JPH0920298A - スラスタ制御装置 - Google Patents

スラスタ制御装置

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JPH0920298A
JPH0920298A JP8172186A JP17218696A JPH0920298A JP H0920298 A JPH0920298 A JP H0920298A JP 8172186 A JP8172186 A JP 8172186A JP 17218696 A JP17218696 A JP 17218696A JP H0920298 A JPH0920298 A JP H0920298A
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yaw
momentum
roll
controller
output signal
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JP8172186A
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Thomas Joseph Holmes
ジョセフ ホームズ トマス
Peter Timothy Gauthier
ティモシー ゴズィエ ペーター
John S Higham
エス． ハイアム ジョン
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Lanteris Space LLC
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Space Systems Loral LLC
Loral Space Systems Inc
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 太陽トルクやスラスタ点火によって生じるヨ
ー偏位を制御する周回宇宙船の自動搭載システムを提供
する。 【解決手段】 本発明のシステムは、ロール運動量増分
及びヨー運動量増分を示す入力と、地球センサからの不
偏ロール誤差とホイール速度から測定されたヨー運動量
とホイールコントローラから出力された指示されたヨー
運動量とからなる情報を含む入力と、を組合せ、ヨー見
積及びヨー運動量見積を示す出力信号を生成する。これ
らの出力信号は、コントローラにおいて、最小ヨー誤差
ロールスラスタヨーコントローラゲインと最小ヨー誤差
ロールスラスト運動量コントローラゲインとを組み合わ
せて処理され、ロール運動量を変えるためにロールスラ
スタ点火を命令する信号が生成され、ヨー姿勢とヨー偏
位とが制御される。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、周回宇宙船の制御
に関し、太陽トルクやスラスタ点火によって生じる宇宙
船のヨー偏位を制御する方法及び手段に関する。
【０００２】
【従来の技術】通信衛星などの地球周回宇宙船は、ピッ
チ、ヨー、ロールにおける過剰移動を最小にするために
姿勢制御を必要とする。過剰移動は、適切な軌道にとど
まろうとする宇宙船に作用して、宇宙船から送信されて
た信号を地球上の受信局で確実に受信する適切な方向に
宇宙船の照準を向けることを妨害するものである。様々
なシステムが、宇宙船に設けられて、ヨー、ロール、ピ
ッチに対するセンサとモーメンタムホイールとスラスタ
と磁気トルカ（magnetic torquers ）とを含み、この制
御に影響している。なお、磁気トルカは、対象物にトル
クを付与する装置と同義で用いるものとする。例えば、
１つの制御は、設定されたヨーに関する姿勢のドリフト
を防止するために、バイアスモーメンタムを使用してい
る。しかしながら、宇宙船は、太陽トルクやスラスタ点
火などの要因からの外乱を通常被り、これによって、ヨ
ー角において所望の向きから許容動作範囲を越える変動
が生じることがある。この問題を扱う現在の解決策は、
ヨーに関する姿勢を所望の向きに維持するために、ヨー
センサと磁気トルカとを組み合わせて使用している。し
かしながら、この方法は、ヨーを推定しなかったりまた
は測定していないスラスタアンロードや本体維持操作な
どの動作中は制限され、故に、照準精度や地上オペレー
タのモニタ時間に悪影響を及ぼすことがある。
【０００３】故に、ヨーセンサに依存したり磁気トルカ
を必要とせず、さらにスラスタアンロード中においても
機能を維持して本体維持操作中においてもヨーの推定を
継続可能な宇宙船の姿勢制御システムに対する需要が存
在する。
【０００４】
【発明の目的】本発明の目的は、太陽トルクやスラスタ
点火によって生じる宇宙船のヨー軸偏位に対する自動且
つ搭載の解決策を提供することである。本発明の第２の
目的は、照準精度を増大せしめるとともに地上オペレー
タの負担を減らす宇宙船の姿勢を制御する方法及び手段
を提供することである。
【０００５】本発明の第３の目的は、磁気トルカの無
い、さらに必要に応じてヨーセンサを使用可能な宇宙船
のヨー角を制御するシステムを提供することである。本
発明の第４の目的は、スラスタのアンロード中において
も機能を維持し、本体維持操作中においてもヨーの見積
り動作を継続し、照準精度を妥協せずに低速でモーメン
タムホイールを駆動することのできる、宇宙船のヨー角
を制御するシステムを提供することである。
【０００６】
【発明の概要】本発明は、太陽トルクやスラスタ点火に
よって生じるヨー偏位を制御する周回宇宙船の自動搭載
システムを含む。スラスタ長期運動量マネージメント
（ＴＬＴＭＭ）用のシステムは、オブザーバ素子とコン
トローラ素子とを利用する。これらの素子は、太陽トル
クやスラスタ点火によるロール運動量増分及びヨー運動
量増分を示すデータと、地球センサからのロール誤差と
ホイールタキメータからのホイール速度とロールスラス
タ及びヨースラスタの点火による影響と指示されたホイ
ール運動量と利用できる場合はヨーレートに関する宇宙
船に関する入力とを組み合わせる。ＴＬＴＭＭコントロ
ーラのゲインは、ホイール速度の関数となり、オブザー
バ出力の推定ヨーと宇宙船ヨー運動量の不感推定とを組
み合わせたとき、組み合わせたデータから得られたもの
が、ロール点火を制御するために使用されて、ヨー姿勢
を制御する。
【０００７】
【実施例】通信衛星などの地球周回宇宙船において、地
上オブザーバによってモニタされて命令される搭載シス
テムが設けられて、ｙ軸、ｘ軸、ｚ軸の各々を中心とす
るピッチ、ロール、ヨーに対して宇宙船の姿勢を制御し
ている。これらのオンボードシステム、すなわち搭載シ
ステムは、宇宙船を適切な軌道に維持し、宇宙船を所望
の方向に向けて、宇宙船から送信される信号の地上設置
の受信局における受信強度を最大にしている。多くのシ
ステムは、磁気トルカ、モーメンタムホイール、スラス
タを含む宇宙船の姿勢を調節する姿勢検知素子とその手
段とを含み、このシステムは、太陽トルク、スラスタ点
火、燃料シフトなどの力によって生じた不要な運動量を
変えて、アンロード、すなわち除去する。
【０００８】本発明は、太陽トルクやスラスタ点火によ
って生じたヨー偏位を制御するために周回宇宙船に搭載
されて自動のスラスタ長期運動量マネージメント（ＴＬ
ＴＭＭ）用のシステムを提供する。スラスタ長期運動量
マネージメント（ＴＬＴＭＭ）用のシステムは、オブザ
ーバ素子とコントローラ素子とを使用する。オブザーバ
素子は、太陽トルクやスラスタ点火によるロール運動量
増分とヨー運動量増分とを示すデータと、地球センサか
らのロール誤差とホイールタキメータからのホイール速
度とロールスラスタ並びにヨースラスタ点火の影響と命
令ホイールモーメンタムとディジタル積分レートアセン
ブリ（ＤＩＲＡ）からのヨーレート（利用できる場合）
とに関する宇宙船に関する入力とを組み合わせて、ヨー
推定データとヨー運動量推定データとをコントローラに
供給する。ＴＬＴＭＭコントローラのゲイン、すなわち
最小ヨー誤差・ロールスラストヨーゲインと、最小ヨー
誤差・ロールスラストヨー運動量ゲインと、は、ホイー
ル速度の関数となり、オブザーバ出力のヨー見積とヨー
運動量の不感推定とを組み合わせたとき、組合せデータ
から導かれたものが使用されて、ロール運動量を変える
ロール点火を命令し、故にヨー姿勢を制御する。
【０００９】図１に、本発明によるスラスタ長期運動量
マネージメント（ＴＬＴＭＭ）制御システムの基本構成
を示す。オブザーバ素子１０は、地球センサからの不偏
ロール誤差（unbiased roll error ）；Φと、ホイール
速度から測定されたヨー運動量；ｈｚと、ホイールコン
トローラから出力された指示されたヨー運動量；ｈｚコ
マンドと、ＤＩＲＡが利用可能な場合はＤＩＲＡからの
ヨーレート；Ψと、に関する情報を有する入力のみなら
ず、太陽トルクやスラスタ点火によるロール運動量増
分；ベクトルＨｘと、ヨー運動量増分；ベクトルＨｚ
と、で示される入力を、太陽トルクモデル１２から受け
取る。オブザーバ１０は、入力データを処理
【００１０】
【外１】
【００１１】する。コントローラ素子１４は、ロールス
ラスタの点火によってロール運動量；Ｈｘｃにコマンド
変化を生成し、ヨー偏位を補償する。図１に示す太陽ト
ルク順方向フィードのモデル１２は、次に示す関係を含
む。
【００１２】
【表１】
【００１３】係数がマイクロトルクであれば、係数を例
えばＣＰＵ周期が１６ヘルツとなる場合の１６，００
０，０００で割ることによって、運動量の変化に変換さ
れる。図２に、図１に示すオブザーバ素子１０の演算マ
トリックスモデルを示す。図３に、０．２Ｎｍｓの不感
帯を有する宇宙船に対する図１に示すコントローラ素子
１４の演算モデルを示す。なお、不感帯のパラメータ
は、宇宙船に応じて０．０５から２．０までの範囲の値
を採るものである。
【００１４】図面に示すモデルにおける項目及び変数の
定義を表２乃至表４に示す。
【００１５】
【表２】
【００１６】
【表３】
【００１７】
【表４】
【００１８】性能分析 本発明のＴＬＴＭＭシステムの改善された動作を試験し
て証明することによって、性能分析が行われた。ＴＬＴ
ＭＭシステムの無い２つの事例が、本発明のヨー制御を
使用した４つの事例と比較して行われた。この試験は、
設計の有効性を証明し、ヨーの推定及び制御に対する照
準性能を安定させた。いずれの事例も、８ミリ秒点火と
ほぼ等しい０．１Ｎｍｓのアンロードを使用した。太陽
トルクモデル１２からの太陽トルクフィード順方向項目
は、オブザーバ１０に対して、最大１０マイクロ・ニュ
ートン・メータの誤差をもたらす。夏至のトルクは、宇
宙船に対して最大の外乱を与えるので選ばれた。推定さ
れた燃料使用は、ロールアンロードに対する０．００１
５Ｋｇ／Ｎｍｓと、ヨーアンロードに対する０．００３
Ｋｇ／Ｎｍｓに基づいている。使用燃料は、スラスタ毎
に決められる。コサインの燃料消費が、太陽トルクに基
づいて通年に亘り推定される。テスト結果を表５に示
す。
【００１９】
【表５】
【００２０】このように、磁気トルカの無い制御により
ヨーを維持するＴＬＴＭＭシステムが開示され、ヨー検
出が可能な期間は、ヨー検出も有効である。ヨー情報を
得るシステムは、ロール地球センサ、ホイールタキメー
タ、指示されたホイールモーメンタム、ロールスラスタ
点火、ヨースラスタ点火から得られたデータと、提案さ
れたように、利用可能な場合はＤＩＲＡからのヨーレー
トとを組み合わせて使用する。オブザーバ推定のヨーと
宇宙船のヨー運動量の不感帯とを組み合わせてコントロ
ーラゲインを使用することによって、組み合わせたデー
タから導かれたものによって、ロールスラスタ点火が命
令されてヨー姿勢が制御される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるスラスタ長期運動量マネージメン
ト（ＴＬＴＭＭ）制御システムを説明する構成図であ
る。
【図２】図１に示すオブザーバ素子の演算マトリックス
モデルを示す図である。
【図３】図１に示すコントローラ素子の演算モデルを示
す図である。
【符号の説明】
１０ オブザーバ手段 １２ 太陽トルクモデル １４ コントローラ手段
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ペーター ティモシー ゴズィエ アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94040 マウンテンビュー ＃212 デルメ ディオアベニュー 250 (72)発明者 ジョン エス． ハイアム アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94043 マウンテンビュー ＃963 ダブリ ュ．ミドルフィールドロード 905

Claims (14)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ロールスラスタ、モーメンタムホイー
    ル、ホイールコントローラ、地球センサ、ＤＩＲＡなど
    の素子を搭載する宇宙船において、ヨー偏位を制御する
    制御装置であって、 前記宇宙船に設けられ、ロール運動量増分及びヨー運動
    量増分を示す入力と、地球センサからの不偏ロール誤
    差、ホイール速度から測定されたヨー運動量、並びにホ
    イールコントローラから出力された指示されたヨー運動
    量からなる情報を含む出力と、を受け取り、ヨー見積と
    ヨー運動量見積とを示す出力信号を生成するオブザーバ
    手段と、 前記宇宙船に設けられ、前記出力信号を受け取り、受け
    取った出力信号を、最小ヨー誤差・ロールスラストヨー
    コントローラゲイン及び最小ヨー誤差・ロールスラスト
    ヨー運動量コントローラゲインとからなる情報を含む入
    力と組み合わせて、ロール運動量を変えるために前記ロ
    ールスラスタの点火を命令する信号を生成するコントロ
    ーラ手段と、を有し、ヨー姿勢とヨー偏位とが制御され
    ることを特徴とする制御装置。
  2. 【請求項２】 前記オブザーバ手段は、ＤＩＲＡが利用
    可能なときにＤＩＲＡからヨーレートを示す情報を含む
    入力を受け取る手段をさらに有することを特徴とする請
    求項１記載の制御装置。
  3. 【請求項３】 ロール運動量増分及びヨー運動量増分を
    示す前記入力を前記オブザーバ手段に供給する手段をさ
    らに有し、 前記入力は、太陽トルクやスラスタ点火によるロール運
    動量増分及びヨー運動量増分を示していることを特徴と
    する請求項１記載の制御装置。
  4. 【請求項４】 前記オブザーバ手段は、項目が表２乃至
    表４に定義されている図２に示す前記出力信号を供給す
    るマトリックス手段を有することを特徴とする請求項１
    記載の制御装置。
  5. 【請求項５】 前記コントローラ手段は、前記ヨー運動
    量推定出力信号を受け取るとともに０．０５〜２Ｎｍｓ
    の範囲の値を有する不感手段を有することを特徴とする
    請求項１記載の制御装置。
  6. 【請求項６】 ロールスラスタ、モーメンタムホイー
    ル、ホイールコントローラ、地球センサ、ＤＩＲＡなど
    の素子を搭載する宇宙船において、ヨー偏位を制御する
    制御方法であって、 ロール運動量増分及びヨー運動量増分を示す第１入力信
    号を導出する行程と、 地球センサからの不偏ロール誤差と、ホイール速度から
    測定されたヨー運動量と、ホイールコントローラから出
    力された指示されたヨー運動量とからなる情報を含む第
    ２入力信号を受け取る行程と、 前記第１及び第２入力信号を組み合わせて推定ヨー及び
    推定ヨー運動量を示す出力信号を生成する行程と、 前記出力信号を、最小ヨー誤差・ロールスラストヨーコ
    ントローラゲイン及び最小ヨー誤差・ロールスラストヨ
    ー運動量コントローラゲインと組み合わせ、ロール運動
    量を変えるために前記ロールスラスタの点火を命令する
    信号を生成する行程と、を有し、ヨー姿勢及びヨー偏位
    が制御されることを特徴とする制御方法。
  7. 【請求項７】 前記第２入力信号は、ＤＩＲＡが利用可
    能なときにＤＩＲＡからのヨーレートを示す情報を含む
    信号をさらに有することを特徴とする請求項６記載の制
    御方法。
  8. 【請求項８】 前記第１入力信号は、太陽トルクやスラ
    スタ点火によるロール運動量増分及びヨー運動量増分を
    示す情報を有することを特徴とする請求項６記載の制御
    方法。
  9. 【請求項９】 前記第１及び第２入力信号は、項目が表
    ２、表３、表４にて定義されている図２に示すマトリッ
    クスにより組み合わせられることを特徴とする請求項６
    記載の制御方法。
  10. 【請求項１０】 前記出力信号を最小ヨー誤差・ロール
    スラストヨーコントローラゲイン及び最小ヨー誤差・ロ
    ールスラストヨー運動量コントローラゲインと組み合わ
    せる前記行程は、前記推定ヨー運動量を不感推定の宇宙
    船ヨー運動量に変換して前記最小ヨー誤差・ロールスラ
    ストヨー運動量コントローラゲインと組み合わせる行程
    を有することを特徴とする請求項６記載の制御方法。
  11. 【請求項１１】 不感帯は、０．０５〜２Ｎｍｓの範囲
    内の値を有することを特徴とする請求項１０記載の制御
    方法。
  12. 【請求項１２】 ロールスラスタ、モーメンタムホイー
    ル、ホイールコントローラ、地球センサ、ＤＩＲＡなど
    の素子を搭載する宇宙船において、ヨー偏位を制御する
    制御システムであって、 前記宇宙船に設けられ、太陽トルクやスラスタ点火によ
    るロール運動量増分及びヨー運動量増分を示す入力信号
    を生成する手段と、 ロール運動量増分及びヨー運動量増分を示す前記入力信
    号と、地球センサからの不偏ロール誤差とホイール速度
    から測定されたヨー運動量とホイールコントローラから
    出力された指示されたヨー運動量とからなる情報を含む
    入力と、を受け取り、推定ヨーと推定ヨー運動量とを示
    す出力信号を生成するオブザーバ手段と、 前記宇宙船に設けられ、前記出力信号を受け取り、前記
    ヨー推定出力信号と最小ヨー誤差・ロールスラストヨー
    コントローラゲインとを組合せ、不感にした後の前記ヨ
    ー運動量推定出力信号を最小ヨー誤差・ロールスラスト
    ヨー運動量コントローラゲインとを示す信号と組合せ、
    ロール運動量を変えるために前記ロールスラスタの点火
    を命令する信号を前記組合せ操作から生成するコントロ
    ーラ手段と、を有し、ヨー姿勢とヨー偏位とが制御され
    ることを特徴とする制御システム。
  13. 【請求項１３】 前記オブザーバ手段は、表２乃至表４
    にて項目が定義されている図２に示す前記出力信号を提
    供するマトリックス手段を有することを特徴とする請求
    項１２記載の制御システム。
  14. 【請求項１４】 前記コントローラ手段は、前記ヨー運
    動量推定出力信号を受け取るとともに０．０５〜２Ｎｍ
    ｓの範囲内の値に不感帯を設定する不感手段を有するこ
    とを特徴とする請求項１２記載の制御システム。
JP8172186A 1995-07-03 1996-07-02 スラスタ制御装置 Pending JPH0920298A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/498657 1995-07-03
US08/498,657 US5752675A (en) 1995-07-03 1995-07-03 Thruster control of yaw without yaw measurements

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JPH0920298A true JPH0920298A (ja) 1997-01-21

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ID=23981966

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Application Number Title Priority Date Filing Date
JP8172186A Pending JPH0920298A (ja) 1995-07-03 1996-07-02 スラスタ制御装置

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EP (1) EP0752367A1 (ja)
JP (1) JPH0920298A (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106406330A (zh) * 2016-11-23 2017-02-15 上海航天控制技术研究所 单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法和系统

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6154692A (en) * 1997-10-01 2000-11-28 Space Systems/Loral, Inc. Spacecraft yaw pointing for inclined orbits
US6292722B1 (en) * 2000-02-24 2001-09-18 Space Systems/Loral, Inc. Magnetic torquer control with thruster augmentation
US8352101B2 (en) * 2009-12-22 2013-01-08 The Boeing Company Algorithm for simultaneous attitude maneuver and momentum dumping
CN110119153B (zh) * 2019-05-10 2020-12-15 北京航空航天大学 一种光压力矩主动辅助下的欠驱动航天器姿态控制方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0046151B1 (de) * 1980-08-19 1985-11-21 Messerschmitt-Bölkow-Blohm Gesellschaft mit beschränkter Haftung Vorrichtung zur Lagestabilisierung von elastischen Fahrzeugen
US4521855A (en) * 1981-07-27 1985-06-04 Ford Aerospace & Communications Corporation Electronic on-orbit roll/yaw satellite control
US4537375A (en) * 1983-04-21 1985-08-27 Ford Aerospace & Communications Corporation Method and apparatus for thruster transient control
US4848706A (en) * 1988-02-29 1989-07-18 Ford Aerospace Corporation Spacecraft attitude control using coupled thrusters
US4931942A (en) * 1988-05-26 1990-06-05 Ford Aerospace Corporation Transition control system for spacecraft attitude control
FR2655167B1 (fr) * 1989-11-29 1992-04-03 Aerospatiale Procede de controle d'attitude en roulis et en lacet d'un satellite.
US5098041A (en) * 1990-06-07 1992-03-24 Hughes Aircraft Company Attitude control system for momentum-biased spacecraft
US5205518A (en) * 1991-11-25 1993-04-27 General Electric Co. Gyroless yaw control system for a three axis stabilized, zero-momentum spacecraft
US5343398A (en) * 1992-04-23 1994-08-30 General Electric Co. Spacecraft roll-yaw compensator with orbit-rate and harmonic bandpass filters
US5349532A (en) * 1992-04-28 1994-09-20 Space Systems/Loral Spacecraft attitude control and momentum unloading using gimballed and throttled thrusters
US5308024A (en) * 1992-07-20 1994-05-03 General Electric Co. Disturbance torque compensated three axis yaw control system
US5452869A (en) * 1992-12-18 1995-09-26 Hughes Aircraft Company On-board three-axes attitude determination and control system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106406330A (zh) * 2016-11-23 2017-02-15 上海航天控制技术研究所 单轴气浮台高精度跟踪控制的干扰力矩测定方法和系统

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