JP2000142596A - Position control method and device for geostationary satellite - Google Patents
Position control method and device for geostationary satelliteInfo
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、人工衛星の姿勢制
御方法及びその装置に関するものであり、特に詳しく
は、スラスタの噴射により衛星の姿勢を所望の角度に制
御する姿勢制御方法及びその装置に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an attitude control method for an artificial satellite and an apparatus therefor, and more particularly to an attitude control method and an apparatus for controlling the attitude of a satellite to a desired angle by thruster injection. Things.
【０００２】[0002]
【従来の技術】一般に、従来の人工衛星の姿勢制御方法
は、ロール、ピッチ、ヨーの各軸廻りの姿勢を制御する
ために６個のスラスタを使用していた。しかし、人工衛
星に６個のスラスタを使用する事は、燃料噴射等のため
の配管が煩雑であり、制御バルブ等が増加して故障の原
因ともなっていた。2. Description of the Related Art In general, a conventional attitude control method of an artificial satellite uses six thrusters to control attitudes around roll, pitch and yaw axes. However, the use of six thrusters for an artificial satellite requires complicated piping for fuel injection and the like, and increases the number of control valves and the like, causing a failure.
【０００３】そこで、これらの不都合を解決するために
特開平２−２１２２９８号または、特開昭６２−５９２
００号に示すようにロール、ピッチ、ヨーの三軸に対し
て対称の傾角を持った４個のスラスタを使用して姿勢を
制御するものが提案されている。In order to solve these problems, Japanese Patent Application Laid-Open No. 2-212298 or Japanese Patent Application Laid-Open No. 62-592
As shown in Japanese Patent No. 00, there has been proposed an apparatus in which the attitude is controlled by using four thrusters having symmetrical inclination angles with respect to three axes of roll, pitch and yaw.
【０００４】[0004]
【発明が解決しようとする課題】然しながら、上述のよ
うにロール、ピッチ、ヨーの三軸に対して対称の傾角を
持った４個のスラスタを使用して姿勢を制御する方法で
は、それぞれ以下の問題点を有している。即ち、第１の
問題点は、スラスタがロール、ピッチ、ヨーの三軸に対
して対称の傾角を有している為に、スラスタの推力が傾
いた分だけ有効に使用できず、燃費の無駄になってい
た。つまり、傾いた分力で減少した推力だけ余計にスラ
スタを噴射する必要が存在した。また、同時に２個のス
ラスタを組み合わせて噴射するため、燃料が余分に消費
されている。更に、燃料の消費増大は、人工衛星自体の
寿命を短くすると云う欠点が存在した。However, as described above, in the method of controlling the attitude using four thrusters having symmetrical inclinations with respect to the three axes of roll, pitch, and yaw, the following methods are used. Has problems. That is, the first problem is that the thruster has a symmetrical inclination angle with respect to the three axes of roll, pitch, and yaw, so that the thruster cannot be used effectively as much as the thrust is inclined, resulting in waste of fuel consumption. Had become. In other words, there is a need to inject more thrusters by the thrust reduced by the inclined component force. Further, since two thrusters are simultaneously combined and injected, extra fuel is consumed. Further, there is a disadvantage that the increased fuel consumption shortens the life of the satellite itself.
【０００５】また、特開平１０−１０９９号に示す宇宙
船・姿勢制御装置では、燃料消費を最小に抑えるため
に、ロール、ピッチ、ヨー軸の独立制御をしないもので
ある。したがって、本発明の人工衛星の姿勢制御方法の
ように線形計画法を利用して使用燃料を最小にすると云
う技術思想がない。The spacecraft / attitude control system disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 10-1099 does not independently control the roll, pitch, and yaw axes in order to minimize fuel consumption. Therefore, there is no technical idea of minimizing the fuel used by using the linear programming as in the attitude control method of the satellite according to the present invention.
【０００６】本発明の目的は、上記した従来の技術の欠
点を改良し、人工衛星の姿勢制御に際して各スラスタの
噴射時間の総和を最小にする事が出来る人工衛星の姿勢
制御方法及びその装置を提供するものである。SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is to provide a satellite attitude control method and apparatus capable of improving the above-mentioned disadvantages of the prior art and minimizing the sum of the firing times of each thruster when controlling the attitude of the satellite. To provide.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明は上記した目的を
達成する為、以下に示す様な基本的な技術構成を採用す
るものである。即ち、本発明に係る第１の態様として
は、人工衛星の重心を通るロール軸、ヨー軸、ピッチ軸
の三軸に対して所定角度傾斜した４個のスラスタを設
け、夫々のスラスタを２個ずつ組合わせる事により衛星
の姿勢を制御する人工衛星の姿勢制御方法において、ロ
ールトルクコマンドの条件と、ピッチトルクコマンドの
条件と、ヨートルクコマンドの条件と、噴射時間の総和
最小条件との４条件からスラスタ噴射時間を算出する事
を特徴とする人工衛星の姿勢制御方法であり、また本発
明の第２の態様としては、人工衛星の重心を通るロール
軸、ヨー軸、ピッチ軸の三軸に対して所定角度傾斜した
４個のスラスタを設け、夫々のスラスタを２個ずつ組合
わせる事により衛星の姿勢を制御する人工衛星の姿勢制
御装置において、ロールトルクコマンドの条件と、ピッ
チトルクコマンドの条件と、ヨートルクコマンドの条件
と、噴射時間の総和最小条件との４条件からスラスタ噴
射時間を算出する人工衛星の姿勢制御装置である。In order to achieve the above-mentioned object, the present invention employs the following basic technical structure. That is, as a first aspect according to the present invention, four thrusters inclined at a predetermined angle with respect to three axes of a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of an artificial satellite are provided, and each of the two thrusters is two. In a satellite attitude control method for controlling the attitude of a satellite by combining the conditions, a roll torque command condition, a pitch torque command condition, a yaw torque command condition, and a minimum condition of the total sum of the injection time are required. A satellite attitude control method characterized in that a thruster firing time is calculated from the satellite, and as a second aspect of the present invention, a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of the satellite In an artificial satellite attitude control device for controlling the attitude of a satellite by providing four thrusters inclined at a predetermined angle with respect to each other and combining each of the two thrusters, a roll torque command And conditions, and conditions of the pitch torque command, an attitude control system of a satellite to calculate the thruster injection time of 4 conditions and conditions of the yaw torque command, the sum minimum condition of the injection time.
【０００８】[0008]
【発明の実施の形態】本発明の人工衛星の姿勢制御方法
は、上記した従来技術に於ける問題点を解決する為、人
工衛星の重心を通るロール軸、ヨー軸、ピッチ軸の三軸
に対して所定角度傾斜した４個のスラスタを設け、夫々
のスラスタを２個ずつ組合わせる事により衛星の姿勢を
制御する人工衛星の姿勢制御方法において、ロールトル
クコマンドの条件と、ピッチトルクコマンドの条件と、
ヨートルクコマンドの条件と、噴射時間の総和最小条件
との４条件からスラスタ噴射時間を算出するので、制御
のために使用する燃料を減少させる事ができる。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The attitude control method of a satellite according to the present invention solves the above-mentioned problems in the prior art by using three axes of a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of the satellite. In a satellite attitude control method of controlling the attitude of a satellite by providing four thrusters inclined at a predetermined angle with respect to each other and combining each of the two thrusters, a condition of a roll torque command and a condition of a pitch torque command are provided. When,
Since the thruster injection time is calculated from the four conditions of the yaw torque command condition and the minimum condition of the total injection time, the fuel used for control can be reduced.
【０００９】[0009]
【実施例】本発明の実施例を図面を用いながら説明する
図１は、本発明の人工衛星の姿勢制御装置の一実施例を
示すブロック図、図２は、本発明の一実施例を使用する
人工衛星の具体的な構成図、図３は、本発明の人工衛星
の姿勢制御装置におけるスラスタの具体的な配置を示す
斜視図である。図１において、スラスタ噴射装置１０
は、ソフトウエア部１１とハードウエア部１２とから構
成されている。人工衛星１３の姿勢制御では、スラスタ
噴射装置１０には、姿勢制御則１４からロール軸、ピッ
チ軸、ヨー軸の各トルクコマンド１５が入力される。FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of an artificial satellite attitude control apparatus according to the present invention, and FIG. 2 is a block diagram showing an embodiment of the present invention. FIG. 3 is a perspective view showing a specific arrangement of thrusters in the attitude control device for an artificial satellite according to the present invention. In FIG. 1, a thruster injection device 10
Is composed of a software unit 11 and a hardware unit 12. In the attitude control of the artificial satellite 13, the torque commands 15 of the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis are input to the thruster injection device 10 from the attitude control rule 14.
【００１０】トルクコマンド１５は、人工衛星１３のロ
ール軸２７、ピッチ軸２８、ヨー軸２９の３つの軸を制
御する３つのコマンドからなり、スラスタ噴射の条件は
これらに対応したロールトルクコマンドの条件１６、ピ
ッチコマンドの条件１７、ヨートルクコマンドの条件１
８の３つが設定される。これらに、噴射時間の総和最小
条件１９を付加し、４つの条件を設定する。この４条件
から算出手段２０にてスラスタ噴射時間コマンド２１を
決定し、スラスタ噴射装置１０のソフトウエア部１１か
らハードウエア部１２へ信号を伝達する。The torque command 15 is composed of three commands for controlling the three axes, ie, the roll axis 27, the pitch axis 28, and the yaw axis 29 of the satellite 13, and the thruster injection conditions are the roll torque command conditions corresponding to these. 16, pitch command condition 17, yaw torque command condition 1
8 are set. The minimum condition 19 for the total sum of the injection times is added to these, and four conditions are set. The thruster ejection time command 21 is determined by the calculation means 20 from these four conditions, and a signal is transmitted from the software unit 11 to the hardware unit 12 of the thruster ejection device 10.
【００１１】ハードウエア部１２では、スラスタ駆動ド
ライバ２２にて、スラスタ噴射時間コマンド２１に従っ
てスラスタＡ２３，スラスタＢ２４，スラスタＣ２５、
スラスタＤ２６を必要な時間だけ夫々バルブを開閉す
る。開閉は、スラスタ駆動ドライバ２２から各スラスタ
のバルブ開閉コマンド３０にて駆動させる。In the hardware section 12, the thruster drive driver 22 causes a thruster A23, a thruster B24, a thruster C25,
The valves of the thrusters D26 are respectively opened and closed for a required time. Opening and closing are driven by the thruster drive driver 22 by the valve opening / closing command 30 of each thruster.
【００１２】姿勢制御則１４は、人工衛星１３の姿勢を
制御するためのトルクコマンド１５を特定の制御サイク
ル毎に算出する。本発明の噴射時間の総和最小条件１９
は、このトルクコマンド１５を姿勢制御則１４から受け
て、消費燃料を最小に抑えながらスラスタＡ、スラスタ
Ｂ、スラスタＣ、スラスタＤを開閉させてトルクコマン
ド１５に指定された姿勢制御トルクを発生させる。The attitude control law 14 calculates a torque command 15 for controlling the attitude of the artificial satellite 13 for each specific control cycle. Injection time total minimum condition 19 of the present invention
Receives the torque command 15 from the attitude control law 14 and opens and closes the thrusters A, B, C, and D while minimizing fuel consumption to generate the attitude control torque specified by the torque command 15. .
【００１３】トルクコマンド１５は、一つの制御サイク
ルの時間間隔に人工衛星１３のロール軸２７、ピッチ軸
２８、ヨー軸２９の夫々の方向に対する平均トルクを指
定するものである。また、スラスタ噴射装置１０に対し
て、ロールトルクコマンドの条件１６、ピッチコマンド
の条件１７、ヨートルクコマンドの条件の３条件を設定
するものである。スラスタ噴射装置１０では、スラスタ
Ａ２３、スラスタＢ２４、スラスタＣ２５、スラスタＤ
２６の４基のスラスタを使用する。４基のスラスタに
て、ロール軸、ピッチ軸、ヨー軸のトルクを発生する事
が可能である。例えば、図３に示すようにスラスタＡ２
３、スラスタＢ２４、スラスタＣ２５、スラスタＤ２６
を配置した場合、図４に示すように４基中の２基を組み
合わせて噴射する事によりロール軸、ピッチ軸、ヨー軸
の何れの方向にも制御トルクを発生する事が出来る。The torque command 15 designates an average torque of the artificial satellite 13 in the respective directions of the roll axis 27, the pitch axis 28, and the yaw axis 29 at a time interval of one control cycle. Further, three conditions of a roll torque command condition 16, a pitch command condition 17, and a yaw torque command condition are set for the thruster injection device 10. In the thruster ejection device 10, the thruster A23, the thruster B24, the thruster C25, the thruster D
26 thrusters are used. The four thrusters can generate the torque of the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis. For example, as shown in FIG.
3, thruster B24, thruster C25, thruster D26
In this case, as shown in FIG. 4, a control torque can be generated in any direction of the roll axis, the pitch axis, and the yaw axis by injecting two out of the four units in combination.
【００１４】今、スラスタＡ２３を噴射させた時に発生
するトルクをＮRoll, Ａ、Ｎpitch,Ａ、Ｎyaw,Ａ、噴射
時間をＴＡとし、スラスタＢ２４を噴射させた時に発生
するトルクをＮRoll, Ｂ、Ｎpitch,Ｂ、Ｎyaw,Ｂ、噴射
時間をＴＢとし、スラスタＣ２５を噴射させた時に発生
するトルクをＮ Roll,Ｃ、Ｎpitch,Ｃ、Ｎyaw,Ｃ、噴射
時間をＴＣとし、スラスタＤ２６を噴射させた時に発生
するトルクをＮ Roll,Ｄ、Ｎpitch,Ｄ、Ｎyaw,Ｄ、噴射
時間をＴＤとする。発生するロールトルクＮRol 、ピッ
チトルクＮ pitch、ヨートルクＮ yawは、次のようにな
る。 Ｎ Roll ＝Ｎ Roll,Ａ×ＴＡ＋Ｎ Roll,Ｂ×ＴＢ＋Ｎ R
oll,Ｃ×Ｔｃ＋Ｎ Roll,Ｄ×ＴＤ Ｎ pitch＝Ｎ pitch, Ａ×ＴＡ＋Ｎ pitch, Ｂ×ＴＢ＋
Ｎ pitch, Ｃ×Ｔｃ＋Ｎ pitch, Ｄ×ＴＤ Ｎ yaw ＝Ｎ yaw, Ａ×ＴＡ＋Ｎ yaw, Ｂ×ＴＢ＋Ｎ y
aw, Ｃ×Ｔｃ＋Ｎ yaw, Ｄ×ＴＤ ここで、各スラスタ時間は制御サイクルの時間間隔を単
位として指定するものとし、噴射時間１の場合、制御サ
イクル中噴射する。ここで、各スラスタ時間は制御サイ
クルの時間間隔を単位として指定するものとし、噴射時
間１の場合、制御サイクル中噴射する。Now, assume that the torque generated when the thruster A23 is injected is NRoll, A, Npitch, A, Nyaw, A, the injection time is TA, and the torque generated when the thruster B24 is injected is NRoll, B, Npitch. , B, Nyaw, B, the injection time is TB, the torque generated when the thruster C25 is injected is N Roll, C, Npitch, C, Nyaw, C, the injection time is TC, and the thruster D26 is injected. The generated torque is N Roll, D, Npitch, D, Nyaw, D, and the injection time is TD. The generated roll torque NRol, pitch torque N pitch, and yaw torque N yaw are as follows. N Roll = N Roll, A × TA + N Roll, B × TB + NR
oll, C × Tc + N Roll, D × TD N pitch = N pitch, A × TA + N pitch, B × TB +
N pitch, C × Tc + N pitch, D × TD N yaw = N yaw, A × TA + N yaw, B × TB + N y
aw, C × Tc + N yaw, D × TD Here, each thruster time is specified in units of the time interval of the control cycle. In the case of the injection time 1, injection is performed during the control cycle. Here, each thruster time is specified in units of the time interval of the control cycle, and in the case of the injection time 1, the injection is performed during the control cycle.
【００１５】トルクコマンド１５のロール軸２７に対す
るものは、ＮＣ，Rollからロールトルクコマンドの条件
１６は、次のように定式化されるものとする。 ＮRoll＝ＮＣ,Roll また、トルクコマンドのピッチ軸２８にたいする場合
も、ＮＣ，pitch から、ピッチコマンドの条件１７の条
件は次のように定式化されるものとする。 Ｎpitch ＝ＮＣ，pitch 更に、トルクコマンド１５のヨー軸２９にたいする場合
も、ＮＣ，yaw から、ヨートルクコマンドの条件１８の
条件は次のように定式化されるものとする。Ｎyaw ＝Ｎ
Ｃ，yawAs for the torque command 15 with respect to the roll shaft 27, the condition 16 of the roll torque command from NC and Roll is formulated as follows. NRoll = NC, Roll Also in the case of the pitch axis 28 of the torque command, the condition of the pitch command condition 17 is formulated from NC, pitch as follows. Npitch = NC, pitch Further, also in the case of the yaw axis 29 of the torque command 15, the condition of the condition 18 of the yaw torque command is formulated from NC, yaw as follows. Nyaw = N
C, yaw
【００１６】また、図３の配置例の様にスラスタを人工
衛星の重心３１を中心として対称に配置する事により、
次の関係が成立するものとする。但し、これらは、本発
明の説明を簡単にする為に選んだもので、図３に示す配
置例に対する固有のものである。 Ｎ Roll,Ａ＝−Ｎ Roll,Ｂ＝ Ｎ Roll,Ｃ＝−Ｎ Roll,
Ｄ≡Ｎ 0, Roll−Ｎ Pitch, Ａ＝Ｎ Pitch, Ｂ＝Ｎ Pit
ch, Ｃ＝−Ｎ Pitch, Ｄ≡Ｎ 0, PitchＮ Yaw, Ａ＝Ｎ
Yaw, Ｂ＝−Ｎ Yaw, Ｃ＝−Ｎ Yaw, Ｄ≡Ｎ 0, Yawとな
る。By arranging the thrusters symmetrically with respect to the center of gravity 31 of the artificial satellite as in the arrangement example of FIG.
Assume that the following relationship is established. However, these are selected to simplify the description of the present invention and are specific to the arrangement example shown in FIG. N Roll, A = −N Roll, B = N Roll, C = −N Roll,
D≡N 0, Roll−N Pitch, A = N Pitch, B = N Pit
ch, C = −N Pitch, D≡N 0, PitchN Yaw, A = N
Yaw, B = −N Yaw, C = −N Yaw, D≡N 0, Yaw.
【００１７】ここで、スラスタ１基を噴射した時に発生
するトルクのロール軸２７，ピッチ軸２８、ヨー軸２９
方向成分はスラスタＡ２３、スラスタＢ２４、スラスタ
Ｃ２５、スラスタＤ２６の何れの１基を噴射しても、そ
れぞれ等しいものとし、その大きさをそれぞれＮ0 , Ｒ
oll 、Ｎ０,Pitch、Ｎ0,Ｙawとした。また次のＴRoll、
ＴPitch 、ＴYaw を定義する。 ＴRoll＝ＮＣ , Roll ／Ｎ0 ,Roll ＴPitch ＝ＮＣ , Pitch／Ｎ0 ,Pitch ＴYaw ＝ＮＣ , Yaw／Ｎ0 ，Ｙaw ここで、ＴRollを用いてロールトルクコマンドの条件１
６は次のように書き換えられる。 ＴRoll＝ＴＡ−ＴＢ＋ＴＣ−ＴＤ ＴPitch を用いてピッチトルクコマンドの条件１７は次
のように書き換えられる。 ＴPitch ＝−ＴＡ＋ＴＢ＋ＴＣ−ＴＤ ＴYaw を用いてヨートルクコマンドの条件１８は次のよ
うに書き換えられる。 ＴYaw ＝ＴＡ＋ＴＢ−ＴＣ−ＴＤHere, the roll axis 27, the pitch axis 28, and the yaw axis 29 of the torque generated when one thruster is injected.
The direction components are the same even if any one of thruster A23, thruster B24, thruster C25, and thruster D26 is jetted, and their magnitudes are N0 and R, respectively.
oll, N0, Pitch, N0, Yaw. Also the next TRoll,
Define TPitch and TYaw. TRoll = NC, Roll / N0, Roll TPitch = NC, Pitch / N0, Pitch TYaw = NC, Yaw / N0, Yaw Here, the condition 1 of the roll torque command using TRoll
6 is rewritten as follows. By using TRoll = TA-TB + TC-TDTPitch, the condition 17 of the pitch torque command can be rewritten as follows. The condition 18 of the yaw torque command is rewritten as follows using TPitch = -TA + TB + TC-TDTYaw. TYaw = TA + TB-TC-TD
【００１８】また、図１に示す様にトルクコマンド１５
からロールトルクコマンドの条件１６、ピッチトルクコ
マンドの条件１７、ヨートルクコマンドの条件１８の３
条件が設定されており、スラスタの噴射方法としてはＴ
Ａ、ＴＢ、ＴＣ、ＴＤの４つを指定することで決定され
る。このことから、余剰な条件を１つ設定することが可
能であり、これにスラスタの消費燃料を最小にすること
を条件として設定する。消費燃料量はスラスタを噴射す
る時間に比例するため、スラスタの消費燃料を最小にす
る条件は噴射時間の総和最小条件１９と等価である。噴
射時間の総和最小条件１９は、この説明で用いる記号を
用いると次の条件である。 ＴＡ＋ＴＢ＋ＴＣ＋ＴＤ：最小Also, as shown in FIG.
From the condition 16 of the roll torque command, the condition 17 of the pitch torque command, and the condition 18 of the yaw torque command.
Conditions are set, and the thruster injection method is T
It is determined by designating four of A, TB, TC, and TD. From this, it is possible to set one extra condition, and the condition is set to minimize the fuel consumption of the thruster. Since the fuel consumption is proportional to the time for injecting the thruster, the condition for minimizing the fuel consumption of the thruster is equivalent to the condition 19 for minimizing the total injection time. Using the symbols used in this description, the minimum condition 19 for the total sum of the injection times is as follows. TA + TB + TC + TD: minimum
【００１９】更に、スラスタ噴射時間は０または正の値
である必要があり、ＴＡ、ＴＢ、ＴＣ、ＴＤの４変数は
全て負の値をとることができない。したがって、 ＴＡ≧０ ＴＢ≧０ ＴＣ≧０ ＴＤ≧０ となる。 更にまた、 ロールトルクコマンドの条件１６は、ＴRoll＝ＴＡ−Ｔ
Ｂ＋ＴＣ−ＴＤ ピッチトルクコマンドの条件１７は、ＴPitch ＝−ＴＡ
＋ＴＢ＋ＴＣ−ＴＤ ヨートルクコマンドの条件１８は、ＴYaw ＝ＴＡ＋ＴＢ
−ＴＣ−ＴＤ から、ＴＡ、ＴＢ、ＴＣはＴRoll、ＴPitch 、ＴYaw 及
び、ＴＤで表され、これら４つの不等式はＴRoll、ＴPi
tch 、ＴYaw 不等式とを指定した時のＴＤへの制約条件
となる４つの不等式に書き換えられる。 ＴＡ＝（ＴYaw ＋ＴRoll )／２＋ＴＤ≧０ ＴＢ＝（ＴPitch ＋ＴYaw)／２＋ＴＤ≧０ ＴＣ＝（ＴRoll＋ＴPitch ）／２＋ＴＤ≧０ ＴＤ≧０Further, the thruster firing time must be 0 or a positive value, and all four variables TA, TB, TC, and TD cannot take negative values. Therefore, TA ≧ 0 TB ≧ 0 TC ≧ 0 TD ≧ 0. Furthermore, the condition 16 of the roll torque command is TRoll = TA−T
B + TC-TD Condition 17 of the pitch torque command is as follows: TPitch = −TA
+ TB + TC-TD The condition 18 of the yaw torque command is TYaw = TA + TB
From TC-TD, TA, TB and TC are represented by TRoll, TPitch, TYaw and TD, and these four inequalities are TRoll and TPi
tch and TYaw inequalities are rewritten into four inequalities which are constraints on TD when designated. TA = (TYaw + TRoll) / 2 + TD ≧ 0 TB = (TPitch + TYaw) / 2 + TD ≧ 0 TC = (TRoll + TPitch) / 2 + TD ≧ 0 TD ≧ 0
【００２０】これらの４つの不等式と噴射時間の総和最
小条件９を組み合わせた線形計画法問題を解くことでＴ
Ｄを決定する。この解は以下のものである。 ＴＤ＝−ＴMin ／２（ＴMin ＜０の時） ＴＤ＝０ （ＴMin ≧０の時） ＴMin ＝ＭＩＮ((ＴRoll＋ＴPitch),(ＴPitch ＋ＴYa
w),(ＴYaw ＋ＴRoll)) ＴＡ、ＴＢ、ＴＣもＴＤから決定されるため、スラスタ
の噴射方法がユニークに決定される。By solving a linear programming problem combining these four inequalities and the minimum condition 9 of the total injection time, T
Determine D. The solution is TD = −TMin / 2 (when TMin <0) TD = 0 (when TMin ≧ 0) TMin = MIN ((TRoll + TPitch), (TPitch + TYa)
w), (TYaw + TRoll)) Since TA, TB, and TC are also determined from TD, the thruster ejection method is uniquely determined.
【００２１】この解が４条件からスラスタ噴射時間を算
出手段（線形計画法）２０によって算出したものであ
る。この計算はスラスタ噴射装置１０のソフトウェア部
１１にて行われるものとする。スラスタ噴射時間コマン
ド２１をスラスタ噴射装置１０のハードウェア部１２に
おけるスラスタ駆動ドライバ２２に設定する。スラスタ
駆動ドライバ２２はスラスタＡ２３、スラスタＢ２４、
スラスタＣ２５、スラスタＤ２６に対して各スラスタへ
のバルブ開閉コマンドを送出するものであり、スラスタ
駆動ドライバ２２にスラスタ噴射時間コマンド２１を設
定すると、各スラスタバルブを開き設定された時間が経
過するとスラスタバルブを閉じて設定された時間だけス
ラスタバルブを開くようにスラスタバルブを駆動し、姿
勢制御則１４にて設定された姿勢制御のトルクコマンド
１５と一致するトルクを発生する。This solution is obtained by calculating the thruster firing time from the four conditions by the calculating means (linear programming method) 20. This calculation is performed by the software unit 11 of the thruster injection device 10. The thruster ejection time command 21 is set in the thruster drive driver 22 in the hardware unit 12 of the thruster ejection device 10. The thruster drive driver 22 includes a thruster A23, a thruster B24,
The thruster C25 and the thruster D26 transmit a valve opening / closing command to each thruster. When the thruster ejection time command 21 is set in the thruster drive driver 22, each thruster valve is opened and the thruster valve is opened when a set time elapses. Is closed and the thruster valve is driven so that the thruster valve is opened for a set time, and a torque corresponding to the attitude control torque command 15 set by the attitude control law 14 is generated.
【００２２】また、本発明は、図２のスラスタ配置に限
定されるものではなく、本発明の他の実施例としては、
４つのスラスタを利用し、姿勢制御則からのトルクコマ
ンドと１つの制御周期中の平均発生トルクとを一致させ
る際に燃料消費量を最小に抑える条件を設定しながら駆
動する装置に適用することができる。これは、４つのス
ラスタを駆動させるスラスタ噴射装置は、１つの制御周
期の間に４つのスラスタ噴射時間を決定する装置であ
り、４つの条件を設定しないと４つのスラスタ噴射時間
を決定できない。Further, the present invention is not limited to the thruster arrangement of FIG. 2, and as another embodiment of the present invention,
The present invention can be applied to an apparatus that uses four thrusters and drives while setting a condition for minimizing fuel consumption when matching a torque command from an attitude control law with an average generated torque during one control cycle. it can. This is because the thruster ejection device that drives four thrusters determines four thruster ejection times during one control cycle. Unless four conditions are set, four thruster ejection times cannot be determined.
【００２３】ユニークにスラスタ噴射時間を駆動させる
場合に必要な４条件を完備させる際に指定された制御ト
ルクが得られることは３つの条件を設定することであ
り、スラスタ噴射装置には不可欠な条件である。更に残
された条件に燃料消費量を最小にすることとして設定し
ていることが本発明の特長であり、スラスタ配置に限定
されるものではない。When the four conditions necessary for uniquely driving the thruster injection time are completed, the specified control torque can be obtained by setting three conditions, which are indispensable conditions for the thruster injection device. It is. Further, it is a feature of the present invention that the remaining condition is set so as to minimize the fuel consumption, and is not limited to the thruster arrangement.
【００２４】以上に述べたように本発明は、４つのスラ
スタを用い、トルクコマンドと消費燃料最小の条件を連
立させた線形計画問題の解を用いて、消費燃料最小を保
証したスラスタ噴射を行わせるスラスタ噴射装置であ
る。As described above, according to the present invention, thruster injection that guarantees minimum fuel consumption is performed by using a solution of the linear programming problem in which the torque command and the condition of minimum fuel consumption are simultaneously used by using four thrusters. Thruster injection device.
【００２５】また、本発明実施した人工衛星の一例を具
体的数値で示すと、人工衛星の総重量は、５５６Ｋｇ以
下で、各軸廻りの慣性モーメントは、ロール：５２６Ｋ
ｇｍ 2 、ピッチ：３２１Ｋｇｍ2 、ヨー：３６０Ｋｇｍ
2 である。更にスラスタの推薬としては、例えばヒドラ
ジンを使用する事が出来る。また、比推力は、１Ｋｇの
推薬で９．８Ｎの推力を１３０秒間発生する事が出来
る。スラスタ推力は、全て１Ｎである。発生トルクは、 Ｎ0 ，Roll＝０．２１（Ｎｍ） Ｎ0 ，Pitch ＝０．６５（Ｎｍ） Ｎ0 ，Yaw ＝０．３６（Ｎｍ）である。Further, an example of the artificial satellite implemented by the present invention is provided.
In terms of physical figures, the total weight of the satellite is 556 kg or less.
Below, the moment of inertia around each axis is: Roll: 526K
gm Two, Pitch: 321KgmTwo, Yaw: 360Kgm
TwoIt is. Further propellants for thrusters include, for example, hydra
You can use gin. The specific thrust is 1 kg
Propellant can generate 9.8N thrust for 130 seconds
You. Thruster thrusts are all 1N. The generated torque is N0, Roll = 0.21 (Nm) N0, Pitch = 0.65 (Nm) N0, Yaw = 0.36 (Nm).
【００２６】ソフトウエア部１１は０．２５秒毎に動作
して、各スラスタの噴射時間を計算し、ハードウエア部
１２を設定する。ハードウエア部１２は、０．２５秒毎
にソフトウエア部で指定した時間各スラスタを噴射す
る。噴射時間は、１／１２８秒刻みのクロックで制御す
る。一度のソフトウエア部からの指示が０．２５秒毎に
行われ、噴射時間が１／１２８秒刻みで制御される。ス
ラスタ噴射の最大値は、０．２５秒で３２段階の噴射時
間が設定できる。The software section 11 operates every 0.25 seconds, calculates the firing time of each thruster, and sets the hardware section 12. The hardware unit 12 fires each thruster every 0.25 seconds for a time designated by the software unit. The injection time is controlled by a clock in units of 1/128 seconds. An instruction from the software unit is issued once every 0.25 seconds, and the injection time is controlled at intervals of 1/128 seconds. The maximum value of the thruster injection can be set at 32 steps in 0.25 seconds.
【００２７】以上説明したように、本発明によれば姿勢
制御則４から指定された制御トルクを発生させる際に消
費燃料を最小となるようにスラスタを噴射させることを
保証することを特長とする。その効果として、人工衛星
の寿命を決定する要因の１つがスラスタによる燃料の消
費であり、本発明は高価な開発費用を投じる人工衛星の
長寿命化に寄与するものである。また、本発明はスラス
タ駆動ドライバ１３の動作に限定されるものではなく、
本発明の説明ではスラスタが発生するトルクが一定の時
に時間平均値として目標トルクと一致させる一般的な線
形化手段を一例として示したものである。As described above, according to the present invention, when the control torque specified by the attitude control law 4 is generated, it is guaranteed that the thruster is injected so as to minimize the fuel consumption. . As an effect, one of the factors that determines the life of the satellite is fuel consumption by the thruster, and the present invention contributes to prolonging the life of the satellite, which involves expensive development costs. Further, the present invention is not limited to the operation of the thruster drive driver 13,
In the description of the present invention, as an example, a general linearizing means for matching the target torque as a time average value when the torque generated by the thruster is constant is shown.
【００２８】尚、本発明は以上の実施例に限ることなく
本発明の技術思想に基づいて種々の設計変更が可能であ
る。The present invention is not limited to the above-described embodiment, and various design changes can be made based on the technical concept of the present invention.
【００２９】[0029]
【発明の効果】第１の効果は、線形計画法によって噴射
時間が最小となるように制御するため、人工衛星の燃料
消費量を最低に制御する事が出来る。したがって、人工
衛星の寿命を決定する要素の一つであるスラスタによる
燃料消費を最低に抑え、人工衛星の長寿命化を達成する
事が出来る。第２の効果は、４個のスラスタを使用する
ために、従来の６個のスラスタを使用して姿勢を制御す
るものに比べ、装置の簡略化を図る事ができる。The first effect is that the fuel consumption of the artificial satellite can be controlled to the minimum because the injection time is controlled to be minimum by the linear programming method. Therefore, fuel consumption by the thruster, which is one of the factors that determine the life of the satellite, can be minimized, and the life of the satellite can be extended. The second effect is that the use of four thrusters makes it possible to simplify the apparatus as compared with the conventional one in which the attitude is controlled using six thrusters.
【図１】図１は、本発明の人工衛星の姿勢制御装置の一
実施例を示すブロック図である。FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of an attitude control device for an artificial satellite according to the present invention.
【図２】図２は、本発明の一実施例を使用する人工衛星
の具体的な構成図である。FIG. 2 is a specific configuration diagram of an artificial satellite using one embodiment of the present invention.
【図３】図３は、本発明の人工衛星の姿勢制御装置にお
けるスラスタの具体的な配置を示す斜視図である。FIG. 3 is a perspective view showing a specific arrangement of thrusters in the satellite attitude control apparatus of the present invention.
【図４】図４は、本発明の人工衛星の姿勢制御装置にお
ける制御する為に必要なトルクと各スラスタの組み合わ
せを示す説明図である。FIG. 4 is an explanatory diagram showing a combination of torque and each thruster required for control in the satellite attitude control apparatus of the present invention.
１０ スラスタ噴射装置 １１ ソフトウエア部 １２ ハードウエア部 １３ 人工衛星 １４ 姿勢制御則 １５ トルクコマンド １６ ロールトルクコマンドの条件 １７ ピッチコマンドの条件 １８ ヨートルクコマンドの条件 １９ 噴射時間の総和最小条件 ２０ 算出手段 ２１ スラスタ噴射時間コマンド ２２ スラスタ駆動ドライバ ２３ スラスタＡ ２４ スラスタＢ ２５ スラスタＣ ２６ スラスタＤ ２７ ロール軸 ２８ ピッチ軸 ２９ ヨー軸 ３０ バルブ開閉コマンド ３１ 重心 Reference Signs List 10 thruster injection device 11 software unit 12 hardware unit 13 artificial satellite 14 attitude control law 15 torque command 16 condition of roll torque command 17 condition of pitch command 18 condition of yaw torque command 19 minimum condition of total sum of injection time 20 calculating means 21 Thruster injection time command 22 Thruster drive driver 23 Thruster A 24 Thruster B 25 Thruster C 26 Thruster D 27 Roll axis 28 Pitch axis 29 Yaw axis 30 Valve open / close command 31 Center of gravity
─────────────────────────────────────────────────────
────────────────────────────────────────────────── ───
【手続補正書】[Procedure amendment]
【提出日】平成１１年１０月２２日（１９９９．１０．
２２）[Submission date] October 22, 1999 (1999.10.
22)
【手続補正１】[Procedure amendment 1]
【補正対象書類名】明細書[Document name to be amended] Statement
【補正対象項目名】特許請求の範囲[Correction target item name] Claims
【補正方法】変更[Correction method] Change
【補正内容】[Correction contents]
【特許請求の範囲】[Claims]
【手続補正２】[Procedure amendment 2]
【補正対象書類名】明細書[Document name to be amended] Statement
【補正対象項目名】０００７[Correction target item name] 0007
【補正方法】変更[Correction method] Change
【補正内容】[Correction contents]
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明は上記した目的を
達成する為、以下に示す様な基本的な技術構成を採用す
るものである。即ち、本発明に係る第１の態様として
は、人工衛星の重心を通るロール軸、ヨー軸、ピッチ軸
の三軸に対して所定角度傾斜した４個のスラスタを設
け、夫々のスラスタを選択して使用する事により衛星の
姿勢を制御する人工衛星の姿勢制御方法において、ロー
ルトルクコマンドの条件と、ピッチトルクコマンドの条
件と、ヨートルクコマンドの条件と、噴射時間の総和最
小条件との４条件からスラスタ噴射時間を算出する事を
特徴とする人工衛星の姿勢制御方法であり、また本発明
の第２の態様としては、人工衛星の重心を通るロール
軸、ヨー軸、ピッチ軸の三軸に対して所定角度傾斜した
４個のスラスタを設け、夫々のスラスタを選択して使用
する事により衛星の姿勢を制御する人工衛星の姿勢制御
装置において、ロールトルクコマンドの条件と、ピッチ
トルクコマンドの条件と、ヨートルクコマンドの条件
と、噴射時間の総和最小条件との４条件からスラスタ噴
射時間を算出する人工衛星の姿勢制御装置である。In order to achieve the above-mentioned object, the present invention employs the following basic technical structure. That is, as a first aspect according to the present invention, four thrusters inclined at a predetermined angle with respect to three axes of a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of an artificial satellite are provided, and each thruster is selected. in attitude control method for a satellite for controlling the attitude of a satellite by to use Te, 4 and condition of the roll torque command, and conditions of the pitch torque command, and conditions of the yaw torque command, the sum minimum condition of the injection time A satellite satellite attitude control method characterized by calculating a thruster firing time from a condition. As a second aspect of the present invention, three axes of a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of the satellite are provided. 4 thrusters inclined at a predetermined angle with respect to each other, and select and use each thruster
In the attitude control system of the satellite for controlling the attitude of a satellite by you, the condition of the roll torque command, and conditions of the pitch torque command, and conditions of the yaw torque command, from the four conditions of the total minimum condition of the injection time This is an artificial satellite attitude control device that calculates a thruster firing time.
【手続補正３】[Procedure amendment 3]
【補正対象書類名】明細書[Document name to be amended] Statement
【補正対象項目名】０００８[Correction target item name] 0008
【補正方法】変更[Correction method] Change
【補正内容】[Correction contents]
【０００８】[0008]
【発明の実施の形態】本発明の人工衛星の姿勢制御方法
は、上記した従来技術に於ける問題点を解決する為、人
工衛星の重心を通るロール軸、ヨー軸、ピッチ軸の三軸
に対して所定角度傾斜した４個のスラスタを設け、夫々
のスラスタを選択して使用する事により衛星の姿勢を制
御する人工衛星の姿勢制御方法において、ロールトルク
コマンドの条件と、ピッチトルクコマンドの条件と、ヨ
ートルクコマンドの条件と、噴射時間の総和最小条件と
の４条件からスラスタ噴射時間を算出するので、制御の
ために使用する燃料を減少させる事ができる。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The attitude control method of a satellite according to the present invention solves the above-mentioned problems in the prior art by using three axes of a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of the satellite. In a satellite attitude control method for controlling the attitude of a satellite by providing four thrusters inclined at a predetermined angle with respect to each other and selecting and using each thruster, conditions of a roll torque command and conditions of a pitch torque command are provided. Since the thruster injection time is calculated from the four conditions of the condition of the yaw torque command and the minimum condition of the total injection time, the fuel used for control can be reduced.
【手続補正４】[Procedure amendment 4]
【補正対象書類名】明細書[Document name to be amended] Statement
【補正対象項目名】００２２[Correction target item name] 0022
【補正方法】変更[Correction method] Change
【補正内容】[Correction contents]
【００２２】また、本発明は、図３のスラスタ配置に限
定されるものではなく、本発明の他の実施例としては、
４つのスラスタを利用し、姿勢制御則からのトルクコマ
ンドと１つの制御周期中の平均発生トルクとを一致させ
る際に燃料消費量を最小に抑える条件を設定しながら駆
動する装置に適用することができる。これは、４つのス
ラスタを駆動させるスラスタ噴射装置は、１つの制御周
期の間に４つのスラスタ噴射時間を決定する装置であ
り、４つの条件を設定しないと４つのスラスタ噴射時間
を決定できない。Further, the present invention is not limited to the thruster arrangement of FIG. 3 , and as another embodiment of the present invention,
The present invention can be applied to an apparatus that uses four thrusters and drives while setting a condition for minimizing fuel consumption when matching a torque command from an attitude control law with an average generated torque during one control cycle. it can. This is because the thruster ejection device that drives four thrusters determines four thruster ejection times during one control cycle. Unless four conditions are set, four thruster ejection times cannot be determined.
Claims (8)
軸、ピッチ軸の三軸に対して所定角度傾斜した４個のス
ラスタを設け、夫々のスラスタを２個ずつ組合わせる事
により衛星の姿勢を制御する人工衛星の姿勢制御方法に
おいて、ロールトルクコマンドの条件と、ピッチトルク
コマンドの条件と、ヨートルクコマンドの条件と、噴射
時間の総和最小条件との４条件からスラスタ噴射時間を
算出する事を特徴とする人工衛星の姿勢制御方法。An attitude of a satellite is provided by providing four thrusters inclined at a predetermined angle with respect to three axes of a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of an artificial satellite, and combining each of the two thrusters. Calculating the thruster injection time from the four conditions of the roll torque command condition, the pitch torque command condition, the yaw torque command condition, and the minimum condition of the total injection time in the satellite attitude control method for controlling the thruster. An attitude control method for an artificial satellite, comprising:
からスラスタ噴射時間を算出するのは線形計画法による
事を特徴とする請求項１記載の人工衛星の姿勢制御方
法。2. The attitude control method for an artificial satellite according to claim 1, wherein the thruster firing time is calculated from four conditions including a minimum condition of the total firing time by a linear programming method.
秒毎のクロックを使用して制御されることを特徴とする
請求項１記載の人工衛星の姿勢制御方法。3. The firing time of the thruster is 1/128.
The method according to claim 1, wherein the control is performed using a clock every second.
５秒である事を特徴とする請求項２記載の人工衛星の姿
勢制御方法。4. The firing time of said thruster is at most 0.2.
3. The attitude control method for an artificial satellite according to claim 2, wherein the time is 5 seconds.
制御できる事を特徴とする請求項１記載の人工衛星の姿
勢制御方法。5. The artificial satellite attitude control method according to claim 1, wherein the thruster firing time can be controlled in 32 steps.
用する事を特徴とする請求項１記載の人工衛星の姿勢制
御方法。6. The attitude control method for an artificial satellite according to claim 1, wherein hydrazine is used as the propellant of the thruster.
軸、ピッチ軸の三軸に対して所定角度傾斜した４個のス
ラスタを設け、夫々のスラスタを２個ずつ組合わせる事
により衛星の姿勢を制御する人工衛星の姿勢制御装置に
おいて、ロールトルクコマンドの条件と、ピッチトルク
コマンドの条件と、ヨートルクコマンドの条件と、噴射
時間の総和最小条件との４条件からスラスタ噴射時間を
算出する事を特徴とする人工衛星の姿勢制御装置。7. The attitude of the satellite by providing four thrusters inclined at a predetermined angle with respect to three axes of a roll axis, a yaw axis, and a pitch axis passing through the center of gravity of the satellite, and combining each of the two thrusters with each other. The attitude control device of the satellite controlling the thruster calculates the thruster injection time from the four conditions of the roll torque command condition, the pitch torque command condition, the yaw torque command condition, and the minimum condition of the total injection time. An attitude control device for an artificial satellite, comprising:
画法によって算出する事を特徴とする請求項７記載の人
工衛星の姿勢制御装置。8. The attitude control device for an artificial satellite according to claim 7, wherein the minimum condition of the sum of the injection times is calculated by a linear programming method.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10324884A JP2000142596A (en) | 1998-11-16 | 1998-11-16 | Position control method and device for geostationary satellite |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10324884A JP2000142596A (en) | 1998-11-16 | 1998-11-16 | Position control method and device for geostationary satellite |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000142596A true JP2000142596A (en) | 2000-05-23 |
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ID=18170709
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
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|---|---|
| JP (1) | JP2000142596A (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013506812A (en) * | 2009-10-01 | 2013-02-28 | レイセオン カンパニー | System and method for turning and attitude control in flight |
| JP2020504820A (en) * | 2016-12-22 | 2020-02-13 | マイリオタ ピーティーワイ エルティーディーＭｙｒｉｏｔａ Ｐｔｙ Ｌｔｄ | System and method for generating extended satellite ephemeris data |
| US11958635B2 (en) | 2018-05-23 | 2024-04-16 | Mitsubishi Electric Corporation | Linear programming problem solving system, solution candidate calculation device, optimal solution calculation device, thruster control device for spacecraft, flying object control device, and linear programming problem solving method |
-
1998
- 1998-11-16 JP JP10324884A patent/JP2000142596A/en active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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