JP2001180599A - ランデブ誘導制御装置 - Google Patents

ランデブ誘導制御装置

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JP2001180599A
JP2001180599A JP37313899A JP37313899A JP2001180599A JP 2001180599 A JP2001180599 A JP 2001180599A JP 37313899 A JP37313899 A JP 37313899A JP 37313899 A JP37313899 A JP 37313899A JP 2001180599 A JP2001180599 A JP 2001180599A
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JP
Japan
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rendezvous
processing unit
thruster
acceleration
control device
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JP37313899A
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English (en)
Inventor
Makoto Kunugi
信 功刀
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Mitsubishi Electric Corp
Original Assignee
Mitsubishi Electric Corp
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Publication date
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Abstract

(57)【要約】 【課題】 速度ベクトル方向(+X方向)および速度ベ
クトル方向と反対方向(−X方向)に取り付けられたス
ラスタのみで2機の宇宙機のランデブを行う。 【解決手段】 Hill座標系での運動方程式の特殊解
で定義される加速度を時間をパラメータに出力すること
で、+X方向および−X方向スラスタのみでRバー接近
を行い、ランデブを実現する。

Description

【発明の詳細な説明】
【0001】
【発明の属する技術分野】この発明は、宇宙空間におい
て、二つの宇宙機をランデブ飛行させる場合に使用さ
れ、かつターゲットとなる宇宙機に対してランデブする
宇宙機に搭載されているランデブ誘導制御装置に関する
ものである。
【0002】
【従来の技術】地球周回軌道上でランデブする宇宙機の
概要を図3に示す。1aはランデブする宇宙機(チェイ
サと呼ばれる)、1bは宇宙機1aにランデブされる宇
宙機(ターゲットと呼ばれる)である。ランデブするチ
ェイサ1aは、軌道運動の速度ベクトル方向(通常X方
向、速度方向が+)にスラスタ2aと、上記速度ベクト
ルの反対方向にスラスタ2bを備えている。また、速度
ベクトル方向と直行する地心方向(通常Z方向、地心方
向が+)にスラスタ3aと、上記地心方向の反対方向に
スラスタ3bを備えている。この4つのスラスタを噴射
しながら、チェイサ1aはターゲット1bに接近する。
ランデブ接近の方法には、図4に示すように二通りあ
る。第1の方法は、Rバー接近と呼ばれる方法で、ター
ゲット1bの地心方向(+Z方向)から接近する方法で
あり、主としてスラスタ2b、スラスタ3aを噴射す
る。第2の方法は、Vバー接近と呼ばれる方法で、ター
ゲット1bの速度ベクトル方向(+X方向)から接近す
る方法であり、主としてスラスタ2a、スラスタ3aを
噴射する。上記の二つのランデブ接近を行う従来の誘導
制御装置は、例えば図5に示すような地上からの必要増
速度(ΔV)コマンドを処理するテレメトリコマンド処
理部4と、前記必要増速度(ΔV)に衛星質量を掛け、
推力で割って噴射時間に変換する演算処理部5、前記噴
射時間に応じてスラスタ2a、2b、3a、3bを駆動
するスラスタ駆動信号処理部6からなる。
【0003】次に動作について説明する。従来の装置で
は、例えばRバーからのランデブを行う場合、X方向す
なわち速度ベクトル方向およびZ方向すなわち地心方向
の両方のスラスタを用いて誘導制御を行っている。その
際には、ターゲットを中心とした図4のような座標系に
おける運動を記述するHill方程式と呼ばれる数1の
方程式(軌道面内、すなわちX、Z方向のみ)が使用さ
れる。
【0004】
【数1】
【0005】このHill方程式から導かれる必要増速
度は下記の数2のように表される。
【0006】
【数2】
【0007】上記の数2により表される必要増速度(Δ
V)を用いて、X方向およびZ方向のスラスタにより誘
導制御される。
【0008】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来の方
法では、必ずX方向およびZ方向のスラスタを必要と
し、必要増速度(ΔV)を求める等の運用作業が必要で
ある。
【0009】この発明は上記のような問題を解決するた
めになされたものであり、X方向スラスタのみにより従
来同様のRバー方向からの接近を行うことを目的として
いる。
【0010】
【課題を解決するための手段】第1の発明によるランデ
ブ誘導制御装置は、Hillの方程式(数1)において
Z方向加速度を0とし、X方向の速度を0とおいた特殊
解を解くことによりZ方向スラスタを必要とせず、ま
た、時間で決められ、かつランデブに必要な自己の加速
度を出すことでRバー接近によるランデブを行う装置で
ある。この決められた加速度の出力/停止は、地上から
のスタートコマンドとストップコマンドにより実施す
る。特殊解は下記の数3のようになる。
【0011】
【数3】
【0012】また、これにより得られるランデブに必要
な自己の加速度は以下の数4のようになる。
【0013】
【数4】
【0014】また、第2の発明によるランデブ誘導制御
装置は、GPS受信機が出力する精度のよい時刻情報を
用いて、制御開始および終了のコマンドをオンボードで
生成することにより地上からのコマンド送信を省略する
ことができる。
【0015】
【発明の実施の形態】実施の形態1.以下この発明の実
施の形態1を図によって説明する。図1は、この発明の
実施例1である。図1において、4は地上からのスター
トコマンド、ストップコマンドを処理するテレメトリコ
マンド処理部、7はスタートコマンド、ストップコマン
ドによりランデブするために必要な自己の加速度を出力
する加速度計算処理部、5は前記加速度に衛星質量を掛
け、推力で割ってスラスタデューティを計算する演算処
理部、6は前記スラスタデューティに応じてX方向スラ
スタのみを駆動するスラスタ駆動信号処理部、2a、2
bはX方向スラスタである。
【0016】次に実施形態1の動作について説明する。
まず図1において、テレメトリコマンド処理部4はRバ
ー接近ランデブを開始するスタートコマンドを地上から
受け取り、加速度計算処理部7に出力する。前記スター
トコマンドを受けて加速度計算処理部7は、ランデブに
必要な自己の加速度を計算し出力する。演算処理部5
は、前記加速度に衛星質量を掛け、推力で割ってスラス
タデューティを出力する。スラスタ駆動信号処理部6は
前記スラスタデューティを受け、X方向スラスタ2a、
2bを駆動する。ランデブ終了時は、テレメトリコマン
ド処理部4より出力された地上からのストップコマンド
により、加速度計算処理部7は前記加速度の出力を停止
し、X方向スラスタ2a、2bは噴射停止して終了す
る。
【0017】次に、動作の詳細について説明する。スタ
ートコマンドを受けた時刻をTsとし加速度計算処理部
7は下記のランデブに必要な自己の加速度を出力する。
【0018】
【数5】
【0019】演算処理部5は、前記加速度に衛星質量を
かけてスラスタの推力で割りスラスタデューティを計算
する。スラスタ駆動信号処理部6は、前記スラスタデュ
ーティに応じてX方向スラスタを駆動することによりR
バーを上昇を実現する。
【0020】第1の発明によるランデブ誘導制御装置
は、Z方向加速度0、X方向位置一定の解を満たし、か
つランデブに必要な自己の加速度であるため、Z方向推
力を必要とせず、X方向のスラスタのみでランデブ接近
(Rバー接近)を実現できる。
【0021】実施の形態2.図2は、この発明の実施の
形態2である。図2において、8はGPS衛星からの信
号を受信するGPSアンテナ、9はGPSアンテナ8が
受信した信号を用いて時刻を計算するGPS受信機、1
0はGPS受信機9が出力する時刻情報をもちいてスタ
ートコマンドとストップコマンドを出力するGPS信号
処理部、7はスタートコマンド、ストップコマンドに応
じて、ランデブに必要な自己の加速度を出力、停止する
加速度計算処理部、5は前記加速度に衛星質量を掛け、
推力で割ってスラスタデューティを計算する演算処理
部、6は前記スラスタデューティに応じてX方向スラス
タのみを駆動するスラスタ駆動信号処理部、2a、2b
はX方向スラスタである。
【0022】次に動作について説明する。図2におい
て、まずGPSアンテナ8はGPS衛星からの信号を受
信する。さらにGPS受信機9はGPSアンテナ8が受
信した信号をロックする際に得られる疑似レンジ・疑似
レンジレートと信号に含まれている航法メッセージを解
読して得られる航法情報を用いて時刻を計算する。GP
S信号処理部10はGPS受信機9が出力する時刻情報
からRバー接近開始か否かの判定を行い、スタートコマ
ンドを出力する。このコマンドを受けて加速度計算処理
部7は、ランデブに必要な自己の加速度を出力する。演
算処理部5は、前記加速度に衛星質量を掛け、推力で割
ってスラスタデューティを出力する。演算処理部5が出
力するスラスタデューティによりスラスタ駆動信号処理
部6は、X方向スラスタ2a、2bを駆動する。最後
に、GPS信号処理部10はGPS受信機9が出力する
時刻情報からRバー接近終了か否かの判定を行い、スト
ップコマンドを出力する。このコマンドを受けて加速度
計算処理部7は、前記加速度の出力を停止する。そのた
め、X方向スラスタ2a、2bは駆動を停止し、ランデ
ブは終了する。
【0023】第2の発明によるランデブ誘導制御装置に
おいては、GPSアンテナ8、GPS受信機9、GPS
信号処理部10は、地上での判定をオンボードで実施す
る目的で使用する。これにより、地上での時刻の判定を
省略できる。また、コマンド送信を行うことによる遅延
時間を省略でき、誤差を軽減できる。
【0024】
【発明の効果】第1の発明によればX方向スラスタのみ
を使用することで、スラスタの本数の省略が計られる上
に時間で決められた制御量を実施するので無駄な推薬消
費を減少できる。
【0025】また、第2の発明によれば、GPSの信号
をオンボードで使用することにより、地上からのコマン
ド送信遅延時間を省略できると共に、運用負荷を軽減で
きる。
【図面の簡単な説明】
【図1】 この発明によるランデブ誘導制御装置の実施
の形態1を示す図である。
【図2】 この発明によるランデブ誘導制御装置の実施
の形態2を示す図である。
【図3】 ランデブする宇宙機を示す図である。
【図4】 従来のランデブ接近の概要を示す図である。
【図5】 従来のランデブする宇宙機の誘導制御装置を
示す図である。
【符号の説明】
1a ランデブ接近する宇宙機(チェイサ)、1b ラ
ンデブされる宇宙機(ターゲット)、2 X方向スラス
タ、3 Z方向スラスタ、4 テレメトリコマンド処理
部、5 演算処理部、6 スラスタ駆動信号処理部、7
加速度計算処理部、8 GPSアンテナ、9 GPS
受信機、10 GPS信号処理部。

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】 宇宙空間において、二つの宇宙機をラン
    デブ飛行させる場合に使用され、かつターゲットとなる
    宇宙機に対してランデブする宇宙機に搭載されているラ
    ンデブ誘導制御装置において、地上からのスタート/ス
    トップコマンドを解読するテレメトリコマンド処理部
    と、上記テレメトリコマンド処理部からのスタート/ス
    トップ信号を受けてランデブに必要な自己の加速度計算
    を行う加速度計算処理部と、上記加速度計算処理部から
    の加速度を受けてスラスタデューティに変換する演算処
    理部と、上記演算処理部で求められたスラスタデューテ
    ィに応じて駆動命令を生成するスラスタ駆動部と、前記
    駆動命令によりX方向に推力を発生するスラスタとを備
    えたことを特徴とするランデブ誘導制御装置。
  2. 【請求項2】 宇宙空間において、二つの宇宙機をラン
    デブ飛行させる場合に使用され、かつターゲットとなる
    宇宙機に対してランデブする宇宙機に搭載されているラ
    ンデブ誘導制御装置において、GPS受信機を持ち、上
    記GPS受信機が出力する時刻データを用いてスタート
    /ストップコマンドを生成するGPS信号処理部と、上
    記GPS信号処理部が生成したスタート/ストップ信号
    を受けて加速度計算を行う加速度計算処理部と、上記加
    速度計算処理部からの加速度を受けてスラスタデューテ
    ィに変換する演算処理部と、上記演算処理部で求められ
    たスラスタデューティに応じて駆動命令を生成するスラ
    スタ駆動部と、前記駆動命令によりX方向に推力を発生
    するスラスタとを備えたことを特徴とするランデブ誘導
    制御装置。
JP37313899A 1999-12-28 1999-12-28 ランデブ誘導制御装置 Pending JP2001180599A (ja)

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7422693B2 (ja) 2021-01-28 2024-01-26 三菱電機株式会社 軌道制御装置、軌道制御方法、及び、軌道制御プログラム

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* Cited by examiner, † Cited by third party
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JP7422693B2 (ja) 2021-01-28 2024-01-26 三菱電機株式会社 軌道制御装置、軌道制御方法、及び、軌道制御プログラム

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