JP2002274499A - Attitude change control method of triaxial satellite - Google Patents
Attitude change control method of triaxial satelliteInfo
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、衛星の向き（姿
勢）を一定の向きに保つように制御された三軸衛星にお
ける姿勢を別の姿勢に変更する制御方式に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a control system for changing the attitude of a three-axis satellite controlled so as to keep the orientation (attitude) of the satellite at a constant orientation, to another attitude.
【０００２】ここで、三軸衛星とは、衛星上に搭載した
観測装置で観測する時に、衛星の向き（姿勢）を一定の
向きに保つように制御された人工衛星である。また、姿
勢を変更する制御とは、それまでの観測とは別の観測を
実行するために、衛星搭載観測装置の観測面を別の観測
対象の方向に向けるために衛星の姿勢を動かす制御のこ
とである。[0002] Here, a triaxial satellite is an artificial satellite that is controlled so as to keep the orientation (attitude) of the satellite in a fixed direction when observing with an observation device mounted on the satellite. In addition, the control to change the attitude is the control to move the attitude of the satellite in order to turn the observation surface of the onboard satellite observation device to the direction of another observation target in order to execute another observation different from the previous observation. That is.
【０００３】[0003]
【従来の技術】従来、人工衛星の姿勢変更制御として採
用されてきた方式に「Quaternion Feedback」方式があ
る。この制御方式について説明された代表的な論文とし
ては、「Journal of Guidance，Control and Dynamic
s，Vol.12，No.3，1989，pp.375-380」に記載された“Q
uaternion Feedback Regulator for Spacecraft Eigena
xis Rotation”（Wie,B. Weiss,H.,and Arapostathis,
A.）などがある。日本でも宇宙科学研究所の科学衛星
「あすか」に同等の制御方式が採用されている。2. Description of the Related Art A "Quaternion Feedback" system has conventionally been employed as a control for changing the attitude of an artificial satellite. Representative papers describing this control method include “Journal of Guidance, Control and Dynamic
s, Vol. 12, No. 3, 1989, pp. 375-380 "
uaternion Feedback Regulator for Spacecraft Eigena
xis Rotation ”(Wie, B. Weiss, H., and Arapostathis,
A.). In Japan, the same control method is used for the scientific satellite "ASCA" of the Institute of Space and Astronautical Science.
【０００４】図４は、従来の三軸衛星の姿勢変更制御方
式を示すブロック図である。FIG. 4 is a block diagram showing a conventional attitude change control method for a three-axis satellite.
【０００５】三軸衛星の姿勢変更制御装置は、姿勢情報
センサであるジャイロセンサ（Gyro）１と、人工衛星の
姿勢を動かすアクチュエータであるホイール（Wheel）
２と、ジャイロセンサの情報を用いてホイール２に指示
を出す姿勢制御装置（Attitude Control Electronics：
以降、ＡＣＥと呼ぶ）３とから構成されている。The attitude change control device for a three-axis satellite includes a gyro sensor (Gyro) 1 as an attitude information sensor and a wheel (Wheel) as an actuator for moving the attitude of the satellite.
2 and an attitude control device (Attitude Control Electronics :) that issues an instruction to the wheel 2 using information from the gyro sensor
ACE 3).
【０００６】ジャイロセンサ１は、慣性空間（ここでは
宇宙空間と考えて良い）に対して人工衛星の直交三軸回
りに回転した角度あるいは角速度の情報を出力するセン
サコンポーネントである。ホイール２は、フライホイー
ルを回転させることでその反力トルクを発生させること
ができ、これによって人工衛星の姿勢を回転させること
ができるアクチュエータコンポーネントである。The gyro sensor 1 is a sensor component that outputs information on an angle or an angular velocity rotated about three orthogonal axes of an artificial satellite with respect to an inertial space (here, it may be considered as a space). The wheel 2 is an actuator component that can generate a reaction torque by rotating the flywheel, and thereby rotate the attitude of the satellite.
【０００７】このアクチュエータは、例えば図５に示す
ように、４台のホイール（ＭＷ−Ａ，ＭＷ−Ｂ，ＭＷ−
Ｃ，ＭＷ−Ｄ）をそれぞれの回転軸を対称的に傾けて配
置（スキュー配置）した構成となっている。それぞれの
ホイールはすべて単体として同じ向きに回転させ、ある
回転数の範囲で使用する。従って、人工衛星は慣性空間
上で一定の方向を向いて姿勢を固定させる三軸制御を行
っているが、衛星全体としては角運動量を持っている。This actuator has, for example, four wheels (MW-A, MW-B, MW-
C, MW-D) are arranged (skewed) with their respective rotation axes inclined symmetrically. Each wheel rotates in the same direction as a single unit, and is used within a certain number of rotations. Therefore, the artificial satellite performs three-axis control for fixing the attitude in a fixed direction in the inertial space, but the satellite as a whole has angular momentum.
【０００８】ＡＣＥ３は更に、ドリフト角速度補償部
（Drift Rate Compensation）３１、クオータニオン計
算部（Quaternion Calculation）３２、軸間干渉量計算
部（Gyroscopic Term Calculation）３３、Ｄ制御ルー
プ３４、ホイールタコループフィードバック制御部（Wh
eel Tacho Loop Feedback Control）３５、目標角速度
生成部３６の各部分から構成される。これらの構成は、
ハードワイアードロジック回路により、あるいは計算機
システムを内蔵して制御ロジックをソフトウェアにより
実現される。[0008] ACE3 Furthermore, the drift velocity compensator (Drift Rate Compensation) 31, click O Tanion calculator (Quaternion Calculation) 32, inter-axis interference amount calculating section (Gyroscopic Term Calculation) 33, D control loop 34, the wheel octopus loop Feedback control unit (Wh
eel Tacho Loop Feedback Control) 35 and a target angular velocity generator 36. These configurations are:
The control logic is realized by software by a hard wired logic circuit or by incorporating a computer system.
【０００９】ドリフト角速度補償部３１は、ジャイロセ
ンサ１の出力に含まれているバイアス的なノイズを除去
する処理を行う。クオータニオン計算部３２は、ジャイ
ロセンサ情報を用いて人工衛星の現在の姿勢（オイラー
パラメータ）を求める処理を行う。The drift angular velocity compensator 31 performs a process for removing bias noise contained in the output of the gyro sensor 1. Click O Tanion calculation unit 32 performs processing for determining the current orientation of the satellite (Euler parameters) using the gyro sensor information.
【００１０】目標角速度生成部３６は、クオータニオン
計算部３２で計算された人工衛星の現在の姿勢と、地上
局等から指令された目標姿勢に基づいて、目標角速度を
逐一求めてＤ制御ループ３４に与える。Ｄ制御ループ３
４は、衛星の角速度が目標角速度に一致するように制御
を行うフィードバック制御ループであり、これを実現す
るためにホイール２が出すべきトルク量を求める処理を
行う。[0010] target angular velocity generator 36, the current attitude of the satellite is calculated using the clock o Tanion calculation unit 32, based on the target position commanded from the ground station, etc., D control loop one by one obtains a target angular velocity Give to 34. D control loop 3
Reference numeral 4 denotes a feedback control loop for performing control so that the angular velocity of the satellite coincides with the target angular velocity. In order to realize the feedback control loop, a process for determining the amount of torque to be output from the wheel 2 is performed.
【００１１】軸間干渉量計算部３３は、先に示したよう
に衛星が角運動量を持っているため、そのままでは角運
動量剛性のために任意の軸回りに衛星の姿勢を回転させ
て姿勢変更させることができないので、この剛性による
軸間干渉量を求めることでデカップリング処理を行う。The inter-axis interference amount calculation unit 33 changes the attitude by rotating the attitude of the satellite around an arbitrary axis for angular momentum rigidity because the satellite has angular momentum as described above. Therefore, the decoupling process is performed by calculating the inter-axis interference amount due to the rigidity.
【００１２】ホイールタコループフィードバック制御部
３５は、ホイール２が回転している最中に発生している
摩擦による減速トルクを補償して、Ｄ制御ループ３４が
要求した通りの制御トルクを確実に発生させるために、
ホイール回転数制御のためのマイナーループ制御を行
う。The wheel tach loop feedback control unit 35 compensates for the deceleration torque caused by the friction generated while the wheel 2 is rotating, and reliably generates the control torque requested by the D control loop 34. In order to
Performs minor loop control for wheel speed control.
【００１３】この制御方式を搭載した人工衛星が地上局
等から姿勢変更指示を受けると、目標角速度生成部３６
に目標姿勢ｑｔが入力され、目標角速度生成部３６は、
この目標姿勢とｑｔとクオータニオン計算部３２で逐次
計算される人工衛星の現在の姿勢ｑとから目標角速度ω
ｔを逐次求める。When an artificial satellite equipped with this control method receives an attitude change instruction from a ground station or the like, a target angular velocity generator 36
Is input to the target angular velocity generating unit 36,
Target angular speed from the current posture q of satellites sequentially calculated in the target posture and qt and click o Tanion calculator 32 omega
Find t sequentially.
【００１４】Ｄ制御ループ３４では、ジャイロセンサ１
から出力される現在の衛星角速度ωから目標角速度生成
部３６で求められた目標角速度ωｔを減算した角速度情
報が入力され、衛星の角速度が目標角速度に一致するよ
うにホイール２のトルクを制御する。In the D control loop 34, the gyro sensor 1
The angular velocity information obtained by subtracting the target angular velocity ωt obtained by the target angular velocity generation unit 36 from the current satellite angular velocity ω output from is input, and the torque of the wheel 2 is controlled so that the angular velocity of the satellite coincides with the target angular velocity.
【００１５】その目標値は、現在姿勢と目標姿勢の間の
座標変換関係を示す「quaternion」と呼ばれる数学パラ
メータ（二つの座標系に唯一存在するオイラー軸ベクト
ルと、その軸回りの二つの座標系の間の角度であるオイ
ラー角から定義されるパラメータ）を求め、その最初の
三成分の比例倍（制御ゲイン倍）を制御目標とする。The target value is calculated by a mathematical parameter called “quaternion” indicating the coordinate transformation relationship between the current posture and the target posture (Eulerian axis vector which exists only in two coordinate systems, and two coordinate systems around the axis). ) Is obtained, and a proportional multiple (control gain multiple) of the first three components is set as a control target.
【００１６】この「quaternion」の三成分は、二つの姿
勢が近くなればほぼオイラー軸回りの二つの姿勢間の回
転角度の半分に相当する。The three components of "quaternion" correspond to a half of the rotation angle between the two postures about the Euler axis if the two postures are close to each other.
【００１７】このように、図４に示す従来の姿勢変更制
御方式では、Ｄ制御ループ３４に与えられる目標角速度
ωｔは、クオータニオン計算部３２で求めた現在の姿勢
と目標の姿勢から逐次生成され、人工衛星の姿勢が目標
姿勢と一致するようにホイール２のトルクが制御され
る。[0017] Thus, the conventional attitude change control system shown in FIG. 4, the target angular speed ωt given to D control loop 34, sequentially generated from the current position and a target posture determined using the clock o Tanion calculator 32 Then, the torque of the wheel 2 is controlled such that the attitude of the satellite coincides with the target attitude.
【００１８】図６は、上記従来の「Quaternion Feedbac
k」制御方式で姿勢変更させたシミュレーション結果で
ある。図の上から三つのグラフはそれぞれ人工衛星の直
交三軸回りの角速度を示しており、四つ目のグラフはオ
イラー軸回りの角速度を、一番下のグラフは現在の姿勢
と目標の姿勢との間の角度を示している。FIG. 6 shows the conventional "Quaternion Feedbac"
It is a simulation result in which the posture was changed by the “k” control method. The three graphs from the top of the figure show the angular velocities around the three orthogonal axes of the satellite respectively, the fourth graph shows the angular velocities around the Euler axis, and the bottom graph shows the current attitude and the target attitude. The angle between is shown.
【００１９】[0019]
【発明が解決しようとする課題】上記従来の「Quaterni
on Feedback」方式は、姿勢変更制御の後半では二つの
姿勢間の角度の比例倍を目標角速度とする方式と言え
る。このことはすなわち、人工衛星の姿勢が目標に近づ
くに従って目標角速度が漸近的にゼロに近づく（十分ゼ
ロに近づいていくが厳密にはゼロになることはない）の
で、厳密には目標姿勢に近づくだけでいつまでも一致す
ることはない制御である。従って、これは「無限応答
（Infinite Response）」の制御方式であると言える。The above-mentioned conventional "Quaterni"
The "on Feedback" method can be said to be a method in the latter half of the posture change control, in which the target angular velocity is a proportional multiple of the angle between the two postures. This means that, as the attitude of the satellite approaches the target, the target angular velocity asymptotically approaches zero (it approaches sufficiently zero, but does not become strictly zero), and therefore strictly approaches the target attitude. Just a control that will never match. Therefore, it can be said that this is an "infinite response" control method.
【００２０】ただしこの方式でも、実際には、ある程度
目標に近づいたところで姿勢を慣性空間に対して固定さ
せるポインティング制御に移行させるように設計できる
ため、姿勢変更制御が終わらないわけではない。しかし
この方式では目標姿勢への変更を最短時間で実現するこ
とは難しいという問題点がある。However, even in this method, in actuality, it is possible to design so as to shift to the pointing control for fixing the attitude with respect to the inertial space when approaching the target to some extent, so that the attitude change control is not necessarily ended. However, this method has a problem that it is difficult to change to the target posture in the shortest time.
【００２１】また姿勢変更終了時に他モードに移行する
際、過渡応答が発生しやすい。特に、姿勢変更時間を短
くするために急激に停止するように設計するほど大きな
過渡応答が発生し、姿勢変更を開始してから別の姿勢に
静止させて運用を開始できるまでの時間が長くなる傾向
にある。When shifting to another mode at the end of the posture change, a transient response is likely to occur. In particular, as the design is made to stop suddenly in order to shorten the attitude change time, a larger transient response occurs, and the time from when the attitude change is started to when it can be stopped in another attitude and the operation can be started is longer. There is a tendency.
【００２２】本発明の目的は、以上の問題点に鑑み、三
軸衛星の姿勢を別の姿勢に変更する制御において、衛星
に搭載している姿勢制御駆動装置の能力の範囲で物理的
に考え得る最短の時間で制御を完了させることが可能な
方式を提供することにある。SUMMARY OF THE INVENTION In view of the above problems, it is an object of the present invention to physically control the control of changing the attitude of a three-axis satellite to another attitude within the range of the capability of an attitude control driving device mounted on the satellite. An object of the present invention is to provide a method capable of completing control in the shortest time to be obtained.
【００２３】[0023]
【課題を解決するための手段】本発明は、三軸衛星の姿
勢を別の姿勢に変更する制御に対して、姿勢変更制御実
施前に、衛星に搭載している姿勢制御駆動装置の能力の
範囲で物理的に考え得る最短の時間で完了するような制
御のパターンを求め、姿勢変更制御中は、この制御パタ
ーンに従って決められた時間に制御が終了する「有限時
間応答（FiniteResponse）」の制御方式としたことを特
徴とする。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention relates to a control for changing the attitude of a three-axis satellite to another attitude. Find a control pattern that completes in the shortest time that is physically conceivable in the range, and control the “finite time response (Finite Response)” in which the control ends during the attitude change control at the time determined according to this control pattern. It is characterized by the method.
【００２４】一般に、発生トルクの最大値が規定されて
いるアクチュエータを用いた場合に、ある姿勢で静止し
ている状態から一軸回りに別の姿勢に変更して静止させ
るような制御を最短時間で達成するには、アクチュエー
タの最大トルクで姿勢回転を加速させ、途中でアクチュ
エータの逆向きの最大トルクで姿勢回転を減速させるこ
とで実現できることが知られている。In general, when an actuator in which the maximum value of the generated torque is specified is used, control for changing from a state of being stationary in a certain posture to another posture around one axis and stopping in a shortest time is performed in the shortest time. It is known that this can be achieved by accelerating the posture rotation with the maximum torque of the actuator and decelerating the posture rotation with the maximum torque in the opposite direction on the way.
【００２５】図２は、物理や工学理論により理論的に求
められる、最短時間で姿勢変更した時に人工衛星が示す
はずの人工衛星角速度の時間変化を示しており、上段
は、アクチュエータが発生するトルクの時間変化を、下
段は、上記トルクが発生した時の、衛星の角速度の時間
変化を示している。FIG. 2 shows the change over time of the satellite's angular velocity which should be exhibited by the satellite when the attitude is changed in the shortest time, which is theoretically obtained by physical or engineering theory. The upper part shows the torque generated by the actuator. The lower part shows the time change of the angular velocity of the satellite when the torque is generated.
【００２６】特に最大加速トルクと最大減速トルクの大
きさが同じ場合は、＜Ｔｙｐｅ１＞に示されているよう
に、全制御時間の前半分の時間で加速を行い、後半分の
時間で減速を行うことにより、最短時間での姿勢変更が
可能となる。In particular, when the magnitudes of the maximum acceleration torque and the maximum deceleration torque are the same, as shown in <Type 1>, the acceleration is performed in the first half of the total control time, and the deceleration is performed in the second half. By doing so, the posture can be changed in the shortest time.
【００２７】しかし、一般に人工衛星の姿勢を検出する
ジャイロセンサにより検出できる角速度には限界（ダイ
ナミックレンジ）があるため、このダイナミックレンジ
を越える角速度で衛星を回転させると制御できなくな
る。そのような場合は、＜Ｔｙｐｅ２＞に示すような形
で目標角速度を求める必要がある。However, since there is generally a limit (dynamic range) in the angular velocity that can be detected by the gyro sensor for detecting the attitude of the artificial satellite, if the satellite is rotated at an angular velocity exceeding this dynamic range, control cannot be performed. In such a case, it is necessary to obtain the target angular velocity in a form as shown in <Type 2>.
【００２８】本発明の制御方式は、この理論的に求めら
れる最短時間姿勢変更時の角速度を、姿勢変更制御実施
前に計算により求めておき、この計算された角速度を目
標値として入力し、実際の人工衛星の角速度を計測でき
るセンサを用いて人工衛星の角速度が目標値に一致する
ように制御を行うことを特徴とする。According to the control method of the present invention, the angular velocity at the time of the attitude change in the shortest time that is theoretically obtained is obtained by calculation before performing the attitude change control, and the calculated angular velocity is input as a target value, and The control is performed so that the angular velocity of the artificial satellite coincides with a target value using a sensor capable of measuring the angular velocity of the artificial satellite.
【００２９】本発明は、姿勢制御に使用する装置の能力
を最大限に利用した制御方式であり、従来の三軸衛星で
利用されてきた制御方式よりも短い時間で制御を完了す
ることができる。The present invention is a control system that makes maximum use of the capability of the device used for attitude control, and can complete control in a shorter time than the control system used in conventional three-axis satellites. .
【００３０】特に、制御開始時、停止時に姿勢が安定し
ない期間（過渡応答期間）が非常に短いという特徴があ
る。従って、通常は観測対象時間外である姿勢変更時間
が短くなり、その分観測時間を長く取ることができるの
で、人工衛星の有効利用につながる。In particular, there is a feature that the period during which the posture is not stabilized (transient response period) when the control is started or stopped is very short. Therefore, the attitude change time, which is usually outside the observation target time, is shortened, and the observation time can be extended accordingly, leading to effective use of the artificial satellite.
【００３１】[0031]
【発明の実施の形態】図１は、本発明の実施の形態を示
す、三軸衛星の姿勢変更制御方式のブロック図である。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS FIG. 1 is a block diagram of a three-axis satellite attitude change control system according to an embodiment of the present invention.
【００３２】本実施の形態も、基本的な構成は従来例と
同様に、姿勢情報センサであるジャイロセンサ（Gyro）
１と、人工衛星の姿勢を動かすアクチュエータであるホ
イール（Wheel）２と、ジャイロセンサの情報を用いて
ホイールに指示を出す姿勢制御装置（Attitude Control
Electronics：ＡＣＥ）３とから構成されている。In this embodiment, the basic configuration is the same as that of the conventional example, and a gyro sensor (Gyro) as an attitude information sensor is used.
1, an attitude control device (Attitude Control) for giving an instruction to a wheel using information from a gyro sensor, a wheel (Wheel) 2 which is an actuator for moving the attitude of a satellite,
Electronics: ACE) 3.
【００３３】ジャイロセンサ１は、慣性空間（ここでは
宇宙空間と考えて良い）に対して人工衛星の直交三軸回
りに回転した角度あるいは角速度の情報を出力するセン
サコンポーネントである。ホイール２は、フライホイー
ルを回転させることでその反力トルクを発生させること
ができ、これによって人工衛星の姿勢を回転させること
ができるアクチュエータコンポーネントである。The gyro sensor 1 is a sensor component that outputs information on an angle or an angular velocity rotated about three orthogonal axes of an artificial satellite with respect to an inertial space (here, it may be considered as a space). The wheel 2 is an actuator component that can generate a reaction torque by rotating the flywheel, and thereby rotate the attitude of the satellite.
【００３４】ホイールは、図５に示すように、４台のホ
イール（ＭＷ−Ａ，ＭＷ−Ｂ，ＭＷ−Ｃ，ＭＷ−Ｄ）を
それぞれの回転軸を対称的に傾けて配置（スキュー配
置）されており、それぞれのホイールはすべて単体とし
て同じ向きに回転させられ、ある回転数の範囲で使用さ
れる。従って、人工衛星は慣性空間上で一定の方向を向
いて姿勢を固定させる三軸制御を行っているが、衛星全
体としては角運動量を持っている。As shown in FIG. 5, the four wheels (MW-A, MW-B, MW-C, MW-D) are arranged with their respective rotation axes symmetrically inclined (skew arrangement). In this case, each wheel is rotated in the same direction as a single unit, and is used within a certain number of rotations. Therefore, the artificial satellite performs three-axis control for fixing the attitude in a fixed direction in the inertial space, but the satellite as a whole has angular momentum.
【００３５】ジャイロセンサ１とホイール２は従来例と
同様であり、姿勢制御の設計を行う当業者によく知られ
ており、また本発明とは直接関係しないので、その内部
の詳細な構成についての説明は省略する。The gyro sensor 1 and the wheel 2 are the same as those in the conventional example, are well known to those skilled in the art of designing attitude control, and are not directly related to the present invention. Description is omitted.
【００３６】ＡＣＥ３は更に、ドリフト角速度補償部
（Drift Rate Compensation）３１、クオータニオン計
算部（Quaternion Calculation）３２、軸間干渉量計算
部（Gyroscopic Term Calculation）３３、Ｄ制御ルー
プ３４、ホイールタコループフィードバック制御部（Wh
eel Tacho Loop Feedback Control）３５、スイッチ３
７、目標角速度プロファイラ（Target Rate Profiler）
３８の各部分から構成される。これらの構成は、ハード
ワイアードロジック回路により実現する方法、あるいは
計算機システムを内蔵して制御ロジックをソフトウェア
で実現する方法のいずれでも実現可能である。[0036] ACE3 Furthermore, the drift velocity compensator (Drift Rate Compensation) 31, click O Tanion calculator (Quaternion Calculation) 32, inter-axis interference amount calculating section (Gyroscopic Term Calculation) 33, D control loop 34, the wheel octopus loop Feedback control unit (Wh
eel Tacho Loop Feedback Control) 35, switch 3
7. Target Rate Profiler
38 parts. These configurations can be realized by either a method realized by a hard wired logic circuit or a method of realizing control logic by software by incorporating a computer system.
【００３７】ドリフト角速度補償部３１は、ジャイロセ
ンサ１の出力に含まれているバイアス的なノイズを除去
する処理を行う。クオータニオン計算部３２は、ジャイ
ロセンサ１の情報を用いて人工衛星の現在の姿勢（オイ
ラーパラメータ）を求める処理を行う。The drift angular velocity compensator 31 performs processing for removing bias noise contained in the output of the gyro sensor 1. Click O Tanion calculation unit 32 performs processing for determining the current orientation of the satellite (Euler parameters) using the information of the gyro sensor 1.
【００３８】スイッチ３７は、人工衛星の姿勢変更開始
時点のみオンとなって、人工衛星の姿勢変更開始時点に
おけるクオータニオン計算部３２の出力を目標角速度プ
ロファイラ３８に出力し、それ以外の期間はオフとなっ
ている。The switch 37 is turned on only position change start time of the satellite, and outputs the output of the click o Tanion calculator 32 in posture change start time of the satellite at the target angular velocity profiler 38, and the other periods It is off.
【００３９】目標角速度プロファイラ３８は、人工衛星
の姿勢変更を開始する際に、スイッチ３７を介してクオ
ータニオン計算部３２で計算された人工衛星の姿勢変更
開始時点における姿勢を初期姿勢ｑｉとして入力すると
ともに地上局から指令された目標姿勢ｑｔを入力して、
当該人工衛星の姿勢変更制御を行う目標角速度を時間の
関数として求め、人工衛星の姿勢変更開始後、この時間
関数に従った目標角速度ωｔをＤ制御ループ３４に与え
る。The target angular velocity profiler 38, at the time of the start of the attitude change of the artificial satellite, click o through the switch 37
The attitude at the time of starting the attitude change of the satellite calculated by the ternion calculation unit 32 is input as the initial attitude qi, and the target attitude qt commanded by the ground station is input,
A target angular velocity for controlling the attitude change of the artificial satellite is obtained as a function of time, and after the attitude change of the artificial satellite is started, a target angular velocity ωt according to the time function is given to the D control loop.
【００４０】この目標速度ωｔは、当該人工衛星に搭載
している姿勢制御駆動装置の能力の範囲で姿勢変更制御
を理論的に最短時間で行うことが可能な有限時間と、当
該有限時間内における目標角速度の時間の関数として与
えられる。The target speed ωt is determined by a finite time during which the attitude change control can be theoretically performed in the shortest time within the range of the capability of the attitude control driving device mounted on the satellite, and a finite time within the finite time. It is given as a function of time for the target angular velocity.
【００４１】Ｄ制御ループ３４は、衛星の角速度が目標
角速度に一致するように制御を行うフィードバック制御
ループであり、これを実現するためにホイール２が出す
べきトルク量を求める処理を行う。The D control loop 34 is a feedback control loop for performing control so that the angular velocity of the satellite coincides with the target angular velocity. In order to realize this, the D control loop 34 performs a process for calculating the amount of torque that the wheel 2 should output.
【００４２】軸間干渉量計算部３３は、先に示したよう
に衛星が角運動量を持っているため、そのままでは角運
動量剛性のために任意の軸回りに衛星の姿勢を回転させ
て姿勢変更させることができないので、この剛性による
軸間干渉量を求めることでデカップリング処理を行う。Since the satellite has angular momentum as described above, the inter-axis interference amount calculation unit 33 changes the attitude by rotating the attitude of the satellite around an arbitrary axis for angular momentum rigidity as it is. Therefore, the decoupling process is performed by calculating the inter-axis interference amount due to the rigidity.
【００４３】ホイールタコループフィードバック制御部
３５は、ホイール２が回転している最中に発生している
摩擦による減速トルクを補償して、Ｄ制御ループ３４が
要求した通りの制御トルクを確実に発生させるために、
ホイール回転数制御のためのマイナーループ制御を行
う。The wheel tach loop feedback control unit 35 compensates for the deceleration torque due to the friction generated while the wheel 2 is rotating, and reliably generates the control torque requested by the D control loop 34. In order to
Performs minor loop control for wheel speed control.
【００４４】図２は、本発明における姿勢変更制御動作
原理を説明するためのタイムチャートである。以下、本
実施の形態の動作について、図１及び図２を参照して詳
細に説明する。FIG. 2 is a time chart for explaining the principle of the attitude change control operation according to the present invention. Hereinafter, the operation of the present embodiment will be described in detail with reference to FIGS.
【００４５】人工衛星を最短時間で姿勢変更するために
は、（１）最も少ない角度で姿勢変更できる経路を使
い、かつ（２）アクチュエータが発生できる能力を最大
限使うことで時間を短縮する、という方法で実現でき
る。In order to change the attitude of the artificial satellite in the shortest time, (1) the path that can change the attitude at the smallest angle is used, and (2) the time is reduced by maximizing the ability to generate the actuator. It can be realized by the method.
【００４６】このうち（１）については、ある二つの姿
勢を最短経路で変更するためには、二つの姿勢から唯一
求められるオイラー軸と呼ばれる軸回りに回転すること
であることが一般的に知られている（例えば、特公平３
−１９８４０号公報参照）。従って、（１）を実現する
ために姿勢変更前の姿勢と姿勢変更後の目標姿勢からオ
イラー軸を求めて、その軸回りに衛星姿勢を回転させる
ように制御を行えばよい。Regarding (1), it is generally known that in order to change a certain two postures in the shortest path, it is necessary to rotate around an axis called an Euler axis which is solely required from the two postures. (For example, Tokuhei 3
-19840). Therefore, in order to realize (1), the Euler axis may be obtained from the attitude before the attitude change and the target attitude after the attitude change, and control may be performed to rotate the satellite attitude about that axis.
【００４７】また、（２）は以下のように実現できる。
一般にアクチュエータは発生できるトルクの最大値が規
定されている。このようなアクチュエータを用いた場合
に、ある姿勢で静止している状態から一軸回りに別の姿
勢に変更して静止させるような制御を最短時間で達成す
るには、前述のように、アクチュエータの最大トルクで
姿勢回転を加速させて、途中でアクチュエータの逆向き
の最大トルクで姿勢回転を減速させることで実現でき
る。Further, (2) can be realized as follows.
Generally, the maximum value of the torque that can be generated by the actuator is specified. When such an actuator is used, in order to achieve the control of changing from a state of being stationary in a certain posture to another posture around one axis and stopping in the shortest time in the shortest time, as mentioned above, This can be realized by accelerating the posture rotation with the maximum torque and decelerating the posture rotation with the maximum torque in the opposite direction of the actuator on the way.
【００４８】特に最大加速トルクと最大減速トルクの大
きさが同じ場合は、全制御時間の前半分の時間で加速を
行い、後半分の時間で減速を行えばよい。この様子を図
２の＜Ｔｙｐｅ１＞に示す。上段の図は、ホイール２が
発生するトルクの時間変化を、下段の図は、上段に示さ
れたトルクが発生した時の、衛星のオイラー軸回りの角
速度の時間変化を示している。In particular, when the maximum acceleration torque and the maximum deceleration torque are the same, acceleration is performed in the first half of the total control time and deceleration is performed in the second half. This is shown in <Type 1> in FIG. The upper diagram shows the time change of the torque generated by the wheel 2, and the lower diagram shows the time change of the angular velocity around the Euler axis of the satellite when the torque shown in the upper diagram is generated.
【００４９】目標角速度プロファイラ３８は、スイッチ
３７を介してクオータニオン計算部３２で計算された人
工衛星の姿勢変更開始直前における姿勢を初期姿勢ｑｉ
として入力するとともに地上局等から指令された目標姿
勢ｑｔを入力し、この初期姿勢ｑｉと目標姿勢ｑｔから
オイラー軸を求め、次に、図２に示すような、衛星に搭
載している姿勢制御駆動装置の能力の範囲で物理的に最
短時間で姿勢変更を実現できるオイラー軸回りの衛星角
速度の変化を計算により求める。The target angular velocity profiler 38, click Oh Tanion calculating unit 32 at the calculated attitude change immediately before the initial posture in the posture qi satellite via the switch 37
And the target attitude qt commanded by the ground station or the like is input, and the Euler axis is obtained from the initial attitude qi and the target attitude qt. Then, the attitude control mounted on the satellite as shown in FIG. A change in the satellite angular velocity around the Euler axis that can physically change the attitude in the shortest time within the range of the capability of the driving device is obtained by calculation.
【００５０】そして、姿勢変更制御が開始されると、姿
勢変更制御中はこの計算された衛星角速度の変化値に従
って逐一衛星角速度を生成して、Ｄ制御ループ３４に制
御の目標値ωｔとして与える。この目標通りに衛星が回
転すれば、最短時間の姿勢変更制御が実現できることに
なる。When the attitude change control is started, during the attitude change control, a satellite angular velocity is generated one by one according to the calculated change value of the satellite angular velocity, and given to the D control loop 34 as a control target value ωt. If the satellite rotates as intended, the attitude change control in the shortest time can be realized.
【００５１】なお前記のとおり、一般にジャイロセンサ
１は検出できる角速度に限界（ダイナミックレンジ）が
あるため、このダイナミックレンジを越える角速度で衛
星を回転させると制御できなくなる。そのため、目標角
速度プロファイラ３８は、計画した角速度がジャイロセ
ンサ１のダイナミックレンジを越えるような場合は、図
２の＜Ｔｙｐｅ２＞に示すような形で目標角速度を求め
る必要がある。As described above, since the gyro sensor 1 generally has a limit (dynamic range) in the angular velocity that can be detected, if the satellite is rotated at an angular velocity exceeding this dynamic range, the control cannot be performed. Therefore, when the planned angular velocity exceeds the dynamic range of the gyro sensor 1, the target angular velocity profiler 38 needs to calculate the target angular velocity in the form shown in <Type 2> of FIG.
【００５２】Ｄ制御ループ３４は一般に、制御系の応答
時定数に匹敵するような時間遅れの要素が含まれていな
ければ、アクチュエータの能力限界内で制御ゲイン（フ
ィードバック係数）を高くするほど目標に対する追随性
能が高く、安定な制御系となることが知られている。従
って、十分に高い制御ゲインを持つＤ制御ループにする
ことで、目標角速度プロファイラ３８が生成した目標角
速度ωｔと実際の衛星の角速度との間の誤差を十分に小
さく抑えることができる。Generally, the D control loop 34 does not include a time delay element comparable to the response time constant of the control system. It is known that a stable control system has high tracking performance. Therefore, by using a D control loop having a sufficiently high control gain, the error between the target angular velocity ωt generated by the target angular velocity profiler 38 and the actual angular velocity of the satellite can be sufficiently reduced.
【００５３】また、軸間干渉量計算部（Gyroscopic Ter
m Calculation）３３で求めた角運動量剛性値をＤ制御
ループ３４の制御トルクから差し引くことで、角運動量
を持った衛星でも限られた範囲内では任意の軸回りで回
転することができる。Also, an inter-axis interference amount calculation unit (Gyroscopic Ter
By subtracting the angular momentum stiffness value obtained in (m Calculation) 33 from the control torque of the D control loop 34, even a satellite having angular momentum can rotate around an arbitrary axis within a limited range.
【００５４】ホイール２は、一般に回転を減速させるよ
うな摩擦が生じるため、何らかの補償をしなければ指示
通りの制御トルクを発生させることができない。そこ
で、Wheel Tacho Loop Feedback Control部３５では、
Ｄ制御ループ部３４から指示された制御トルクを補償す
るためにホイール２の回転数制御をしている。Since the wheel 2 generally generates friction that decelerates the rotation, the control torque cannot be generated as instructed without some kind of compensation. Therefore, in the Wheel Tacho Loop Feedback Control unit 35,
The rotation speed of the wheel 2 is controlled to compensate for the control torque instructed from the D control loop unit 34.
【００５５】Drift Rate Compensation部３１は、ジャ
イロセンサ１のバイアスノイズを除去することによりセ
ンサ出力の精度を上げるために処理を行っている。ま
た、Quaternion Calculation部３２は、姿勢変更直前の
姿勢のみを初期姿勢ｑｉとして求めて出力する処理を行
っている。The Drift Rate Compensation unit 31 performs a process for removing the bias noise of the gyro sensor 1 to improve the accuracy of the sensor output. Further, the quaternion calculation unit 32 performs a process of obtaining and outputting only the posture immediately before the posture change as the initial posture qi.
【００５６】以上の構成により、人工衛星は理論的に求
められる最短な経路を通って最短の時間で精度良く姿勢
変更することができる。With the above configuration, the attitude of the artificial satellite can be accurately changed in the shortest time through the shortest path theoretically required.
【００５７】図４は、本実施形態の制御方式で姿勢変更
させた場合のシミュレーション結果を示すタイムチャー
トである。図の上から三つのグラフはそれぞれ人工衛星
の直交三軸回りの角速度を示しており、四つ目のグラフ
はオイラー軸回りの角速度を、一番下のグラフは現在の
姿勢と目標の姿勢の間の角度を示している。FIG. 4 is a time chart showing a simulation result when the attitude is changed by the control method of the present embodiment. The three graphs from the top of the figure show the angular velocities around the orthogonal three axes of the satellite, respectively, the fourth graph shows the angular velocities around the Euler axis, and the bottom graph shows the current attitude and the target attitude. The angle between them is shown.
【００５８】本発明の方式では、理想的な最短時間制御
の形である図２に非常によく沿って制御されている様子
が分かる。また、図６に示す従来のシミュレーション結
果と比較して、姿勢変更にかかる時間も短縮されている
ことが分かる。In the system of the present invention, it can be seen that the control is performed very well in accordance with FIG. 2, which is an ideal form of the shortest time control. Further, it can be seen that the time required for the posture change is also reduced as compared with the result of the conventional simulation shown in FIG.
【００５９】図４及び図６に示すタイムチャートは、ジ
ャイロセンサやホイール、それから衛星の回転運動の様
子もすべて計算機上のモデルで実現したシミュレーショ
ンで得られたものである。しかしながら、地上で実際の
ホイールを用いた試験（ジャイロセンサと衛星モデルは
やはり計算機上のモデルで実現）も行っているが、この
試験結果と図示のシミュレーション結果は、このグラフ
の分解能の範囲ではほぼ一致した結果が得られている。The time charts shown in FIGS. 4 and 6 are obtained by a simulation in which the gyro sensor, the wheel, and the state of the rotational movement of the satellite are all realized by a model on a computer. However, tests using actual wheels on the ground (gyro sensors and satellite models are also realized by computer models) are also performed, but the results of these tests and the simulation results shown in the figure are almost within the resolution range of this graph. Consistent results have been obtained.
【００６０】なお、上記の実施形態では、アクチュエー
タとしてホイール２を用いたが、このアクチュエータ部
分を、スラスタを搭載した「Reaction Control System
（以降、ＲＣＳと呼ぶ）」に置き換えた系でも実現可能
である。In the above embodiment, the wheel 2 is used as an actuator. However, this actuator is replaced with a "Reaction Control System" equipped with a thruster.
(Hereinafter, referred to as RCS) ".
【００６１】この場合、一般にＲＣＳはホイールよりも
大きな制御トルクを発生させることができるため、より
速い姿勢変更を実施することができる。ＲＣＳを使った
系の場合、図１のWheel Tacho Loop Feedback Control
部３３は、Ｄ制御ループ３４が生成した制御トルクに相
当するＲＣＳのスラスタ噴射時間を求める処理部に変更
する必要がある。In this case, generally, the RCS can generate a larger control torque than the wheel, so that the posture can be changed more quickly. In the case of a system using RCS, the Wheel Tacho Loop Feedback Control shown in Fig. 1
The unit 33 needs to be changed to a processing unit that calculates the thruster firing time of the RCS corresponding to the control torque generated by the D control loop 34.
【００６２】さらに、他の実施形態として、上記アクチ
ュエータ部分を、高速回転するコマの回転剛性を利用し
て制御トルクを発生させる「Controlled Bias Momentum
Gyro（以降、ＣＭＧと呼ぶ）」に置き換えた系でも実
現可能である。Further, as another embodiment, a "Controlled Bias Momentum" in which the actuator portion generates a control torque using the rotational rigidity of a high-speed rotating top.
Gyro (hereinafter referred to as CMG) ".
【００６３】このように、本発明の制御方式は、アクチ
ュエータを限定することなく実施することが可能であ
り、それぞれのアクチュエータの性能を有効に活用する
ことができる。As described above, the control method of the present invention can be implemented without limiting the actuators, and the performance of each actuator can be effectively utilized.
【００６４】[0064]
【発明の効果】本発明によれば、姿勢変更制御実施前
に、理論的に最短時間となるように制御の目標を計画立
て、この計画によって決められた時間に必ず制御を終了
させることができるので、衛星の姿勢変更を最短時間で
実施することが可能である。According to the present invention, before the posture change control is performed, a control target is theoretically planned so as to have the shortest time, and the control can be always terminated at a time determined by the plan. Therefore, it is possible to change the attitude of the satellite in the shortest time.
【００６５】また、本発明の「Target Rate Profiler」
が生成する制御目標に追随させる制御系は、制御設計分
野では一般的に安定であることが証明されているシンプ
ルなＤ制御ループで実現でき、この制御ループは、制御
目標に追随するために必要なトルクがアクチュエータ能
力範囲内であれば、制御系の安定性を損なうことなく、
容易に精度の高い制御系を実現することができるので、
無理なく衛星を回転させ始めること、及び無理なく衛星
の回転を停止することが可能となる。そのため、姿勢変
更制御前後で過渡応答を非常に小さく抑えることがで
き、制御目標に精度よくかつ速やかに追随させることが
できる。The “Target Rate Profiler” of the present invention
Can be realized by a simple D control loop that has been proven to be generally stable in the field of control design, and this control loop is necessary to follow the control target. If the appropriate torque is within the actuator capacity range, without deteriorating the stability of the control system,
Since a highly accurate control system can be easily realized,
It is possible to start the rotation of the satellite without difficulty and stop the rotation of the satellite without difficulty. Therefore, the transient response before and after the posture change control can be extremely small, and the control target can be accurately and promptly followed.
【００６６】その結果、本発明によれば、衛星の姿勢変
更時間が大幅に短縮することができ、新たな姿勢での運
用を速やかに開始することにより人工衛星の運用効率を
上げることが可能になる。As a result, according to the present invention, the time for changing the attitude of the satellite can be greatly reduced, and the operation efficiency of the artificial satellite can be increased by quickly starting operation in a new attitude. Become.
【図１】本発明の実施の形態を示すブロック図である。FIG. 1 is a block diagram showing an embodiment of the present invention.
【図２】本発明における姿勢変更制御動作原理を説明す
るためのタイムチャートである。FIG. 2 is a time chart for explaining a principle of an attitude change control operation according to the present invention.
【図３】本発明の動作を示すタイムチャートである。FIG. 3 is a time chart showing the operation of the present invention.
【図４】従来例を示すブロック図である。FIG. 4 is a block diagram showing a conventional example.
【図５】アクチュエータの一例を示す概略図である。FIG. 5 is a schematic view showing an example of an actuator.
【図６】従来例の動作を示すタイムチャートである。FIG. 6 is a time chart showing the operation of the conventional example.
１ ジャイロセンサ（Gyro） ２ ホイール（Wheel） ３ 姿勢制御装置（Attitude Control Electronics：Ａ
ＣＥ） ３１ ドリフト角速度補償部（Drift Rate Compensatio
n） ３２ クオータニオン計算部（Quaternion Calculatio
n） ３３ 軸間干渉量計算部（Gyroscopic Term Calculatio
n） ３４ Ｄ制御ループ ３５ ホイールタコループフィードバック制御部（Whee
l Tacho Loop Feedback Control） ３６ 目標角速度生成部 ３７ スイッチ ３８ 目標角速度プロファイラ（Target Rate Profile
r）1 Gyro sensor (Gyro) 2 Wheel (Wheel) 3 Attitude control electronics (Attitude Control Electronics: A)
CE) 31 Drift Rate Compensatio
n) 32 click O Tanion calculator (Quaternion Calculatio
n) 33 Gyroscopic Term Calculator
n) 34 D control loop 35 Wheel tach loop feedback control unit (Whee
l Tacho Loop Feedback Control 36 Target angular velocity generator 37 Switch 38 Target angular velocity profiler
r)
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 玄葉 麻美 神奈川県横浜市港北区新横浜二丁目４番18 号 日本電気航空宇宙システム株式会社内 (72)発明者 前田 健 神奈川県横浜市港北区新横浜二丁目４番18 号 日本電気航空宇宙システム株式会社内 Ｆターム(参考） 5H301 AA07 BB20 CC08 GG17 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Asami Genba 2-4-1-18 Shin-Yokohama, Kohoku-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Prefecture Inside the NEC Corporation (72) Inventor Ken Maeda Shin-Yokohama, Kohoku-ku, Yokohama-shi, Kanagawa Prefecture No.4-18, F-term in NEC Aerospace Systems Co., Ltd. (Reference) 5H301 AA07 BB20 CC08 GG17
Claims (6)
衛星の姿勢を動かすアクチュエータと、前記姿勢情報セ
ンサの出力に基づいて前記アクチュエータを制御する姿
勢制御装置とからなる三軸衛星の姿勢変更制御方式にお
いて、 前記姿勢制御装置は、前記アクチュエータが出すべきト
ルク量を求める処理を行って当該人工衛星の角速度が目
標角速度に一致するようにフィードバック制御を行うＤ
制御ループと、前記姿勢情報センサの出力を用いて当該
人工衛星の現在の姿勢を求める処理を行うクオータニオ
ン計算部（Quaternion Calculation）と、当該人工衛星
の姿勢変更制御を実行する際に前記Ｄ制御ループに制御
の目標値を与える目標角速度プロファイラ（Target Rat
e Profiler）と、当該人工衛星の姿勢変更制御を実行す
る直前の前記クオータニオン計算部（Quaternion Calcu
lation）の出力を初期姿勢として前記目標角速度プロフ
ァイラ（Target Rate Profiler）に供給するスイッチと
を備え、 前記目標角速度プロファイラ（Target Rate Profiler）
は、当該人工衛星の姿勢変更制御を実行する前に、指定
された変更後の姿勢（目標姿勢）と前記初期姿勢とから
オイラー軸を求める手段と、最短時間で姿勢変更を実現
できるオイラー軸回りの衛星角速度の変化を計算する手
段と、姿勢変更制御中に前記計算された衛星角速度を逐
一生成して前記Ｄ制御ループに制御の目標値として与え
る手段を有していることを特徴とする三軸衛星の姿勢変
更制御方式。1. An attitude change control of a three-axis satellite, comprising: an attitude information sensor of an artificial satellite; an actuator that moves the attitude of the artificial satellite; and an attitude control device that controls the actuator based on an output of the attitude information sensor. In the method, the attitude control device performs a process of obtaining a torque amount to be output by the actuator, and performs feedback control so that the angular velocity of the artificial satellite coincides with a target angular velocity.
Wherein in executing a control loop, click O Tanion calculation unit that performs processing for determining the current orientation of the satellite using the output of the posture information sensor and (Quaternion Calculation), the attitude change control of the satellite D Target angular velocity profiler (Target Rat) that gives a control target value to the control loop
and e Profiler), the click O Tanion calculating portion immediately before executing the attitude change control of the satellite (Quaternion Calcu
and a switch for supplying the output of the target angular velocity profiler as an initial attitude to the target angular velocity profiler (Target Rate Profiler).
Means for obtaining an Euler axis from a designated post-change attitude (target attitude) and the initial attitude before executing the attitude change control of the artificial satellite; Means for calculating a change in the satellite angular velocity of each of the above, and means for generating the calculated satellite angular velocity one by one during the attitude change control and giving the calculated satellite angular velocity to the D control loop as a control target value. Attitude change control method for axis satellites.
速度の時間変化特性は、全制御時間の前半分は一定の比
率で所望の角速度まで加速し、後半分は前記一定の比率
で前記所望の角速度から減速する特性であることを特徴
とする請求項１記載の三軸衛星の姿勢変更制御方式。2. The time change characteristic of the calculated satellite angular velocity around the Euler axis is as follows: the first half of the total control time is accelerated to a desired angular velocity at a constant rate, and the latter half is at the constant rate to the desired angular velocity. The attitude change control method for a three-axis satellite according to claim 1, wherein the attitude change control method has a characteristic of decelerating from an angular velocity.
速度の時間変化特性は、制御開始時点から一定の比率で
所望の角速度まで加速し、一定時間前記所望の角速度を
維持した後、前記所望の角速度から前記一定の比率で減
速する特性であることを特徴とする請求項１記載の三軸
衛星の姿勢変更制御方式。3. The calculated time change characteristic of the satellite angular velocity around the Euler axis is such that the satellite angular velocity is accelerated to a desired angular velocity at a constant rate from the control start time, and after maintaining the desired angular velocity for a fixed time, the desired angular velocity is maintained. 2. The attitude change control method for a three-axis satellite according to claim 1, wherein the characteristic is to decelerate at a constant rate from an angular velocity.
を回転させることによりその反力トルクを発生させる構
成となっていることを特徴とする請求項１〜３のいずれ
かに記載の三軸衛星の姿勢変更制御方式。4. The attitude change of the three-axis satellite according to claim 1, wherein the actuator is configured to generate a reaction torque by rotating a flywheel. control method.
たリアクションコントロールシステム（Reaction Contr
ol System：ＲＣＳ）によって構成されていることを特
徴とする請求項１〜３のいずれかに記載の三軸衛星の姿
勢変更制御方式。5. The actuator according to claim 1, wherein the actuator is a reaction control system using a thruster.
ol System: RCS), and the attitude change control method of the three-axis satellite according to any one of claims 1 to 3, wherein
マの回転剛性を利用して制御トルクを発生させるモーメ
ンタムホイールを用いたControlled Bias Momentum Gyr
o（ＣＭＧ）によって構成されていることを特徴とする
請求項１〜３のいずれかに記載の三軸衛星の姿勢変更制
御方式。6. The Controlled Bias Momentum Gyr using a momentum wheel that generates a control torque by using the rotational rigidity of a high-speed rotating top.
The attitude change control method for a three-axis satellite according to any one of claims 1 to 3, wherein the control method is configured by o (CMG).
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2001
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