JPS6012398A - 人工衛星の姿勢制御方式 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

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。

人工衛星の婆勢制御棺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１重の姿勢制御方式
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帽力す１１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による地球走査中の差から、またピ
ッチ偏差θは基準パルスの走査パルス中心からのズレが
ら検出し、この偏差が零となるように制御するものであ
った。

しかしなから、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った。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。などの欠点があった。

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。この肉において人工衛星（１）は衛星機軸座
標ｘＢ、ＹＢ、ｚＢ方向にそれぞれホイール＋２）ｔ−
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
イール（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［
１−ＸＢ、　ＹＢ、　ＺＢ軸回）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
アクチュ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ッチ８Ｗ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、例えばガスジェットなどの動作情報とを用いて
、目標姿勢状ｊＪ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耐昇し出力する。費努制御
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ュエータ制御回路
（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Ｍ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
、以下アクチュエータ制御回路（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Ｈ置
ａｏ　％データベースｔＩ＋）、ザブカタログ編集装置
ａ邊、恒星同定処理装置０、姿勢変位計算装置１１およ
び姿勢計算装置Ｑｌから構成される。また、姿勢制御装
置（７）は予測姿勢状８計算装置（１１，制御）藝うメ
ータ計算装置（Ｉη、および制御変数計算装量０樟から
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）によって観測したセンサ視野内
の恒星座標（ｙ□＃　”ｉ）、［但し１は観測恒星の番
号〕を入力として、恒星ベクトル計算装置ａ〔は衛星機
軸座標に対する恒星方向の単位ベクトル５（ｔ）を計算
する。サブカタログ編集装置０ ａ擾はデータベース住υ中の恒星カータログを入力とし
てサブカタログ５ｊａ（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袋となるが、第一回目の処
理では例えばデータベース住υ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Ｑｌは上記の
８１（ｔ）に対応するカタログ恒星８１７を決定する。

姿勢変位計算装置α４）は慣性センサ（４）によって測
定した衛星機軸回りの角速度ωｔ（１）　（但しｔ−１
，２，３）を入力として、恒星観測時刻ｔ。から現時点
（これを例えばｔ。＋Ｔとする）までの人工衛星の姿勢
の変化分［、Ｃ’Ｂ）Ｔｋ計算する。姿勢計算装置ｊｌ
！９は上記（Ｓｌ（ｔｏ）　ｓＳｇａ）および〔ＣＢ）
Ｔ全入力として現時点ｔ　−（ｔｏ＋Ｔ）での姿勢〔Ｂ
Ｃ工〕ｔを計算し出力する。また、第２回目（即ちｔ　
−ｔｏ＋２Ｔ　）以降の姿勢割算では上記姿勢計算装置
α句で計算した姿勢〔ＢＣ工〕、全上記サブカタログ編
集装置ｔｔａへフィードバッ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（Ｉａ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
、ｔ−０と置く）での姿勢を精度良く決冗するシステム
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１図を用いて説明する。

第５図は恒星センサ座標（Ｘ、Ｙ、Ｚ）と術ｓ　Ｓ　Ｂ 産後軸座標（ＸＢｓ　ＹＢ　ｎ　ＺＢ　）の関係を示す
図である。この実施例では恒星センサｔｌ＋の搭載個数
を２としている。

図において（α１．δ１）、（α２．δ２）はそれぞれ
恒星センサ、（α２．δ２）はそれぞれ恒星センサーｌ
ｌの光軸方向Ｘ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〔ＢＣ８〕１．〔ＢＣ８〕２は次式で
与えられる。

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　１（ｔ）の観測概念を示す図である。

図において（Ｙ１＊ｚ□）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。（α６゜δ
ｔ）は恒星センサ番号ｔ（ｔ−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５（ｔ
）を次式で計算する。

（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Ｓ　１（ｔ）
Ｓ２（ｔ）、５３（ｔ）全選定して以下の処理に用（／
することとする。

一方、サブカタログ編集装置０ｚはデータベースａｌｌ
と姿勢計算装置（１５＋から与えられる〔ＢＣ１〕、（
但し初回の処理のみ、例えばデータベース中に予め設定
しておいり〔ＢＣよ〕。）を入力として、以下の方法で
サブカタログＳ　ｊａを編集する。

まず、恒星センサの元軸方向の単位ベクトルｔ　５ｚ（
ｔ）を次式によシ計−痺する。

１ｓｔ（ｔ）−〔８０Ｂ〕７〔ＢＣ□〕、〔１，０，０
〕、！−＝１，２（４）つぎに、データベース（４）中
の恒星カタログ面８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　ａを選出する。

但しε、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。

恒星同市処理装置Ｕは上記式（３）で与えられる５１（
ｔ）、ニー１，２．３と式（５）で与えられる恒星カタ
ログ値ｓ　ｊａ　’（、用いて以下の四重処理を行う。

ａｌ−Ｓ　１（ｔ）・Ｓ　２．（ｔ） ａ２臣　Ｓ　２（ｔ）・Ｓ　３（をン　（６）ａ　３−
　ｓ　３（ｔ）　−ｓ　、（ｔ）を計ｌＬする。

つぎに、サブカタログから１個の恒星Ｓ１ａ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Ｓ　ａ、Ｓ　ａ−ａ、）　
ｃｏｓｇ２．１−１．２．３　（７）Ｉ　Ｊ　−１ｘ ′に満足する組合せが１組でも存在するか否かをテスト
する。もし−組でも存在すればその恒星　。

を同足候袖として残す。また、−組も存在しない場合は
その恒星？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う−。６２を十分
小さく設定すれば、これによってサブカタログ内Ｋａ１
．　ａ２．　ａ３に対応するカタロ９ＥＭＭ（Ｄ組Ｓ、
ｊａ、Ｓ　２ｊａ、　Ｓ　２．’、　Ｓ　３ｊａ　、　
Ｓ　３ｊａ。

Ｓ　ａが残る。したがって、Ｓｌのカタログ値はｊ ｓ　ａ、ｓ　のカタログ値はｓ２．ａ、ｓ３のカタログ
１ｊ　２ 恒星は５３ｊａであるとして同定が完了する。

第１図は恒星センサ（１）による恒星観測時刻ｔ。

ヲｔ。＝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、”Ｂｎ−
１”　Ｂｎ　−１’　Ｂｎ−１）は時刻（ｎ−１）τで
の衛星機軸方向の単位ベクトル’　（’Ｂｎ　’’Ｂｎ
”Ｂｎ）は時刻ｎτでの衛星機ｑＱｌ＋方向の単位ベク
トルであシ、（ΔＶ　、Δφ、Δθ　）はオイラ角、ｎ
　ｎｎ （Ｏ）１ｎ−１’　２ｎ−１’　５ｒｘ−１）’　（”
Ｉｎ’　”２ｎ’　”５ｎ）ω 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、姿勢変位計算装置域（力は時
刻ｔ。から現時点ｔｍｎτまでの姿勢の変化分〔Δ０Ｂ
）　’を以下の式で計算する。

但し ここで未知叶となっているのはオイラ角（Δφ。

Δθ　、ΔＦ）であるが、時刻１−０での初期値Δφ−
Δθ−Δγ＝０とし、慣性センサ（２）で測定し０口０ た衛星機軸回りの回転角速度ω　（ｕ＝１．２．３）ｕ
ｎ　ゝ 全周期τで読込み、次式で計算する。

Δφ−−（ｄ１＋２６２＋２ｒ１３＋６４）６ Δθ　−一（η１＋２η２＋２η３＋η４）　ｆｌｌ＋
６ ΔＦ　り−（ｆ、＋２ｆ２＋２ｆ５＋ｆ４）］１６ 但し １　１ｎ η１″τ”２ｎ ｆ　り　τω １　３ｎ ｄ　−τ（ω　ｃｏｓ（ω　τ／２）−＋−ＧＪ　５ｉ
ｎ（ω、Ｔ／２））２　１ｎ　２ｎ　５ｎ ηツτ（ω　ｔａ、ｎ（ω１ｎτ、／２）　ｓ　ｉ　ｎ
　（ω２訂／２）十ω２ｎ２　１ｎ −ｗ　ｔａｎ（ω　τ７’２）ｃｏｓ（ω２ゎτ／２）
）３ｎ　１ｎ ｒ　２−ｒ　ｌ−ω１ｎｓｉｎ（ω２ｎτ／２）／ｃｏ
ｓ（ω１ｎｒ／２）−１−ω３ｎＣＯ６（ω２ｒｌｒ／
２　）／ＣＯＳ　（ω、ｎＴ／２））ｄ３りτＩω、ｎ
Ｃｏｇ（η／２）＋ω３ｎｓ　ｉ　ｎ　（η２／２月η
３＝＝−τ（ω１ｎｔａｎ　（’１２／２　）　ｓ　’
　ｎ（η２　／２　）軸２ｎ−ω３ｎｔａｎ（ｄ２／２
）ｃｏｓ（η２／２　）　１ｆ３＝τ１−ω１ｎｓ　ｉ
　ｎ　（η２／２）／ｃｏｓ（ｒ＋、、／２）＋ω、ｎ
ｃｏｓ（η２／２）／Ｃ０５（ｒ１２／２））ｄ４ツτ
（ω１ｎｃＯ８η３＋ω３ｎｓｉｎη３）η４＝τ（ω
１ｎ＋；ａｎｄ５ｓｉｎη３＋ω２ｎ−ω３ｎｔａｎｄ
３Ｃｏｓη３）ｆ４−τ（−ω１♂ｉｎη３／ｃＯ８ｄ
３＋ω３ｎｃｏｓη３／ｃｏｓｄ３）なお、 〔Δρ１．Δρ２．ｌρ３．ｌρ４〕。−（ｏ、ｏ、ｏ
、ｉ）。

ａ擾 と設定する。

姿勢計算装置（ＩＳは上記恒星同定処理装置ぐθりの出
力すなわち、（ｓｓｓ）と、（Ｓ１５’＋１’　２’　
Ｓ Ｓａ”　３ｊ”　）　’！：用イーｔ；、ｉず、時刻ｔ
　−０テＯｊ 衛星の姿勢、すなわち衛星機軸座標（ＸＢ、ＹＢ。

ｚＢ）と姿勢基準座標としての慣性壁間座標（Ｘｌ。

ｙ　ｚ）との関係〔ＢＣ□〕２．、。を次式により計算
す１夛　よ る。

つぎに、式＋１３と式（８）ヲ用いて、現時点の姿勢〔
Ｃ″ｌ　を次式により計算する。

Ｂ１．ｔりｎｒ 〔ＢＣＩ〕１−ｎｒ−〔ＪＣＢ〕〔ＢＣＩ〕ｔ−０αａ
姿勢計算装置仕りは１時間後に再び姿勢初期値が更新さ
れるまでの期間、上記式〇〇の計ｎ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ｔｅ−ｎτをあらためて
ｔ−Ｑとすると、衛星の姿勢［ＩＢ、ｊＢｎ札〕ｔｋは ”ＢＩＪＢｌｋ］３〕ｔｋ”ＢｃＩ〕ｔｋ”Ｉ”Ｉ”Ｉ
Ｄ　”で与えられる。

但し〔Ｃ〕　は式ａ４の計算結果を用いる。またＩＤ 〔ＴＣＢ〕は時間τ−ｔｋ−１ｋ−４毎に慣性センサデ
ータωｔｃ　ｔ−１，２、ｓ　）を読込み、弐αυ、ａ
のにょクオイラ角Δφ、ｌθ、ΔＷを計算し、これを式
ａｌ１９に代入し、式（９）、弐〇１からオイラパラメ
ータ（ｌρ１゜ｌρ２．Δρ３．ｌρ４）全計算し、こ
れを式（８）の右辺に代入して逐次的に〔７０Ｂ〕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）はアクチュエータ制御回路（９）からの
出力であるホイール回転角速度δ（０）を入力とじて予
測姿勢状態計算装ａｔｔｏは各制御区間（０，１，）の
終端時刻ｔでの人工衛星の姿勢’１９’　（Ｚ　ｔ　）
および姿勢の変化速度ω（ｔＦ）を計算し出力する。目
標姿勢状態発生装社（６）は終端時刻ｔ、で到達させた
い目標の姿勢θ°（ｔ）および姿勢の変化速度ω°（ｔ
ρを出力する。制御パラメータぽ１算鉄寿ａηは上記の
ω（ｔ　）、θ（ｔ、）およびω”（ｔＩｌｓθ”　（
ｔ、）を入力として、ホイール印加電圧の２乗和か最小
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を割算し出力する。制御変数計算装置Ｕ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ｖｊ（ｊ−１ｚ　２　ｓ・・・、ｍ）全削昇し出力す
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ュエータ
制御回路（９）においてホイールの回転角速度を制御づ
−ることにより人工衛星の妥努制御を笑現させるもので
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−Ｃ説明する。

ホイールとして第８図（ａ）に示フ゛直流ブラシレスモ
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、１は電流、（ＩＩは回転子、（イ）は磁石であ
る。いま、各制御区間［ｏ　＝　ｔｒ　］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
るようなステッ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ａｅは初期時刻０
におけるホイール速度δ（０）を入力として、（ｊ”’
１　ａ２ｓ”’ａｍ）　ｒｂｊ（ｊ−１，’２ｊ”’ａ
ｍ）およびΩ１．Ω２を計算する。

ω（ｔ、）＝ａ１ｖ１＋ａ２ｖ２＋・・・＋ａｍｖｍ十
ｇ、　αηθ（ｔｆ　）−ｂｌ”１＋ｂ２■２””　＋
ｂｍｖｍ”Ω２（ｌ枠組し Ω、−−μｅ　ｉｍδ（０）＋　ｆ　（ｔｔ　）　（２
ｆ）工、：ホイールの慣性モーメント に、：逆起電力 に２：トルク定数 工：衛星の機軸ＹＢ回シの慣性モーメントｆ（ｉρ：外
乱トルクの積分値 μ−工ｆ／エア　（ハ） 目標姿勢状態発生装Ｒ（６）は人工衛星毎に固有な制御
目標発生列数を組込むが、その出力はいずれも各制御区
間［’、ｔｌ〕の終端で到達させたい目標の姿勢θ”　
（ｔ、）および姿勢の変化速度ω”　（ｔ、）である。

制御パラメータ計算装Ｒ（Ｉ’ｌ＋は式翰〜（ハ）で計
算された値およびω”　（ｔ　）、θＩＩ（ｔρを入力
として、制御の中間パラメータλ４．λ２を次式により
計算する。

λ１−−２１＜、ωｙ　（Ｚ、）−Ω１）（ｂｌ　＋ｂ
２＋・・・＋ｂｍ）−（θｙ（１，）−Ω２）（ａｌｂ
、＋ａ２ｂ２＋・・・＋ａｍｂ、ｎ））／２ （（ａ　＋ａ　＋−＋ａｍ　Ｘｂｌ　＋ｂ２＋−＋ｂｍ
）２ −（ａ　ｂ　＋ａ　ｂ　＋＝＋ａ　ｂ　）　）　”　’
１１１２２　ｍｍ λ−２（（ωア　（ｔρ−Ω、）（ａ、ｂ、＋ａ２ｂ２
＋・・・十ａｍｂｍ）一（θｙ　（ｔρ−Ω２”１　＋
ａ２　＋・・・＋８ｍ　月／２２　２　２２２ （（ａ、＋ａ２＋・・・＋ａＩｎ）（ｂ、＋ｂ２＋ｂ２
＋・・・＋ｂｍ）−（ａ　ｂ　−１−ａ　ｂ　−１−・
＋　ａ　ｂ　）　ｌ　Ｃ１７１１１２２ｍｍ 制御変数計算装置鱈は上記（ハ）式、０１式の値を入力
として次式によりｖｊｔｈ計算する。

ｖｊ−−−（λ、ａｊ＋λ２ｂｊ）ｓ　Ｊ−１＊　２　
ｒ”’ｓ”　’２８なお、この式（至）は式αη、式α
杓ヲ満足するＶ、のうち、 ２　２　２　．２１ ｖ１＋ｖ２＋・・・十ｖｍ 全最小にする条件式、即ち ２ Ｆ＝Σ　Ｖ　＋λ　（Ｅ　ａＶ十Ω　−（−ｒ　（ｔｆ
））、−１Ｊ　１．　ｊｊ　Ｉ −１ ＋λ（ΣｂＶ十ｇ−θ＠（ｔ、））　（３（１２ｊ＝１
ｊｊ２　ｆ とおき、最小となるための条件 ｙ よ〕導かれる。

尚上記０７）〜ａｔ＋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＋ｊ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
止三輔俯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、ψのは地球方向単
位ベクトル計算装置、（ハ）は目標制御量計算装置であ
る。このような構成において、地上コマンドによって定
期的に与えられる軌道情報と制御変数計算装置顛の出力
信号を入力として、軌道計算装置作０υによシ、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Ｑ４は上記軌道計
算装ｆｔ　２＋）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ｔ１７１１は上記地球方向単位ベクトル計
算装置Ｑ邊と姿勢計算装置ａ暖からの出力信号を入力と
して、弐〇Ｄ１式以下、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図音用いて説明する。

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１、周期Ｔおよび時刻ｔで
の昇交点離角ｆ。全想定する。

時刻ｔ。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。

ＲＡツｇ十α 但し　（至） ＣＯ８αＷ　Ｃｏｇωｔ／ｃｏｓＤＩ 衛桓中心から地球中心方向への単位ベクトルｅは式ｔ３
３．Ｃ（１で計算されるＲＡ　、　ＤＩを用いて次式で
与えられる。

ここで、例えば機軸ＹＢ力方向地球中心方向に制御する
場合について述べると、式（へ）で与えられる現時点ｔ
＝ｔｋの姿勢と、式（財）で与えられる時刻ｔ、＝ｔｋ
＋τでの単位ベクトル・を用いて、目標の姿勢は次式で
与えられる。

ＸＢ軸回りの制御目標　０ｍ、（ｔ、　）、Ｏ１（ｔρ
はｚＢ軸回シの制御目標θ°７（ｔρ、ωｔ（ｔρ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
金示す図、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梅例を示す
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
恒星観測の概念金示す図、第１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）は直流プランレスモータ構成図、第８図（ｂ）は
制御変数割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
図でおり、（１）は人工衛星、（２）はホイール、（３
）はＭ星センサ、（４）は慣性センサ、（５）は姿勢決
定装Ｗ：、＋６）は目標姿勢計算装置、（７）は姿勢制
御装置、（８）は計算機、（９）はアクチュエータ制御
回路、Ｑ（９は恒星ベクトル計算製値、ａυはデータベ
ース、ａのはサブカタログ編集装置、α騰は恒星同定処
理装置、Ｉは姿勢変位計算装置、ａｓは姿勢計算装置、
０［９は予測姿勢状態計算装置、（＋７）は制御パラメ
ータ計算装置、６枠は制御変叔計算装＋１．α■は回転
子、（２）は磁石、Ｑｌ）は軌道計算装置、（２）は地
球方向単位ベクトル計算装置、（２）は目標制御酢言１
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
しである。 代理人　大岩増雄 第５図 Ｚａ Ｂ 第６図 第７図 に８ｎ−ｔ ’／３７１ １８１！１ （ａ）

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. （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、アクチュ
   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
   姿勢制御のだ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１上記計ＪＨｆ
   ｉから出力される制御操作信号によって人工衛星の姿勢
   及び姿勢の変化速度全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. （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割算装置と、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割算する姿勢変位計算装置と、上記
   同定処理製値および上記姿勢変位計算装置の出力信号全
   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Ｖ構成し、また姿勢制御す段を制御の谷区間（
   ’ｓ’１＝３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、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。 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、制御操作数の２乗ｉ１＋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、姿勢制御のだめの操作
   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. （３）上記姿勢割算装置の出力信号を上記サブカタログ
   編集装置へ、また上記アクチュエータ制御回路の出力１
   ｇ号を上記予測姿勢状態計算装置へフィードバックさせ
   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
   姿勢計算装置へフィードバッ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。