JP2001260996A - 宇宙航行体の姿勢制御装置 - Google Patents
宇宙航行体の姿勢制御装置Info
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】大推進力のガスジェット噴射装置を備える宇宙
航行体に搭載される場合に、フィードバック制御による
姿勢変動の補正を防止し、これにより姿勢制御における
信頼性を向上させる。 【解決手段】制御部１４の制御目標設定機能１４３によ
り、フィードバック制御機能１４２の制御目標値を、ガ
スジェット噴射装置１８による噴射トルクの発生時に、
フィードフォワード制御機能１４１による制御でリアク
ションホイール１６が宇宙航行体に与える姿勢変動を補
正しないように可変設定するように構成する。
航行体に搭載される場合に、フィードバック制御による
姿勢変動の補正を防止し、これにより姿勢制御における
信頼性を向上させる。 【解決手段】制御部１４の制御目標設定機能１４３によ
り、フィードバック制御機能１４２の制御目標値を、ガ
スジェット噴射装置１８による噴射トルクの発生時に、
フィードフォワード制御機能１４１による制御でリアク
ションホイール１６が宇宙航行体に与える姿勢変動を補
正しないように可変設定するように構成する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、例えば人工衛星
等の宇宙航行体の地球局に対する姿勢誤差を補正するた
めに用いられる宇宙航行体の姿勢制御装置に関する。
等の宇宙航行体の地球局に対する姿勢誤差を補正するた
めに用いられる宇宙航行体の姿勢制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】一般に、姿勢制御アクチュエータとして
リアクションホイールを使用する３軸姿勢制御方式の人
工衛星に搭載された姿勢制御装置においては、地球セン
サにより検出された地球局方向に対する指向誤差に基づ
いてリアクションホイールを回転させることにより、人
工衛星の姿勢誤差をなくすような方法が採られている。
しかし、この種の姿勢制御装置では、リアクションホイ
ールの蓄積角運動量が飽和して、リアクションホイール
の回転数が許容範囲を超えてしまうことになり、かえっ
て姿勢誤差が大きくなってしまうことになる。
リアクションホイールを使用する３軸姿勢制御方式の人
工衛星に搭載された姿勢制御装置においては、地球セン
サにより検出された地球局方向に対する指向誤差に基づ
いてリアクションホイールを回転させることにより、人
工衛星の姿勢誤差をなくすような方法が採られている。
しかし、この種の姿勢制御装置では、リアクションホイ
ールの蓄積角運動量が飽和して、リアクションホイール
の回転数が許容範囲を超えてしまうことになり、かえっ
て姿勢誤差が大きくなってしまうことになる。
【０００３】そこで、上記姿勢制御装置では、リアクシ
ョンホイールの蓄積角運動量が飽和することを回避する
機能（アンローディング）としてガスジェット噴射装置
を備え、このガスジェット噴射装置によるガスジェット
噴射によりリアクションホイールの蓄積角運動量を除去
する方法（スラスタアンローディング）が採られてい
る。また、姿勢制御装置には、スラスタアンローディン
グの際に、ガスジェット噴射時の衛星本体の姿勢誤差を
低減化する目的で、ガスジェット噴射タイミングに合わ
せてリアクションホイールによるフィードフォワード制
御を実施する機能（ホイールフィードフォワード制御）
が備えられている。ここで、図４（ａ）に示す如くガス
ジェット噴射装置により噴射トルクが発生すると、図４
（ｂ）に示す如くリアクションホイールにより与えられ
ていた人工衛星の姿勢変動方向が逆向きに変化され、以
後地球局方向との指向誤差がなくなるように人工衛星の
姿勢が制御されることとなる。この場合、図５に示す如
くホイールフィールドフォワード制御による角運動量が
ガスジェット噴射による角運動量と等しくなるように、
ホイールフィードフォワード制御に要するトルクと時間
を決定していた。
ョンホイールの蓄積角運動量が飽和することを回避する
機能（アンローディング）としてガスジェット噴射装置
を備え、このガスジェット噴射装置によるガスジェット
噴射によりリアクションホイールの蓄積角運動量を除去
する方法（スラスタアンローディング）が採られてい
る。また、姿勢制御装置には、スラスタアンローディン
グの際に、ガスジェット噴射時の衛星本体の姿勢誤差を
低減化する目的で、ガスジェット噴射タイミングに合わ
せてリアクションホイールによるフィードフォワード制
御を実施する機能（ホイールフィードフォワード制御）
が備えられている。ここで、図４（ａ）に示す如くガス
ジェット噴射装置により噴射トルクが発生すると、図４
（ｂ）に示す如くリアクションホイールにより与えられ
ていた人工衛星の姿勢変動方向が逆向きに変化され、以
後地球局方向との指向誤差がなくなるように人工衛星の
姿勢が制御されることとなる。この場合、図５に示す如
くホイールフィールドフォワード制御による角運動量が
ガスジェット噴射による角運動量と等しくなるように、
ホイールフィードフォワード制御に要するトルクと時間
を決定していた。
【０００４】しかし、大推進力のガスジェット噴射装置
を備える人工衛星では、リアクションホイールが発生可
能なトルクとガスジェット噴射によって生じるトルクに
大きな差異が生じることから、ホイールフィードフォワ
ード制御に要する時間が長大化する。フィードフォワー
ド制御は、本来、フィードバック制御が追従できない速
い動きを補償するものであるが、その所要時間が長大化
してしまうと、図６（ａ）に示す如くホイールフィード
フォワード制御によって与えられた人工衛星の姿勢変動
がフィードバック制御により補正されてしまい、それ故
に、図６（ｂ）に示す如くガスジェット噴射時の人工衛
星の地球局方向に対する姿勢誤差が増大してしまうとい
う問題が生じる。なお、図６において、図中細線はフィ
ードフォワード制御による角度応答を示しており、図中
太線はフィードバック制御による角度応答を示してい
る。
を備える人工衛星では、リアクションホイールが発生可
能なトルクとガスジェット噴射によって生じるトルクに
大きな差異が生じることから、ホイールフィードフォワ
ード制御に要する時間が長大化する。フィードフォワー
ド制御は、本来、フィードバック制御が追従できない速
い動きを補償するものであるが、その所要時間が長大化
してしまうと、図６（ａ）に示す如くホイールフィード
フォワード制御によって与えられた人工衛星の姿勢変動
がフィードバック制御により補正されてしまい、それ故
に、図６（ｂ）に示す如くガスジェット噴射時の人工衛
星の地球局方向に対する姿勢誤差が増大してしまうとい
う問題が生じる。なお、図６において、図中細線はフィ
ードフォワード制御による角度応答を示しており、図中
太線はフィードバック制御による角度応答を示してい
る。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】以上のように従来の宇
宙航行体の姿勢制御装置では、大推進力のガスジェット
噴射装置を備える人工衛星に搭載される場合に、フィー
ドフォワード制御に要する時間が長くなるため、フィー
ドバック制御により姿勢変動が補正されることになり、
人工衛星の姿勢制御に悪影響を及ぼすという問題を有し
ている。
宙航行体の姿勢制御装置では、大推進力のガスジェット
噴射装置を備える人工衛星に搭載される場合に、フィー
ドフォワード制御に要する時間が長くなるため、フィー
ドバック制御により姿勢変動が補正されることになり、
人工衛星の姿勢制御に悪影響を及ぼすという問題を有し
ている。
【０００６】そこで、この発明の目的は、大推進力のガ
スジェット噴射装置を備える宇宙航行体に搭載される場
合に、フィードバック制御による姿勢変動の補正を防止
し、これにより姿勢制御における信頼性の向上を図り得
る宇宙航行体の姿勢制御装置を提供することにある。
スジェット噴射装置を備える宇宙航行体に搭載される場
合に、フィードバック制御による姿勢変動の補正を防止
し、これにより姿勢制御における信頼性の向上を図り得
る宇宙航行体の姿勢制御装置を提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】この発明に係る宇宙航行
体の姿勢制御装置は、宇宙航行体に搭載され、該宇宙航
行体の姿勢制御を行なうための駆動制御トルクを発生す
るリアクションホイールと、同じく宇宙航行体に搭載さ
れ、リアクションホイールに蓄積される角運動量を除去
するための反駆動制御トルクを発生する推進部と、指令
信号もしくは地球方向検出手段により検出された宇宙航
行体の地球局方向に対する姿勢誤差に基づいてリアクシ
ョンホイールに対する制御を実行する第１の制御手段、
及びこの第１の制御手段による制御に要する時間が予め
決められた時間を経過する場合に、該第１の制御手段に
より制御された宇宙航行体の姿勢変動の補正を行なう第
２の制御手段を有したアクチュエータ駆動制御部とを備
えた宇宙航行体の姿勢制御装置を対象にしている。
体の姿勢制御装置は、宇宙航行体に搭載され、該宇宙航
行体の姿勢制御を行なうための駆動制御トルクを発生す
るリアクションホイールと、同じく宇宙航行体に搭載さ
れ、リアクションホイールに蓄積される角運動量を除去
するための反駆動制御トルクを発生する推進部と、指令
信号もしくは地球方向検出手段により検出された宇宙航
行体の地球局方向に対する姿勢誤差に基づいてリアクシ
ョンホイールに対する制御を実行する第１の制御手段、
及びこの第１の制御手段による制御に要する時間が予め
決められた時間を経過する場合に、該第１の制御手段に
より制御された宇宙航行体の姿勢変動の補正を行なう第
２の制御手段を有したアクチュエータ駆動制御部とを備
えた宇宙航行体の姿勢制御装置を対象にしている。
【０００８】そして、上記目的を達成するために、アク
チュエータ駆動制御部は、第２の制御手段の制御目標値
を第１の制御手段によるリアクションホイールの制御で
変動される宇宙航行体の姿勢角度に応じて可変設定する
制御目標値設定手段を備えるようにしたものである。
チュエータ駆動制御部は、第２の制御手段の制御目標値
を第１の制御手段によるリアクションホイールの制御で
変動される宇宙航行体の姿勢角度に応じて可変設定する
制御目標値設定手段を備えるようにしたものである。
【０００９】具体的に、制御目標値設定手段は、推進部
による反駆動制御トルクの発生時に、第２の制御手段の
制御目標値を第１の制御手段によるリアクションホイー
ルの制御で変動される宇宙航行体の姿勢角度に応じて可
変設定するようにし、また、推進部による反駆動制御ト
ルクの発生時に、第２の制御手段の制御目標値を、リア
クションホイールによる角運動量と推進部による角運動
量とがほぼ同一となるように可変設定するようにしてい
る。
による反駆動制御トルクの発生時に、第２の制御手段の
制御目標値を第１の制御手段によるリアクションホイー
ルの制御で変動される宇宙航行体の姿勢角度に応じて可
変設定するようにし、また、推進部による反駆動制御ト
ルクの発生時に、第２の制御手段の制御目標値を、リア
クションホイールによる角運動量と推進部による角運動
量とがほぼ同一となるように可変設定するようにしてい
る。
【００１０】この構成によれば、第２の制御手段の制御
目標値が、推進部による反駆動制御トルクの発生時に、
第１の制御手段による制御でリアクションホイールが宇
宙航行体に与える姿勢変動を補正しないように可変設定
されることにより、リアクションホイールによる角運動
量と推進部による角運動量とがほぼ同一となってリアク
ションホイールと推進部との間で蓄積角運動量の打ち消
しが行なわれることになり、このため、推進部による反
駆動制御トルクの発生時に、宇宙航行体に与えられる地
球局方向に対する姿勢誤差を最小限に抑えることができ
る。
目標値が、推進部による反駆動制御トルクの発生時に、
第１の制御手段による制御でリアクションホイールが宇
宙航行体に与える姿勢変動を補正しないように可変設定
されることにより、リアクションホイールによる角運動
量と推進部による角運動量とがほぼ同一となってリアク
ションホイールと推進部との間で蓄積角運動量の打ち消
しが行なわれることになり、このため、推進部による反
駆動制御トルクの発生時に、宇宙航行体に与えられる地
球局方向に対する姿勢誤差を最小限に抑えることができ
る。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下、この発明の実施形態につい
て図面を参照して詳細に説明する。
て図面を参照して詳細に説明する。
【００１２】図１は、この発明の一実施形態に係る姿勢
制御装置を示すブロック構成図である。図１に示す姿勢
制御装置は、地球センサ１１と、回転数検出部１２と、
リモートインタフェース部１３と、制御部１４と、ホイ
ール駆動部１５と、リアクションホイール１６と、ガス
ジェット駆動部１７と、ガスジェット噴射装置１８とを
備えている。これらのうち、地球センサ１１、回転数検
出部１２、リモートインタフェース部１３、ホイール駆
動部１５及びガスジェット駆動部１７は、それぞれ制御
部１４に接続されて統括的に制御される。また、ホイー
ル駆動部１５にはリアクションホイール１６が接続さ
れ、ガスジェット駆動部１７にはガスジェット噴射装置
１８が接続されている。
制御装置を示すブロック構成図である。図１に示す姿勢
制御装置は、地球センサ１１と、回転数検出部１２と、
リモートインタフェース部１３と、制御部１４と、ホイ
ール駆動部１５と、リアクションホイール１６と、ガス
ジェット駆動部１７と、ガスジェット噴射装置１８とを
備えている。これらのうち、地球センサ１１、回転数検
出部１２、リモートインタフェース部１３、ホイール駆
動部１５及びガスジェット駆動部１７は、それぞれ制御
部１４に接続されて統括的に制御される。また、ホイー
ル駆動部１５にはリアクションホイール１６が接続さ
れ、ガスジェット駆動部１７にはガスジェット噴射装置
１８が接続されている。
【００１３】すなわち、地球センサ１１により自装置を
搭載した宇宙航行体の地球局方向に対する指向誤差が検
出されると、この検出出力信号が制御部１４に供給され
る。制御部１４は、入力された検出出力信号に基づい
て、ホイール駆動部１５に対しホイール駆動信号を与え
る。ホイール駆動部１５は、入力されたホイール駆動信
号に基づいて、リアクションホイール１６を回転駆動さ
せて宇宙航行体の姿勢制御を行なうための駆動制御トル
クを発生させる。すなわち、リアクションホイール１６
を回転させて宇宙航行体の図示しない地球局に対する指
向誤差をなくすように制御される。
搭載した宇宙航行体の地球局方向に対する指向誤差が検
出されると、この検出出力信号が制御部１４に供給され
る。制御部１４は、入力された検出出力信号に基づい
て、ホイール駆動部１５に対しホイール駆動信号を与え
る。ホイール駆動部１５は、入力されたホイール駆動信
号に基づいて、リアクションホイール１６を回転駆動さ
せて宇宙航行体の姿勢制御を行なうための駆動制御トル
クを発生させる。すなわち、リアクションホイール１６
を回転させて宇宙航行体の図示しない地球局に対する指
向誤差をなくすように制御される。
【００１４】このリアクションホイール１６の回転数
は、回転数検出部１２により検出され、この検出結果が
制御部１４に出力される。制御部１４は、回転数検出部
１２の検出結果から回転数が許容範囲に達した場合に、
ガスジェット駆動部１７に制御信号を与えて、ガスジェ
ット噴射装置１８の噴射で反駆動制御トルクを発生させ
る。また、制御部１４は、リモートインタフェース部１
３で受信される地球局からの指令信号に基づいて、リア
クションホイール１６もしくはガスジェット噴射装置１
８を制御することも可能である。
は、回転数検出部１２により検出され、この検出結果が
制御部１４に出力される。制御部１４は、回転数検出部
１２の検出結果から回転数が許容範囲に達した場合に、
ガスジェット駆動部１７に制御信号を与えて、ガスジェ
ット噴射装置１８の噴射で反駆動制御トルクを発生させ
る。また、制御部１４は、リモートインタフェース部１
３で受信される地球局からの指令信号に基づいて、リア
クションホイール１６もしくはガスジェット噴射装置１
８を制御することも可能である。
【００１５】ところで、上記制御部１４には、フィード
フォワード（ＦＦ）制御機能１４１と、フィードバック
（ＦＢ）制御機能１４２と、制御目標設定機能１４３と
が設けられている。フィードフォワード機能１４１は、
地球センサ１１の検出結果もしくはリモートインタフェ
ース部１３で受信される指令信号に基づいてリアクショ
ンホイール１６に対する制御を実行する。フィードバッ
ク制御機能１４２は、フィードフォワード制御機能１４
１による制御処理に要する時間が予め決められた時間を
経過する場合に、フィードフォワード制御機能１４１に
より制御された宇宙航行体の姿勢変動分の補正を行なう
ように、例えばリアクションホイール１６を逆回転させ
る。
フォワード（ＦＦ）制御機能１４１と、フィードバック
（ＦＢ）制御機能１４２と、制御目標設定機能１４３と
が設けられている。フィードフォワード機能１４１は、
地球センサ１１の検出結果もしくはリモートインタフェ
ース部１３で受信される指令信号に基づいてリアクショ
ンホイール１６に対する制御を実行する。フィードバッ
ク制御機能１４２は、フィードフォワード制御機能１４
１による制御処理に要する時間が予め決められた時間を
経過する場合に、フィードフォワード制御機能１４１に
より制御された宇宙航行体の姿勢変動分の補正を行なう
ように、例えばリアクションホイール１６を逆回転させ
る。
【００１６】また、制御目標設定機能１４３は、フィー
ドバック制御機能１４２の制御目標値を、フィードフォ
ワード制御機能１４１によるリアクションホイール１６
の回転駆動で変動される宇宙航行体の姿勢角度に応じて
可変設定する。この際、制御目標設定機能１４３は、制
御部１４内の図示しない内蔵タイマーにより制御開始時
から計測される時間に基づいて、姿勢角補正量を求め
る。
ドバック制御機能１４２の制御目標値を、フィードフォ
ワード制御機能１４１によるリアクションホイール１６
の回転駆動で変動される宇宙航行体の姿勢角度に応じて
可変設定する。この際、制御目標設定機能１４３は、制
御部１４内の図示しない内蔵タイマーにより制御開始時
から計測される時間に基づいて、姿勢角補正量を求め
る。
【００１７】この姿勢角補正量については、図２（ａ）
に示す応答特性から、フィードフォワード制御機能１４
１により制御される宇宙航行体の姿勢角速度ωrefを求
め、リアクションホイール１６から発生される駆動制御
トルクＴWHL及び宇宙航行体が持つ衛星慣性モーメント
Ｉを定数とし、時間ｔを変数として積分を行なうことに
より計算される。この姿勢角補正量θrefを求める式に
ついては、制御部１４内のプログラム中に予め記述され
ている。
に示す応答特性から、フィードフォワード制御機能１４
１により制御される宇宙航行体の姿勢角速度ωrefを求
め、リアクションホイール１６から発生される駆動制御
トルクＴWHL及び宇宙航行体が持つ衛星慣性モーメント
Ｉを定数とし、時間ｔを変数として積分を行なうことに
より計算される。この姿勢角補正量θrefを求める式に
ついては、制御部１４内のプログラム中に予め記述され
ている。
【００１８】そして、制御目標設定機能１４３は、フィ
ードバック制御機能１４２で予め決められた制御目標値
から姿勢角補正量θrefを差し引いた値を新たな制御目
標値としてフィードバック制御機能１４２に設定する。
ードバック制御機能１４２で予め決められた制御目標値
から姿勢角補正量θrefを差し引いた値を新たな制御目
標値としてフィードバック制御機能１４２に設定する。
【００１９】次に、上記構成による制御部１４の制御目
標値設定動作について説明する。図３は、その制御手順
及び制御内容を示すフローチャートである。
標値設定動作について説明する。図３は、その制御手順
及び制御内容を示すフローチャートである。
【００２０】すなわち、制御部１４は、地球センサ１１
により宇宙航行体の地球局方向に対する指向誤差が検出
されると、ホイール駆動部１５に指示を与えてリアクシ
ョンホイール１６を回転させる。このリアクションホイ
ール１６による回転数が回転数検出部１２により所定値
に達したか否かが検出され（ステップ３ａ）、所定値以
上になると（ＹＥＳ）、制御部１４は、補正実行係数α
を１に設定し（ステップ３ｂ）、補正量の算出を行なう
（ステップ３ｃ）。そして、フィードバック制御機能１
４２に予め設定された制御目標値から補正量を差し引き
（ステップ３ｄ）、この差し引き結果を制御目標値とし
てフィードバック制御機能１４２に設定する（ステップ
３ｅ）。これにより、フィードフォワード制御機能１４
１の制御による宇宙航行体の姿勢変動をフィードバック
制御機能１４２により補正されることを防止できる。な
お、リアクションホイール１６の回転数が所定値に達し
た時点では、ガスジェット噴射装置１７によるスラスタ
アンローディングが行われている。
により宇宙航行体の地球局方向に対する指向誤差が検出
されると、ホイール駆動部１５に指示を与えてリアクシ
ョンホイール１６を回転させる。このリアクションホイ
ール１６による回転数が回転数検出部１２により所定値
に達したか否かが検出され（ステップ３ａ）、所定値以
上になると（ＹＥＳ）、制御部１４は、補正実行係数α
を１に設定し（ステップ３ｂ）、補正量の算出を行なう
（ステップ３ｃ）。そして、フィードバック制御機能１
４２に予め設定された制御目標値から補正量を差し引き
（ステップ３ｄ）、この差し引き結果を制御目標値とし
てフィードバック制御機能１４２に設定する（ステップ
３ｅ）。これにより、フィードフォワード制御機能１４
１の制御による宇宙航行体の姿勢変動をフィードバック
制御機能１４２により補正されることを防止できる。な
お、リアクションホイール１６の回転数が所定値に達し
た時点では、ガスジェット噴射装置１７によるスラスタ
アンローディングが行われている。
【００２１】また、ステップ３ａにおいて、リアクショ
ンホイール１６の回転数が所定値に達しない場合（Ｎ
Ｏ）、制御部１４は、補正実行係数αを０に設定し（ス
テップ３ｆ）、補正量算出を実行する。
ンホイール１６の回転数が所定値に達しない場合（Ｎ
Ｏ）、制御部１４は、補正実行係数αを０に設定し（ス
テップ３ｆ）、補正量算出を実行する。
【００２２】以上のように上記実施形態によれば、制御
部１４の制御目標設定機能１４３において、フィードバ
ック制御機能１４２の制御目標値が、ガスジェット噴射
装置１８による噴射トルクの発生時に、フィードフォワ
ード制御機能１４１による制御でリアクションホイール
１６が宇宙航行体に与える姿勢変動を補正しないように
可変設定されることにより、リアクションホイール１６
による角運動量とガスジェット噴射装置１８による擾乱
角運動量とがほぼ同一となってリアクションホイール１
６とガスジェット噴射装置１８との間で蓄積角運動量の
打ち消しが行なわれることになり、このため、ガスジェ
ット噴射装置１８による噴射トルクの発生時に、宇宙航
行体に与えられる地球局方向に対する姿勢誤差を最小限
に抑えることができ、さらに、大推進力のガスジェット
噴射装置を使用した場合にも、この噴射トルクに対応す
ることができる。
部１４の制御目標設定機能１４３において、フィードバ
ック制御機能１４２の制御目標値が、ガスジェット噴射
装置１８による噴射トルクの発生時に、フィードフォワ
ード制御機能１４１による制御でリアクションホイール
１６が宇宙航行体に与える姿勢変動を補正しないように
可変設定されることにより、リアクションホイール１６
による角運動量とガスジェット噴射装置１８による擾乱
角運動量とがほぼ同一となってリアクションホイール１
６とガスジェット噴射装置１８との間で蓄積角運動量の
打ち消しが行なわれることになり、このため、ガスジェ
ット噴射装置１８による噴射トルクの発生時に、宇宙航
行体に与えられる地球局方向に対する姿勢誤差を最小限
に抑えることができ、さらに、大推進力のガスジェット
噴射装置を使用した場合にも、この噴射トルクに対応す
ることができる。
【００２３】また、ガスジェット噴射装置１８による噴
射トルクの発生時については、回転数検出部１２でリア
クションホイール１６の回転数が所定値に達したか否か
を検出することで、把握することができる。
射トルクの発生時については、回転数検出部１２でリア
クションホイール１６の回転数が所定値に達したか否か
を検出することで、把握することができる。
【００２４】なお、上記実施形態では、１軸に対する姿
勢制御について説明したが、３軸についてもそれぞれに
リアクションホイール及びガスジェット噴射装置を設
け、各軸で並行して制御を行なうようにもできる。
勢制御について説明したが、３軸についてもそれぞれに
リアクションホイール及びガスジェット噴射装置を設
け、各軸で並行して制御を行なうようにもできる。
【００２５】また、上記実施形態では、アンローディン
グを行なう推進部としてガスジェット噴射装置を用いる
ようにしているが、この他に、例えばイオンスラスタや
プラズマスラスタといった電気推進系を用いるようにし
てもよい。
グを行なう推進部としてガスジェット噴射装置を用いる
ようにしているが、この他に、例えばイオンスラスタや
プラズマスラスタといった電気推進系を用いるようにし
てもよい。
【００２６】さらに、上記実施形態では、リアクション
ホイール１６から発生される駆動制御トルクと衛星慣性
モーメントとが一定であることを条件としてフィードバ
ック制御機能１４２の制御目標値を設定するための姿勢
角補正量を求めるようにしたが、リアクションホイール
の種類や宇宙航行体の種類によって駆動制御トルクや衛
星慣性モーメントが異なる場合がある。この場合、制御
部１４に宇宙航行体の種類もしくはリアクションホイー
ルの種類に応じた駆動制御トルク値及び衛星慣性モーメ
ント値を記憶したデータベースを設けておくようにすれ
ば、制御部１４は、搭載される宇宙航行体もしくは制御
対象となるリアクションホイールに応じてデータベース
を参照し、この参照結果に基づきフィードバック制御機
能１４２の制御目標値を選択設定することができる。こ
れにより、リアクションホイールの交換が行なわれた場
合や本発明の姿勢制御装置の制御対象となる宇宙航行体
が違う宇宙航行体に交換された場合、装置の設計段階等
において柔軟に対応できるようにもなる。
ホイール１６から発生される駆動制御トルクと衛星慣性
モーメントとが一定であることを条件としてフィードバ
ック制御機能１４２の制御目標値を設定するための姿勢
角補正量を求めるようにしたが、リアクションホイール
の種類や宇宙航行体の種類によって駆動制御トルクや衛
星慣性モーメントが異なる場合がある。この場合、制御
部１４に宇宙航行体の種類もしくはリアクションホイー
ルの種類に応じた駆動制御トルク値及び衛星慣性モーメ
ント値を記憶したデータベースを設けておくようにすれ
ば、制御部１４は、搭載される宇宙航行体もしくは制御
対象となるリアクションホイールに応じてデータベース
を参照し、この参照結果に基づきフィードバック制御機
能１４２の制御目標値を選択設定することができる。こ
れにより、リアクションホイールの交換が行なわれた場
合や本発明の姿勢制御装置の制御対象となる宇宙航行体
が違う宇宙航行体に交換された場合、装置の設計段階等
において柔軟に対応できるようにもなる。
【００２７】よって、この発明は上記実施形態に限るこ
となく、その他、この発明の要旨を逸脱しない範囲で種
々の変形を実施し得ることはもちろんのことである。
となく、その他、この発明の要旨を逸脱しない範囲で種
々の変形を実施し得ることはもちろんのことである。
【００２８】
【発明の効果】以上詳述したようにこの発明によれば、
大推進力のガスジェット噴射装置を備える宇宙航行体に
搭載される場合に、フィードバック制御による姿勢変動
の補正を防止し、これにより姿勢制御における信頼性の
向上を図り得る宇宙航行体の姿勢制御装置を提供するこ
とができる。
大推進力のガスジェット噴射装置を備える宇宙航行体に
搭載される場合に、フィードバック制御による姿勢変動
の補正を防止し、これにより姿勢制御における信頼性の
向上を図り得る宇宙航行体の姿勢制御装置を提供するこ
とができる。
【図１】この発明の一実施形態に係る宇宙航行体の姿勢
制御装置を示すブロック構成図。
制御装置を示すブロック構成図。
【図２】上記図１に示したフィードバック制御機能の目
標設定を行なうために使用するフィードフォワード制御
機能による角度応答特性を示す特性図。
標設定を行なうために使用するフィードフォワード制御
機能による角度応答特性を示す特性図。
【図３】上記図１に示した制御部における制御目標値設
定動作の手順を示すフローチャート。
定動作の手順を示すフローチャート。
【図４】従来のガスジェット噴射装置による角速度応答
及びリアクションホイールによる角速度応答を示す特性
図。
及びリアクションホイールによる角速度応答を示す特性
図。
【図５】同従来のリアクションホイールによる角運動量
とガスジェット噴射装置による角運動量との相対関係を
説明するために示す特性図。
とガスジェット噴射装置による角運動量との相対関係を
説明するために示す特性図。
【図６】同従来における問題を説明するための角度応答
特性図。
特性図。
１１…地球センサー、 １２…回転数検出部、 １３…リモートインタフェース部、 １４…制御部、 １５…ホイール駆動部、 １６…リアクションホイール、 １７…ガスジェット駆動部、 １８…ガスジェット噴射装置、 １４１…フィードフォワード制御機能、 １４２…フィードバック制御機能、 １４３…制御目標設定機能。
Claims (7)
- 【請求項１】 宇宙航行体に搭載され、該宇宙航行体の
姿勢制御を行なうための駆動制御トルクを発生するリア
クションホイールと、同じく前記宇宙航行体に搭載さ
れ、前記リアクションホイールに蓄積された角運動量を
除去するための反駆動制御トルクを発生する推進部と、
指令信号に基づいて前記リアクションホイールに対する
制御を実行する第１の制御手段、及びこの第１の制御手
段による制御に要する時間が予め決められた時間を経過
する場合に、該第１の制御手段により制御された前記宇
宙航行体の姿勢変動の補正を行なう第２の制御手段を有
したアクチュエータ駆動制御部とを備えた宇宙航行体の
姿勢制御装置において、 前記アクチュエータ駆動制御部は、前記第２の制御手段
の制御目標値を前記第１の制御手段による前記リアクシ
ョンホイールの制御で変動される前記宇宙航行体の姿勢
角度に応じて可変設定する制御目標値設定手段を備えて
なることを特徴とする宇宙航行体の姿勢制御装置。 - 【請求項２】 宇宙航行体に搭載され、該宇宙航行体の
姿勢制御を行なうための駆動制御トルクを発生するリア
クションホイールと、同じく前記宇宙航行体に搭載さ
れ、前記リアクションホイールに蓄積された角運動量を
除去するための反駆動制御トルクを発生する推進部と、
前記宇宙航行体の地球局方向に対する指向誤差を検出す
る地球方向検出手段と、この地球方向検出手段による検
出結果に基づいて前記リアクションホイールに対する制
御を実行する第１の制御手段、及びこの第１の制御手段
による制御に要する時間が予め決められた時間を経過す
る場合に、該第１の制御手段により制御された前記宇宙
航行体の姿勢変動の補正を行なう第２の制御手段を有し
たアクチュエータ駆動制御部とを備えた宇宙航行体の姿
勢制御装置において、 前記アクチュエータ駆動制御部は、前記第２の制御手段
の制御目標値を前記第１の制御手段による前記リアクシ
ョンホイールの制御で変動される前記宇宙航行体の姿勢
角度に応じて可変設定する制御目標値設定手段を備えて
なることを特徴とする宇宙航行体の姿勢制御装置。 - 【請求項３】 前記制御目標値設定手段は、前記推進部
による反駆動制御トルクの発生時に、前記第２の制御手
段の制御目標値を前記第１の制御手段による前記リアク
ションホイールの制御で変動される前記宇宙航行体の姿
勢角度に応じて可変設定することを特徴とする請求項１
または２記載の宇宙航行体の姿勢制御装置。 - 【請求項４】 前記制御目標値設定手段は、前記推進部
による反駆動制御トルクの発生時に、前記第２の制御手
段の制御目標値を、前記リアクションホイールによる角
運動量と前記推進部による角運動量とがほぼ同一となる
ように可変設定することを特徴とする請求項１または２
記載の宇宙航行体の姿勢制御装置。 - 【請求項５】 前記制御目標値設定手段は、前記リアク
ションホイールから発生される駆動制御トルク、前記宇
宙航行体が有する慣性モーメント及び制御に要する時間
を用いて姿勢角補正量を求め、前記第２の制御手段が有
する制御目標値から前記姿勢角補正量を差し引くこと
で、制御目標値を可変設定することを特徴とする請求項
１または２記載の宇宙航行体の姿勢制御装置。 - 【請求項６】 前記制御目標値設定手段は、前記宇宙航
行体が前記リアクションホイールの回転数を検出する回
転数検出部を備えている場合に、この回転数検出部によ
る検出結果に基づいて前記リアクションホーイルの回転
数が所定値に達したか否かを判定し、この判定結果から
所定値に達した場合に、前記第２の制御手段の制御目標
値の可変設定を実行することを特徴とする請求項１また
は２記載の宇宙航行体の姿勢制御装置。 - 【請求項７】 前記制御目標値設定手段は、前記アクチ
ュエータ制御部に前記宇宙航行体の種類もしくは前記リ
アクションホイールの種類に応じた補正量を記憶したデ
ータベースが設けられている場合に、搭載される前記宇
宙航行体もしくは制御対象となるリアクションホイール
に応じて前記データベースを参照し、この参照結果に基
づき前記第２の制御手段の制御目標値を選択的に可変設
定する機能を有することを特徴とする請求項１または２
記載の宇宙航行体の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000081270A JP2001260996A (ja) | 2000-03-23 | 2000-03-23 | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000081270A JP2001260996A (ja) | 2000-03-23 | 2000-03-23 | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2001260996A true JP2001260996A (ja) | 2001-09-26 |
Family
ID=18598230
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000081270A Pending JP2001260996A (ja) | 2000-03-23 | 2000-03-23 | 宇宙航行体の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2001260996A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100467507B1 (ko) * | 2002-09-27 | 2005-01-24 | 한국항공우주연구원 | 정지궤도 인공위성 피라미드형 반작용휠 모멘텀 관리 방법 |
| JP2008179194A (ja) * | 2007-01-23 | 2008-08-07 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星の姿勢制御装置 |
| JP2020066427A (ja) * | 2018-10-25 | 2020-04-30 | ゼネラル・アトミックスＧｅｎｅｒａｌ Ａｔｏｍｉｃｓ | 固有ベクトル、非線形動的反転、及びフィードフォワード制御を用いた人工衛星姿勢制御システム |
| CN111319795A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-06-23 | 上海航天控制技术研究所 | 自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统 |
-
2000
- 2000-03-23 JP JP2000081270A patent/JP2001260996A/ja active Pending
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR100467507B1 (ko) * | 2002-09-27 | 2005-01-24 | 한국항공우주연구원 | 정지궤도 인공위성 피라미드형 반작용휠 모멘텀 관리 방법 |
| JP2008179194A (ja) * | 2007-01-23 | 2008-08-07 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星の姿勢制御装置 |
| JP2020066427A (ja) * | 2018-10-25 | 2020-04-30 | ゼネラル・アトミックスＧｅｎｅｒａｌ Ａｔｏｍｉｃｓ | 固有ベクトル、非線形動的反転、及びフィードフォワード制御を用いた人工衛星姿勢制御システム |
| US11279501B2 (en) | 2018-10-25 | 2022-03-22 | General Atomics | Satellite attitude control system using eigen vector, non-linear dynamic inversion, and feedforward control |
| JP7149247B2 (ja) | 2018-10-25 | 2022-10-06 | ゼネラル・アトミックス | 固有ベクトル、非線形動的反転、及びフィードフォワード制御を用いた人工衛星姿勢制御システム |
| CN111319795A (zh) * | 2020-02-26 | 2020-06-23 | 上海航天控制技术研究所 | 自主实时反馈补偿姿控喷气影响的高精度轨控方法及系统 |
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