JP2002510816A - Ｃｍｇアレイ特異点を回避する連続姿勢制御 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 アレイ中の制御モーメントジャイロが回転されて、衛星の進路が定め直される。閉ループ制御がジャイロを回転させる。アレイに対する特異点が生じると、開ループ制御用のジャイロを選択するプロセスが利用される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】 関連する出願のクロス参照 本出願は、先に出願されたＤａｖｉｄ Ａ．Ｂａｉｌｅｙによる１９９７年９
月２日出願のＯｒｉｅｎｔｉｎｇ Ａ Ｓａｔｅｌｌｉｔｅ Ｗｉｔｈ Ｃｏｎ
ｔｒｏｌｌｅｄ Ｍｏｍｅｎｔｕｍ Ｇｙｒｏｓという名称の出願第ＳＮ０８９
２３７４２号と、同時に出願されたこれらの出願：Ｂｏｎｇ Ｗｉｅ、Ｄａｖｉ
ｄ Ａ．Ｂａｉｌｅｙ、Ｃｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ Ｊ．ＨｅｉｂｅｒｇによるＲ
ｏｂｕｓｔ Ｓｉｎｇｕｌａｒｉｔｙ Ａｖｏｉｄａｎｃｅ Ｉｎ Ａ Ｓａｔ
ｅｌｌｉｔｅ Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ、ＳＮ［整理番号Ａ６６１７
２１５］；Ｄａｖｉｄ Ａ．ＢａｉｌｅｙによるＣＭＧ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｂａ
ｓｅｄ Ｏｎ Ａｎｇｕｌａｒ Ｍｏｍｅｎｔｕｍ ｔｏ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓ
ａｔｅｌｌｉｔｅ Ａｔｔｉｔｕｄｅ、ＳＮ［整理番号Ａ６６１７２１４］；Ｃ
ｈｒｉｓｔｏｐｈｅｒ Ｊ．ＨｅｉｂｅｒｇおよびＤａｖｉｄ Ａ．Ｂａｉｌｅ
ｙによるＥｓｃａｐｉｎｇ Ｓｉｎｇｕｌａｒｉｔｉｅｓ Ｉｎ Ａ Ｓａｔｅ
ｌｌｉｔｅ Ａｔｔｉｔｕｄｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ、ＳＮ［整理番号Ａ６６１７２
１６］で考察されている題材を開示する。

【０００２】 本発明の技術分野 本発明は、例えば、複数の制御モーメントジャイロ（control moment gyros:
ＣＭＧ）を用いた衛星の向きを制御するための衛星およびロボットシステムに関
する。

【０００３】 発明の背景 宇宙船や衛星の姿勢は制御モーメントジャイロで維持し、かつ調整されること
が多い。それらの装置は高トルクおよびトルク増幅であるためである。典型的な
ＣＭＧはジンバルに支持された回転質量であり、ジンバル軸上でそれを回転させ
るアクチェータを備えており、トルクを生成させ、かつ角運動量を累積している
。角運動量はトルクの時間積分である。ｎ＞３のＣＭＧのアレイが使用されるこ
とが多く、冗長性を持って姿勢制御している。各ＣＭＧは主に平面に制限された
角運動量（ｈ）を持っている。ジャイロの角運動量ベクトルはジンバル軸に直交
している。直交に関するエラーはＣＭＧ、ＣＧＭのアレイ又は衛星の姿勢制御の
動作に影響を与えない程度に小さい。ＣＭＧのホイール速度は多くの応用例にお
いてほぼ一定である。しかし、そのことは本発明にとって必須ではない。ＣＭＧ
によって生成されるトルクＱはクロス積Ｑ＝（・）δｘｈの結果である（本明細
書において（・）はその直ぐ後ろの文字がその上に・を付けることを意味する）
。ここで（・）δはジンバル速度で、ｈはロータの角運動量である。ホイール速
度が変わるとＱ＝（・）δｘｈ＋（・）ｈと付加項が付く。ここで角運動量ｈは
、ｈ＝ＪΩおよび（・）ｈ＝Ｊ（・）Ωとして決定される。Ｊは回転ホイールの
慣性モーメントで、Ωはホイールの回転速度である。

【０００４】 古典的な姿勢制御は、衛星の所望の姿勢加速度、３軸姿勢加速度である（・）
ωｃを計算する。ＣＭＧアレイのジンバル角度（δ）レートは疑似逆元則、（・
）δ＝Ａ^T（ＡＡ^T）^-1Ｊ_s（・）ω_cを用いて計算される。Ｊ_sは慣性マトリック
スの衛星モーメントで、Ａはジンバル角度に関するＣＭＧアレイ角運動量のヤコ
ビアン、

【数１】 であり、 ｈはＣＭＧアレイの角運動量の合計、

【数２】 である。Ａマトリックスがジンバル角度の関数であり、ジンバル角度が宇宙船上
でトルクを生成するために変化するので、Ａのランクは３から２に低下できる。
それは特異点条件であり、疑似逆元が計算できない。

【０００５】 発明の開示 本発明の目的は、ＣＭＧからの利用できるより多くの角運動量を用いて二つの
オブジェクトの間で衛星を再方向付けする早さを極度に向上させることである。

【０００６】 本発明によれば、いくつかのＣＭＧは閉ループ制御で再方向付けされ、いくつ
かは回ループで再方向付けされる。

【０００７】 本発明によれば、トルク・コマンドは従来のように（・）ｈｃ＝Ｊ_s（・）ω_c で計算される。（・）ｈ_cを使用すれば、トルクの方向が分かる。角運動量はト
ルクの総体であり、したがって、（・）ｈ_cの方向におけるトルクの最大総体は
、その方向における飽和角運動量である。飽和角運動量に対するジンバル角度は
固有であり、したがって、（・）ｈ_cの方向における飽和角運動量に対する固有
のジンバル角度、δ_hsが計算される。実際のジンバル角度δ_Aおよび飽和ジンバ
ル角度δ_hsを使用して、ジンバル角度に対する運動の正しい方向を、飽和角運動
量への最短経路に対して計算することができる。修正された疑似逆元δ＝Ａ^T（
ＡＡ^T＋ｋＩ）^-1（・）ｈ_cを使用するジンバル角度方向が特定のＣＭＧに対して
誤った方向にある場合、そのＣＭＧは、飽和角運動量ジンバル角度に対して開ル
ープでジンバルに支持される。残りのＣＭＧは、修正された疑似逆元制御を使用
して閉ループで制御される。

【０００８】 本発明の他の目的、効果及び特徴は以下の一つ又は複数の実施形態から明らか
になるであろう。

【０００９】 発明を実施する最良のモード 後述するような衛星に搭載されたＣＭＧを制御する出力信号を生成するように
プログラムされた一つ又は複数のプロセッサを制御する、コンピュータベースの
衛星制御におけるハードウエア又はソフトウエア、好ましくはソフトウエアによ
って実施される機能ブロックを図１に示している。基本的にプロセスは二つの点
の間の単一パスとして示されている。しかし、単一の線はベクトルデータを表し
ているということを理解すべきである。そのデータは、衛星の姿勢、姿勢レート
及びトルクに対して三次元であり、ｎ個のＣＭＧに関する信号に対してはｎ次元
である。図２は３（ｎ＝３）ＣＭＧを示している。図１に示す制御技法は、図３
のオブジェクトＡの見通し線からオブジェクトＢの見通し線への軸に対して衛星
をパンさせる又は回転させるために用いられる。典型的な閉ループ制御は実際の
経路姿勢（図３の姿勢決定システムＡＤＳから決定される）及び所望の経路姿勢
に基づいてＣＭＧを制御することによって固有軸回転経路「オールド」に従う。
しかし、本発明は以下説明する固有軸経路に従うことに制限されない。

【００１０】 オイラー角、クオーターンイオン（quaternion）、ギブスパラメータ、または
その他の衛星の姿勢を記述する便宜な方法として表現される入力１０の所望の衛
星姿勢が実際の姿勢である慣性計測ユニット（Inertial Measurement Unit:ＩＭ
Ｕ）５６又は衛星の姿勢を決める他の方法によって生成される入力１２と１４で
比較される。姿勢制御１８で姿勢エラー１６を用いて所望の本体加速（・）ω_c
を出力２０に生成する。出力２４のトルク指令（・）ｈ_cが宇宙船慣性マトリッ
クスＪ_Sから２２で（・）ｈ_c＝Ｊ_S（・）ω_cと計算される。変形疑似逆元３６を
用いて、閉ループジンバルレートδ_cが３６で以下のように計算される。 δ_c＝Ａ^T（ＰＡＡ^T＋ｋＩ）^-1Ｐ（・）ｈ_c。付加項ｋＩは、解の軌跡が内部特異
点を通るとき式が不確定になることから守るためである。新しい姿勢コマンドを
受信することによって生み出された過渡事象の始めに、１８で生成されたトルク
・コマンド（・）ｈ_cは、２２で生成される最大角運動量Ｈ_maxを２０で計算する
のに使用され、この最大角運動量Ｈ_maxは、その（・）ｈ_c方向においてアレイ（
ｎ個のＣＭＧ）から利用可能な最大角運動量である。Ｈ_maxは、２６で生成され
、かつ飽和角運動量を生じるジンバル角度δ_hsの固有のセットを生じる飽和角運
動量である。飽和ジンバル角度は、２８で、３０で生成された実際のジンバル角
度δ_aおよび３１で生成されたジンバル角度エラーδ_eと比較され、３４で、ジン
バル・レート・コマンドδ_chsを生成するためにジンバル制御３２によって使用
される。このジンバル・レート・コマンドδ_chsは、飽和角運動量への最短経路
を与える回転の方向を表す。いずれかのＣＭＧが飽和ジンバル角度からジンバリ
ングされる場合、それは４０で最短経路に個別に切り替えられる。ＣＭＧは閉ル
ープ制御に切り替えられるが、切り替えられたＣＭＧによって生成された交差軸
運動の一部は、所望の姿勢に追加され、したがって、閉ループＣＭＧは結果を除
去しない。開ループＣＭＧが飽和表面に対するその操縦を終了するとき、交差軸
結果が逆に差し引かれることになる。ジンバル・レート・コマンド３４または４
２は、位置切替コマンド・ジンバル制御４２によって決まる。ジンバル制御は、
衛星上にトルクを与え、センサ６からの読取りに影響するジンバル角度を変え、
センサ６は閉ループを閉じる。

【００１１】 本発明を、衛星制御の内容において説明したが、特異点が生じるロボットシス
テムなどのシステム中で使用することもできる。先に考察した本発明の利点によ
り、当業者は、本発明の真の範囲および趣旨から逸脱することなく、全体的また
は部分的に述べた本発明と構成要素および機能とを修正することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】 指令された回転信号（・）ｑに応答して衛星を回転させるために
本発明を実施した制御を示す機能ブロック図である。

【図２】 ＣＭＧを備え、個々に生成した角度レート信号に応答して衛星の
姿勢を変えるために回転させられた衛星を示すブロック図である。

【図３】 二つのオブジェクトの間の再方向付けのための二つの可能な経路
を示す図である。

【手続補正書】

【提出日】平成１３年１月３１日（２００１．１．３１）

【手続補正１】

【補正対象書類名】図面

【補正対象項目名】全図

【補正方法】変更

【補正内容】

【図１】

【図２】

【図３】

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ウィー，ボン アメリカ合衆国・85048・アリゾナ州・フ ェニックス・イースト ワイルドウッド ドライブ・334 Ｆターム(参考） 5H301 AA07 BB20 CC04 CC07 CC08 GG17

Claims (5)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 複数の制御モーメント・ジャイロと、命令された姿勢信号に
   応答して各制御モーメント・ジャイロを回転させて第１の姿勢から第２の姿勢に
   ビークルの姿勢を変えるためにアクチュエータを操作するために各制御モーメン
   タム・ジャイロにジンバル・レート信号を提供するための信号処理手段を備える
   姿勢コントローラと、ビークル回転を表す信号を提供するための慣性計測ユニッ
   トとを備える衛星姿勢制御装置であって、 前記信号処理手段が、 命令された姿勢と慣性計測ユニットによって生成された実際の姿勢との差を表
   すエラー信号を前記制御モーメント・ジャイロに対して生成し、閉ループ制御に
   従って前記エラー信号からジンバル・レート信号を生成し、前記閉ループが前記
   エラー信号に対する特異点を生成することを表す特異点信号を生成し、前記特異
   点信号に応答して、前記１つの制御モーメント・ジャイロを回転させてそれぞれ
   に記憶された角運動量をビークルの回転中心に中心を有する仮想球面上の第１の
   姿勢と第２の姿勢との間の大円よって近似された方向で与える開ループ制御規則
   シーケンスから前記ジンバル・レート信号を生成する手段とを含むことを特徴と
   する衛星姿勢制御装置。
2. 【請求項２】 前記閉ループ制御が疑似逆元規則を含み、 前記開ループ制御シーケンスは、前記制御モーメント・ジャイロが前記ビーク
   ルを最短時間で前記第２の姿勢に回転させることをさらに特徴とする請求項１に
   記載の衛星姿勢制御装置。
3. 【請求項３】 複数の制御モーメント・ジャイロと、 衛星を第１の姿勢から衛星の周りの仮想球面上の第２の球面位置に回転させる
   ためのコマンドを生成する手段と、 実際の衛星の球面位置と前記第２の球面位置との差に応じて各制御モーメント
   ・ジャイロの回転に対する閉ループ制御を使用して衛星を前記球面上の経路に沿
   って前記第２の球面位置まで回転させるために、前記制御モーメント・ジャイロ
   にジンバル信号を提供する手段と、 少なくとも１つの制御モーメント・ジャイロに対する前記閉ループ制御が特異
   点を生成し、かつ前記１つの制御モーメント・ジャイロの回転を開ループ制御で
   制御することを表す信号を生成する手段と を含むことを特徴とする衛星姿勢制御装置。
4. 【請求項４】 前記開ループ制御が、前記１つの制御モーメント・ジャイロ
   を回転させて、衛星上の回転のその可能な最大角度レートを生成することを含む
   ことをさらに特徴とする請求項３に記載の衛星。
5. 【請求項５】 要素に作用する複数のアクチュエータを特徴とするロボット
   ・システムであって、前記アクチュエータが、制御規則に従って閉ループ制御を
   使用する信号プロセッサによって制御され、前記信号プロセッサは、 前記閉ループが、前記要素の運動中に特異点を生成することを表す特異点信号
   を生成し、特異点を回避するために前記特異点信号に応答して前記アクチュエー
   タの１つを開ループで操作する手段を含むロボット・システム。