JPH10154001A - 過渡時間のない利得スイッチ - Google Patents
過渡時間のない利得スイッチInfo
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- JPH10154001A JPH10154001A JP9301869A JP30186997A JPH10154001A JP H10154001 A JPH10154001 A JP H10154001A JP 9301869 A JP9301869 A JP 9301869A JP 30186997 A JP30186997 A JP 30186997A JP H10154001 A JPH10154001 A JP H10154001A
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- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B13/00—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion
- G05B13/02—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric
- G05B13/0205—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system
- G05B13/024—Adaptive control systems, i.e. systems automatically adjusting themselves to have a performance which is optimum according to some preassigned criterion electric not using a model or a simulator of the controlled system in which a parameter or coefficient is automatically adjusted to optimise the performance
-
- 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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- General Physics & Mathematics (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
(57)【要約】
制御システムにより負荷を駆動するシステム利得のスイ
ッチングに関し、システムの作動時に、宇宙船の姿勢な
どの設備状態の推定値と、太陽風などの長期の外乱に応
答できる制御システムを与える積分制御状態とを識別す
るステップからなる、スイッチングの過渡現象を抑制す
る方法。フォワード側にコントローラを、フィードバッ
ク側に推定器を備えたシステム構成において、ループ誤
差信号がコントローラを介しアクチュエータを作動させ
るように働く。さらに本発明は、積分制御状態を除い
た、設備の状態の推定値と所望の状態との差からなるコ
ントローラ入力信号の一部を評価するステップとからな
る。この評価ステップにより、その差がアクチュエータ
への影響が最小となる基準を満足する範囲にあるかを評
価できる。さらに基準を満足したときに利得をスイッチ
するステップからなり、その利得のスイッチと同時に、
スイッチした利得の逆数の比で前記積分制御状態の大き
さをスケーリングするステップとからなる。
ッチングに関し、システムの作動時に、宇宙船の姿勢な
どの設備状態の推定値と、太陽風などの長期の外乱に応
答できる制御システムを与える積分制御状態とを識別す
るステップからなる、スイッチングの過渡現象を抑制す
る方法。フォワード側にコントローラを、フィードバッ
ク側に推定器を備えたシステム構成において、ループ誤
差信号がコントローラを介しアクチュエータを作動させ
るように働く。さらに本発明は、積分制御状態を除い
た、設備の状態の推定値と所望の状態との差からなるコ
ントローラ入力信号の一部を評価するステップとからな
る。この評価ステップにより、その差がアクチュエータ
への影響が最小となる基準を満足する範囲にあるかを評
価できる。さらに基準を満足したときに利得をスイッチ
するステップからなり、その利得のスイッチと同時に、
スイッチした利得の逆数の比で前記積分制御状態の大き
さをスケーリングするステップとからなる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、利得を選択するコ
ントローラおよび補償器を有する宇宙船姿勢制御装置な
どの制御システムに関し、より詳細には高利得と低利得
の間に過渡時間のない利得スイッチに関する。
ントローラおよび補償器を有する宇宙船姿勢制御装置な
どの制御システムに関し、より詳細には高利得と低利得
の間に過渡時間のない利得スイッチに関する。
【０００２】
【従来の技術】制御システムは、宇宙船、潜水艦、化学
プラントや製造装置などの設備を、例えばモータのトル
ク、スラスタの割当てなどへの望ましい値を、これらと
外乱の和に対応した量として出力することにより制御し
ようとする。ここでは設備として主たる興味は宇宙船に
あり、したがって以下では宇宙船について説明するが、
ここでの概念は他の設備についても応用できる。たとえ
ば宇宙船において、最下点を知り、宇宙船の姿勢を決定
するため地球の端点を観測する地球センサを用いた宇宙
船では、その姿勢を維持するためにスラスタや反動輪(r
eaction wheel)を用いる。典型的には制御システムは、
宇宙船の向きとその速度を所望の出力とする帰還ループ
から構成される。またこれらの値を得るための推定器が
用いられ、これらの値を宇宙船の状態(state)と呼ぶ。
推定器には、直接で低雑音の測定が可能か、あるいはこ
れらの状態の指示に変換できるかは要求されない。地球
センサやレートジャイロが宇宙船の向きと速度の状態を
直接測定するために用いられるセンサの例である。しか
し大抵の宇宙船は地球センサの雑音レベルよりも高い精
度の照準を必要とするので、所望の結果を得るためにあ
る種のフィルタリングや予測が必要である。望ましい一
連の状態と見積もった（測定した）状態との差はループ
誤差信号として知られる。
プラントや製造装置などの設備を、例えばモータのトル
ク、スラスタの割当てなどへの望ましい値を、これらと
外乱の和に対応した量として出力することにより制御し
ようとする。ここでは設備として主たる興味は宇宙船に
あり、したがって以下では宇宙船について説明するが、
ここでの概念は他の設備についても応用できる。たとえ
ば宇宙船において、最下点を知り、宇宙船の姿勢を決定
するため地球の端点を観測する地球センサを用いた宇宙
船では、その姿勢を維持するためにスラスタや反動輪(r
eaction wheel)を用いる。典型的には制御システムは、
宇宙船の向きとその速度を所望の出力とする帰還ループ
から構成される。またこれらの値を得るための推定器が
用いられ、これらの値を宇宙船の状態(state)と呼ぶ。
推定器には、直接で低雑音の測定が可能か、あるいはこ
れらの状態の指示に変換できるかは要求されない。地球
センサやレートジャイロが宇宙船の向きと速度の状態を
直接測定するために用いられるセンサの例である。しか
し大抵の宇宙船は地球センサの雑音レベルよりも高い精
度の照準を必要とするので、所望の結果を得るためにあ
る種のフィルタリングや予測が必要である。望ましい一
連の状態と見積もった（測定した）状態との差はループ
誤差信号として知られる。
【０００３】地球センサ、または他の天体センサや地球
形状認識センサなどから得られた情報に対し、例えば雑
音を取り除き高精度測定が得られるような推定器をしば
しば用いることがある。この推定器はその前のセンサの
一つからの出力信号を処理したり、設備の状態を制御す
るための推定値を与えるそのような複数のセンサからの
出力信号を処理したりする場合がある。これらの推定値
は望ましい状態のものと異なる場合は、一連のフィード
バック信号を制御システムに与える。推定にはたとえば
平均化、統計分析かつ、またはカルマンフィルタリング
が含まれる。推定器は、雑音出力は大きいが応答の速い
高利得、または応答の遅い低利得の場合がある。低利得
の場合は、応答が遅く低帯域であるが低雑音の状態推定
を与える。同様に宇宙船の回転速度などの出力を行うコ
ントローラは、雑音出力は大きいが応答の速い高利得の
場合、または低雑音出力であるが応答の遅い低利得の場
合がある。反動輪コントローラの場合、スラスタ動作の
間は高利得を、静止の間は低利得を用いることがある。
形状認識センサなどから得られた情報に対し、例えば雑
音を取り除き高精度測定が得られるような推定器をしば
しば用いることがある。この推定器はその前のセンサの
一つからの出力信号を処理したり、設備の状態を制御す
るための推定値を与えるそのような複数のセンサからの
出力信号を処理したりする場合がある。これらの推定値
は望ましい状態のものと異なる場合は、一連のフィード
バック信号を制御システムに与える。推定にはたとえば
平均化、統計分析かつ、またはカルマンフィルタリング
が含まれる。推定器は、雑音出力は大きいが応答の速い
高利得、または応答の遅い低利得の場合がある。低利得
の場合は、応答が遅く低帯域であるが低雑音の状態推定
を与える。同様に宇宙船の回転速度などの出力を行うコ
ントローラは、雑音出力は大きいが応答の速い高利得の
場合、または低雑音出力であるが応答の遅い低利得の場
合がある。反動輪コントローラの場合、スラスタ動作の
間は高利得を、静止の間は低利得を用いることがある。
【０００４】外乱作用は、たとえば反動輪の潤滑油の粘
性摩擦や宇宙船への太陽風によって生じるトルクなどが
ある。この外乱トルクはループ誤差信号がゼロになった
後でも制御システムから一定トルクを要求される蓄積的
効果がある。これらの要求から生じるハングオフ（hang
off）のエラーを低減するため、制御システムから要求
される一定トルクを維持するようにゼロでない制御入力
信号を発生する積分制御を用いる制御システムがある。
性摩擦や宇宙船への太陽風によって生じるトルクなどが
ある。この外乱トルクはループ誤差信号がゼロになった
後でも制御システムから一定トルクを要求される蓄積的
効果がある。これらの要求から生じるハングオフ（hang
off）のエラーを低減するため、制御システムから要求
される一定トルクを維持するようにゼロでない制御入力
信号を発生する積分制御を用いる制御システムがある。
【０００５】制御システムはアナログまたはデジタルの
ハードウエアを備えている。アナログの場合では設備状
態の推定値は、ＲＬＣ（抵抗、インダクタンス、容量）
回路により生成される。これらの回路は、一般的には電
圧レベルのセンサ出力を制御システムが使えるような所
望の電圧レベルまでフィルタリングする。これらの出力
電圧は、アクチュエータに送る出力電圧を発生する付加
的なＲＬＣ回路を用いる制御システムへの誤差信号を入
力するための電圧レベルとは異なっている。デジタルの
場合では、センサ出力は搭載コンピュータが使えるよう
なバイナリデータに変換される。次にこれらのデータは
設備状態の推定を与えるアルゴリズムにより処理され
る。これらの推定値は、アクチュエータに送る出力を発
生するアルゴリズム処理回路を用いる制御システムへの
誤差信号を入力するための望ましい状態とは異なってい
る。いずれの場合にせよ、それらの推定値の内の一つは
宇宙船の向きに対応する設備状態に関するものであろう
し、他の推定値は上記の推定値と望ましい宇宙船の向き
の差を積分したものであろうし、他の推定値は上記の推
定値と望ましい宇宙船の位置の差を積分したもの、ある
いはその差を測定するセンサの直接の積分であろうし、
第三の状態は宇宙船の速度に関する推定値であろう。電
圧レベルあるいはバイナリデータのいずれにせよ、これ
らの推定値と望ましい状態との差が、設備反応を良くす
るアクチュエータを制御するためのコンポジット誤差信
号を与える。
ハードウエアを備えている。アナログの場合では設備状
態の推定値は、ＲＬＣ（抵抗、インダクタンス、容量）
回路により生成される。これらの回路は、一般的には電
圧レベルのセンサ出力を制御システムが使えるような所
望の電圧レベルまでフィルタリングする。これらの出力
電圧は、アクチュエータに送る出力電圧を発生する付加
的なＲＬＣ回路を用いる制御システムへの誤差信号を入
力するための電圧レベルとは異なっている。デジタルの
場合では、センサ出力は搭載コンピュータが使えるよう
なバイナリデータに変換される。次にこれらのデータは
設備状態の推定を与えるアルゴリズムにより処理され
る。これらの推定値は、アクチュエータに送る出力を発
生するアルゴリズム処理回路を用いる制御システムへの
誤差信号を入力するための望ましい状態とは異なってい
る。いずれの場合にせよ、それらの推定値の内の一つは
宇宙船の向きに対応する設備状態に関するものであろう
し、他の推定値は上記の推定値と望ましい宇宙船の向き
の差を積分したものであろうし、他の推定値は上記の推
定値と望ましい宇宙船の位置の差を積分したもの、ある
いはその差を測定するセンサの直接の積分であろうし、
第三の状態は宇宙船の速度に関する推定値であろう。電
圧レベルあるいはバイナリデータのいずれにせよ、これ
らの推定値と望ましい状態との差が、設備反応を良くす
るアクチュエータを制御するためのコンポジット誤差信
号を与える。
【０００６】制御の状況においては、特に宇宙船の方向
付けの場合では、制御システムの利得を変化させること
が必要な局面がある。例えばスラスタが宇宙船の向きを
変えるのに用いられることがある。宇宙船が所望の方向
からのドリフトしていくのを修正するのには反動輪が用
いられる場合がある。外乱のトルクを退けるための反動
輪から宇宙船へのトルクを維持することにより、反動輪
のスピードが安全な動作速度以上に速くなることがあ
る。モーメント制御の反応は、宇宙船のモーメントを低
減するようにスラスタを作動させることが望ましいであ
ろう。この推進力は一時的に宇宙船の向きをシフトさせ
る。反動輪制御システムは反動輪のスピードを下げるよ
うに反応し、それによって宇宙船の望ましい向きを回復
する。これらの例は回転の一軸の点からの説明である
が、一般的には宇宙船の向きは複数の反動輪と複数のス
ラスタを用い三軸について調整されなければならない。
付けの場合では、制御システムの利得を変化させること
が必要な局面がある。例えばスラスタが宇宙船の向きを
変えるのに用いられることがある。宇宙船が所望の方向
からのドリフトしていくのを修正するのには反動輪が用
いられる場合がある。外乱のトルクを退けるための反動
輪から宇宙船へのトルクを維持することにより、反動輪
のスピードが安全な動作速度以上に速くなることがあ
る。モーメント制御の反応は、宇宙船のモーメントを低
減するようにスラスタを作動させることが望ましいであ
ろう。この推進力は一時的に宇宙船の向きをシフトさせ
る。反動輪制御システムは反動輪のスピードを下げるよ
うに反応し、それによって宇宙船の望ましい向きを回復
する。これらの例は回転の一軸の点からの説明である
が、一般的には宇宙船の向きは複数の反動輪と複数のス
ラスタを用い三軸について調整されなければならない。
【０００７】さらに上記の例で、一つあるいはそれ以上
のセンサからの位置信号に速く反応するようセンサ信号
補償器の利得を高くすることが望まれる。補償器の反応
が遅い場合には宇宙船の向きの急な変化のような、急速
な状況変化の観測ができない。この場合、宇宙船の向き
の急速な変化への制御がきかない。従って設備が、スラ
スタ動作に対する反動輪制御システムなどのような外乱
の多い状況に置かれたときは、一般的には制御システム
の利得を高める。
のセンサからの位置信号に速く反応するようセンサ信号
補償器の利得を高くすることが望まれる。補償器の反応
が遅い場合には宇宙船の向きの急な変化のような、急速
な状況変化の観測ができない。この場合、宇宙船の向き
の急速な変化への制御がきかない。従って設備が、スラ
スタ動作に対する反動輪制御システムなどのような外乱
の多い状況に置かれたときは、一般的には制御システム
の利得を高める。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】制御システムの利得を
変化させる場合、例えば高利得から低利得へ、または高
利得から低利得へなどの場合、設備の反応に望ましくな
い過渡現象が現れることが知られている。この現象は、
宇宙船の位置の過剰なオーバーシュート、不適当な反応
スピード、推定器の出力雑音による不適当な精度などと
なって現れる。
変化させる場合、例えば高利得から低利得へ、または高
利得から低利得へなどの場合、設備の反応に望ましくな
い過渡現象が現れることが知られている。この現象は、
宇宙船の位置の過剰なオーバーシュート、不適当な反応
スピード、推定器の出力雑音による不適当な精度などと
なって現れる。
【０００９】
【課題を解決するための手段】前述の課題は本発明によ
り解決され、他の利点も得られる。本発明は制御システ
ムの動作に関し、典型的にはフォワード側にコントロー
ラを、フィードバック側に推定器を有し、過渡時間を導
入することなしに高利得と低利得とのスイッチング設定
が可能である。本発明によって、一つ、またはそれ以上
のセンサからのデータに基づく情報信号は設備の状態の
測定値を与え、以下では測定信号と呼ぶ。開ループ制御
システムにおいて得られるそのような情報信号は、閉ル
ープ制御システムのフィードバック信号として役立つ。
り解決され、他の利点も得られる。本発明は制御システ
ムの動作に関し、典型的にはフォワード側にコントロー
ラを、フィードバック側に推定器を有し、過渡時間を導
入することなしに高利得と低利得とのスイッチング設定
が可能である。本発明によって、一つ、またはそれ以上
のセンサからのデータに基づく情報信号は設備の状態の
測定値を与え、以下では測定信号と呼ぶ。開ループ制御
システムにおいて得られるそのような情報信号は、閉ル
ープ制御システムのフィードバック信号として役立つ。
【００１０】たとえば制御システムの出力値は反動輪へ
のトルク要求かもしれないし、外乱は宇宙船への太陽風
や反動輪の輪止めによるものかもしれない。さらに例を
挙げれば、誤差フィードバック信号は、宇宙船に制御を
伝えるアクチュエータへ信号を与えるコントローラが用
いる三つの成分からなる。その信号の一つは、宇宙船の
望ましい方角と推定角との誤差であろう。二つ目は宇宙
船の望ましい方角の速度変化と推定速度変化との誤差で
あろう。もう一つは、このパラグラフで述べた第一の誤
差信号の積分、または直接誤差を測定するセンサ出力の
積分からなる積分制御状態(integral control states)
に関するものであろう。これは一つの軸の制御について
の説明であるが、一般には宇宙船を制御する軸は三つあ
る。このことは前述の信号が三部構成であることを意味
する。
のトルク要求かもしれないし、外乱は宇宙船への太陽風
や反動輪の輪止めによるものかもしれない。さらに例を
挙げれば、誤差フィードバック信号は、宇宙船に制御を
伝えるアクチュエータへ信号を与えるコントローラが用
いる三つの成分からなる。その信号の一つは、宇宙船の
望ましい方角と推定角との誤差であろう。二つ目は宇宙
船の望ましい方角の速度変化と推定速度変化との誤差で
あろう。もう一つは、このパラグラフで述べた第一の誤
差信号の積分、または直接誤差を測定するセンサ出力の
積分からなる積分制御状態(integral control states)
に関するものであろう。これは一つの軸の制御について
の説明であるが、一般には宇宙船を制御する軸は三つあ
る。このことは前述の信号が三部構成であることを意味
する。
【００１１】本発明の実施にあたって、積分制御状態を
用いる制御システムでは、外乱に反作用する積分制御状
態から得られるアクチュエータへの制御信号は利得をス
イッチングする間一定に保たれていなければならないこ
とがわかる。さもなければ出力信号の外乱補償成分は利
得をスイッチする前の値と異なった他の値へ突然変化し
てしまうであろう。そのような出力信号の突然の変化は
不必要で、制御システムの負荷に過渡的な振る舞いをも
たらす。前述の例で負荷が宇宙船の中にある場合、過渡
現象は宇宙船の角度と角速度に過渡状況をもたらすトル
クの過渡現象として現れる。
用いる制御システムでは、外乱に反作用する積分制御状
態から得られるアクチュエータへの制御信号は利得をス
イッチングする間一定に保たれていなければならないこ
とがわかる。さもなければ出力信号の外乱補償成分は利
得をスイッチする前の値と異なった他の値へ突然変化し
てしまうであろう。そのような出力信号の突然の変化は
不必要で、制御システムの負荷に過渡的な振る舞いをも
たらす。前述の例で負荷が宇宙船の中にある場合、過渡
現象は宇宙船の角度と角速度に過渡状況をもたらすトル
クの過渡現象として現れる。
【００１２】さらに本発明の実施にあたって、誤差信号
が本質的にゼロのある時点での利得の変化は、制御出力
信号に即座の影響は何ら及ぼさない。なぜなら、ゼロに
ゼロでない利得を掛けても制御出力信号はゼロだからで
ある。本発明の前述の様相は以下のように実現される。
アクチュエータが反応しない無視できる程度以下のルー
プ誤差信号の閾値を決定するように、設備コントローラ
の制御プロセスを求める。そのようなアクチュエータ
は、たとえば前述の反動輪あるいはスラスタの場合があ
る。これによって、利得スイッチのアクチュエータへの
影響が殆どないように角度誤差と角速度誤差について最
大範囲の基準を決定することができる。それに続き、制
御システムが動作している間で利得スイッチを実行する
前に、基準に合致した利得スイッチの実行間隔を求める
ためのループ誤差信号を得る。たとえば宇宙船がほぼ所
望の向きになるまで高利得が保たれることがある。それ
によって自然に、設備状態に小さな振動が生じ、ループ
誤差信号は前述の基準に合致する範囲内に入り、スイッ
チングを開始できる。
が本質的にゼロのある時点での利得の変化は、制御出力
信号に即座の影響は何ら及ぼさない。なぜなら、ゼロに
ゼロでない利得を掛けても制御出力信号はゼロだからで
ある。本発明の前述の様相は以下のように実現される。
アクチュエータが反応しない無視できる程度以下のルー
プ誤差信号の閾値を決定するように、設備コントローラ
の制御プロセスを求める。そのようなアクチュエータ
は、たとえば前述の反動輪あるいはスラスタの場合があ
る。これによって、利得スイッチのアクチュエータへの
影響が殆どないように角度誤差と角速度誤差について最
大範囲の基準を決定することができる。それに続き、制
御システムが動作している間で利得スイッチを実行する
前に、基準に合致した利得スイッチの実行間隔を求める
ためのループ誤差信号を得る。たとえば宇宙船がほぼ所
望の向きになるまで高利得が保たれることがある。それ
によって自然に、設備状態に小さな振動が生じ、ループ
誤差信号は前述の基準に合致する範囲内に入り、スイッ
チングを開始できる。
【００１３】また、制御システムが積分制御状態を用い
利得スイッチを行っているときは、利得の増減を補償す
るために積分状態も、あるファクターでスケーリングさ
れる。このファクターはスイッチする前後での利得の比
に等しい。これにより外乱をうち消す出力フィードバッ
ク信号の成分は一定に保たれる。ループ誤差信号が利得
スイッチの基準に合うまで待つことで、高利得のフィル
タや推定器、あるいはオフセットがあるときの高利得へ
のスイッチに起因した雑音の大きい状態から生じる過渡
現象を低減することが出来る。また一方で、それと同時
に積分制御状態を調整（可能な場合）することにより、
制御されているシステムの一定外乱から生じる過渡現象
を低減することが出来る。
利得スイッチを行っているときは、利得の増減を補償す
るために積分状態も、あるファクターでスケーリングさ
れる。このファクターはスイッチする前後での利得の比
に等しい。これにより外乱をうち消す出力フィードバッ
ク信号の成分は一定に保たれる。ループ誤差信号が利得
スイッチの基準に合うまで待つことで、高利得のフィル
タや推定器、あるいはオフセットがあるときの高利得へ
のスイッチに起因した雑音の大きい状態から生じる過渡
現象を低減することが出来る。また一方で、それと同時
に積分制御状態を調整（可能な場合）することにより、
制御されているシステムの一定外乱から生じる過渡現象
を低減することが出来る。
【００１４】
【発明の実施の形態】図１を参照すると、宇宙船２０は
地球２４の周りを経路２２で周回する。宇宙船２０は視
線３０により地球表面の点２８を照準する地球センサ２
６を搭載している。さらに宇宙船２０は、宇宙船姿勢制
御と通信機能を備えた電子装置３４に電力を供給する太
陽電池パネル３２を有する。また宇宙船２０には、地球
２４にある地上局４０のアンテナ３８と電波通信を行う
ためのアンテナ３６が備えられている。宇宙船の向きは
スラスタ４２により調整され、その内の二つおよび反動
輪４４内の一つが図１に示されている。それぞれの反動
輪４４は回転動力を伝えるライン４６を介して駆動モー
タ４８に接続されている。スラスタ４２と反動輪４４は
装置３４内に電子装置を有する制御システム５０(図２
に示す)により制御される。地球センサ２６の中央線あ
るいはボアサイト(光軸線)５２は実際の宇宙船の向きを
表している。たとえば宇宙船の姿勢と所望の向きとのオ
フセットは、図１に示す視線３０と光軸線５２のなす角
Ａにより示される。さらに例をあげれば、角度オフセッ
トＡは図１の矢印で示す速度Ｒで増加する。地球センサ
２６に加えて、天体追尾装置(star tracker)５４やジャ
イロ５６などの姿勢センサが備えられている場合があ
る。
地球２４の周りを経路２２で周回する。宇宙船２０は視
線３０により地球表面の点２８を照準する地球センサ２
６を搭載している。さらに宇宙船２０は、宇宙船姿勢制
御と通信機能を備えた電子装置３４に電力を供給する太
陽電池パネル３２を有する。また宇宙船２０には、地球
２４にある地上局４０のアンテナ３８と電波通信を行う
ためのアンテナ３６が備えられている。宇宙船の向きは
スラスタ４２により調整され、その内の二つおよび反動
輪４４内の一つが図１に示されている。それぞれの反動
輪４４は回転動力を伝えるライン４６を介して駆動モー
タ４８に接続されている。スラスタ４２と反動輪４４は
装置３４内に電子装置を有する制御システム５０(図２
に示す)により制御される。地球センサ２６の中央線あ
るいはボアサイト(光軸線)５２は実際の宇宙船の向きを
表している。たとえば宇宙船の姿勢と所望の向きとのオ
フセットは、図１に示す視線３０と光軸線５２のなす角
Ａにより示される。さらに例をあげれば、角度オフセッ
トＡは図１の矢印で示す速度Ｒで増加する。地球センサ
２６に加えて、天体追尾装置(star tracker)５４やジャ
イロ５６などの姿勢センサが備えられている場合があ
る。
【００１５】図２に、コントローラ５８、スラスタ４２
や反動輪４４などのアクチュエータ６０、制御システム
５０により姿勢維持される宇宙船２０、地球センサ２６
や天体追尾装置５４などのセンサ６２、宇宙船姿勢用ジ
ャイロ５６(図１)、推定器６４、フィードバックされる
宇宙船の向きの推定値と所望の入力値との差を与える結
合器(combiner)６６からなる制御システム５０を示す。
結合器６６の出力が制御システム５０のループ誤差信号
である。結合器６６は、フィードバックされる宇宙船の
向きの推定値と所望の入力値との差を、この差を最小化
するよう宇宙船の向きを修正するコマンドを出力する補
償機能を備えたコントローラ５８に入力する。望ましい
入力値としては宇宙船の姿勢、そしてたぶん姿勢変化の
角速度である。コントローラ５８によりコマンドがアク
チュエータ６０に入力される。アクチュエータ６０はコ
マンドに応答して宇宙船の向きを修正するよう動作す
る。修正後の宇宙船の姿勢はセンサ６２により検知され
推定器６４に出力される。図２では制御システムを単一
の座標軸の点から説明したが、実際は三つの回転角など
複数の次元について制御され、たとえば三次元の軌道位
置について制御されることは理解されるだろう。
や反動輪４４などのアクチュエータ６０、制御システム
５０により姿勢維持される宇宙船２０、地球センサ２６
や天体追尾装置５４などのセンサ６２、宇宙船姿勢用ジ
ャイロ５６(図１)、推定器６４、フィードバックされる
宇宙船の向きの推定値と所望の入力値との差を与える結
合器(combiner)６６からなる制御システム５０を示す。
結合器６６の出力が制御システム５０のループ誤差信号
である。結合器６６は、フィードバックされる宇宙船の
向きの推定値と所望の入力値との差を、この差を最小化
するよう宇宙船の向きを修正するコマンドを出力する補
償機能を備えたコントローラ５８に入力する。望ましい
入力値としては宇宙船の姿勢、そしてたぶん姿勢変化の
角速度である。コントローラ５８によりコマンドがアク
チュエータ６０に入力される。アクチュエータ６０はコ
マンドに応答して宇宙船の向きを修正するよう動作す
る。修正後の宇宙船の姿勢はセンサ６２により検知され
推定器６４に出力される。図２では制御システムを単一
の座標軸の点から説明したが、実際は三つの回転角など
複数の次元について制御され、たとえば三次元の軌道位
置について制御されることは理解されるだろう。
【００１６】センサ６２の出力信号は、宇宙船の角度測
定値の中の雑音や、コントローラ５８の指示に対し宇宙
船の姿勢をずらす外乱によって信頼できない場合があ
る。制御システム５０の動作において、推定器６４は雑
音低減のためセンサ６２の信号をフィルタリングする。
そのようなフィルタリングはまた、宇宙船の向きの急激
な変化に対する制御システム５０のフィードバックルー
プの大きな応答を低減する効果がある。フィルタリング
の応答時間は推定器６４の利得の逆数に比例するので、
高利得の場合では応答時間は短いが雑音は大きく、また
低利得の場合では応答は遅いが雑音は小さい。例えば急
激な姿勢の変化は、宇宙船がアクチュエータ６０により
位置を戻される過渡期に角度にオフセットが生じたとき
のスラスタの動きにより生じることがある。過渡期の角
度オフセットは推定器６４およびコントローラ５８が高
利得の場合は比較的小さいが、利得を下げると増加す
る。
定値の中の雑音や、コントローラ５８の指示に対し宇宙
船の姿勢をずらす外乱によって信頼できない場合があ
る。制御システム５０の動作において、推定器６４は雑
音低減のためセンサ６２の信号をフィルタリングする。
そのようなフィルタリングはまた、宇宙船の向きの急激
な変化に対する制御システム５０のフィードバックルー
プの大きな応答を低減する効果がある。フィルタリング
の応答時間は推定器６４の利得の逆数に比例するので、
高利得の場合では応答時間は短いが雑音は大きく、また
低利得の場合では応答は遅いが雑音は小さい。例えば急
激な姿勢の変化は、宇宙船がアクチュエータ６０により
位置を戻される過渡期に角度にオフセットが生じたとき
のスラスタの動きにより生じることがある。過渡期の角
度オフセットは推定器６４およびコントローラ５８が高
利得の場合は比較的小さいが、利得を下げると増加す
る。
【００１７】宇宙船の姿勢への外乱は反動輪４４のベア
リングの粘性摩擦や太陽電池パネル３２への太陽風によ
って生じる場合がある。これらの外乱はともに望ましい
姿勢から宇宙船をずらすトルクを発生する。このような
ずれはセンサ出力の角度誤差を積分する積分器６７によ
って検知され、概してセンサの一定信号成分として現
れ、制御システム５０の積分状態と呼ばれる。あるいは
地球センサなどのセンサ６２からの直接の角度誤差をタ
ーミナルＡを経由して積分器６７に入力する。積分状態
の値に対応して、コントローラ５８は外乱のトルクに反
作用するトルクを発生させるコマンドを出力する。
リングの粘性摩擦や太陽電池パネル３２への太陽風によ
って生じる場合がある。これらの外乱はともに望ましい
姿勢から宇宙船をずらすトルクを発生する。このような
ずれはセンサ出力の角度誤差を積分する積分器６７によ
って検知され、概してセンサの一定信号成分として現
れ、制御システム５０の積分状態と呼ばれる。あるいは
地球センサなどのセンサ６２からの直接の角度誤差をタ
ーミナルＡを経由して積分器６７に入力する。積分状態
の値に対応して、コントローラ５８は外乱のトルクに反
作用するトルクを発生させるコマンドを出力する。
【００１８】推定器６４はまた宇宙船の角速度変化を決
定するためセンサの信号を調べる。あるいはセンサがピ
ックオフ(pick-off)を備えている場合は推定器６４にこ
の機能は不要である。推定器６４の動作を容易にし速い
応答を得るために、ライン６８を介してスラスタ動作の
トルクなどの以前の知見を推定器６４に伝達し、推定器
６４がこの要素を計算に含めることはコントローラ５８
にとっても有益である。コントローラ５８および推定器
６４の高利得または低利得の選択は、論理装置７２の制
御の下で利得制御装置７０によって与えられる。
定するためセンサの信号を調べる。あるいはセンサがピ
ックオフ(pick-off)を備えている場合は推定器６４にこ
の機能は不要である。推定器６４の動作を容易にし速い
応答を得るために、ライン６８を介してスラスタ動作の
トルクなどの以前の知見を推定器６４に伝達し、推定器
６４がこの要素を計算に含めることはコントローラ５８
にとっても有益である。コントローラ５８および推定器
６４の高利得または低利得の選択は、論理装置７２の制
御の下で利得制御装置７０によって与えられる。
【００１９】図３に示すように、本発明の過程はブロッ
ク７４から始まり、そこで論理装置７２(図２)が利得を
増加させるかどうか決定する。この決定は、結合器６６
により生成される角度及び角速度の誤差信号に基づいて
なされる。利得の増加を要求された場合には、制御シス
テム５０の全ての積分状態を除き、全てのループ誤差信
号に適用されるステップを含む過程７６に進む。このブ
ロック７６のステップは制御システム５０の初期セット
アップの間に遂行され、アクチュエータの応答に殆ど摂
動を与えずに低利得から高利得にスイッチする基準が決
定される。その結果ブロック７８に進み、積分状態を除
く全てのループ誤差信号がブロック７６の範囲にあるか
検査される。基準に合えば動作は分岐点８０に進み、基
準に合わなければ、さらにループ誤差信号の観測のため
ブロック７８に待機ループ８２を経由して戻される。
ク７４から始まり、そこで論理装置７２(図２)が利得を
増加させるかどうか決定する。この決定は、結合器６６
により生成される角度及び角速度の誤差信号に基づいて
なされる。利得の増加を要求された場合には、制御シス
テム５０の全ての積分状態を除き、全てのループ誤差信
号に適用されるステップを含む過程７６に進む。このブ
ロック７６のステップは制御システム５０の初期セット
アップの間に遂行され、アクチュエータの応答に殆ど摂
動を与えずに低利得から高利得にスイッチする基準が決
定される。その結果ブロック７８に進み、積分状態を除
く全てのループ誤差信号がブロック７６の範囲にあるか
検査される。基準に合えば動作は分岐点８０に進み、基
準に合わなければ、さらにループ誤差信号の観測のため
ブロック７８に待機ループ８２を経由して戻される。
【００２０】分岐点８０および９４で、論理中にブロッ
ク８６および９８を含めるかどうかは、本発明の使用者
が決定できる。ブロック８６および９８は任意であり、
制御システムが積分状態を利用する場合にのみ用いられ
る。ブロック８６がない場合、動作は直接ブロック７８
からブロック８４に進む。ブロック８６がある場合は、
動作はブロック７８からブロック８６を経由してブロッ
ク８４に進む。ブロック８６がある場合は、それぞれの
積分状態に対し、積分状態と高利得の積に最も敏感なア
クチュエータを選択する。その最も敏感なアクチュエー
タは、制御システム設計の間で決定され、論理装置７２
のメモリ(図に示していない)に保存されている場合があ
る。その後、各積分状態はある大きさでスケーリングさ
れる。そのようなスケーリングは、縮小した積分状態値
をコントローラ５８に出力するために結合器６６の外部
で行われることがある。この積分状態値の縮小ファクタ
は低利得から高利得へスイッチする利得の比に等しい。
この利得スイッチングを実行することにより、積分状態
と利得の積は利得スイッチングの前後で変化しない。こ
の利得スイッチングの実行のため動作はブロック８４に
進む。ブロック８４で利得スイッチされた後、動作はブ
ロック７４に戻る。
ク８６および９８を含めるかどうかは、本発明の使用者
が決定できる。ブロック８６および９８は任意であり、
制御システムが積分状態を利用する場合にのみ用いられ
る。ブロック８６がない場合、動作は直接ブロック７８
からブロック８４に進む。ブロック８６がある場合は、
動作はブロック７８からブロック８６を経由してブロッ
ク８４に進む。ブロック８６がある場合は、それぞれの
積分状態に対し、積分状態と高利得の積に最も敏感なア
クチュエータを選択する。その最も敏感なアクチュエー
タは、制御システム設計の間で決定され、論理装置７２
のメモリ(図に示していない)に保存されている場合があ
る。その後、各積分状態はある大きさでスケーリングさ
れる。そのようなスケーリングは、縮小した積分状態値
をコントローラ５８に出力するために結合器６６の外部
で行われることがある。この積分状態値の縮小ファクタ
は低利得から高利得へスイッチする利得の比に等しい。
この利得スイッチングを実行することにより、積分状態
と利得の積は利得スイッチングの前後で変化しない。こ
の利得スイッチングの実行のため動作はブロック８４に
進む。ブロック８４で利得スイッチされた後、動作はブ
ロック７４に戻る。
【００２１】もしブロック７４で高利得にスイッチしな
いと決定された場合には、動作はブロック８８に進み、
高利得から低利得へスイッチするかどうか決定される。
もしブロック８８で低利得へスイッチしないと決定され
た場合には、制御システム５０の宇宙船姿勢制御の中で
利得スイッチが有利であるという状況が起きるまで動作
はブロック７４と８８の間を循環する。
いと決定された場合には、動作はブロック８８に進み、
高利得から低利得へスイッチするかどうか決定される。
もしブロック８８で低利得へスイッチしないと決定され
た場合には、制御システム５０の宇宙船姿勢制御の中で
利得スイッチが有利であるという状況が起きるまで動作
はブロック７４と８８の間を循環する。
【００２２】ブロック８８で低利得へスイッチすべきで
あると決定された場合には、動作はブロック９０に進
み、アクチュエータの応答に殆ど摂動を与えずに高利得
から低利得にスイッチする基準が決定される。その後、
動作はブロック９２に進み、積分状態を除く全てのルー
プ誤差信号がブロック９０の範囲にあるか検査される。
もし基準に合えば動作は分岐点９４に進み、基準に合わ
なければ、さらに測定状態の観測のためブロック９２に
待機ループ９６を経由して戻される。
あると決定された場合には、動作はブロック９０に進
み、アクチュエータの応答に殆ど摂動を与えずに高利得
から低利得にスイッチする基準が決定される。その後、
動作はブロック９２に進み、積分状態を除く全てのルー
プ誤差信号がブロック９０の範囲にあるか検査される。
もし基準に合えば動作は分岐点９４に進み、基準に合わ
なければ、さらに測定状態の観測のためブロック９２に
待機ループ９６を経由して戻される。
【００２３】前述したように本発明の使用者は、分岐点
８０および９４で、論理中にブロック８６および９８を
含めるかどうかを決定できる。ブロック８６および９８
は任意であり、制御システムが積分状態を利用する場合
にのみ用いられる。ブロック９８がない場合は動作は直
接ブロック９２からブロック８４に進む。ブロック９８
がある場合、動作はブロック９２からブロック９８を経
由してブロック８４に進む。ブロック９８がある場合
は、それぞれの積分状態に対し、積分状態と低利得の積
に最も敏感なアクチュエータを選択する。その最も敏感
なアクチュエータは、制御システム設計の間で決定さ
れ、論理装置７２のメモリに保存されている場合があ
る。その後、各積分状態はある大きさでスケーリングさ
れる。そのようなスケーリングは、拡大した積分状態値
をコントローラ５８に出力するために結合器６６の外部
で行われることがある。この積分状態値の縮小ファクタ
は高利得から低利得へスイッチする利得の比に等しい。
この利得スイッチングを実行することにより、積分状態
と利得の積は利得スイッチングの前後で変化しない。こ
の利得スイッチングの実行のため動作はブロック８４に
進む。ブロック８４で利得スイッチされた後、動作はブ
ロック７４に戻る。
８０および９４で、論理中にブロック８６および９８を
含めるかどうかを決定できる。ブロック８６および９８
は任意であり、制御システムが積分状態を利用する場合
にのみ用いられる。ブロック９８がない場合は動作は直
接ブロック９２からブロック８４に進む。ブロック９８
がある場合、動作はブロック９２からブロック９８を経
由してブロック８４に進む。ブロック９８がある場合
は、それぞれの積分状態に対し、積分状態と低利得の積
に最も敏感なアクチュエータを選択する。その最も敏感
なアクチュエータは、制御システム設計の間で決定さ
れ、論理装置７２のメモリに保存されている場合があ
る。その後、各積分状態はある大きさでスケーリングさ
れる。そのようなスケーリングは、拡大した積分状態値
をコントローラ５８に出力するために結合器６６の外部
で行われることがある。この積分状態値の縮小ファクタ
は高利得から低利得へスイッチする利得の比に等しい。
この利得スイッチングを実行することにより、積分状態
と利得の積は利得スイッチングの前後で変化しない。こ
の利得スイッチングの実行のため動作はブロック８４に
進む。ブロック８４で利得スイッチされた後、動作はブ
ロック７４に戻る。
【００２４】前述の本発明の実施態様は説明的なもので
あるが、当業者であれば様々な変形が可能であることは
理解されるであろう。したがって、本発明はここに開示
された実施態様に限定されない。
あるが、当業者であれば様々な変形が可能であることは
理解されるであろう。したがって、本発明はここに開示
された実施態様に限定されない。
【００２５】
【発明の効果】前述の本発明の手順により、過渡現象に
よる欠点のない、改善された利得スイッチを備えた制御
システムが得られる。
よる欠点のない、改善された利得スイッチを備えた制御
システムが得られる。
【図１】本発明による位置制御装置を搭載した、地球を
周回する宇宙船の模式図である。
周回する宇宙船の模式図である。
【図２】宇宙船に搭載した姿勢制御システムのブロック
図である。
図である。
【図３】本発明による方法のステップを示すフローチャ
ートである。
ートである。
２０ 宇宙船 ２２ 経路 ２４ 地球 ２６ 地球センサ ２８ 地球表面の点 ３０ 視線 ３２ 太陽電池パネル ３４ 電子装置 ３６，３８ アンテナ ４０ 地上局 ４２ スラスタ ４４ 反動輪 ４６ ライン ４８ 駆動モータ ５０ 制御システム ５２ ボアサイト(光軸線) ５４ 天体追尾装置 ５６ ジャイロ ５８ コントローラ ６０ アクチュエータ ６２ センサ ６４ 推定器 ６６ 結合器 ６７ 積分器 ６８ ライン ７０ 利得制御装置 ７２ 論理装置 ７４，７６，７８，８４，８６，８８，９０，９２，９
８ ブロック ８０，９４ 分岐点 ８２，９６ 待機ループ
８ ブロック ８０，９４ 分岐点 ８２，９６ 待機ループ
フロントページの続き (72)発明者 デイビッド エル． シェラジク アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94086 サニーベイル ノースウォルフロ ード ＃522 355 (72)発明者 デイビッド ジェイ． ワースマン アメリカ合衆国 カリフォルニア州 94041−2523 マウンテンビュー アパー トメント 195 レインボーロード 600
Claims (7)
- 【請求項１】 設備を運転する制御システムの利得をス
イッチするときに生じる過渡現象を抑制する制御システ
ムを作動させる方法であって、前記制御システムがコン
トローラを備え、 前記制御システムのアクチュエーション(作動)手段に運
転信号を入力するステップと、 所望の状態と前記設備の状態の推定値との差を評価し
て、前記差が所定の基準を満たす値の範囲に該当する事
象の発生を観測するステップと、 前記事象の発生の間に利得をスイッチするステップと、
からなる方法。 - 【請求項２】 設備を運転する制御システムの利得をス
イッチするときに生じる過渡現象を抑制する制御システ
ムを作動させる方法であって、前記制御システムがコン
トローラを備え、 前記制御システムのアクチュエーション(作動)手段に運
転信号を入力するステップと、 前記設備への外乱に対抗する前記アクチュエーション手
段への運転信号を維持するための積分制御状態(integra
l control states)を前記制御システム内で生成し、前
記積分制御状態と前記設備の状態の推定値との差を識別
するステップと、 積分制御状態を除いた、前記設備の状態の推定値と所望
の状態との差からなるコントローラへの入力信号の一部
を評価して、前記差が所定の基準を満たす値の範囲に該
当する事象の発生を観測するステップと、 前記事象の発生の間に利得をスイッチするステップと、 前記利得のスイッチと同時に、スイッチした利得の逆数
の比で前記積分制御状態の大きさをスケーリングするス
テップと、からなる方法。 - 【請求項３】 請求項２に記載の方法であって、前記制
御システムがフォワード側にコントローラを、フィード
バック側に推定器を備え、前記識別するステップが前記
コントローラへの入力時に行われることを特徴とする方
法。 - 【請求項４】 請求項３に記載の方法であって、前記制
御システムの前記アクチュエーション手段に運転信号を
入力するステップが前記コントローラを介してなされる
ことを特徴とする方法。 - 【請求項５】 請求項４に記載の方法であって、さらに
前記利得をスイッチするステップに先だって、前記制御
システムのループ誤差信号が前記基準を満たすかを決定
するステップと、からなることを特徴とする方法。 - 【請求項６】 請求項５に記載の方法であって、前記基
準が前記アクチュエーション手段への影響が最小となる
基準であり、低利得から高利得へのスイッチングにおけ
る前記スケーリングのステップを行うために、前記基準
を確立するステップが前記アクチュエーション手段のう
ち、前記積分制御状態と前記高利得との積に最も敏感な
複数のアクチュエータを見つけることによってなされる
ことを特徴とする方法。 - 【請求項７】 請求項５に記載の方法であって、高利得
から低利得へのスイッチングにおける前記スケーリング
のステップを行うために、前記基準を確立するステップ
が前記アクチュエーション手段のうち、前記積分制御状
態と前記低利得との積に最も敏感な複数のアクチュエー
タを見つけることによってなされることを特徴とする方
法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/742,854 US5949675A (en) | 1996-11-01 | 1996-11-01 | Transient-free gain switching within error threshold |
| US08/742854 | 1996-11-01 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10154001A true JPH10154001A (ja) | 1998-06-09 |
Family
ID=24986518
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9301869A Pending JPH10154001A (ja) | 1996-11-01 | 1997-11-04 | 過渡時間のない利得スイッチ |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5949675A (ja) |
| EP (1) | EP0840186B1 (ja) |
| JP (1) | JPH10154001A (ja) |
| DE (1) | DE69701501T2 (ja) |
Families Citing this family (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3185738B2 (ja) * | 1997-12-25 | 2001-07-11 | 日本電気株式会社 | 移動物体の状態制御装置及びその状態制御方法 |
| US6681159B2 (en) * | 2001-10-28 | 2004-01-20 | The Boeing Company | Spacecraft methods and structures with enhanced attitude control that facilitates gyroscope substitutions |
| US7729816B1 (en) * | 2006-01-23 | 2010-06-01 | Itt Manufacturing Enterprises, Inc. | System and method for correcting attitude estimation |
| US8352101B2 (en) * | 2009-12-22 | 2013-01-08 | The Boeing Company | Algorithm for simultaneous attitude maneuver and momentum dumping |
| US8918236B2 (en) | 2011-06-24 | 2014-12-23 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for adjusting attitude using reaction wheels |
| US10338539B1 (en) * | 2018-02-19 | 2019-07-02 | Hamilton Sundstrand Corporation | Actuator control system with transient reduction after redundancy level changes |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4283670A (en) * | 1979-04-06 | 1981-08-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army | Automatic integrator control for transientless switching of _controller gains in manual tracking systems |
| US4752884A (en) * | 1985-07-18 | 1988-06-21 | Hughes Aircraft Company | Precision platform pointing controller for a dual-spin spacecraft |
| US5041833A (en) * | 1988-03-28 | 1991-08-20 | Stanford Telecommunications, Inc. | Precise satellite ranging and timing system using pseudo-noise bandwidth synthesis |
| JP3010583B2 (ja) * | 1989-12-31 | 2000-02-21 | 株式会社エスジー | 複数軸の同調制御方式 |
| US5587896A (en) * | 1990-07-16 | 1996-12-24 | The Foxboro Company | Self-tuning controller |
| GB9017599D0 (en) * | 1990-08-10 | 1990-09-26 | Dowty Aerospace Gloucester | A propeller control system |
| DE69208092T2 (de) * | 1991-08-09 | 1996-06-05 | Ford Werke Ag | System zur Geschwindigkeitsregelung mit variabler Verstärkung in Abhängigkeit der Geschwindigkeitsabweichung |
| US5562266A (en) * | 1992-10-29 | 1996-10-08 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Rate gyro calibration method and apparatus for a three-axis stabilized satellite |
| US5452869A (en) * | 1992-12-18 | 1995-09-26 | Hughes Aircraft Company | On-board three-axes attitude determination and control system |
| US5490057A (en) * | 1994-05-06 | 1996-02-06 | Vlt Corporation | Feedback control system having predictable open-loop gain |
| KR0162607B1 (ko) * | 1995-12-20 | 1999-01-15 | 김광호 | 보이스코일모터 구동 제어회로 |
-
1996
- 1996-11-01 US US08/742,854 patent/US5949675A/en not_active Expired - Lifetime
-
1997
- 1997-10-30 EP EP97308682A patent/EP0840186B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1997-10-30 DE DE69701501T patent/DE69701501T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1997-11-04 JP JP9301869A patent/JPH10154001A/ja active Pending
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69701501T2 (de) | 2000-11-16 |
| EP0840186B1 (en) | 2000-03-22 |
| DE69701501D1 (de) | 2000-04-27 |
| EP0840186A1 (en) | 1998-05-06 |
| US5949675A (en) | 1999-09-07 |
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