JPH08164898A - 姿勢制御装置 - Google Patents
姿勢制御装置Info
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- JPH08164898A JPH08164898A JP6311711A JP31171194A JPH08164898A JP H08164898 A JPH08164898 A JP H08164898A JP 6311711 A JP6311711 A JP 6311711A JP 31171194 A JP31171194 A JP 31171194A JP H08164898 A JPH08164898 A JP H08164898A
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- attitude
- around
- spacecraft
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】この発明は、構成部品を増加させることなく、
指向方向の可変設定を実現し得るようにすることにあ
る。 【構成】宇宙航行体１０のヨー軸を地球方向に指向させ
た状態において、地球センサ１０でロール及びピッチ軸
回りの姿勢角を検出して該ロール及びピッチ軸回りの姿
勢誤差を算出し、太陽センサ１２でヨー軸回りの姿勢角
を検出して該ヨー軸回りの姿勢誤差を算出し、三軸回り
の姿勢誤差を求め、且つ、宇宙航行体２０のヨー軸を太
陽方向に指向させた状態で、地球センサ１０でロール及
びピッチ軸回りの姿勢角を検出して、この検出値に基づ
いてヨー軸回りの姿勢誤差を算出し、太陽センサ１２で
検出されるロール及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて
ロール及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出して、三軸回
りの姿勢誤差を求めるように構成し、所期の目的を達成
した。
指向方向の可変設定を実現し得るようにすることにあ
る。 【構成】宇宙航行体１０のヨー軸を地球方向に指向させ
た状態において、地球センサ１０でロール及びピッチ軸
回りの姿勢角を検出して該ロール及びピッチ軸回りの姿
勢誤差を算出し、太陽センサ１２でヨー軸回りの姿勢角
を検出して該ヨー軸回りの姿勢誤差を算出し、三軸回り
の姿勢誤差を求め、且つ、宇宙航行体２０のヨー軸を太
陽方向に指向させた状態で、地球センサ１０でロール及
びピッチ軸回りの姿勢角を検出して、この検出値に基づ
いてヨー軸回りの姿勢誤差を算出し、太陽センサ１２で
検出されるロール及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて
ロール及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出して、三軸回
りの姿勢誤差を求めるように構成し、所期の目的を達成
した。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、例えば地球周回軌道
を航行する観測衛星等の宇宙航行体の姿勢を制御するの
に用いられる姿勢制御装置に関する。
を航行する観測衛星等の宇宙航行体の姿勢を制御するの
に用いられる姿勢制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般に、地球周回軌道（軌道高度等が変
化する軌道変換時を含む）を航行する宇宙航行体は、そ
のロール（Ｘ）軸が進行方向に設定されて、ピッチ
（Ｙ）軸が軌道面と垂直な方向に設定され、そのヨー
（Ｚ）軸が地球方向に設定される。そして、このような
宇宙航行体の姿勢を制御する姿勢制御装置としては、宇
宙航行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を地球セ
ンサで検出し、ヨー軸回りの姿勢角を太陽センサで検出
して、これらの検出値に基づいて三軸回りの姿勢誤差を
算出してアクチュエータを駆動して宇宙航行体の姿勢を
制御する。
化する軌道変換時を含む）を航行する宇宙航行体は、そ
のロール（Ｘ）軸が進行方向に設定されて、ピッチ
（Ｙ）軸が軌道面と垂直な方向に設定され、そのヨー
（Ｚ）軸が地球方向に設定される。そして、このような
宇宙航行体の姿勢を制御する姿勢制御装置としては、宇
宙航行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を地球セ
ンサで検出し、ヨー軸回りの姿勢角を太陽センサで検出
して、これらの検出値に基づいて三軸回りの姿勢誤差を
算出してアクチュエータを駆動して宇宙航行体の姿勢を
制御する。
【０００３】ところで、このような宇宙航行体にあって
は、最近の運用の多様化により、その指向を地球方向に
設定したり、あるいは太陽方向に設定して、各種の運用
に対応させることが考えられている。
は、最近の運用の多様化により、その指向を地球方向に
設定したり、あるいは太陽方向に設定して、各種の運用
に対応させることが考えられている。
【０００４】しかしながら、上記姿勢制御装置では、宇
宙航行体のヨー軸を地球に指向する方式の宇宙航行体を
用いて太陽方向に指向制御すると、そのヨー軸回りの姿
勢角を検出することが困難なことにより、太陽指向時
に、ヨー軸回りの姿勢角を検出するのに、他の惑星を検
出するセンサ等を備えなければならないために、構成部
品点数の増加を招くという問題を有する。係る問題は、
小形・軽量化と共に、高信頼性の要求される宇宙開発の
分野において、今後、運用の多様化を図る場合の重大な
課題の一つとなっている。
宙航行体のヨー軸を地球に指向する方式の宇宙航行体を
用いて太陽方向に指向制御すると、そのヨー軸回りの姿
勢角を検出することが困難なことにより、太陽指向時
に、ヨー軸回りの姿勢角を検出するのに、他の惑星を検
出するセンサ等を備えなければならないために、構成部
品点数の増加を招くという問題を有する。係る問題は、
小形・軽量化と共に、高信頼性の要求される宇宙開発の
分野において、今後、運用の多様化を図る場合の重大な
課題の一つとなっている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように、従
来の姿勢制御装置では、地球指向及び太陽指向の双方を
実現するのが困難で、運用の多様化に対応するのが困難
であるという問題を有する。
来の姿勢制御装置では、地球指向及び太陽指向の双方を
実現するのが困難で、運用の多様化に対応するのが困難
であるという問題を有する。
【０００６】この発明は上記の事情に鑑みてなされたも
ので、構成簡易にして、指向方向の可変設定を実現し
て、運用の多様化を図り得るようにした姿勢制御装置を
提供することを目的とする。
ので、構成簡易にして、指向方向の可変設定を実現し
て、運用の多様化を図り得るようにした姿勢制御装置を
提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この発明は、第１の目標
を中心とする周回軌道を航行する宇宙航行体の三軸回り
の姿勢を制御するアクチュエータと、前記宇宙航行体の
ロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出する第１の光
学センサと、前記周回軌道外に存在する第２の目標を検
出して、前記宇宙航行体のヨー軸、ロール軸及びピッチ
軸回りの姿勢角を検出する第２の光学センサと、前記宇
宙航行体のヨー軸を前記第１の目標に指向制御した状態
で、前記第１の光学センサで検出したロール軸及びピッ
チ軸回りの姿勢角に基づいて前記宇宙航行体のロール軸
及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出し、前記第２の光学
センサで検出したヨー軸回りの姿勢角に基づいて前記宇
宙航行体のヨー軸回りの姿勢誤差を算出して前記アクチ
ュエータを駆動制御し、且つ、前記宇宙航行体のヨー軸
を前記第２の目標に指向制御して、ロール軸を前記軌道
面内に制御した状態で、前記第１の光学系で検出したロ
ール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいてヨー軸回り
の姿勢誤差を算出し、前記第２の光学センサで検出され
るロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて宇宙航
行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出して
前記アクチュエータを駆動制御する姿勢制御手段とを備
えて姿勢制御装置を構成したものである。
を中心とする周回軌道を航行する宇宙航行体の三軸回り
の姿勢を制御するアクチュエータと、前記宇宙航行体の
ロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出する第１の光
学センサと、前記周回軌道外に存在する第２の目標を検
出して、前記宇宙航行体のヨー軸、ロール軸及びピッチ
軸回りの姿勢角を検出する第２の光学センサと、前記宇
宙航行体のヨー軸を前記第１の目標に指向制御した状態
で、前記第１の光学センサで検出したロール軸及びピッ
チ軸回りの姿勢角に基づいて前記宇宙航行体のロール軸
及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出し、前記第２の光学
センサで検出したヨー軸回りの姿勢角に基づいて前記宇
宙航行体のヨー軸回りの姿勢誤差を算出して前記アクチ
ュエータを駆動制御し、且つ、前記宇宙航行体のヨー軸
を前記第２の目標に指向制御して、ロール軸を前記軌道
面内に制御した状態で、前記第１の光学系で検出したロ
ール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいてヨー軸回り
の姿勢誤差を算出し、前記第２の光学センサで検出され
るロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて宇宙航
行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出して
前記アクチュエータを駆動制御する姿勢制御手段とを備
えて姿勢制御装置を構成したものである。
【０００８】
【作用】上記構成によれば、宇宙航行体の第１の目標指
向状態では、第１の光学センサで，宇宙航行体のロール
軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出して前記宇宙航行体
のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出し、第２
の光学センサでヨー軸回りの姿勢角を検出して宇宙航行
体のヨー軸回りの姿勢誤差を算出してアクチュエータを
駆動して三軸回りの姿勢を制御する。そして、宇宙航行
体の第２の目標指向状態では、第１の光学センサで宇宙
航行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出し
て、この検出値に基づいて宇宙航行体のヨー軸回りの姿
勢誤差を算出し、第２の光学センサで検出されるロール
軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて宇宙航行体のロ
ール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出してアクチュ
エータを駆動して三軸回りの姿勢を制御する。これによ
り、異なる第１及び第２の目標指向状態において、三軸
回りの姿勢誤差が検出され、高精度な姿勢制御が可能と
なる。
向状態では、第１の光学センサで，宇宙航行体のロール
軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出して前記宇宙航行体
のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出し、第２
の光学センサでヨー軸回りの姿勢角を検出して宇宙航行
体のヨー軸回りの姿勢誤差を算出してアクチュエータを
駆動して三軸回りの姿勢を制御する。そして、宇宙航行
体の第２の目標指向状態では、第１の光学センサで宇宙
航行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出し
て、この検出値に基づいて宇宙航行体のヨー軸回りの姿
勢誤差を算出し、第２の光学センサで検出されるロール
軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて宇宙航行体のロ
ール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出してアクチュ
エータを駆動して三軸回りの姿勢を制御する。これによ
り、異なる第１及び第２の目標指向状態において、三軸
回りの姿勢誤差が検出され、高精度な姿勢制御が可能と
なる。
【０００９】
【実施例】以下、この発明の実施例について、図面を参
照して詳細に説明する。図１はこの発明の一実施例に係
る姿勢制御装置を示すもので、地球センサ１０の出力端
は、姿勢制御回路１１に接続される。地球センサ１０
は、図２及び図３に示すように宇宙航行体２０のロール
軸が周回軌道Ａの進行方向に設定され、ヨー軸が地球中
心に設定される地球指向状態で、ロール軸及びピッチ軸
回りの姿勢角を検出し、且つ、宇宙航行体２０のヨー軸
を太陽方向に設定して、ロール軸を軌道面内に設定した
太陽指向状態で、ロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を
検出して、検出信号を姿勢制御回路１１に出力する。
照して詳細に説明する。図１はこの発明の一実施例に係
る姿勢制御装置を示すもので、地球センサ１０の出力端
は、姿勢制御回路１１に接続される。地球センサ１０
は、図２及び図３に示すように宇宙航行体２０のロール
軸が周回軌道Ａの進行方向に設定され、ヨー軸が地球中
心に設定される地球指向状態で、ロール軸及びピッチ軸
回りの姿勢角を検出し、且つ、宇宙航行体２０のヨー軸
を太陽方向に設定して、ロール軸を軌道面内に設定した
太陽指向状態で、ロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を
検出して、検出信号を姿勢制御回路１１に出力する。
【００１０】また、姿勢制御回路１１には、太陽センサ
１２の出力端が接続される。太陽センサ１２は、宇宙航
行体２０のロール軸が周回軌道（軌道高度等が変化する
軌道変換時を含む）Ａの進行方向に設定され、ヨー軸が
地球中心に設定される地球指向状態（図２及び図３参
照）で、ヨー軸回りの姿勢角を検出し、且つ、宇宙航行
体２０のヨー軸を太陽方向に設定して、ロール軸を軌道
面内に設定した太陽指向状態（図４参照）で、ロール軸
及びピッチ軸回りの姿勢角を検出して、検出信号を姿勢
制御回路１１に出力する。
１２の出力端が接続される。太陽センサ１２は、宇宙航
行体２０のロール軸が周回軌道（軌道高度等が変化する
軌道変換時を含む）Ａの進行方向に設定され、ヨー軸が
地球中心に設定される地球指向状態（図２及び図３参
照）で、ヨー軸回りの姿勢角を検出し、且つ、宇宙航行
体２０のヨー軸を太陽方向に設定して、ロール軸を軌道
面内に設定した太陽指向状態（図４参照）で、ロール軸
及びピッチ軸回りの姿勢角を検出して、検出信号を姿勢
制御回路１１に出力する。
【００１１】さらに、姿勢制御回路１１には、慣性基準
装置（ＩＲＵ）１３の出力端が接続される。このＩＲＵ
１３は、宇宙航行体２０の地球指向及び太陽指向状態
（図２乃至図４参照）において、宇宙航行体２０の三軸
（ロール軸、ピッチ軸及びヨー軸）回りの角速度を検出
して姿勢制御回路１１に出力する。
装置（ＩＲＵ）１３の出力端が接続される。このＩＲＵ
１３は、宇宙航行体２０の地球指向及び太陽指向状態
（図２乃至図４参照）において、宇宙航行体２０の三軸
（ロール軸、ピッチ軸及びヨー軸）回りの角速度を検出
して姿勢制御回路１１に出力する。
【００１２】姿勢制御回路１１の出力端には、アクチュ
エータ１４が接続される。アクチュエータ１４は、例え
ばリアクションホイール及びスラスタで構成され、姿勢
制御回路１１からの駆動信号により駆動制御されて、宇
宙航行体２０の三軸回りの姿勢を制御する。
エータ１４が接続される。アクチュエータ１４は、例え
ばリアクションホイール及びスラスタで構成され、姿勢
制御回路１１からの駆動信号により駆動制御されて、宇
宙航行体２０の三軸回りの姿勢を制御する。
【００１３】上記構成において、宇宙航行体２０のロー
ル軸が周回軌道の進行方向に設定され、ヨー軸が地球中
心に設定される地球指向状態においては、地球センサ１
０がロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出し、太陽
センサ１２がヨー軸回りの姿勢角を検出して姿勢制御回
路１１に出力する。同時に、姿勢制御回路１１には、Ｉ
ＲＵ１３で検出される三軸回りの角速度が入力される。
姿勢制御回路１１は、地球センサ１０からのロール軸及
びピッチ軸回りの姿勢角、太陽センサ１２からのヨー軸
回りの姿勢角、ＩＲＵ１３からの三軸回りの角速度に基
づいて三軸回りの姿勢誤差を算出して駆動信号を生成
し、アクチュエータ１４を駆動して、三軸回りの姿勢を
制御する。
ル軸が周回軌道の進行方向に設定され、ヨー軸が地球中
心に設定される地球指向状態においては、地球センサ１
０がロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を検出し、太陽
センサ１２がヨー軸回りの姿勢角を検出して姿勢制御回
路１１に出力する。同時に、姿勢制御回路１１には、Ｉ
ＲＵ１３で検出される三軸回りの角速度が入力される。
姿勢制御回路１１は、地球センサ１０からのロール軸及
びピッチ軸回りの姿勢角、太陽センサ１２からのヨー軸
回りの姿勢角、ＩＲＵ１３からの三軸回りの角速度に基
づいて三軸回りの姿勢誤差を算出して駆動信号を生成
し、アクチュエータ１４を駆動して、三軸回りの姿勢を
制御する。
【００１４】また、上記地球指向状態において、宇宙航
行体２０のヨー軸を太陽方向に設定し、ロール軸を軌道
面内に設定した太陽指向状態に指向変更する場合は、例
えば宇宙航行体が最も太陽に接近するいわゆるローカル
・ヌーン（ｎｏｏｎ）において、ロールマヌーバと称す
るロール軸回りを回転制御して実行する。
行体２０のヨー軸を太陽方向に設定し、ロール軸を軌道
面内に設定した太陽指向状態に指向変更する場合は、例
えば宇宙航行体が最も太陽に接近するいわゆるローカル
・ヌーン（ｎｏｏｎ）において、ロールマヌーバと称す
るロール軸回りを回転制御して実行する。
【００１５】太陽指向状態においては、地球センサ１０
がロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角（（地球指向に換
算した時のロール／ピッチ角）又は（地球センサにおけ
るロール／ピッチ出力））を検出して、検出信号を姿勢
制御回路１１に出力し、太陽センサ１２がロール軸及び
ピッチ軸回りの姿勢角を検出して、検出信号を姿勢制御
回路１１に出力する。ここで、姿勢制御回路１１は、地
球センサ１０からのロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角
に基づいて後述するように宇宙航行体２０のヨー軸回り
の姿勢角を算出する。そして、姿勢制御回路１１は、地
球センサ１０の出力に基づいて算出したヨー軸回りの姿
勢角と、太陽センサ１２で検出されるロール軸及びピッ
チ軸回りの姿勢角と、ＩＲＵ１３からの三軸回りの角速
度とに基づいて各軸回りの姿勢誤差を算出して駆動信号
を生成し、アクチュエータ１４を駆動して三軸回りの姿
勢を制御する。
がロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角（（地球指向に換
算した時のロール／ピッチ角）又は（地球センサにおけ
るロール／ピッチ出力））を検出して、検出信号を姿勢
制御回路１１に出力し、太陽センサ１２がロール軸及び
ピッチ軸回りの姿勢角を検出して、検出信号を姿勢制御
回路１１に出力する。ここで、姿勢制御回路１１は、地
球センサ１０からのロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角
に基づいて後述するように宇宙航行体２０のヨー軸回り
の姿勢角を算出する。そして、姿勢制御回路１１は、地
球センサ１０の出力に基づいて算出したヨー軸回りの姿
勢角と、太陽センサ１２で検出されるロール軸及びピッ
チ軸回りの姿勢角と、ＩＲＵ１３からの三軸回りの角速
度とに基づいて各軸回りの姿勢誤差を算出して駆動信号
を生成し、アクチュエータ１４を駆動して三軸回りの姿
勢を制御する。
【００１６】なお、ヨー軸回りの姿勢角の算出動作は、
例えば地球センサ１０が検出可能な区間において実行さ
れ、ヨー軸回りの姿勢誤差が補正される。即ち、上記太
陽指向状態において、ヨー軸回りの姿勢角の算出動作
は、太陽方向が周回軌道面上に一致しているか否か判定
して、軌道面内に一致していない場合、ロール軸、ピッ
チ軸及びヨー軸の姿勢誤差を（φ、θ、ψ）として、そ
れぞれが微小のとき、軌道位置に応じて決定される理想
地球ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）を用いると、機体座
標系での地球ベクトル（ＶBX、ＶBY、ＶBZ）が ＶBX＝ＶXO＋ψ・ＶYO−θ・ＶZO ＶBY＝−ψ・ＶXO＋ＶYO＋φ・ＶZO ＶBZ＝θ・ＶXO−φ・ＶYO＋ＶZO となる。
例えば地球センサ１０が検出可能な区間において実行さ
れ、ヨー軸回りの姿勢誤差が補正される。即ち、上記太
陽指向状態において、ヨー軸回りの姿勢角の算出動作
は、太陽方向が周回軌道面上に一致しているか否か判定
して、軌道面内に一致していない場合、ロール軸、ピッ
チ軸及びヨー軸の姿勢誤差を（φ、θ、ψ）として、そ
れぞれが微小のとき、軌道位置に応じて決定される理想
地球ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）を用いると、機体座
標系での地球ベクトル（ＶBX、ＶBY、ＶBZ）が ＶBX＝ＶXO＋ψ・ＶYO−θ・ＶZO ＶBY＝−ψ・ＶXO＋ＶYO＋φ・ＶZO ＶBZ＝θ・ＶXO−φ・ＶYO＋ＶZO となる。
【００１７】ここで、地球センサ１０で検出されるピッ
チ軸回りの姿勢角βは ｔａｎβ＝ＶBX／ＶBZ ＝（ＶXO＋ψ・ＶYO−θ・ＶZO）／（θ・ＶXO−φ・ＶYO＋ＶZO） ＝（ＶXO／ＶZO）＋θ・（ＶYO／ＶZO） となり、ヨー軸回りの姿勢誤差ψが ψ＝（ＶZO・ｔａｎβ−ＶXO）／ＶYO（但し、ＶYO＝０の時を除く）…（１ ） で表される。従って、ヨー軸回りの姿勢誤差ψは、
（１）式より、軌道位置に基づいて決定される理想地球
ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）が既知であり、地球セン
サ１０で検出したピッチ軸回りの姿勢角βより、算出さ
れる。
チ軸回りの姿勢角βは ｔａｎβ＝ＶBX／ＶBZ ＝（ＶXO＋ψ・ＶYO−θ・ＶZO）／（θ・ＶXO−φ・ＶYO＋ＶZO） ＝（ＶXO／ＶZO）＋θ・（ＶYO／ＶZO） となり、ヨー軸回りの姿勢誤差ψが ψ＝（ＶZO・ｔａｎβ−ＶXO）／ＶYO（但し、ＶYO＝０の時を除く）…（１ ） で表される。従って、ヨー軸回りの姿勢誤差ψは、
（１）式より、軌道位置に基づいて決定される理想地球
ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）が既知であり、地球セン
サ１０で検出したピッチ軸回りの姿勢角βより、算出さ
れる。
【００１８】また、太陽方向が周回軌道面上に一致して
いる場合、理想地球ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）がＶ
YO＝０となり、機体座標系での地球ベクトル（ＶBX、Ｖ
BY、ＶBZ）は、 ＶBX＝ＶXO−θ・ＶZO ＶBY＝−ψ・ＶXO＋φ・ＶZO VBZ＝θ・ＶXO＋ＶZO となる。
いる場合、理想地球ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）がＶ
YO＝０となり、機体座標系での地球ベクトル（ＶBX、Ｖ
BY、ＶBZ）は、 ＶBX＝ＶXO−θ・ＶZO ＶBY＝−ψ・ＶXO＋φ・ＶZO VBZ＝θ・ＶXO＋ＶZO となる。
【００１９】ここで、地球センサ１０で検出されるロー
ル軸回りの姿勢角αは ｔａｎα＝ＶBY／（ＶBX2 ＋ＶBZ2 ） ＝−ψ・ＶXO／（ＶXO2 ＋ＶZO2 ） ＝−ψ・ＶXO となり、ヨー軸回りの姿勢誤差ψが ψ＝−ｔａｎβ／ＶXO（但し、ＶXO＝０の時を除く） …（２） で表される。従って、ヨー軸回りの姿勢誤差ψは、
（２）式より、軌道位置に基づいて決定される理想地球
ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）が既知であり、地球セン
サ１０で検出したロール軸回りの姿勢角αより、算出さ
れる。なお、ローカルｎｏｏｎの位置においては、ＶXO
＝０となることで、地球センサ１０の視野等を考慮し
て、ローカルｎｏｏｎ±５ｄｅｇ程度の位置においてヨ
ー軸姿勢決定が行われる。
ル軸回りの姿勢角αは ｔａｎα＝ＶBY／（ＶBX2 ＋ＶBZ2 ） ＝−ψ・ＶXO／（ＶXO2 ＋ＶZO2 ） ＝−ψ・ＶXO となり、ヨー軸回りの姿勢誤差ψが ψ＝−ｔａｎβ／ＶXO（但し、ＶXO＝０の時を除く） …（２） で表される。従って、ヨー軸回りの姿勢誤差ψは、
（２）式より、軌道位置に基づいて決定される理想地球
ベクトル（ＶXO、ＶYO、ＶZO）が既知であり、地球セン
サ１０で検出したロール軸回りの姿勢角αより、算出さ
れる。なお、ローカルｎｏｏｎの位置においては、ＶXO
＝０となることで、地球センサ１０の視野等を考慮し
て、ローカルｎｏｏｎ±５ｄｅｇ程度の位置においてヨ
ー軸姿勢決定が行われる。
【００２０】このように、上記姿勢制御装置は、宇宙航
行体１０のヨー軸を地球方向に指向させた状態におい
て、地球センサ１０でロール軸及びピッチ軸回りの姿勢
角を検出して該ロール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を
算出し、太陽センサ１２でヨー軸回りの姿勢角を検出し
て該ヨー軸回りの姿勢誤差を算出し、三軸回りの姿勢誤
差を求め、且つ、宇宙航行体２０のヨー軸を太陽方向に
指向させた状態で、地球センサ１０でロール軸及びピッ
チ軸回りの姿勢角を検出して、この検出値に基づいてヨ
ー軸回りの姿勢誤差を算出し、太陽センサ１２で検出さ
れるロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいてロー
ル軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出して、三軸回り
の姿勢誤差を求めるように構成した。これによれば、地
球指向及び太陽指向の両指向状態において、地球センサ
１０と太陽センサ１２の２種類の光学センサを備えるだ
けで、三軸回りの姿勢誤差の取得が可能となり、最小限
の構成部品で、高精度な姿勢制御が実現され、宇宙航行
体２０の運用の多様化に寄与できる。
行体１０のヨー軸を地球方向に指向させた状態におい
て、地球センサ１０でロール軸及びピッチ軸回りの姿勢
角を検出して該ロール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を
算出し、太陽センサ１２でヨー軸回りの姿勢角を検出し
て該ヨー軸回りの姿勢誤差を算出し、三軸回りの姿勢誤
差を求め、且つ、宇宙航行体２０のヨー軸を太陽方向に
指向させた状態で、地球センサ１０でロール軸及びピッ
チ軸回りの姿勢角を検出して、この検出値に基づいてヨ
ー軸回りの姿勢誤差を算出し、太陽センサ１２で検出さ
れるロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいてロー
ル軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出して、三軸回り
の姿勢誤差を求めるように構成した。これによれば、地
球指向及び太陽指向の両指向状態において、地球センサ
１０と太陽センサ１２の２種類の光学センサを備えるだ
けで、三軸回りの姿勢誤差の取得が可能となり、最小限
の構成部品で、高精度な姿勢制御が実現され、宇宙航行
体２０の運用の多様化に寄与できる。
【００２１】なお、上記実施例では、地球センサ１０を
用いて地球方向を検出してロール軸及びピッチ軸回りの
姿勢を検出し、太陽センサ１２を用いて太陽方向を検出
してロール軸、ピッチ軸及びヨー軸回りの姿勢角を検出
するようにした地球周回軌道Ａを航行する宇宙航行体２
０に適用した場合で説明したが、これに限ることなく、
他の惑星の周回軌道を航行する宇宙航行体に適用するこ
とが可能である。この場合、周回軌道内の惑星等の目標
を検出する光学センサ及び軌道外に存在する恒星等の目
標を検出する光学センサを備えることとなる。よって、
この発明は、上記実施例に限ることなく、その他、この
発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し得る
ことは勿論である。
用いて地球方向を検出してロール軸及びピッチ軸回りの
姿勢を検出し、太陽センサ１２を用いて太陽方向を検出
してロール軸、ピッチ軸及びヨー軸回りの姿勢角を検出
するようにした地球周回軌道Ａを航行する宇宙航行体２
０に適用した場合で説明したが、これに限ることなく、
他の惑星の周回軌道を航行する宇宙航行体に適用するこ
とが可能である。この場合、周回軌道内の惑星等の目標
を検出する光学センサ及び軌道外に存在する恒星等の目
標を検出する光学センサを備えることとなる。よって、
この発明は、上記実施例に限ることなく、その他、この
発明の要旨を逸脱しない範囲で種々の変形を実施し得る
ことは勿論である。
【００２２】
【発明の効果】以上詳述したように、この発明によれ
ば、構成簡易にして、指向方向の可変設定を実現して、
運用の多様化を図り得るようにした姿勢制御装置を提供
することができる。
ば、構成簡易にして、指向方向の可変設定を実現して、
運用の多様化を図り得るようにした姿勢制御装置を提供
することができる。
【図１】この発明の一実施例に係る姿勢制御装置を示し
た図。
た図。
【図２】図１の地球指向状態を示した図。
【図３】地球指向状態における宇宙航行体の配置状態を
示した図。
示した図。
【図４】図１の太陽指向状態における宇宙航行体の配置
状態を示した図。
状態を示した図。
１０…地球センサ。 １１…姿勢制御回路。 １２…太陽センサ。 １３…ＩＲＵ。 １４…アクチュエータ。
Claims (2)
- 【請求項１】 第１の目標を中心とする周回軌道を航行
する宇宙航行体の三軸回りの姿勢を制御するアクチュエ
ータと、 前記宇宙航行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角を
検出する第１の光学センサと、 前記周回軌道外に存在する第２の目標を検出して、前記
宇宙航行体のヨー軸、ロール軸及びピッチ軸回りの姿勢
角を検出する第２の光学センサと、 前記宇宙航行体のヨー軸を前記第１の目標に指向制御し
た状態で、前記第１の光学センサで検出したロール軸及
びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて前記宇宙航行体のロ
ール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算出し、前記第２
の光学センサで検出したヨー軸回りの姿勢角に基づいて
前記宇宙航行体のヨー軸回りの姿勢誤差を算出して前記
アクチュエータを駆動制御し、且つ、前記宇宙航行体の
ヨー軸を前記第２の目標に指向制御して、ロール軸を前
記軌道面内に制御した状態で、前記第１の光学系で検出
したロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいてヨー
軸回りの姿勢誤差を算出し、前記第２の光学センサで検
出されるロール軸及びピッチ軸回りの姿勢角に基づいて
宇宙航行体のロール軸及びピッチ軸回りの姿勢誤差を算
出して前記アクチュエータを駆動制御する姿勢制御手段
とを具備した姿勢制御装置。 - 【請求項２】 前記姿勢制御手段は、第１の目標の指向
状態と第２の目標の指向状態の移行を前記宇宙航行体が
第２の目標に最も接近する軌道位置において前記宇宙航
行体のロール軸回りを回転制御して実行することを特徴
とする請求項１記載の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6311711A JPH08164898A (ja) | 1994-12-15 | 1994-12-15 | 姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6311711A JPH08164898A (ja) | 1994-12-15 | 1994-12-15 | 姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08164898A true JPH08164898A (ja) | 1996-06-25 |
Family
ID=18020554
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6311711A Pending JPH08164898A (ja) | 1994-12-15 | 1994-12-15 | 姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH08164898A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2015074382A (ja) * | 2013-10-10 | 2015-04-20 | 三菱重工業株式会社 | 姿勢検知装置、姿勢検知方法、及び姿勢検知プログラム |
| CN114030654A (zh) * | 2021-10-08 | 2022-02-11 | 北京控制工程研究所 | 一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法 |
| CN116729646A (zh) * | 2023-06-26 | 2023-09-12 | 北京控制工程研究所 | 太阳角能源约束下的快速交会飞行方法和装置 |
-
1994
- 1994-12-15 JP JP6311711A patent/JPH08164898A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2015074382A (ja) * | 2013-10-10 | 2015-04-20 | 三菱重工業株式会社 | 姿勢検知装置、姿勢検知方法、及び姿勢検知プログラム |
| CN114030654A (zh) * | 2021-10-08 | 2022-02-11 | 北京控制工程研究所 | 一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法 |
| CN114030654B (zh) * | 2021-10-08 | 2023-06-06 | 北京控制工程研究所 | 一种基于脉宽调制的大气进入姿态控制方法 |
| CN116729646A (zh) * | 2023-06-26 | 2023-09-12 | 北京控制工程研究所 | 太阳角能源约束下的快速交会飞行方法和装置 |
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