JPS6150896A - 人工衛星の姿勢制御装置 - 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】 〔発明の技術分野〕 この発明は、定常運用時の人工衛星の姿勢：ｌ１ｌｌ　
ｒｉｔｌｌ方式に関するものである。

〔従来技術〕

従来、この種の制御方式としては、第１図に示すような
バイアスモーメンタム方式と、第２図に示すようなゼロ
モーメンタム方式がある。ＩＩＩ　ｌ’ｉ地球センサ、
（２）は地球センサ電子回路、（３）はヨーセンサ、（
４）はヨーセンサ電子回路、（５）は姿勢制御装置、（
８）、Ｑｌ、Ｉｆ；５カ、ソれツレｏ−ル、　ヒフ　ｆ
　、　”］−ホイール、　（７）　、　１９１　、　ｔ
ｉｌｌがそれぞれ、ロール、ピッチ、ヨーホイール駆動
回路である。

第１図のバイアスモーメンタム方式では　；、？ｊ　−
ｒ代のＧｉｎのうち、ロール角とピッチ角は、地球−ビ
ンサ（１）で検出するが、ヨー角の検出用センサは必我
としない。ピッチホイールｔｌＧＫは、大きなバイアス
モーメンタムが蓄積されており、ピッチ角の制御はピッ
チホイール０１の回転速度を変化させることによって行
なわれる。ロール角の制御は、ヨ−ホイールｔ１３を回
転させ、ヨーホイールモーメンタムとピッチホイールの
バイアスモーメンタムとの合成モーメンタムの反作用に
より行なわれる。

ヨー角の制御は、ピッチホイールのバイアスモーメンタ
ムによるジャイロ剛性と人工衛星の軌道運動カップリン
グによるロール／ヨー変換を利用して、ロール角を制御
することにより、受動的に行なわれる。

第２図のゼロモーメンタム方式では１人工衛星の姿勢角
の３成分を常時必要とし、そのうちロール角とピッチ角
は、地球センサ（１）で検出され、ヨー角はヨーセンサ
（３）で検出される。ロール角の制御はＯ−ルホイール
（８）の回転速度を変化させることによって行われ、ま
た、ピッチ角、ヨー角の制ｕＬｌｌ）ｉ、それぞれ、ピ
ッチホイールｌ、ヨーホイール（Ｉ２の回転速度を変化
させることにより行なわれる。

両方式において、姿勢制御装置（５）は、それぞれのホ
イールに適切な回転速度を与えるための、制御指令を与
える。

バイアスモーメンタム方式では、ヨー角ノ１ｆｉｌｌ　
１ｉｉｌは角運動保存則による受動的なものであり、精
度を上げるには、大きなピッチホイールな〔が必要とな
り、姿勢制御方式全体の重量が増大してしまうという欠
点を持つ。

ゼロモーメンタム方式では、ヨー角を常時検出するヨー
センサ（３）が必要となるか、現段階では精度が良く、
軽量で信頼性の高いヨーセンサ（３）は存在しない。

〔発明の概要〕

この発明は、かかる問題を改善するためのものであり、
外乱モーメンタムを推定し、これを前もって補償するこ
とにより、制御精虹が高く、軽重で、信頼性の高い人工
衛星の姿勢側ν（１方式を提案するものである。

〔発明の実施例〕

第３図は、この発明による人工衛星の姿勢制御方式の一
実施例の全体構成図である。この実施例を１．第３図か
ら明らかなように１人工衛星の姿勢角のうち、ロール角
、ピッチ角を演出する地球センサｉｌ＋及びその電子回
路（２）と、ヨー角を検出する太陽センサ（３）、及び
その電子回路（４）から入力された信号により１人工衛
星の姿勢角、及び姿勢角の変化率を、目標の姿勢角、及
び姿勢角の変化率へ到達するよって、ロールホイール（
８）、ピッチホイール（９）、ヨーホイールａ値の回転
速度を変化させるためにそれぞれのホイールの駆動回路
＋７１　、　ｔｅｌ　、　＋９１を、搭載計算機（６）
の処理能力を用いて、姿勢制御装置（５）を制御するよ
うＶＣ構成されている。

８１！４図は、第３図における姿勢制御装置（５）と。

搭載討ｎ機（６）の処理機能構成図である。ホイール側
脚装置ａ９は、ホイールＩに適切な回転速度を与えろた
めの１ｂ１］御指令をホイール駆動回路にりに与える。

ここで、ホイール駆動回路０は、第３図のロールホイー
ルＬｐ　ＢＪ回路（７）、ピッチホイール駆動回路（９
）、ヨーホイール、駆動回路ａυを代表し、ホイール１
４）は、第３図のロールホイール（８）、ピッチホイー
ルａＩ、ヨーホイール１３を代表する。ホイールモーメ
ンタム検出装置ＱＢによりホイールのモーメンタムが検
出され、一定の値を越えると、アンローディング制御装
置０１により、不要のモーメンタムが放出されろ。アン
ローディング実施時のモーメンタム放出量は、アンロー
ディングモーメンタム推定機構α樽により、推定される
。同時罠、アンローディング実施時の過渡応答を押える
ようにホイール制御装［１５を制御する。アンローディ
ングモーメンタム放出量が得られたならば、各時刻の外
乱モーメンタムが外乱モーメンタム推定機構ａ砂により
、推定される。この外乱モーメンタムを補償するように
ホイールを駆動すれば２人工衛星の姿勢角誤星を小さく
することができる。

尚、第４図で、ホイール制御装置−，ホイールモーメン
タム検出装置αｅ、アンローディング制御装置ａηは、
第３図の姿勢制御装置（５）を構成し、アンローディン
グモーメンタム推定機構特、外乱モーメンタム推定機構
αｊは、第３図の搭載計算機（６）を構成する。

次に、前記実施例の動作を説明する。

第３図、第４図において、ピッチホイールｆｉｎは。

はシ一定の回転速度で回転しているため、一定のバイア
スモーメンタムがＫＭされている。その結果、角運動［
迂保存則により１人工衛星は、一定の姿勢状態を維持し
ようとする。そこで、ピッチ角に誤差がある場合には、
　１＋１）球センナ（１）によって、検出され、地球セ
ンサ電子回路（２）を通して、姿勢制御装置（５）によ
り、ピッチホイール駆動回路（９）が制御され、その結
果、ピッチホイールａ１の回転速度が変化し、その角運
動量の反作用によって、ピッチ角の誤差が零になるよう
に制御される。

ロール角に誤差がある場合には、地球センサ［１）によ
って検出され、地球センサ電子回路（２）を通して、姿
勢制御装置（５）により、ヨーホイール駆動回路αＢが
制御され、その結果、ヨーホィール００回転速度が変化
し、その角運動量の反作用によって。

ロール角の誤差が零になるように制御される。

ヨー角に誤差があり、太陽セイサ（３）によりヨー角が
検出される場合には、太陽センサ電子回路（４）を通し
て、姿勢制御装置（５）により、ロールホイール駆動回
路（））が制御され、その結果、ロールホイール（８）
の回転速度が変化し、その角運動量の反作用によって、
ヨー角の誤匙が零になるように制御される。しかしなが
、ら、太陽センサ（３）をヨーセンサとして用いるとき
、ヨー角を宮に検出することはできない。第６図は、太
陽センサの可視域Ｇυ。

ｏ２．不可視域（至）、（ロ）を示したものであり１人
工衛星の静止軌道Ｑυを北極方向から描いたものである
。

地球（２）と太陽（至）の位置関係により、太１４セン
サの不可視域０３．（ロ）では、ヨー角を検出すること
ができない。

人工衛星のロール軸回りの外乱トルクはモーメンタムと
して蓄積されて、ピッチホイールのバイアスモーメンタ
ムと合成されて１人工拓啜をヨー軸まわりに回転させ、
ヨー角誤差を生じる。

ここで、ヨー角誤筆は１次のように表わされる。

ｈＢ ただし、ψはヨー角誤差、Ｈ戸ま外乱による衛星モーメ
ンタム、ｈｘＩ′ｉロールホイールのモーメンタム、ｈ
Ｂはピッチホイールのバイアスモーメンタムである。

太陽センサがヨー角を検出する場合は、ｈｘを１（Ｘ　
Ｋ一致させること罠より、ヨー角誤差を零にすることか
できるが、太陽センサがヨー角を検出できない場合には
、ＨＸに充分近い外注による衛星モーメンタム推定値Ｈ
ｘに等しくロールホイールのモーメンタムｈｘを制御す
る。このときヨー角誤差は。

ハ ｓ と表わされる。

外乱モーメンタム推定機構０９は衛星に蓄積されもので
ある。ここで、Ｈｘはロール軸まわりの外乱モーメンタ
ム推定値でありｚ　Ｈｚはヨー軸まわりの外乱モーメン
タム推定喧である。

敗、　Ｈ２は、近似的に軌道周期を基本調波とするフー
リエ級数で表わすことができる。即ち。

ただし、定数項、振動項たけでなく２発数項が必要とな
る。また、ω　は軌道角ｍ（Ｌ、　（ａ　、１゜Ｑ　　
　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　Ｘｌ（ａ　
）、（ｂ　）　、（ｂ２１）　（１−０，１，２・・・
）。

ｚｉ　　　　　　　　ｘｌ １ｃ　　、１　　、　ｌｒ：　、）　　、　Ｉｄ　、１
　　、　Ｉｄ　、１　（Ｊ−１，２゜ＸＪ　　　　　　
　　ＺＪ　　　　　　　　ＸＪ　　　　　　　　ＺＪ・
・・）はフーリエ係数である。

太陽センサが可視域１こあるときは、ホ・ｆ−ルモーメ
ンタムｈｘ　ｒ　ｈｚは、それぞれや２１星モーメンク
ムＨｘ、ＨｚＫ等しいことから、幾つかの賊。

ｈ２を測定することにより、フーリエ係数を推定するこ
とができる。

＋３１　、　＋４１式により、測定されたホイールモー
フ／タムと推定されるフーリエ係数の間には１次のよう
な線形１ニー１系が存在する。

Ｈ−ＣＸ＋ｔ　　　　　　　　　　・・・（５）但し、
　Ｈｉｉ　ｊｌｌｌ　”Ｌされたホイールモーメンタム
ベクトル、Ｘは推定されるフーリエ係数ベクトル、Ｃは
ホイールモーメンタムとフーリエ・糸数との間の係７＋
Ｌｆ、＋マトリックス、εはノイズである。

１（し定手法として、ノイズεの二乗を最小とする最小
二乗法によれば、フーリエ係数ベクトルはＸ−（ＣＣ）
　　ＣＨ・・・（６） と；ＩＥ定される。世し、では転置行列、−１は逆行２
りを意味する。

フーリエ系ｎＸが推定されると、　＋３１　、　＋４１
式により、外乱モーメンタムの推定値Ｈｘ、Ｈｚが求め
られる。

外乱モーメンタム推定機ｔ；ダαｊにより、外乱モーメ
ンタム推定直ｆ（、、Ｈ，、が得られたならば、これら
をホイール制御装置ａ９に、常時挿入して、フィード７
オフード制御を行う。外乱モーメンタムが精度良く推定
されるならば、ホイール制御装ａ′１）（１！９の負荷
を軽減することができる。また、外乱モーメンタム推定
機描０９の動作により、太陽センサネ可視域でのヨー角
制却を精度良く行うことができる。

ホイール０４１は周期的外乱トルクを吸収して２人工衛
星の姿勢状態を目標の姿勢状態ＫｆＭつことができるが
、永年的外乱トルクに対しては、ホイール速度が上昇し
て制御子ｎヒになることがある。そのため、ホイールモ
ーメンタム検出装Ｒｕｅで常時ホイールα養のモーメン
タムを監視し、一定値を越えた場合は、アンローディン
グ制御装置αＤによって、ホイール６ａに蓄積された不
要な角運動量を放出する必要がある。このとき、その反
作用によって人工衛星に有害な姿勢”？ｊ４　ａが住じ
るが、この姿勢誤差を小さくするには、アンローディン
グされたモーメンタムをフィードフォワード信号として
ホイール制御系に加え、実効的なホイールモーメンタム
コマントを小さくすることが効果的である。

この機能を果すものが、アンローディングモーメンタム
推定機（４ｑ８である。

また、外乱モーメンオム推定機構ａ！Ｉにおいて。

アンローディングによるモーメンタム変化量を考えなけ
れば、外乱モーメンタムを正しく推定することができな
い。

即ち、アンローディングモーメンタム推定機構ｔｌｌは
、上記二つの・機能を果すために、アンローディングに
より外界へ放出したモーメンタムを推定するものでるる
。

第５図は、アンローディングモーメンタム１機宿路の動
作説明図である。第５図（インのｉ＋ｉ’ｊ星の蓄（貴
モーメンタムは外乱トルクによって（・ｉ４ｉ増、又１
ｉ漸減する。このとき、ホイールモーメンタムに）は。

１ρＩ皐の蓄ｆ責モーメンタム（イ）と、はり等しい。

またアンローディングモーメンタム推定値（ホ）は、前
回までの累積アンローディングモーメンタムを保持して
いる。

いま２時刻ｔｌ（でアンローディングが実施されたとす
る。アンローディングスラスタトルク（０）はｔ　の間
だけトルクを発生させる。この過渡応ｎ 答を押えるため、アンローディングスラスタトルク仲〕
が生じさせるモーメンタムと等価なアンローディングモ
ーメンタムを、ホイールｌ−ルクバイアス（ハ）として
カロえる。アンローディングスラスタトルクに較べてホ
イールトルクバイアスは小さいため、ｔ　から１２まで
ホイールトルクバイアスを加え続ける必要がある。

時刻ｔ２でのアンローディングモーメンタム推ここで、
ＣＸは慣性座標系から・Ｗｙ道座標系への変換行列であ
り、Ｃ１はその逆行ダリである。ＨｏＱ　　　　　　　
　　　　　　　　　　　　　　　ｕＭは前回までの累積
アンローディングモーメンタム推定値、ｔｌはアンロー
ディング実励時”　ｏｎはアンローディンゲス）スタオ
ンタイム、Ｔ　はアンローディングスラスタ推力レベル
である。アンローディングモーメンタムは予仰１（直で
あるため。

時刻ｔ２では、ホイールモーメンタムに）は、衛星の蓄
債モーメンタム０）と一致せず、若干の過渡応答を生じ
る。

（７）式は予測呟であるから、実際にアンローディング
Ｉｆのモーメンタムの変化計を測定して、アンローディ
ングモーメンタム推定値とする必要がある。

時刻ｔ３にはｒ　ｔ２で生じた過渡応答が収っていると
すると１時刻ｔ３からｔ４までにホイールモーメンタム
に）をＮ回測定して、その平均をアンローディング後の
ホイールモーメンタムとする。

即チ１時刻ｔ４でのアンローディングモーメン△　４ ｐ　ムｍ　定１）１＆　ＨＵＭ　　は１次のよう罠表す
ことができる。

ここで、ｈｌは時刻ｔ１でのホイールモーメンタムｉ１
）＋１定１直、　ｈｔ　　はｔ　からｔ４までのホイー
ルモーメンタム測定値、Ｎは測定回数である。

以上のようにアンローディングモーメンタム推定機構（
１υにより、アンローディングてよるモーメンタム推定
値ＨＵＭが得られたら、外乱モーメンタム推定機構ｕに
おいて、ホイールモーメンタム測定値Ｈ（即ち、籠、ｈ
２）を補正する。

〜Ｕ〜ハ ａ　　−Ｈ＋　ＨＵＭ　　　　　　　　・・・（９）ま
た、推定された外乱モーメンタム推定）直Ｈよるモーメ
ンタム変化’　ＨＵＭを差し引く必要がある。

ハＵハハ Ｈ−ＨＨｕＭ’・１）１ 故に、アンローディングが笑施された場合は。

Ｑ（１式で補正された外乱モーノ・り・推定値會０をホ
イール制御装置四に挿入すること罠より、姿勢精度を向
上させることができる。

尚、外乱モーメンタム推定機構（１）を実行する搭載計
算機（６）の負荷を軽減するだめ罠、静止衛星軌道にお
いて、過去２４時間の清報を基にして、　ＷＬ道−周８
ホイ／トにおける１４ケのｉ＋＋＋＋定データをオフラ
イン処理により２次の一周の間の外乱モーメンタムを推
定する方法も可能である。第６図は。

上記の場合のホイールモーメンタム測定軌道位置を示し
たものである。軌道位置を地方時で表わすと、Ｉ２３が
１２時、Ｑ３が１５時。以下、　ａ４１．（ハ）、（至
）。

（５）、＠、（至）の）唄に、１８時、２１時、２４時
、３時、６時、９時、の地方時を意味する。このうちＱ
２と国の軌道位置は、太陽センサが使用できないため、
ｈ、のみしか測定できない。他の翰、Ｑ心。

（ハ）、Ｑη、（至）、＠の軌道位置のときｒ　ｈｘ　
ｒ　ｈ　ｚを測定することができる。

上記のように１ｌｌ１）足軌道位置が確定している場合
は、（５）式の係数マトリックスＣは既知となり、（６
）式の行列演算を前もって地上で、精度良く行っておく
ことができる。

さらに、静止１）９ｊ星の場合は搭載計ｎ機の処理負荷
を軽減するために、アンローディングモーメンタム推定
機構（ＩＱ、及び外乱モーメンタム推定隈構α９の処理
を地上局に設置した地上割算ｉ幾Ｃ１，０に受け持たせ
ることが可能である。このとき・Ｄ溝成図は第４図の下
部のようになる。アンローディング制御装置１ηを経た
ホイールモーメンタム信号は、送信器Ｇυによって伝送
され、地上アンテナＧシに受信される。テレメータ受信
装置■で電気信号に変換された後、地上局の地上計ｎ１
機（２）により実時間処理される。ホイールのコマンド
信号が出力されると、コマンド送信装置（至）を１経た
後、一定時１ｄ］分のコマンドをまとめて送信アンテナ
（ト）によって人工衛星に送信される。ｉ♀１星側では
、受信ど：卸ηで受け。

一旦搭載言１７Ｌ機（６）の外乱モーメンタム推定″１
３．構に蓄えられた後、連続コマンドとしてホイール：
’４１４　％装置に挿入される。

地上言１ｎ機（ロ）として大型ｊ↑算機を用いるＯとＶ
こより実時間の高速処理が可能であり、搭載用計′Ｊ１
−機の処理負荷の大部分な％’１減することができる。

〔発明の効果〕

このように、この発明によればｊｂｌｌ併ＦＢ１度が高
くかつ軽へ、高信頼性の人工衛星の姿勢制御を行なうこ
とができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は従来の姿勢制御方式の一実施例であるバイアス
モーメンタム方式の全体構成図、第２図は、同じくゼロ
モーメンタム方式の全体構成図。 第３因は、この発明による人工衛星の姿勢制御方式の一
実施例の全体構成図、第４図は、第３図における姿勢制
御装置と搭載計算機の処理機能構成図、第５図は、アン
ローディングモーメンタム推定機（１）の動Ｐ￥説明図
、第６図は、太陽センサの不可視域、及びホイールモー
メンタム測定軌道位置説明図である。 図中、（１）は、地球センサ、（２）は同電子回路、（
３）は太陽センサ、又はヨーセンサ、（４）は同電子回
路。 （５）は姿勢制御袋ｆＸ＜　、　ｆＧｌは搭載計算機、
（８）はロールホイール、（７）は同駆動回路、　ａｌ
はピッチホイール。 （９）は四屯動回路、　ｉ１２はヨーホイール、（ｌυ
は同駆動回路、ａ９はホイール制御装置、　ＱＥ９はホ
イールモーメンタム検出装置、ｔ１ηはアンローディン
グ制御装置、０咎はアンローディングモーメンタム推定
機構。 ＋１９　＋ｉ　外乱モーメンタム推定機溝である。 なお２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。

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）人工衛星の姿勢角を検出する地球センサ、太陽セ
   ンサ、及びそれぞれに対応する電子回路と、前記地球セ
   ンサ、太陽センサの出力信号を入力として、人工衛星の
   姿勢角、及び姿勢角変化率を目標の姿勢角、及び姿勢角
   変化率へ到達するようにロールホイール、ピッチホイー
   ル、ヨーホイールの回転速度を変化させるためのホイー
   ルの駆動回路を制御する姿勢制御装置とを有するととも
   に、ホイールに蓄積された不要のモーメンタムを放出す
   るアンローディングにより補正された外乱モーメンタム
   推定機構を備えて姿勢を制御するようにしたことを特徴
   とする人工衛星の姿勢制御方式。
2. （２）外乱モーメンタム推定機構を地上局の計算機に受
   け持たせ、人工衛星に実時間処理のための送受信器を備
   え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。