船軸線か
らホイール軸線への運動量変換、ロール／ヨー制御およ
びピッチ制御を含めた種々の機能を遂行する。
【００２６】ヨー運動量追跡モデル４０、ロール角追跡
モデル４２およびピッチ角追跡モデル４４がオンボード
コンピュータ３２により使用され、時間の関数として、
所望されるヨー運動量Ｈziの軌跡、ロール角φi の軌跡
およびピッチ角θi の軌跡の発生を促す。追跡モデルで
使用されるパラメータがベクトルαで与えられそしてテ
レメトリ装置４６により与えられる従来のテレメトリ信
号を通じて地上ステーション（図示せず）から周期的に
更新が行われる。ヨー運動量追跡モデル４０の一般化さ
れた数学的な表現が以下の通りである。
モデル４２およびピッチ角追跡モデル４４がオンボード
コンピュータ３２により使用され、時間の関数として、
所望されるヨー運動量Ｈziの軌跡、ロール角φi の軌跡
およびピッチ角θi の軌跡の発生を促す。追跡モデルで
使用されるパラメータがベクトルαで与えられそしてテ
レメトリ装置４６により与えられる従来のテレメトリ信
号を通じて地上ステーション（図示せず）から周期的に
更新が行われる。ヨー運動量追跡モデル４０の一般化さ
れた数学的な表現が以下の通りである。
【数１２】 ここで、ｉ、κ、ｆ1 は、時間ｔに依存した関数であり
そして地上から更新可能なベクトルαの変数である。ロ
ール角追跡モデル４２の一般化された数学的な表現が以
下の通りである。
そして地上から更新可能なベクトルαの変数である。ロ
ール角追跡モデル４２の一般化された数学的な表現が以
下の通りである。
【数１３】 ここで、
【数１４】 が成り立ち、またｆ2 とともに、時間とパラメータベク
トルαの関数である。ピッチ角追跡モデル４４の一般化
された数学的な表現が以下の通りである。
トルαの関数である。ピッチ角追跡モデル４４の一般化
された数学的な表現が以下の通りである。
【数１５】 ここで、
【数１６】 が成り立ち、またｆ3 は時間とパラメータベクトルαの
関数である。関数ｆ1 、ｆ2 、ｆ3 は、特定の軌道およ
び指向路に依存しミッションに特有の一般関数である。
高い正確度の指向ミッションまたは大きな傾斜軌道につ
いては、完全非線形運動学的方程式が使用されねばなら
ない。もし宇宙船１０が赤道を指向していなければ、バ
イアス指向はこれら完全非線形運動学と結合して、非正
弦波形状の軌跡を発生する。目標点は１日中移動可能で
ある。この目標点は熱的な歪が補償されるかまたは独立
して差し向けられるスポットビームの歪誤差ができるだ
け最小限とされるよう調整される。これら３つの関数ｆ
1 、ｆ2 、ｆ3 はこれにしたがって選ばれる。関数ｉ
（α、ｔ）およびκ（α、ｔ）は緩慢に時間変化する。
程度が高い自律性を持つことが必要または所望されるミ
ッションについて、昇交点の傾斜角および場所が変化す
る。追跡モデルはコンピュータ３２の使用により地上指
令がなくとも時間的な調整が行われる。ｉおよびκとい
う関数の正確な性質は、宇宙船の幾何学的形状および軌
道パラメータに依存し、よく知られている態様で特定の
実施例について数値的に決定される。本制御装置が可能
にする自律性の程度は、パラメータベクトルαにおける
指令可能なパラメータ全部の数によってのみそれゆえど
の軌道解析の正確さでも制限される。
関数である。関数ｆ1 、ｆ2 、ｆ3 は、特定の軌道およ
び指向路に依存しミッションに特有の一般関数である。
高い正確度の指向ミッションまたは大きな傾斜軌道につ
いては、完全非線形運動学的方程式が使用されねばなら
ない。もし宇宙船１０が赤道を指向していなければ、バ
イアス指向はこれら完全非線形運動学と結合して、非正
弦波形状の軌跡を発生する。目標点は１日中移動可能で
ある。この目標点は熱的な歪が補償されるかまたは独立
して差し向けられるスポットビームの歪誤差ができるだ
け最小限とされるよう調整される。これら３つの関数ｆ
1 、ｆ2 、ｆ3 はこれにしたがって選ばれる。関数ｉ
（α、ｔ）およびκ（α、ｔ）は緩慢に時間変化する。
程度が高い自律性を持つことが必要または所望されるミ
ッションについて、昇交点の傾斜角および場所が変化す
る。追跡モデルはコンピュータ３２の使用により地上指
令がなくとも時間的な調整が行われる。ｉおよびκとい
う関数の正確な性質は、宇宙船の幾何学的形状および軌
道パラメータに依存し、よく知られている態様で特定の
実施例について数値的に決定される。本制御装置が可能
にする自律性の程度は、パラメータベクトルαにおける
指令可能なパラメータ全部の数によってのみそれゆえど
の軌道解析の正確さでも制限される。
【００２７】第３図は、それぞれホイール速度情報の宇
宙船運動量への変換および運動量指令のホイール速度指
令への変換を行う運動量測定分布マトリックス５０およ
び運動量指令分布マトリックス５２を備えている。ホイ
ール速度指令はホイール運動量制御回路５４へ与えられ
る。運動量は宇宙船のピッチ軸およびヨー軸方向に蓄積
される。これは、宇宙船のピッチ／ヨー面に少くとも２
つの非平行モーメンタム／リアクションホイールを必要
とする。受け入れ可能なホイール構成のうちには、上述
のＬ形ホイール系およびＶ形ホイール系が含まれる。
宙船運動量への変換および運動量指令のホイール速度指
令への変換を行う運動量測定分布マトリックス５０およ
び運動量指令分布マトリックス５２を備えている。ホイ
ール速度指令はホイール運動量制御回路５４へ与えられ
る。運動量は宇宙船のピッチ軸およびヨー軸方向に蓄積
される。これは、宇宙船のピッチ／ヨー面に少くとも２
つの非平行モーメンタム／リアクションホイールを必要
とする。受け入れ可能なホイール構成のうちには、上述
のＬ形ホイール系およびＶ形ホイール系が含まれる。
【００２８】ロール／ヨー制御回路６０が、ヨー運動量
追跡モデル４０の出力およびロール角追跡モデル４２の
出力の受け入れならびにロールＲおよび測定されたヨー
運動量の受け入れに備えている。ロール／ヨー制御回路
６０は宇宙船のスラスター６６および磁気トルク発生装
置６２を制御し適宜に目標点を制御するよう動作可能で
ある。ピッチ制御回路７０が、ピッチ角追跡モデル４４
の出力、ピッチＰ、運動量測定分布マトリックスからの
被測定ピッチ運動量出力に応答するよう設けられる。ピ
ッチ制御回路７０もまたスラスター６４を制御するよう
動作可能である。
追跡モデル４０の出力およびロール角追跡モデル４２の
出力の受け入れならびにロールＲおよび測定されたヨー
運動量の受け入れに備えている。ロール／ヨー制御回路
６０は宇宙船のスラスター６６および磁気トルク発生装
置６２を制御し適宜に目標点を制御するよう動作可能で
ある。ピッチ制御回路７０が、ピッチ角追跡モデル４４
の出力、ピッチＰ、運動量測定分布マトリックスからの
被測定ピッチ運動量出力に応答するよう設けられる。ピ
ッチ制御回路７０もまたスラスター６４を制御するよう
動作可能である。
【００２９】第４図は、ロール／ヨー制御回路６０のブ
ロック図である。ホイールの被測定ヨー運動量Ｈψm 、
ヨー運動量追跡モデルの出力Ｈzi、ロール角追跡モデル
の出力φi および地球センサ３０からのロールＲがブロ
ック図へ入力される。ロール角追跡モデル４２の出力φ
i は、ロール軸のフィードフォワード制御ブロック８０
を通ずる。好ましい実施例では、このロール軸フィード
フォワード制御ブロック８０は、負のＨn に等しい定数
である。ロール軸フィードフォワード制御ブロック８０
の出力はヨー運動量追跡モデルの出力Ｈziと加算され
る。この和は前方に送られそしてロール制御ループ８２
の出力と加算されそして運動量指令分布マトリックス５
２へ与えられ、ホイールのヨー運動量指令を発生する。
和はさらに被測定ヨー運動量から減算されそしてデッド
バンド８４およびヨー制御ループ８６の両方へ入力され
る。デッドバンド８４は、それを越えるとき信号が複数
のスラスター６４のうちのヨースラスターへ与えられ、
このスラスターを点火させるところの閾値手段である。
ロール制御ループ８２は、ロール誤差Ｒe （φi −Ｒ）
入力を有する。ロール誤差Ｒe はヨー制御ループ８６へ
の入力としてもまた提供される。
ロック図である。ホイールの被測定ヨー運動量Ｈψm 、
ヨー運動量追跡モデルの出力Ｈzi、ロール角追跡モデル
の出力φi および地球センサ３０からのロールＲがブロ
ック図へ入力される。ロール角追跡モデル４２の出力φ
i は、ロール軸のフィードフォワード制御ブロック８０
を通ずる。好ましい実施例では、このロール軸フィード
フォワード制御ブロック８０は、負のＨn に等しい定数
である。ロール軸フィードフォワード制御ブロック８０
の出力はヨー運動量追跡モデルの出力Ｈziと加算され
る。この和は前方に送られそしてロール制御ループ８２
の出力と加算されそして運動量指令分布マトリックス５
２へ与えられ、ホイールのヨー運動量指令を発生する。
和はさらに被測定ヨー運動量から減算されそしてデッド
バンド８４およびヨー制御ループ８６の両方へ入力され
る。デッドバンド８４は、それを越えるとき信号が複数
のスラスター６４のうちのヨースラスターへ与えられ、
このスラスターを点火させるところの閾値手段である。
ロール制御ループ８２は、ロール誤差Ｒe （φi −Ｒ）
入力を有する。ロール誤差Ｒe はヨー制御ループ８６へ
の入力としてもまた提供される。
【００３０】第５図は、第４図に図示のヨー軸制御ルー
プ８６の特定の実施例のブロック図である。ヨー軸制御
ループ８６は上述のLehnerらによる米国特許明細書に詳
述されている。ヨー軸制御ループ８６は２入力を有す
る。第１入力８７はロール軸誤差Ｒe である。第２入力
８９は、ロール軸フィードフォワード制御部の出力とヨ
ー運動量追跡モデル４０の出力Ｈziの和よりも小さいホ
イールの被測定ヨー運動量である。ヨー軸制御ループ８
６の出力は、（与えられるとすれば）磁気トルク発生装
置６２へ与えられるロールおよびヨー軸トルク指令９
１、９３である。
プ８６の特定の実施例のブロック図である。ヨー軸制御
ループ８６は上述のLehnerらによる米国特許明細書に詳
述されている。ヨー軸制御ループ８６は２入力を有す
る。第１入力８７はロール軸誤差Ｒe である。第２入力
８９は、ロール軸フィードフォワード制御部の出力とヨ
ー運動量追跡モデル４０の出力Ｈziの和よりも小さいホ
イールの被測定ヨー運動量である。ヨー軸制御ループ８
６の出力は、（与えられるとすれば）磁気トルク発生装
置６２へ与えられるロールおよびヨー軸トルク指令９
１、９３である。
【００３１】第６図は、１９６７年８月のシンポジウム
「Attitude Stabilization and Control of Dual Spin
Aircraft」でのTerasakiらの「Dual Reaction Wheel Co
ntrol With Spacecraft Pointing」 と表題の付された刊
行物に与えらている数式から計算されるゲイン要素Ｔ
Ｍ、Ｋ、ＴＺ（９５、９７、９９）を備えた第４図のロ
ール制御ループ８２の特定の実施例のブロック図であ
る。一段の負のフィードバックループ１０１および負の
フィードフォワードループ１０３がある。ロール軸制御
ループ８２の出力は加算器７９（第４図）へ送られ、式
Ｈzi−Ｈn と組み合わされ、運動量指令分布マトリック
スの特定の要素となる。
「Attitude Stabilization and Control of Dual Spin
Aircraft」でのTerasakiらの「Dual Reaction Wheel Co
ntrol With Spacecraft Pointing」 と表題の付された刊
行物に与えらている数式から計算されるゲイン要素Ｔ
Ｍ、Ｋ、ＴＺ（９５、９７、９９）を備えた第４図のロ
ール制御ループ８２の特定の実施例のブロック図であ
る。一段の負のフィードバックループ１０１および負の
フィードフォワードループ１０３がある。ロール軸制御
ループ８２の出力は加算器７９（第４図）へ送られ、式
Ｈzi−Ｈn と組み合わされ、運動量指令分布マトリック
スの特定の要素となる。
【００３２】第７図はピッチ制御回路７０のブロック図
である。ピッチ角追跡モデル４４の出力θi 、地球セン
サ３０からのピッチ角Ｐおよび運動量測定分布マトリッ
クス５０による出力としてのホイールからの被測定ピッ
チ運動量がピッチ制御回路３０へ入力される。角度θi
がピッチフィードフォワード制御回路９０への一入力と
して与えられる。地球センサ３０からのピッチ角Ｐはθ
i と減算され、そしてピッチ制御ループ回路９０へ入力
される。特定の実施例において、ピッチフィードフォワ
ード制御９０は実施されない。
である。ピッチ角追跡モデル４４の出力θi 、地球セン
サ３０からのピッチ角Ｐおよび運動量測定分布マトリッ
クス５０による出力としてのホイールからの被測定ピッ
チ運動量がピッチ制御回路３０へ入力される。角度θi
がピッチフィードフォワード制御回路９０への一入力と
して与えられる。地球センサ３０からのピッチ角Ｐはθ
i と減算され、そしてピッチ制御ループ回路９０へ入力
される。特定の実施例において、ピッチフィードフォワ
ード制御９０は実施されない。
【００３３】θi に等しいピッチ誤差信号Ｐe から地球
センサ３０からのピッチ角Ｐを引いたものはピッチ制御
ループ回路９２へ送られる。ピッチ制御ループ９２の一
実施例が第８図に図示されている。ゲインＫθ、および
Ｋωが、最適性評価器１００の固有値を置くよう選択さ
れる。制御器１０２はピッチダイナミクスの極を置くよ
う計算されるゲインＣθおよびＣωを有する。この形の
制御装置の設計は標準的である。制御器１０２の出力１
０５はホイール制御補償手段１０４を通じて送られ、ピ
ッチフィードフォワード制御手段９０の出力へ加えら
れ、そしてピッチ運動量指令として、運動量指令分布マ
トリックス５２へ送られる。デッドバンド９４は、ホイ
ールのピッチ運動量が所定の閾値を越えたときに、複数
のスラスター６４のうちのピッチスラスターを点火す
る。スラスターは宇宙船１０を指向させるトルクを提供
する。
センサ３０からのピッチ角Ｐを引いたものはピッチ制御
ループ回路９２へ送られる。ピッチ制御ループ９２の一
実施例が第８図に図示されている。ゲインＫθ、および
Ｋωが、最適性評価器１００の固有値を置くよう選択さ
れる。制御器１０２はピッチダイナミクスの極を置くよ
う計算されるゲインＣθおよびＣωを有する。この形の
制御装置の設計は標準的である。制御器１０２の出力１
０５はホイール制御補償手段１０４を通じて送られ、ピ
ッチフィードフォワード制御手段９０の出力へ加えら
れ、そしてピッチ運動量指令として、運動量指令分布マ
トリックス５２へ送られる。デッドバンド９４は、ホイ
ールのピッチ運動量が所定の閾値を越えたときに、複数
のスラスター６４のうちのピッチスラスターを点火す
る。スラスターは宇宙船１０を指向させるトルクを提供
する。
【図１】地球の回りの傾斜軌道の種々の場所での宇宙船
の環境を示す模式図である。
の環境を示す模式図である。
【図２】非節部での傾斜軌道にある宇宙船のヨー軸指向
方向の模式図である。
方向の模式図である。
【図３】本発明の第１の実施例を実行する制御装置のブ
ロック図である。
ロック図である。
【図４】第３図のロール／ヨー軸制御装置のブロック図
である。
である。
【図５】第４図に図示のヨー軸制御ループの模式図であ
る。
る。
【図６】第４図に図示のロール軸制御ループのブロック
図である。
図である。
【図７】第３図のピッチ軸制御のブロック図である。
【図８】第７図に図示のピッチ軸制御ループのブロック
図である。
図である。
１０ ：宇宙船 ２０ ：地球 ２１ ：赤道面 ２２ ：昇交点 ２３ ：軌道面 ２５ ：傾斜軌道 ２８ ：節 ２９ ：非節部 ３０ ：地球センサ ３２ ：搭載コンピュータ ３４ ：モーメンタムホイール速度センサ ４０ ：ヨー運動量追跡モデル ４２ ：ロール角追跡モデル ４４ ：ピッチ角追跡モデル ５０ ：運動量測定分布マトリックス ５２ ：運動量指令分布マトリックス ５４ ：ホイール運動量制御回路 ６０ ：ロール／ヨー制御回路 ６２ ：磁気トルク発生装置 ６６ ：スラスター ７０ ：ピッチ制御回路 ８０ ：フィードフォワード制御ブロック ８２ ：ロール制御ループ ８４ ：デッドバンド ８６ ：ヨー制御ループ ｉ ：傾斜角
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ドナルド・ダブリュー・ギャムブル 米国カリフォルニア州メンロー・パーク、 セントラル・アベニュー523
Claims (5)
- 【請求項１】Ｖの字形に配置され且つ人工衛星のピッチ
−ヨー面内でのみ運動量を制御できるモーメンタムホイ
ール制御器を使用して、地球静止軌道を包含する赤道面
に関して傾斜した面を画定するほぼ円形軌道においてモ
ーメンタムバイアス形宇宙船の天底に関する指向性を制
御するための方法であって、当該宇宙船はロール軸、ピ
ッチ軸およびヨー軸を有しており、前記人工衛星の運動
量は運動量ベクトルにより定められ、また傾斜がこれに
固有の時間の関数としての所望の目標物に関するロール
誤差、ピッチ誤差およびヨー誤差を生ずる当該指向制御
方法において、当該方法は、傾斜の制御の緩和を可能に
するために、 赤道面に垂直方向に前記宇宙船の運動量ベクトルを起立
させ、 時間変化するロール指令およびヨー運動量指令を当該人
工衛星に与え、 前記人工衛星の姿勢を前記ロール指令およびヨー運動量
指令の関数として制御することよりなり、 所望の指向軌跡を前記所望の目標物へ時間の関数として
発生し、 前記指向軌跡を、前記衛星のための時間変化するロール
指令、ピッチ指令およびヨー運動量指令へ変換し、そし
て前記衛星の姿勢を、前記所望の目標軌跡を追跡するよ
う前記ピッチ指令の関数として制御することを特徴とす
る指向性制御方法。 - 【請求項２】傾斜による効果を制御するのに使用される
ヨー運動量の不所望のアンローディングを阻止するため
に、ヨー運動量指令を前記衛星のヨー運動量から引いて
差を発生し、当該差としての過剰の運動量を減衰させる
ことを含む請求項１の指向性制御方法。 - 【請求項３】人工衛星の第１および第２軸線についての
アライメント誤差を受動的に決定するための第１および
第２のセンサと、 ロール指令、ピッチ指令およびヨー運動量指令に応答し
て姿勢制御を実行するためのモーメンタムバイアスの動
作を行う姿勢制御装置と、 宇宙船についての一般化された姿勢限定ないし定義を受
信するモデル発生回路と、 前記モデル発生回路に接続されており、選択された目標
物について特定の目標点を設定するために、適当なロー
ル指令、ピッチ指令およびヨー運動量指令の認定および
発生したモデルの受信を行うモデリング回路と、 前記モデリング回路、前記第１および第２センサと前記
姿勢制御装置に接続されており、前記指令を受信し、宇
宙船を指令位置に配置するのに適当な指令に応答して姿
勢制御情報を提供して、章動のダイナミクスの追跡およ
び減衰を与える短期間追跡回路と、 長期間の軌道速度ダイナミクスを観察する長期間追跡手
段とを備える人工衛星の姿勢制御装置。 - 【請求項４】傾斜軌道において、測定されたロール誤差
およびヨー運動量を有するＶ形ホイール系モーメンタム
バイアス形宇宙船の追跡制御を提供し、当該Ｖ形ホイー
ル系の運動量はアクチュエータおよび磁気トルク発生装
置により制御されるＶ形ホイール系モーメンタムバイア
ス形宇宙船の追跡制御を行うための装置において、 被測定ロール誤差およびヨー運動量を受信し、ロール、
ピッチ、ヨー、ロール運動量、ピッチ運動量、ヨー運動
量、ホイールピッチ運動量、ホイールヨー運動量（ｈ
z ）および太陽トルクのうちの一つまたはそれ以上の評
価を発生する全状態評価手段と、 前記全状態評価手段およびアクチュエータに接続されて
おり、章動および軌道速度の動力学的な誤差の両方を除
去するための全状態形フィードバックおよび積分制御器
と、 前記全状態形フィードバック・積分制御器へ接続されて
おり、制御器がロール、ピッチ、ヨーおよびｈz の所望
される非ゼロ軌跡の周囲にこれらを調整することが許容
されるよう、フィードバックマトリックス、フィードフ
ォワードマトリックス、ｈz 、ヨー、ロールについて所
望される応答モデルを提供するモデル追従論理と、 前記モデル追従論理に結合されており、前記モデルを更
新し且つ長期間修正を行うためのモデル発生コードと、 前記アクチュエータおよび前記制御器に接続されてお
り、ヨー運動量誤差およびピッチ運動量を使用して長期
間運動量制御を行うヨーおよびピッチ運動量スラスター
のアンローディング論理と、を備えたＶ形ホイール系モ
ーメンタムバイアス形宇宙船追跡制御装置。 - 【請求項５】赤道上地球静止軌道に関して傾斜した軌道
にあるＶ形ホイール系モーメンタムバイアス宇宙船に姿
勢制御を行うための方法において、当該宇宙船は非測定
ロール誤差およびヨー運動量を有しており、宇宙船の運
動量がＶ形ホイール系に接続されたアクチュエータおよ
び磁気トルク発生装置により制御され、当該宇宙船の全
体の正味の運動量は、最初、赤道軌道に垂直方向に設定
されるＶ形ホイール系モーメンタムバイアス宇宙船の姿
勢制御方法において、 ロール、ピッチ、ヨー、ロール運動量、ロール運動量、
ピッチ運動量、ヨー運動量、ホイールピッチ運動量、ホ
イールヨー運動量（ｈz ）および太陽トルクを、非測定
ロール誤差およびヨー運動量に基づいて評価し、 アクチュエータに接続された全状態形フィードバック・
積分制御器を使用して、章動および軌道速度の動力学的
な誤差を除去し、 ロール、ヨー、およびｈz について所望される応答モデ
ルならびにフィードフォワードマトリックス、フィード
バックマトリックスを当該制御器に与え、 前記モデルおよび前記マトリックスの使用により、ロー
ル、ピッチ、ヨーおよびｈZ について所望される非ゼロ
軌跡の周囲にこれらを調整し、 前記モデルを更新して、モデル発生コードの使用により
当該モデルに対する長期間の修正を行い、 前記制御器およびヨーおよびピッチ運動量スラスターの
アンローディング論理を通じてのヨー運動量誤差および
ピッチ運動量の使用によりヨーおよびピッチ運動量を制
御することからなるＶ形ホイール系モーメンタムバイア
ス宇宙船の姿勢制御方法。
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US51032190A | 1990-04-16 | 1990-04-16 | |
| US510321 | 1990-04-16 | ||
| US07/579,117 US5100084A (en) | 1990-04-16 | 1990-09-07 | Method and apparatus for inclined orbit attitude control for momentum bias spacecraft |
| US579117 | 1990-09-07 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0789499A true JPH0789499A (ja) | 1995-04-04 |
| JP3244717B2 JP3244717B2 (ja) | 2002-01-07 |
Family
ID=27056865
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10954691A Expired - Fee Related JP3244717B2 (ja) | 1990-04-16 | 1991-04-16 | モーメンタムバイアス宇宙船の傾斜軌道姿勢制御を行うための方法及び装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
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| US (1) | US5100084A (ja) |
| EP (3) | EP0453096B1 (ja) |
| JP (1) | JP3244717B2 (ja) |
| CA (1) | CA2040590C (ja) |
| DE (2) | DE69126233T2 (ja) |
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