JP2001502272A

JP2001502272A - 自律的太陽輻射圧トルク管理

Info

Publication number: JP2001502272A
Application number: JP10518638A
Authority: JP
Inventors: ゼンプライス; カムチャン
Original assignee: スペースシステムズ／ローラルインコーポレイテッド
Priority date: 1996-10-16
Filing date: 1997-10-14
Publication date: 2001-02-20
Also published as: EP0932549A1; EP0932549A4; US5996942A; AU4825197A; DE69720750D1; WO1998016424A1; EP0932549B1

Abstract

(57)【要約】本発明による、宇宙船を所望の軌道のコンフィギュレーションに維持する方法は、（ａ）モーメンタムホイールに蓄積されるヨー・モーメンタムの履歴を記録するステップと、（ｂ）前の時間間隔（例えば、１日）に亘る平均の慣性トルク及びモーメンタムを推定するステップと、（ｃ）ＰＩＤ制御法を用いて慣性トルクの所望の変化を確定するステップと、（ｄ）太陽輻射圧トルクの所望の変化から太陽電池アレイ位置及び衛星トリムタブの変更を指令するステップと、（ｅ）トリムタブ及び太陽電池アレイを所望の量だけスルーイングするステップと、を有する。

Description

【発明の詳細な説明】自律的太陽輻射圧トルク管理出願中の仮特許出願による優先権主張「自律的太陽輻射圧トルク管理（Autonomous Solar Torque Management）」と題されたゼン・プライス（Xen Price）他による、出願日が１９９６年１０月１６日である出願中の仮特許出願第６０／０２８，５９４号により、米国特許法（３５ＵＳＣ）第１１９条（ｅ）に基づきここに優先権を主張する。この出願中の仮特許出願の開示の全体をここに引用する。発明の属する技術分野本発明は宇宙船、特に、３軸安定宇宙船を所望の軌道コンフィギュレーションに維持する方法及び装置に関する。発明の背景宇宙船は、宇宙空間に打ち上げられ、一度意図された軌道に配備されると様々な操作を実行する。宇宙船が選択された軌道に配備された後、宇宙船には様々な力（例えば、太陽輻射圧トルク、及び／又は磁気トルクなど他の環境外乱トルク）が働き、宇宙船を選択された軌道から離れた誤った軌道にドリフトさせる。したがって、宇宙船を正しい軌道に戻すために定期的（例えば、毎日、毎週、毎月など）な軌道操作がしばしば要求される。これらのタイプの操作は、ステーションキーピング操作として知られている。各種操作の実行の間、通信又は撮影ハードウェアなどの宇宙船ペイロードを予め選択された惑星位置へ向け、及び／又は宇宙船の推力ベクトルを正しく向けるために宇宙船姿勢の高精度な制御が重要である。したがって、通常、宇宙船は宇宙船の姿勢を予め確立された不感帯制限内に制御することを可能にする閉ループ制御システムを備えている。かかる制御システムは、宇宙船姿勢を修正するために宇宙船に与えるトルクを選択的に生成する宇宙船スラスタをしばしば用いる。本願と同一の出願人に譲渡された以下の米国特許は、宇宙船姿勢制御を提供する様々なアプローチの例示である。すなわち、米国特許第5,459,669号であるアジット（Adsit）他の「宇宙船姿勢制御の制御システム及び制御方法（Control S ystem And Method For Spacecraft Attitude Control）」、米国特許第5,400,25 2号であるカジミ（Kazimi）他の「北又は南ステーションキーピング操作の間の宇宙船東西軌道制御（Spacecraft East/West Orbit Control During A North Or South Stationkeeping Maneuver）」、米国特許第5,349,532号であるティリー（Tilley）他の「ジンバル、スロットル付きスラスタを用いたモーメンタム・アンローディング（Spacecraft Attitude Control And Momentum Unloading Using Gimballed And Throttled Thrusters）」、及び米国特許第5,222,023号であるリュー（Liu）他の「宇宙船姿勢制御の補正遷移（Compensated Transiti on For Spacecraft Attitude Control）」である。文献としてまた、米国特許第5,184,790号であるファウエル（Fowell）の「軌道傾斜のための２軸姿勢修正（Two-Axis Attitude Correction For Orbit Incli nation）」、米国特許第4,931,942号であるガーグ（Garg）他の「宇宙船姿勢制御の移行制御システム（Transition Control System For Spacecraft Attitude Control）」、米国特許第4,848,706号であるガーグ（Garg）他の「結合スラスタを用いた宇宙船姿勢制御（Spacecraft Attitude Control Using Coupled Thrust ers）」、米国特許第4,767,084号であるチャン（Chan）他の「３軸安定宇宙船の自律的ステーションキーピング（Autonomous Stationkeeping For Three-Axis S tabilized Spacecraf）」、米国特許第4,599,697号であるチャン（Chan）他の「デジタルＰＷＰＦ３軸宇宙船姿勢制御（Digital PWPF Three Axis Spacecraft A ttitude Control）」、米国特許第4,521,855号であるレーナー（Lehner）他の「電子的軌道上ロール／ヨー衛星制御（Electronic On-Orbit Roll/Yaw Satellite Control）」、米国特許第4,489,383号であるシュミット，Jr．（Schmidt，Jr. ）の「高傾斜軌道衛星の閉ループ磁気ロール／ヨー制御システム（Closed-Loop Magnetic Roll/Yaw Control System For High Inclination Orbit Satellites）」、及び米国特許第4,084,772号であるムールフェルダー（Muhlfelder）の「モーメンタム・バイアス宇宙船のロール／ヨー船体操縦（Ro ll/Yaw Body Steering For Momentum Biased Spacecraft）」、がある。更に、興味深いのは、米国特許第4,759,517号であるクラーク（Clark）の「ソーラーセイリングを用いたステーションキーピング（Station-Keeping Using So lar Sailing）」、及び米国特許第4,684,084号であるフルトナー（Fuldner）他の「対称質量中心、非対称展開形付属物を有する宇宙船構造（Spacecraft Struc ture with Symmetrical Mass Center and Asymmetrical Deployable Appendages ）」である。また参考文献として、ボン・ビー（Bong Wie）他による「ステーションキーピング操作の間のフレキシブルな宇宙船の姿勢安定化（Attitude Stabilization o f Flexible Spacecraft During Stationkeeping Maneuvers）」と題された刊行物（ジャーナル・オブ・ガイダンス誌第７巻、No.4、430-436頁、１９８４年７月−８月）がある。通常の静止衛星は、太陽のトルク不均衡を最小にするように設計されている。太陽及び環境外乱トルクの残差はモーメンタムホイールに蓄積され、次に、例えば、宇宙船のスラスタ、磁気トルカ、トリムタブ又は太陽電池パネル角度調整によって定期的にアンロードされる。慣性ロール及びヨー太陽輻射圧トルクを制御する技術は宇宙船操作、特に、撮影又は通信ペイロードなどのペイロードを有し高度な短期的姿勢安定性が必要とされる宇宙船にとって重要であることが認識される。本発明の目的及び利点本発明の第１の目的及び利点は、宇宙船に作用する太陽輻射圧トルクをバランスさせる方法及び装置を提供することである。本発明の第２の目的及び利点は、制御された仕方で角度位置が調整されたトリムタブ及び太陽電池アレイを用いて宇宙船に作用するロール及びヨー太陽輻射圧トルクをバランスさせる方法及び装置を提供することである。発明の概要本発明は、１つの太陽電池アレイ及びトリムタブを有する宇宙船に蓄積する長期のロール及びヨー・モーメンタムをゼロにする方法及び装置を提供する。本発明の教示を用いることによって、大きな太陽幅射圧トルクがある場合にも改善された安定性を提供する。本発明は、非常に小さな太陽電池アレイの位置ずれがあるのみで、太陽電池アレイをトルク調整アクチュエータとして用いる。本発明の利点は、以下を含む。すなわち、自律的動作、アクチュエータ調整による平均太陽輻射圧トルクのバランシング、単一の太陽電池アレイ及びトリムタブによるロール及びヨー・トルクのバランシング、及びタコメータのみの直接センサ測定である。本発明による、宇宙船を所望の軌道のコンフィギュレーションに維持する方法は、（ａ）モーメンタムホイールに蓄積されるヨー・モーメンタムの履歴を記録するステップと、（ｂ）前の時間間隔（例えば、１日）に亘る平均の慣性トルク及びモーメンタムを推定するステップと、（ｃ）比例積分微分（ＰＩＤ）制御法を用いて慣性トルクの所望の変化を確定するステップと、（ｄ）太陽輻射圧トルクの所望の変化から衛星トリムタブ及び太陽電池アレイ位置の変更を指令するステップと、（ｅ）トリムタブ及び太陽電池アレイを所定量だけスルーイングするステツプと、を有する。図面の簡単な説明本発明の前述及び他の特徴は、下記の詳細な説明を添付の図面と共に読むことによって、より一層明らかとなる。図１は、本発明の宇宙船の図である。図２は、本発明のソーラーセイリング制御システムのブロック図である。図３は、本発明のＰＩＤ制御法システム・コントローラのブロック図である。図４Ａ及び４Ｂは、図３のＰＩＤコントローラの安定性の特性を示すグラフである。図５Ａ−５Ｃは、図３のＰＩＤコントローラの閉ループ周波数応答特性を示すグラフである。図６Ａ−６Ｈは、本発明の動作の長期シミュレーションの結果を示すグラフであり、シミュレーションはソーラーセイリング及びステーションキーピング過渡状態のあるＶモード動作を仮定している。図７は、本発明の方法を図示する論理フローチャートである。図８は、太陽電池アレイ・パネル及びトリムタブをより詳細に示す立面図である。図９Ａは、本発明の実施に適した宇宙船の立面図である。図９Ｂは、図９Ａの宇宙船ペイロードの一部を形成する撮影装置走査アセンブリの立面図である。図９Ｃは、図９Ｂの撮影装置走査アセンブリを含む撮影装置ペイロードの立面分解組立図であり、宇宙船及び撮影装置の軸を更に示す。図９Ｄは、図９Ｃに示される撮影装置の撮影装置座標フレームを示す。発明の詳細な説明本発明は、１つの太陽電池アレイ１２、トリムタブ１４、及びセイル／ブーム付属物１６を有する宇宙船１０に蓄積する長期のロール及びヨー・モーメンタムをゼロにする方法及び装置を提供する。図１に示すように、これらの全ては宇宙船バス１８から展開される。宇宙船バス１８は、マイクロプロセッサなどのプログラマブル・コントローラ１８Ａ、及び３軸のモーメンタムホイール・ベースの安定化システム１８Ｂを含んでいると仮定する。宇宙船１０の実施例をより詳細に示す図９Ａ−９Ｄを参照する。宇宙船１０は、テレメトリ及びコントロール（Ｔ＆Ｃ）アンテナ１０Ｂを押し出すバス１０Ａ、磁力計１０Ｃ、地球センサ１０Ｃ’、及び撮影ペイロードの入口アパーチャ１０Ｄを含む。また、バス１０Ａには、トリム・タブ１４を支持する太陽電池パネル１２及びソーラーセイル１６が取り付けられている。図９Ｂは、撮影ペイロードの一部、特に、走査ミラー１０Ｈ及びそれに関連する装置を示す。図９Ｃは、望遠鏡１０Ｉ及び検出器１０Ｊ及び光学アパーチャ１０Ｄに対する走査鏡アセンブリ及び走査ミラー１０Ｈの方向を示す。また、様々な宇宙船及び撮影装置の軸が示されている。図９Ｄは、撮影装置１０Ｊの座標フレームを図示し、撮影装置に重ね合わせた地球の例示的な画像を示す。図８は、太陽電池アレイ・パネル１２及びトリムタブ・パネル１４の一部をより詳細に示す。一組のステッパモータ１５ａ及び１５ｂは回転メカニズム１５ｃと共に働き、離散的なステップにより、太陽電池アレイ・パネル１４に対するトリムタブ・パネル１４の角度方向を調整する。宇宙船１０の船体に対する太陽電池アレイ・パネル１２の角度方向もまた同じように調整することができる。太陽電池アレイの適切な寸法は１００ｘ１００インチであり、全太陽電池パネル（２つのアレイ）で２００ｘ１００インチの大きさである。トリムタブ１４の例示的な大きさは、５０インチ（長さ）ｘ７０インチ（幅）である。本発明は、大きな太陽幅射圧トルクがあっても、通常の太陽方向コンフィギュレーションからごく僅かな太陽電池アレイの位置ずれを必要とするのみで、太陽電池アレイ１２をトルク調整アクチュエータとして用いて改善された安定性を提供する。本発明の利点は、自律的動作、アクチュエータ調整による平均太陽幅射圧トルクのバランシング、１つの太陽電池アレイ１２及びトリムタブ１４によるロール及びヨー・トルクのバランシング、及びタコメータのみの直接センサ測定を含む。本発明は、慣性ロール及びヨー太陽輻射圧トルク管理のオンボード自律制御のための新しい方法を用いる。この方法は、搭載プロセッサ１８Ａ、太陽電池アレイ１２及びトリムタブ１４を含むホイール制御された如何なる３軸宇宙船にも適用できる。図１及び８はこのような宇宙船の構成を示すが、図示された構成は本発明の実現に対する制限として見てはならない。好適なコントローラ・トポロジ及びアルゴリズムは、その根源において、慣性ロール及びヨー太陽輻射圧トルクの制御を可能にする。搭載コントローラ１８Ａは、測定されたホイール速度だけを入力として用い、定期的な間隔（例えば、１日につき２度）でトリムタブ１４及び太陽電池アレイ１２の角度調整指令を生成する。これらの光学面の角度調整は、慣性ロール及びヨー太陽輻射圧トルクを直接制御するように働く。従って、宇宙船スラスタによってモーメンタムのアンロードを実行する必要は取り除かれ、又は低減され、ロール／ヨー・モーメンタムは所望の動作範囲内に維持される。撮影及びある種の通信ペイロードなど高いレベルの短期姿勢安定性を必要とするペイロードを用いる場合に、この利点は特に重要である。図２は、宇宙船ダイナミクス（Ｓ／Ｃダイナミクス）２０の出力及びモーメンタムホイール制御ループ１８Ｂに結合された入力を有するコントローラ１８Ａを示す。コントローラ１８Ａは、トリムタブ制御チャネル及び太陽電池アレイ制御チャネルに出力を供給するトルク・モーメンタム最小２乗（ＬＳ）推定ブロック２２を含む。ＬＳブロック２２は、慣性モーメンタム及びトルクをヨー・モーメンタムから推定する。トリムタブ制御チャネルは、デルタトルク・トゥ・デルタトリムタブ角度制御ブロック２６に結合された第１の比例積分微分（ＰＩＤ）制御法ブロック２４を含む。太陽電池アレイ制御チャネルは、デルタトルク・トゥ・デルタ太陽電池アレイ角度制御ブロック３０に結合された第２のＰＩＤ制御法ブロック２８を含む。慣性トルクの所望の変化は、ＰＩＤ制御法ブロック２４及び２８を用いて計算される。制御ブロック２６及び２８は、それぞれデルタ・トリムタブ角度コマンド及びデルタ太陽電池アレイ角度コマンドを、Ｓ／Ｃダイナミクス・ブロック２０の一部を形成すると仮定されるトリムタブ１４及び太陽電池アレイ１２に供給する。調整可能なトリムタブ１４は慣性ロール調整をするために用いられ、一方、調整可能な太陽電池アレイは慣性ヨー調整をするために用いられる。本発明の好適な実施例においては、デルタ・トリムタブ角度コマンド及びデルタ太陽電池アレイ角度コマンドは２４時間に２回更新されるが、他の更新間隔を用いてもよい。好適な最小２乗（ＬＳ）技術について以下に述べる。ＬＳ推定器ブロック２２によって定期的に解かれるヨー・モーメンタムのＬＳモデルは、以下の表現によって与えられる。 hz(t)＝X₁＋X₂cos(w₀t)＋X₃sin(w₀t)＋X₄tcos(w₀t)＋ X₅tsin(w₀t)＋X₆cos(2w₀t)＋X₇sin(2W₀t) 上記ＬＳモデルのパラメータの物理的な意味は、次のようである。 X₁：放射輝度のグラジアンス（gradiance）及びｈｚ（ヨー・モーメンタム）バイアス X₂：慣性ロール・モーメンタム X₃：慣性ヨー・モーメンタム X₄：慣性ロール・トルク X₅：慣性ヨー・トルク X₆及びX₇：通信アンテナからのトルクここで、X₁、X₆及びX₇は解かれはするが、次にＰＩＤ制御法ブロック２４及び２８では無視されるか、単にＰＩＤ制御法ブロック２４及び２８に出力されない。図７に記載の本発明の方法において、ブロックＡでＬＳコントローラ２２は定期的にヨー・モーメンタムをサンプリングする。例えば、ヨー・モーメンタムは２４時間につき２４回サンプリングされる。ブロックＢにおいて、コントローラ２２はＬＳモデルを定期的に解く。例えば、２４時間につき２回、前の１２時間にサンプリングされたヨー・モーメンタムを用いる。ブロックＣにおいて、コントローラ２２は、それらの効果を調整する必要がないことが分かったので、放射輝度のグラジアンス及びアンテナのトルク・パラメータ（X₁、X₆及びX₇）を捨てる。ブロックＤにおいて、推定されたモーメンタム及びトルクがＰＩＤ制御法ブロック２４及び２８によって用いられ、ロール及びヨーのトルク変化（すなわち、デルタ）が導出される。ブロックＥにおいて、デルタ・トルク・コントローラ２６及び３０がデルタ・ロールトルク及びデルタ・ヨートルクに作用し、トリムタブ１４の角度及び太陽電池アレイ１２の角度を調整する。ブロックＥにおいて、宇宙船スラスタがある所定の前の時間間隔（例えば、１２時間）の間、点火された場合、コントローラ２２はトルク・パラメータを保持する。スラスタ点火がトルク推定値を破損することが分かったからである。このように、ブロックＥにおいて、前のトルク推定値と共にモーメンタム推定値のみが用いられる。デルタトルク・トゥ・デルタ太陽電池アレイ角度コントローラ３０によって実行される太陽電池アレイ１２の角度変化への指令トルクからの変換は線形なプロセスである。ここで、太陽電池アレイ１２の小さな角度ずれは、「純粋な」慣性ヨー・トルクを生成する。デルタトルク・トゥ・デルタタブ角度コントローラによって実行されるトリムタブ１４の角度変化への指令トルクからの変換は、太陽ベクトルのコサイン及びトリムタブ垂直方向に比例する。このように、宇宙船には太陽の傾斜についての情報が必要とされる。図３は、ＰＩＤ制御法ブロック２４及び２８を表すブロック図である。入力加算ノード３８は、入力サンプリング量の和を表す出力を遅延ブロック４０へ供給する。アルフア・ブロック４２は、「リーキー」な積分器機能を表し、これによって効率的に、古いヨー又はロール・モーメンタム推定値の効果又は重みを低減することができる。遅延ブロック４０の出力は、加算ノード５０へ出力を供給する積分利得ブロック（Ｋｉ）４４に供給される。また、ＬＳ推定ブロック２２からモーメンタム推定出力を受取る位置利得ブロック４６の出力、及びＬＳ推定ブロック２２からトルク推定出力を受取る微分利得ブロック４８の出力は加算ノード５０に供給される。加算ブロック５０の出力は、適切なデルタトルク・トゥ・デルタタブ角度制御ブロック２６又はデルタトルク・トゥ・デルタ太陽電池アレイ角度制御ブロック３０に供給されるデルタ・トルク指令信号である。本発明のコンピュータ・シミュレーションにおける入力外乱は、放射輝度のグラジアンス（後に、アルゴリズムによって捨てられる）、地球センサ（ＥＳ）１０Ｃ’の熱歪み、連続的に変化する太陽輻射圧トルク（四季変化を表す）、嵐を含む磁場変化（推定可能ならば部分的に補正される）、Ｓ／Ｃダイポール、固定＝〔５５５〕（宇宙船船体に関し固定された太陽電池アレイ）及び回転＝〔００３〕（太陽電池アレイが宇宙船船体に関して回転）である。シミュレーションの説明は、次のようである。夏至（ＳＳ）の太陽幅射圧トルクは、名目上の地球の磁気Ｂフィールドを仮定して確定された。秋分（ＡＱ）の太陽輻射圧トルクは適度な磁気嵐を仮定して確定され、それは、ステーションキーピングでの冬至（ＷＳ）の太陽輻射圧トルクである。更にＡＱ太陽輻射圧トルクは、（毎日の）ピッチ・アンロード及びヨー（モーメンタム）・アンロードを仮定する。図４Ａ及び４Ｂは、図３のＰＩＤコントローラのモデル化された安定性特性を示すグラフである。図５Ａ−５Ｃは、図３のＰＩＤコントローラのモデル化された閉ループ周波数応答特性を示すグラフである。図６Ａ−６Ｈは本発明の長期（１５日）動作シミュレーションの結果を示すグラフである。これらのグラフはＶモード動作を仮定し、１つの過渡ステーションキーピング（ＳＫ）は第７日に生じていることが示される。Ｖモードは、通常の動作である両方のモーメンタムホイール（Ｍ１及びＭ２）の動作を称するのに対し、Ｌモードは１つのモーメンタムホイール及びリアクション・ホイール（ＲＷ）に関し、Ｍ１及びＲＷで動作するときはＬ１モードと称され、Ｍ２及びＲＷで動作するときはＬ２モードと称される。太陽輻射圧トルクの管理において、本発明は、全て最小の角度トリムタブ及び太陽電池アレイ調整（例えば、１日に２度、１２時間間隔で）によって、撮影及び他の宇宙船ミッションのためにヨー姿勢安定性を最大化し、スラスタをアンロードすることを要せずに自動的な長期的ロール／ヨー・モーメンタム管理を提供し、モーメンタムホイール１８Ｂ内への過大なｈｚ（ヨー）モーメンタム蓄積を防ぐ。太陽電池アレイ１２及びトリムタブ１４の角度調整を撮影しながら実行することができる。太陽電池アレイ角度調整は、軌道レートの名目上の太陽追跡角度から２ステップ（0.014度／２ステップ）加えるか又は低下させることによって実行することができる。本発明の使用は、撮影装置ペイロードの視線（ＬＯＳ）安定性にはインパクトを与えないことがわかった。２ステップを加えるか又は低下させることの周波数は低く、ピッチ・ループへのいかなる外乱も最小化されている。トリムタブのステッピングの周波数（例えば、0.01875度／ステップ）もまた低く、短期のモーメンタムホイール制御（ＬＱＧ）ループへのいかなる外乱も最小化されている。さらに、１つのトリムタブ・ステップは、ロール／ヨー誤差（図６Ｆを参照）の２ｘ０．１６＝０．３２μrad未満を生成する。連続したステップは速示的であり、第１の面外ベンディングモードのいかなる励振も最小にする。通常、最悪ケース（通常動作）の調整角は、トリムタブ１４については１度未満、太陽電池アレイ１２については０．２度未満である。本発明の特に好適な実施例に関して説明したが、当業者であれば本発明の範囲及び思想から逸脱せずに形式及び詳細を変更できることは理解される。

【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項【提出日】平成１０年６月３０日（１９９８．６．３０）【補正内容】請求の範囲１．外乱トルクを含むトルク外乱に曝されている宇宙船を所望の軌道コンフィギュレーションに維持する方法であって、モーメンタムホイールの出力を定期的にサンプリングしてヨー・モーメンタムの履歴を記録するステップと、該記録された履歴から、前の時間間隔に亘る外乱トルク及びモーメンタムを定期的に推定するステップと、該推定された外乱トルク及びモーメンタムから外乱トルクの所望の変化を確定するステップと、前記外乱トルクの所望の変化に基づいて、衛星トリムタブ及び太陽電池アレイ角度位置のうち少なくとも１つの変更を指令するステップと、前記外乱トルクの所望の変化を得るように前記トリムタブ及び前記太陽電池アレイをスルーイングしてロール及びヨー・モーメンタムを所定の制限内に維持するステップと、を有することを特徴とする方法。２．請求項１に記載の方法であって、前記定期的に推定するステップは最小２乗法推定技術を用いることを特徴とする方法。３．請求項１に記載の方法であって、前記ヨー・モーメンタムは１日にｎ回サンプリングされ、前記定期的に推定するステップは１日にｍ回遂行されることを特徴とする方法。４．請求項３に記載の方法であって、ｎは２４、ｍは２であることを特徴とする方法。５．請求項１に記載の方法であって、前記確定するステップは比例積分微分（ＰＩＤ）制御法を用いることを特徴とする方法。６．請求項２に記載の方法であって、定期的に推定されるヨー・モーメンタムの最小２乗モデルは次式で与えられ、 hz(t)＝X₁＋X₂cos(w₀t)＋X₃Sin(w₀t)＋X₄tcos(w₀t)＋ X₅tsin(w₀t)＋X₆cos(2w₀t)＋X₇sin(2w₀t) ここで、 X₁：放射輝度のグラジアンス（gradiance）及びｈｚ（ヨー・モーメンタム）バイアス X₂：慣性ロール・モーメンタム X₃：慣性ヨー・モーメンタム X₄：慣性ロール・トルク X₅：慣性ヨー・トルク X₆及びX₇：通信アンテナからのトルクここで、X₁、X₆及びX₇は前記確定するステップを実行するときに無視されることを特徴とする方法。７．請求項１に記載の方法であって、前記指令するステップは前記所望の外乱トルクを角度位置変化に変換するステップを有し、前記変換するステップは前記太陽電池アレイ及び前記トリムタブについて、太陽ベクトル及びトリムタブ垂直方向のコサインに比例する線形のプロセスを用いることを特徴とする方法。８．請求項１に記載の方法であって、前記スルーイングするステップは、前記太陽電池アレイを２ステップ、及び前記トリムタブを１ステップ変更することを特徴とする方法。９．請求項８に記載の方法であって、太陽電池アレイの２ステップは名目上の太陽電池アレイの太陽追跡に加えられた、又はそれから減じられた０．０１４度に等しいことを特徴とする方法。１０．請求項８に記載の方法であって、トリムタブ・ステップは０．０１８７５度に等しいことを特徴とする方法。１１．請求項１に記載の方法であって、前記確定するステップは、宇宙船スラスタが所定の時間間隔内に点火された場合に前記推定されたモーメンタムのみを使用することを特徴とする方法。１２．モーメンタムホイール、回転可能な太陽電池アレイ及び回転可能なトリムタブを有し、更にロール及びヨー・モーメンタム管理システムを有する３軸安定宇宙船であって、前記ロール及びヨー・モーメンタム管理システムは、前記モーメンタムホイールに結合された入力を有し、前記モーメンタムホイールから１日につきｍ回サンプリングされたヨー・モーメンタム値に１日につきｍ回動作する、外乱ヨー及びロール・トルク及びモーメンタムの最小２乗推定器と、前記最小２乗推定器の出力に結合された、外乱ヨー・トルクの所要変化を出力する第１の太陽電池アレイ比例積分微分（ＰＩＤ）制御法ブロック及び外乱ロール・トルクの所要変化を出力する第２のトリムタブＰＩＤ制御法ブロックと、前記第１のＰＩＤブロックの出力に結合された、外乱ヨー・トルクの前記所要変化によって特定される角度量だけ前記太陽電池アレイを回転する手段及び外乱ロール・トルクの前記所要変化によって特定される角度量だけ前記トリムタブを回転する手段と、を有することを特徴とする宇宙船。１３．請求項１２に記載の宇宙船であって、ｎは２４、ｍは２であることを特徴とする宇宙船。１４．請求項１２に記載の宇宙船であって、前記最小２乗推定器によって解かれるヨー・モーメンタムの最小２乗モデルは次式で与えられ、 hz(t)＝X₁＋X₂cos(w₀t)＋X₃Sin(w₀t)＋X₄tcos(w₀t)＋ X₅tsin(w₀t)＋X₆cos(2w₀t)＋X₇sin(2w₀t) ここで、 X₁：放射輝度のグラジアンス（gradiance）及びｈｚ（ヨー・モーメンタム）バイアス X₂：慣性ロール・モーメンタム X₃：慣性ヨー・モーメンタム X₄：慣性ロール・トルク X₅：慣性ヨー・トルク X₆及びX₇：通信アンテナからのトルクここで、X₂、X₃、X₄、及びX₅のみが前記ＰＩＤ制御法ブロックにより用いられることを特徴とする宇宙船。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，ＬＵ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ，ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＧＨ，ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，ＳＺ，ＵＧ，ＺＷ)，ＥＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＵ，ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，ＧＨ，ＨＵ，ＩＬ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ，ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，ＰＴ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＳＬ，ＴＪ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＺ，ＶＮ，ＹＵ，ＺＷ (72)発明者チャンカムアメリカ合衆国カリフォルニア州 95131 サンノゼジョーンズボロコート 1517

Claims

【特許請求の範囲】１．太陽輻射圧トルク外乱を含むトルク外乱に曝されている宇宙船を所望の軌道コンフィギュレーションに維持する方法であって、モーメンタムホイールの出力を定期的にサンプリングしてヨー・モーメンタムの履歴を記録するステップと、該記録された履歴から、前の時間間隔に亘る慣性トルク及びモーメンタムを定期的に推定するステップと、該推定された慣性トルク及びモーメンタムから慣性トルクの所望の変化を確定するステップと、前記慣性トルクの所望の変化に基づいて、衛星トリムタブ及び太陽電池アレイ角度位置のうち少なくとも１つの変更を指令するステップと、前記慣性トルクの所望の変化を得るように前記トリムタブ及び前記太陽電池アレイをスルーイングしてロール及びヨー・モーメンタムを所定の制限内に維持するステップと、を有することを特徴とする方法。２．請求項１に記載の方法であって、前記定期的に推定するステップは最小２乗法推定技術を用いることを特徴とする方法。３．請求項１に記載の方法であって、前記ヨー・モーメンタムは１日にｎ回サンプリングされ、前記定期的に推定するステップは１日にｍ回遂行されることを特徴とする方法。４．請求項３に記載の方法であって、ｎは２４、ｍは２であることを特徴とする方法。５．請求項１に記載の方法であって、前記確定するステップは比例積分微分（ＰＩＤ）制御法を用いることを特徴とする方法。６．請求項２に記載の方法であって、定期的に推定されるヨー・モーメンタムの最小２乗モデルは次式で与えられ、 hz(t)＝X₁＋X₂cos(w₀t)＋X₃sin(w₀t)＋X₄tcos(w₀t)＋ X₅tsin(w₀t)＋X₆cos(2w₀t)＋X₇sin(2w₀t) ここで、 X₁：放射輝度のグラジアンス（gradiance）及びｈｚ（ヨー・モーメンタム）バイアス X₂：慣性ロール・モーメンタム X₃：慣性ヨー・モーメンタム X₄：慣性ロール・トルク X₅：慣性ヨー・トルク X₆及びX₇：通信アンテナからのトルクここで、X₁、X₆及びX₇は前記確定するステップを実行するときに無視されることを特徴とする方法。７．請求項１に記載の方法であって、前記指令するステップは前記所望のトルクを角度位置変化に変換するステップを有し、前記変換するステップは前記太陽電池アレイ及び前記トリムタブについて、太陽ベクトル及びトリムタブ垂直方向のコサインに比例する線形のプロセスを用いることを特徴とする方法。８．請求項１に記載の方法であって、前記スルーイングするステップは、前記太陽電池アレイを２ステップ、及び前記トリムタブを１ステップ変更することを特徴とする方法。９．請求項８に記載の方法であって、太陽電池アレイの２ステップは名目上の太陽電池アレイの太陽追跡に加えられた、又はそれから減じられた０．０１４度に等しいことを特徴とする方法。１０．請求項８に記載の方法であって、トリムタブ・ステップは０．０１８７５度に等しいことを特徴とする方法。１１．請求項１に記載の方法であって、前記確定するステップは、宇宙船スラスタが所定の時間間隔内に点火された場合に前記推定されたモーメンタムのみを使用することを特徴とする方法。１２．モーメンタムホイール、回転可能な太陽電池アレイ及び回転可能なトリムタブを有し、更にロール及びヨー・モーメンタム管理システムを有する３軸安定宇宙船であって、前記ロール及びヨー・モーメンタム管理システムは、前記モーメンタムホイールに結合された入力を有し、前記モーメンタムホイールから１日につきｍ回サンプリングされたヨー・モーメンタム値に１日につきｍ回動作する、慣性ヨー及びロール・トルク及びモーメンタムの最小２乗推定器と、前記最小２乗推定器の出力に結合された、慣性ヨー・トルクの所要変化を出力する第１の太陽電池アレイ比例積分微分（ＰＩＤ）制御法ブロック及び慣性ロール・トルクの所要変化を出力する第２のトリムタブＰＩＤ制御法ブロックと、前記第１のＰＩＤブロックの出力に結合された、慣性ヨー・トルクの前記所要変化によって特定される角度量だけ前記太陽電池アレイを回転する手段及び慣性ロール・トルクの前記所要変化によって特定される角度量だけ前記トリムタブを回転する手段と、を有することを特徴とする宇宙船。１３．請求項１２に記載の宇宙船であって、ｎは２４、ｍは２であることを特徴とする宇宙船。１４．請求項１２に記載の宇宙船であって、前記最小２乗推定器によって解かれるヨー・モーメンタムの最小２乗モデルは次式で与えられ、 hz(t)＝X₁＋X₂cos(w₀t)＋X₃sin(w₀t)＋X₄tcos(w₀t)＋ X₅tsin(w₀t)＋X₆cos(2w₀t)＋X₇sin(2w₀t) ここで、 X₁：放射輝度のグラジアンス（gradiance）及びｈｚ（ヨー・モーメンタム）バイアス X₂：慣性ロール・モーメンタム X₃：慣性ヨー・モーメンタム X₄：慣性ロール・トルク X₅：慣性ヨー・トルク X₆及びX₇：通信アンテナからのトルクここで、X₂、X₃、X₄、及びX₅のみが前記ＰＩＤ制御法ブロックにより用いられることを特徴とする宇宙船。