JP2003252298A - 宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 - Google Patents
宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法Info
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 高速且つ高精度な姿勢変更が可能となる宇宙
機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法を提供す
る。 【解決手段】 姿勢変更計画指令生成器４が、姿勢角決
定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９並びに地上局３
２からテレメトリデータ３３として送信されてくる姿勢
回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基
づいて、次の姿勢変更で必要とされる最大トルク値を算
出し、その結果を姿勢変更指令信号２０として出力す
る。姿勢変更手段選定器５は、最大トルク値とＲＷ１
２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４の出力最大トルク値とを
比較し、駆動させる姿勢制御アクチュエータとして、Ｒ
Ｗ１２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４の最適な組み合わせ
を選択する。そして、選択された姿勢制御アクチュエー
タが駆動し、宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御
トルクを印加する。
機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法を提供す
る。 【解決手段】 姿勢変更計画指令生成器４が、姿勢角決
定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９並びに地上局３
２からテレメトリデータ３３として送信されてくる姿勢
回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基
づいて、次の姿勢変更で必要とされる最大トルク値を算
出し、その結果を姿勢変更指令信号２０として出力す
る。姿勢変更手段選定器５は、最大トルク値とＲＷ１
２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４の出力最大トルク値とを
比較し、駆動させる姿勢制御アクチュエータとして、Ｒ
Ｗ１２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４の最適な組み合わせ
を選択する。そして、選択された姿勢制御アクチュエー
タが駆動し、宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御
トルクを印加する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、宇宙機に搭載した
姿勢制御用アクチュエータによって宇宙機の姿勢角を変
更する宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法
に関し、特に、姿勢変更に要する時間を考慮して駆動さ
せる姿勢制御用アクチュエータを選択し、姿勢変更の高
速化及び高精度化を図った宇宙機の姿勢変更制御装置及
び姿勢変更制御方法に関する。
姿勢制御用アクチュエータによって宇宙機の姿勢角を変
更する宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法
に関し、特に、姿勢変更に要する時間を考慮して駆動さ
せる姿勢制御用アクチュエータを選択し、姿勢変更の高
速化及び高精度化を図った宇宙機の姿勢変更制御装置及
び姿勢変更制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来より、人工衛星等の宇宙機には、こ
の宇宙機の姿勢を制御する姿勢変更制御装置が搭載され
ている。そして、この姿勢変更制御装置には、宇宙機の
姿勢変更を高速且つ高精度に行うことが要求されてい
る。
の宇宙機の姿勢を制御する姿勢変更制御装置が搭載され
ている。そして、この姿勢変更制御装置には、宇宙機の
姿勢変更を高速且つ高精度に行うことが要求されてい
る。
【０００３】例えば、特開平１０−２８７２９９号公報
には、このような人工衛星の姿勢変更制御装置が開示さ
れている。図９は特開平１０−２８７２９９号公報に示
された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロッ
ク図である。図９に示すように、この従来の姿勢変更制
御装置においては、光学センサ１０１が設けられ、この
光学センサ１０１の出力信号が入力されるように光学セ
ンサデータ処理装置１０２が設けられている。また、レ
ートジャイロ１０６が設けられ、このレートジャイロ１
０６の出力信号が入力されるようにレートジャイロデー
タ処理装置１０７が設けられている。更に、光学センサ
データ処理装置１０２及びレートジャイロデータ処理装
置１０７の出力信号が入力されるように姿勢決定フィル
タ１０８が設けられている。姿勢決定フィルタ１０８
は、光学センサデータ処理装置１０２から入力される人
工衛星の指向誤差角及びレートジャイロデータ処理装置
１０７から入力される人工衛星の角速度に基づいて姿勢
角推定値及び姿勢変化率推定値を算出して出力するもの
である。
には、このような人工衛星の姿勢変更制御装置が開示さ
れている。図９は特開平１０−２８７２９９号公報に示
された従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロッ
ク図である。図９に示すように、この従来の姿勢変更制
御装置においては、光学センサ１０１が設けられ、この
光学センサ１０１の出力信号が入力されるように光学セ
ンサデータ処理装置１０２が設けられている。また、レ
ートジャイロ１０６が設けられ、このレートジャイロ１
０６の出力信号が入力されるようにレートジャイロデー
タ処理装置１０７が設けられている。更に、光学センサ
データ処理装置１０２及びレートジャイロデータ処理装
置１０７の出力信号が入力されるように姿勢決定フィル
タ１０８が設けられている。姿勢決定フィルタ１０８
は、光学センサデータ処理装置１０２から入力される人
工衛星の指向誤差角及びレートジャイロデータ処理装置
１０７から入力される人工衛星の角速度に基づいて姿勢
角推定値及び姿勢変化率推定値を算出して出力するもの
である。
【０００４】そして、姿勢決定フィルタ１０８の出力信
号が入力されるように、制御則切替ロジック１１２、ホ
イール制御則演算装置１０３及びスラスタ制御則演算装
置１０９が設けられている。ホイール制御則演算装置１
０３の出力信号はホイール駆動回路１０４に入力される
ようになっており、ホイール駆動回路１０４はホイール
１０５を駆動するようになっている。また、スラスタ制
御則演算装置１０９の出力信号はバルブ駆動回路１１０
に入力されるようになっており、バルブ駆動回路１１０
はスラスタ１１１のバルブの開閉を制御してスラスタ１
１１を駆動するようになっている。
号が入力されるように、制御則切替ロジック１１２、ホ
イール制御則演算装置１０３及びスラスタ制御則演算装
置１０９が設けられている。ホイール制御則演算装置１
０３の出力信号はホイール駆動回路１０４に入力される
ようになっており、ホイール駆動回路１０４はホイール
１０５を駆動するようになっている。また、スラスタ制
御則演算装置１０９の出力信号はバルブ駆動回路１１０
に入力されるようになっており、バルブ駆動回路１１０
はスラスタ１１１のバルブの開閉を制御してスラスタ１
１１を駆動するようになっている。
【０００５】図９に示すように、この従来の人工衛星の
姿勢変更制御装置においては、光学センサ１０１がその
検知結果を光学センサデータ処理装置１０２に対して出
力し、光学センサデータ処理装置１０２がこの検知結果
に基づいて人工衛星の指向誤差角を算出する。一方、レ
ートジャイロ１０６がその検知結果をレートジャイロデ
ータ処理装置１０７に対して出力し、レートジャイロデ
ータ処理装置１０７がこの検知結果に基づいて人工衛星
の角速度を算出する。次に、姿勢決定フィルタ１０８
が、前述の指向誤差角及び角速度に基づいて、人工衛星
の姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出し、制御則
切替ロジック１１２に対して出力する。
姿勢変更制御装置においては、光学センサ１０１がその
検知結果を光学センサデータ処理装置１０２に対して出
力し、光学センサデータ処理装置１０２がこの検知結果
に基づいて人工衛星の指向誤差角を算出する。一方、レ
ートジャイロ１０６がその検知結果をレートジャイロデ
ータ処理装置１０７に対して出力し、レートジャイロデ
ータ処理装置１０７がこの検知結果に基づいて人工衛星
の角速度を算出する。次に、姿勢決定フィルタ１０８
が、前述の指向誤差角及び角速度に基づいて、人工衛星
の姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を算出し、制御則
切替ロジック１１２に対して出力する。
【０００６】その後、制御則切換ロジック１１２が姿勢
角推定値及び姿勢変化率推定値に応じて指向誤差角及び
角速度のデータをホイール制御則演算装置１０３に対し
て出力するか、又はスラスタ制御則演算装置１０９に対
して出力するかを選択して切り替える。指向誤差角及び
角速度のデータがホイール制御則演算装置１０３に入力
された場合には、ホイール駆動回路１０４が作動し、ホ
イール１０５を駆動させて人工衛星の姿勢制御を行う。
また、指向誤差角及び角速度のデータがスラスタ制御則
演算装置１０９に入力された場合には、バルブ駆動回路
１０９が作動し、スラスタ１１１を駆動させて人工衛星
の姿勢制御を行う。
角推定値及び姿勢変化率推定値に応じて指向誤差角及び
角速度のデータをホイール制御則演算装置１０３に対し
て出力するか、又はスラスタ制御則演算装置１０９に対
して出力するかを選択して切り替える。指向誤差角及び
角速度のデータがホイール制御則演算装置１０３に入力
された場合には、ホイール駆動回路１０４が作動し、ホ
イール１０５を駆動させて人工衛星の姿勢制御を行う。
また、指向誤差角及び角速度のデータがスラスタ制御則
演算装置１０９に入力された場合には、バルブ駆動回路
１０９が作動し、スラスタ１１１を駆動させて人工衛星
の姿勢制御を行う。
【０００７】制御則切換ロジック１１２は、姿勢決定フ
ィルタ１０８で算出された姿勢角推定値及び姿勢変化率
推定値の大きさに基づいて、姿勢制御アクチュエータで
あるスラスタ１１１とホイール１０５とを使い分ける。
例えば、人工衛星の姿勢保持又は姿勢変更に必要な制御
トルクがホイール１０５の能力範囲内である場合には、
指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装
置１０３に対して出力し、ホイール１０５を作動させ
る。そして、必要な制御トルクがホイール１０５の能力
より大きく、スラスタ１１１の能力範囲内である場合に
は、指向誤差角及び角速度のデータをスラスタ制御則演
算装置１０９に対して出力し、スラスタ１１１を作動さ
せる。また、必要な制御トルクがスラスタ１１１の能力
範囲を超えている場合には、指向誤差角及び角速度のデ
ータをホイール制御則演算装置１０３及びスラスタ制御
則演算装置１０９の双方に対して出力し、ホイール１０
５及びスラスタ１１１の双方を作動させる。
ィルタ１０８で算出された姿勢角推定値及び姿勢変化率
推定値の大きさに基づいて、姿勢制御アクチュエータで
あるスラスタ１１１とホイール１０５とを使い分ける。
例えば、人工衛星の姿勢保持又は姿勢変更に必要な制御
トルクがホイール１０５の能力範囲内である場合には、
指向誤差角及び角速度のデータをホイール制御則演算装
置１０３に対して出力し、ホイール１０５を作動させ
る。そして、必要な制御トルクがホイール１０５の能力
より大きく、スラスタ１１１の能力範囲内である場合に
は、指向誤差角及び角速度のデータをスラスタ制御則演
算装置１０９に対して出力し、スラスタ１１１を作動さ
せる。また、必要な制御トルクがスラスタ１１１の能力
範囲を超えている場合には、指向誤差角及び角速度のデ
ータをホイール制御則演算装置１０３及びスラスタ制御
則演算装置１０９の双方に対して出力し、ホイール１０
５及びスラスタ１１１の双方を作動させる。
【０００８】特開平１０−２８７２９９号公報において
は、上述の図９に示す人工衛星の姿勢変更制御装置以外
にも、いくつか異なる構成を持つ姿勢変更制御装置が示
されているが、どの姿勢変更制御装置においても、算出
した姿勢角推定値の大きさに基づいて自動的に姿勢制御
用アクチュエータであるスラスタ１１１又はホイール１
０５を選択することにより、スラスタ推薬の消費を抑え
つつ、必要に応じた制御トルクを発生させることを目的
としている。
は、上述の図９に示す人工衛星の姿勢変更制御装置以外
にも、いくつか異なる構成を持つ姿勢変更制御装置が示
されているが、どの姿勢変更制御装置においても、算出
した姿勢角推定値の大きさに基づいて自動的に姿勢制御
用アクチュエータであるスラスタ１１１又はホイール１
０５を選択することにより、スラスタ推薬の消費を抑え
つつ、必要に応じた制御トルクを発生させることを目的
としている。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、上述の
従来の技術には以下に示すような問題点がある。図９に
示す人工衛星の姿勢変更制御装置においては、姿勢決定
フィルタ１０８が姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を
算出し、この算出値の大きさに基づいて制御則切替ロジ
ック１１２が姿勢制御用アクチュエータを切り換えるた
め、姿勢誤差が小さい場合には、姿勢誤差が小さいとい
うだけで、姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが
小さいホイール１０５を選定してしまう。このため、高
速で姿勢変更を行いたい場合においても、姿勢変更に時
間がかかってしまうという問題点がある。
従来の技術には以下に示すような問題点がある。図９に
示す人工衛星の姿勢変更制御装置においては、姿勢決定
フィルタ１０８が姿勢角推定値及び姿勢変化率推定値を
算出し、この算出値の大きさに基づいて制御則切替ロジ
ック１１２が姿勢制御用アクチュエータを切り換えるた
め、姿勢誤差が小さい場合には、姿勢誤差が小さいとい
うだけで、姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが
小さいホイール１０５を選定してしまう。このため、高
速で姿勢変更を行いたい場合においても、姿勢変更に時
間がかかってしまうという問題点がある。
【００１０】また、人工衛星の姿勢を変更する場合に
は、姿勢変更動作の初期に人工衛星に制御トルクを印加
すると共に、姿勢角が最終目標値に達した時点で衛星角
速度をゼロとするための制御トルクを、姿勢角が最終目
標値に達する前に印加する必要がある。このような制御
トルクを印加することにより、人工衛星に姿勢誤差（ト
ランジェット誤差）が生じる。人工衛星の姿勢変更を高
速で行うほど、この姿勢誤差が大きくなりやすくなる。
姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが小さなホイ
ール１０５を使用すると、この姿勢誤差への対応が遅れ
る結果となり、衛星姿勢の指向方向誤差が増大してしま
う。このため、姿勢変更の精度が低下し、姿勢変更時間
が更に増加してしまうという問題点が生じる。
は、姿勢変更動作の初期に人工衛星に制御トルクを印加
すると共に、姿勢角が最終目標値に達した時点で衛星角
速度をゼロとするための制御トルクを、姿勢角が最終目
標値に達する前に印加する必要がある。このような制御
トルクを印加することにより、人工衛星に姿勢誤差（ト
ランジェット誤差）が生じる。人工衛星の姿勢変更を高
速で行うほど、この姿勢誤差が大きくなりやすくなる。
姿勢制御アクチュエータとして出力トルクが小さなホイ
ール１０５を使用すると、この姿勢誤差への対応が遅れ
る結果となり、衛星姿勢の指向方向誤差が増大してしま
う。このため、姿勢変更の精度が低下し、姿勢変更時間
が更に増加してしまうという問題点が生じる。
【００１１】本発明はかかる問題点に鑑みてなされたも
のであって、高速且つ高精度な姿勢変更が可能となる宇
宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法を提供す
ることを目的とする。
のであって、高速且つ高精度な姿勢変更が可能となる宇
宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法を提供す
ることを目的とする。
【００１２】
【課題を解決するための手段】本発明に係る宇宙機の姿
勢変更制御装置は、宇宙機に搭載されこの宇宙機の姿勢
変更を制御する宇宙機の姿勢変更制御装置において、前
記宇宙機に対してトルクを印加する複数の姿勢変更アク
チュエータと、前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速
度を検出する検出手段と、この検出手段の検出結果並び
に次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢
角及び姿勢変更要求時間に基づいて、前記姿勢変更にお
いて必要となる最大トルク値を算出する算出手段と、前
記算出された最大トルク値に基づいて前記複数の姿勢変
更アクチュエータから駆動させる姿勢変更アクチュエー
タを選択する選択手段と、前記選択された姿勢変更アク
チュエータを駆動させる制御手段と、を有することを特
徴とする。
勢変更制御装置は、宇宙機に搭載されこの宇宙機の姿勢
変更を制御する宇宙機の姿勢変更制御装置において、前
記宇宙機に対してトルクを印加する複数の姿勢変更アク
チュエータと、前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速
度を検出する検出手段と、この検出手段の検出結果並び
に次の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢
角及び姿勢変更要求時間に基づいて、前記姿勢変更にお
いて必要となる最大トルク値を算出する算出手段と、前
記算出された最大トルク値に基づいて前記複数の姿勢変
更アクチュエータから駆動させる姿勢変更アクチュエー
タを選択する選択手段と、前記選択された姿勢変更アク
チュエータを駆動させる制御手段と、を有することを特
徴とする。
【００１３】本発明においては、算出手段が次の姿勢変
更における姿勢変更要求時間を考慮して、この姿勢変更
において必要となる最大トルク値を求め、この最大トル
ク値に基づいて選択手段が駆動させる姿勢変更アクチュ
エータを選択する。これにより、例えば、要求される姿
勢変更角度に対して姿勢変更要求時間が短い場合には、
大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構成を選
択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができ
る。この結果、姿勢変更の高速化を図ることができる。
また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合に
も、状況に応じて最適なアクチュエータ構成を選択する
ことにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢
誤差を最小化することができる。この結果、姿勢変更の
高精度化を図ることができる。
更における姿勢変更要求時間を考慮して、この姿勢変更
において必要となる最大トルク値を求め、この最大トル
ク値に基づいて選択手段が駆動させる姿勢変更アクチュ
エータを選択する。これにより、例えば、要求される姿
勢変更角度に対して姿勢変更要求時間が短い場合には、
大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構成を選
択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了することができ
る。この結果、姿勢変更の高速化を図ることができる。
また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正する場合に
も、状況に応じて最適なアクチュエータ構成を選択する
ことにより、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢
誤差を最小化することができる。この結果、姿勢変更の
高精度化を図ることができる。
【００１４】また、前記算出手段が、前記目標姿勢角と
前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める姿勢変
更角度算出器と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求
時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する
姿勢変更角加速度算出器と、前記姿勢回転軸ベクトルか
ら前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出
する慣性モーメント算出器と、前記最大角加速度と前記
慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する
最大トルク値算出器と、を有することが好ましい。これ
により、簡単な線形代数演算により最大トルク値を算出
することができ、算出手段の構成を簡略化できると共
に、演算に要する時間を短縮することができる。
前記姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める姿勢変
更角度算出器と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求
時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する
姿勢変更角加速度算出器と、前記姿勢回転軸ベクトルか
ら前記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出
する慣性モーメント算出器と、前記最大角加速度と前記
慣性モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する
最大トルク値算出器と、を有することが好ましい。これ
により、簡単な線形代数演算により最大トルク値を算出
することができ、算出手段の構成を簡略化できると共
に、演算に要する時間を短縮することができる。
【００１５】更に、前記選択手段が、前記最大トルク値
と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを
比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更ア
クチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み
合わせを選択する姿勢変更手段決定器と、この姿勢変更
手段決定器の選択結果に基づいて前記選択された１の前
記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュ
エータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する制御
指令信号設定器と、を有することが好ましい。これによ
り、簡単な比較演算により、姿勢変更アクチュエータを
選択することができ、選択手段の構成を簡略化できると
共に、演算に要する時間を短縮することができる。
と前記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを
比較して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更ア
クチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み
合わせを選択する姿勢変更手段決定器と、この姿勢変更
手段決定器の選択結果に基づいて前記選択された１の前
記姿勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュ
エータの組み合わせを駆動する指令信号を生成する制御
指令信号設定器と、を有することが好ましい。これによ
り、簡単な比較演算により、姿勢変更アクチュエータを
選択することができ、選択手段の構成を簡略化できると
共に、演算に要する時間を短縮することができる。
【００１６】更にまた、前記複数の姿勢変更アクチュエ
ータは、リアクションホイール、スラスタ及びコントロ
ールモーメントジャイロからなる群より選択された２種
以上の装置であることができる。また、前記選択手段
は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リ
アクションホイールのみ、リアクションホイール及びス
ラスタ、又はリアクションホイール及びコントロールモ
ーメントジャイロを選択することができる。又は、前記
選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータと
して、リアクションホイールのみ、又はリアクションホ
イール及びスラスタを選択することができる。又は、前
記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータ
として、リアクションホイールのみ、又はリアクション
ホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択す
ることができる。
ータは、リアクションホイール、スラスタ及びコントロ
ールモーメントジャイロからなる群より選択された２種
以上の装置であることができる。また、前記選択手段
は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータとして、リ
アクションホイールのみ、リアクションホイール及びス
ラスタ、又はリアクションホイール及びコントロールモ
ーメントジャイロを選択することができる。又は、前記
選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータと
して、リアクションホイールのみ、又はリアクションホ
イール及びスラスタを選択することができる。又は、前
記選択手段は、前記駆動させる姿勢変更アクチュエータ
として、リアクションホイールのみ、又はリアクション
ホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択す
ることができる。
【００１７】本発明に係る宇宙機の姿勢変更制御方法
は、複数の姿勢変更アクチュエータが搭載された宇宙機
の姿勢変更制御方法において、前記宇宙機の現在の姿勢
角及び姿勢角速度を検出する工程と、前記姿勢角及び姿
勢角速度の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回
転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づ
いて、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を
算出する工程と、前記最大トルク値に基づいて前記複数
の姿勢変更アクチュエータから駆動させる姿勢変更アク
チュエータを選択する工程と、前記選択された姿勢変更
アクチュエータを駆動させて前記宇宙機に対してトルク
を印加する工程と、を有することを特徴とする。
は、複数の姿勢変更アクチュエータが搭載された宇宙機
の姿勢変更制御方法において、前記宇宙機の現在の姿勢
角及び姿勢角速度を検出する工程と、前記姿勢角及び姿
勢角速度の検出結果並びに次の姿勢変更における姿勢回
転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間に基づ
いて、前記姿勢変更において必要となる最大トルク値を
算出する工程と、前記最大トルク値に基づいて前記複数
の姿勢変更アクチュエータから駆動させる姿勢変更アク
チュエータを選択する工程と、前記選択された姿勢変更
アクチュエータを駆動させて前記宇宙機に対してトルク
を印加する工程と、を有することを特徴とする。
【００１８】
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施例について添
付の図面を参照して具体的に説明する。先ず、本発明の
第１の実施例について説明する。図１は、本発明の第１
の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示す
ブロック図である。図１において、宇宙機本体の動特性
は、宇宙機姿勢ダイナミクス１５として表されている。
また、図２は図１に示す姿勢変更計画指令生成器４の構
成を示すブロック図であり、図３は図１に示す姿勢変更
手段選定器５の構成を示すブロック図である。本実施例
において、宇宙機は例えば人工衛星である。
付の図面を参照して具体的に説明する。先ず、本発明の
第１の実施例について説明する。図１は、本発明の第１
の実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示す
ブロック図である。図１において、宇宙機本体の動特性
は、宇宙機姿勢ダイナミクス１５として表されている。
また、図２は図１に示す姿勢変更計画指令生成器４の構
成を示すブロック図であり、図３は図１に示す姿勢変更
手段選定器５の構成を示すブロック図である。本実施例
において、宇宙機は例えば人工衛星である。
【００１９】なお、図１及び以下の説明において、リア
クションホイールは「ＲＷ」と略し、スラスタは「ＲＣ
Ｓ」と略し、コントロールモーメントジャイロは「ＣＭ
Ｇ」と略す。また、「ＲＣＳ−ＲＷ」はスラスタ−リア
クションホイール（スラスタとリアクションホイールの
併用）、「ＣＭＧ−ＲＷ」はコントロールモーメントジ
ャイロ−リアクションホイール（コントロールモーメン
トジャイロとリアクションホイールの併用）を意味す
る。
クションホイールは「ＲＷ」と略し、スラスタは「ＲＣ
Ｓ」と略し、コントロールモーメントジャイロは「ＣＭ
Ｇ」と略す。また、「ＲＣＳ−ＲＷ」はスラスタ−リア
クションホイール（スラスタとリアクションホイールの
併用）、「ＣＭＧ−ＲＷ」はコントロールモーメントジ
ャイロ−リアクションホイール（コントロールモーメン
トジャイロとリアクションホイールの併用）を意味す
る。
【００２０】図１に示すように、本実施例に係る姿勢変
更制御装置５１においては、姿勢角検出器１及び姿勢角
速度検出器２が設けられている。姿勢角検出器１は、宇
宙機姿勢ダイナミクス１５の姿勢角を検出し、姿勢角検
出信号１６を出力するものであり、例えばスラートラッ
カ（ＳＴＴ）により構成することができる。姿勢角速度
検出器２は、宇宙機姿勢ダイナミクス１５の姿勢角速度
を検出し、姿勢角速度検出信号１７を出力するものであ
り、例えばジャイロ（ＩＲＵ）により構成することがで
きる。
更制御装置５１においては、姿勢角検出器１及び姿勢角
速度検出器２が設けられている。姿勢角検出器１は、宇
宙機姿勢ダイナミクス１５の姿勢角を検出し、姿勢角検
出信号１６を出力するものであり、例えばスラートラッ
カ（ＳＴＴ）により構成することができる。姿勢角速度
検出器２は、宇宙機姿勢ダイナミクス１５の姿勢角速度
を検出し、姿勢角速度検出信号１７を出力するものであ
り、例えばジャイロ（ＩＲＵ）により構成することがで
きる。
【００２１】また、姿勢変更制御装置５１には、姿勢角
／姿勢角速度決定器３、算出手段としての姿勢変更計画
指令生成器４、選択手段としての姿勢変更手段選定器
５、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７
及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が設けられている。姿
勢角／姿勢角速度決定器３は姿勢角検出信号１６及び姿
勢角速度検出信号１７に基づいて現在の宇宙機の姿勢角
及び姿勢角速度を決定し、姿勢角決定信号１８及び姿勢
角速度決定信号１９を姿勢変更計画指令生成器４及び姿
勢変更手段選定器５に対して出力するものである。な
お、姿勢角検出器１、姿勢角速度検出器２及び姿勢角／
姿勢角速度決定器３により、姿勢変更制御装置５の検出
手段が構成されている。
／姿勢角速度決定器３、算出手段としての姿勢変更計画
指令生成器４、選択手段としての姿勢変更手段選定器
５、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７
及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が設けられている。姿
勢角／姿勢角速度決定器３は姿勢角検出信号１６及び姿
勢角速度検出信号１７に基づいて現在の宇宙機の姿勢角
及び姿勢角速度を決定し、姿勢角決定信号１８及び姿勢
角速度決定信号１９を姿勢変更計画指令生成器４及び姿
勢変更手段選定器５に対して出力するものである。な
お、姿勢角検出器１、姿勢角速度検出器２及び姿勢角／
姿勢角速度決定器３により、姿勢変更制御装置５の検出
手段が構成されている。
【００２２】図２に示すように、姿勢変更計画指令生成
器４においては、姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定
信号１９及び地上局３２から送信されてくるテレメトリ
データ３３が入力される姿勢変更角度算出器４１が設け
られ、この姿勢変更角度算出器４１の出力信号が入力さ
れる姿勢変更角加速度算出器４２が設けられている。ま
た、テレメトリデータ３３が入力されるＥｕｌｅｒ軸周
り慣性モーメント算出器４３が設けられ、姿勢変更角加
速度算出器４２の出力信号及びＥｕｌｅｒ軸周り慣性モ
ーメント算出器４３の出力信号が入力され、姿勢変更指
令信号２０を生成する姿勢変更最大角加速度算出器４４
が設けられている。姿勢変更計画指令生成器４は姿勢角
決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及びテレメトリ
データ３３に基づいて、姿勢変更において必要とされる
最大トルク値を算出し、その結果を姿勢変更指令信号２
０として姿勢変更手段選定器５に対して出力するもので
ある。なお、後述するように、姿勢変更計画指令生成器
４が行う演算は線形代数演算であるため、姿勢変更計画
指令生成器４は簡単なデジタル回路からなるハードウェ
ア又はソフトウェアがプログラムされた集積回路によっ
て容易に実現可能である。
器４においては、姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定
信号１９及び地上局３２から送信されてくるテレメトリ
データ３３が入力される姿勢変更角度算出器４１が設け
られ、この姿勢変更角度算出器４１の出力信号が入力さ
れる姿勢変更角加速度算出器４２が設けられている。ま
た、テレメトリデータ３３が入力されるＥｕｌｅｒ軸周
り慣性モーメント算出器４３が設けられ、姿勢変更角加
速度算出器４２の出力信号及びＥｕｌｅｒ軸周り慣性モ
ーメント算出器４３の出力信号が入力され、姿勢変更指
令信号２０を生成する姿勢変更最大角加速度算出器４４
が設けられている。姿勢変更計画指令生成器４は姿勢角
決定信号１８、姿勢角速度決定信号１９及びテレメトリ
データ３３に基づいて、姿勢変更において必要とされる
最大トルク値を算出し、その結果を姿勢変更指令信号２
０として姿勢変更手段選定器５に対して出力するもので
ある。なお、後述するように、姿勢変更計画指令生成器
４が行う演算は線形代数演算であるため、姿勢変更計画
指令生成器４は簡単なデジタル回路からなるハードウェ
ア又はソフトウェアがプログラムされた集積回路によっ
て容易に実現可能である。
【００２３】図３に示すように、姿勢変更手段選定器５
においては、姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号
１９及び姿勢変更指令信号２０が入力される姿勢変更手
段決定器４５が設けられ、この姿勢変更手段決定器４５
の出力信号が入力され、ＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ
−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号
２３を生成する制御指令信号設定器４６が設けられてい
る。姿勢変更手段選定器５は、姿勢変更指令信号２０に
基づいて、ＲＷ１２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４のうち
から駆動させる姿勢制御アクチュエータの組み合わせを
選択するものである。即ち、姿勢変更手段選定器５はＲ
Ｗ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣ
ＭＧ−ＲＷ制御則演算器８（以下、総称して制御則演算
器ともいう）のうちから駆動させる制御則演算器を選択
し、姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９か
らＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２
２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を生成し、夫々Ｒ
Ｗ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣ
ＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力するものであ
る。なお、後述するように、姿勢変更手段選定器５が行
う演算は簡単な比較演算であるため、姿勢変更手段選定
器５は簡単なデジタル回路からなるハードウェア又はソ
フトウェアがプログラムされた集積回路によって容易に
実現可能である。
においては、姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号
１９及び姿勢変更指令信号２０が入力される姿勢変更手
段決定器４５が設けられ、この姿勢変更手段決定器４５
の出力信号が入力され、ＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ
−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号
２３を生成する制御指令信号設定器４６が設けられてい
る。姿勢変更手段選定器５は、姿勢変更指令信号２０に
基づいて、ＲＷ１２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４のうち
から駆動させる姿勢制御アクチュエータの組み合わせを
選択するものである。即ち、姿勢変更手段選定器５はＲ
Ｗ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣ
ＭＧ−ＲＷ制御則演算器８（以下、総称して制御則演算
器ともいう）のうちから駆動させる制御則演算器を選択
し、姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９か
らＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２
２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を生成し、夫々Ｒ
Ｗ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣ
ＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力するものであ
る。なお、後述するように、姿勢変更手段選定器５が行
う演算は簡単な比較演算であるため、姿勢変更手段選定
器５は簡単なデジタル回路からなるハードウェア又はソ
フトウェアがプログラムされた集積回路によって容易に
実現可能である。
【００２４】また、図１に示すＲＷ制御則演算器６は、
ＲＷ制御指令信号２１に基づいてＲＷ駆動指令信号２４
を生成するものであり、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７
は、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２に基づいてＲＷ駆動
指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号２７を生成するも
のであり、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８は、ＣＭＧ−Ｒ
Ｗ制御指令信号２３に基づいてＲＷ駆動指令信号２６及
びＣＭＧ駆動指令信号２８を生成するものである。
ＲＷ制御指令信号２１に基づいてＲＷ駆動指令信号２４
を生成するものであり、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７
は、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２に基づいてＲＷ駆動
指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号２７を生成するも
のであり、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８は、ＣＭＧ−Ｒ
Ｗ制御指令信号２３に基づいてＲＷ駆動指令信号２６及
びＣＭＧ駆動指令信号２８を生成するものである。
【００２５】更に、姿勢変更制御装置５１には、ＲＷ駆
動回路９、ＲＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１
が設けられている。ＲＷ駆動回路９はＲＷ駆動指令信号
２４、２５及び２６が入力されてＲＷ駆動信号２９を生
成するものであり、ＲＣＳ駆動回路１０はＲＣＳ駆動指
令信号２７が入力されてＲＣＳ駆動信号３０を生成する
ものであり、ＣＭＧ駆動回路１１はＣＭＧ駆動指令信号
２８が入力されてＣＭＧ駆動信号３１を生成するもので
ある。ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器
７、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８、ＲＷ駆動回路９、Ｒ
ＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１により、姿勢
変更制御装置５１の姿勢制御アクチュエータの制御手段
が構成されている。
動回路９、ＲＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１
が設けられている。ＲＷ駆動回路９はＲＷ駆動指令信号
２４、２５及び２６が入力されてＲＷ駆動信号２９を生
成するものであり、ＲＣＳ駆動回路１０はＲＣＳ駆動指
令信号２７が入力されてＲＣＳ駆動信号３０を生成する
ものであり、ＣＭＧ駆動回路１１はＣＭＧ駆動指令信号
２８が入力されてＣＭＧ駆動信号３１を生成するもので
ある。ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器
７、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８、ＲＷ駆動回路９、Ｒ
ＣＳ駆動回路１０及びＣＭＧ駆動回路１１により、姿勢
変更制御装置５１の姿勢制御アクチュエータの制御手段
が構成されている。
【００２６】更にまた、リアクションホイール（ＲＷ）
１２、スラスタ（ＲＣＳ）１３及びコントロールモーメ
ントジャイロ（ＣＭＧ）１４が設けられている。ＲＷ１
２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４はいずれも宇宙機姿勢ダ
イナミクス１５に駆動トルクを印加する姿勢制御アクチ
ュエータである。ＲＷ１２及びＣＭＧ１４は回転するこ
とにより宇宙機姿勢ダイナミクス１５に駆動トルクを印
加するものである。また、ＲＣＳ１３はガス等の推薬を
宇宙機の外部に噴射することにより宇宙機姿勢ダイナミ
クス１５に駆動トルクを印加するものである。
１２、スラスタ（ＲＣＳ）１３及びコントロールモーメ
ントジャイロ（ＣＭＧ）１４が設けられている。ＲＷ１
２、ＲＣＳ１３及びＣＭＧ１４はいずれも宇宙機姿勢ダ
イナミクス１５に駆動トルクを印加する姿勢制御アクチ
ュエータである。ＲＷ１２及びＣＭＧ１４は回転するこ
とにより宇宙機姿勢ダイナミクス１５に駆動トルクを印
加するものである。また、ＲＣＳ１３はガス等の推薬を
宇宙機の外部に噴射することにより宇宙機姿勢ダイナミ
クス１５に駆動トルクを印加するものである。
【００２７】なお、姿勢角／姿勢角速度決定器３、ＲＷ
制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７、ＣＭＧ
−ＲＷ制御則演算器８、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回
路１０及びＣＭＧ駆動回路１１は例えば集積回路等によ
り構成することができ、例えば、ＲＷ制御則演算器６、
ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演
算器８はソフトウェアがプログラムされた集積回路によ
り構成することができ、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回
路１０及びＣＭＧ駆動回路１１はデジタル回路からなる
ハードウェアにより構成することができる。
制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７、ＣＭＧ
−ＲＷ制御則演算器８、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回
路１０及びＣＭＧ駆動回路１１は例えば集積回路等によ
り構成することができ、例えば、ＲＷ制御則演算器６、
ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演
算器８はソフトウェアがプログラムされた集積回路によ
り構成することができ、ＲＷ駆動回路９、ＲＣＳ駆動回
路１０及びＣＭＧ駆動回路１１はデジタル回路からなる
ハードウェアにより構成することができる。
【００２８】次に、本実施例に係る宇宙機の姿勢変更制
御装置５１の動作について説明する。図４は本実施例の
姿勢変更制御装置における姿勢変更計画指令生成器４の
動作を示すフローチャートであり、図５は姿勢変更手段
選定器５の動作を示すフローチャートである。また、図
６（ａ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角をと
って、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であり、
（ｂ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速度を
とって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図であ
り、（ｃ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角加
速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグラフ
図である。
御装置５１の動作について説明する。図４は本実施例の
姿勢変更制御装置における姿勢変更計画指令生成器４の
動作を示すフローチャートであり、図５は姿勢変更手段
選定器５の動作を示すフローチャートである。また、図
６（ａ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角をと
って、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であり、
（ｂ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速度を
とって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図であ
り、（ｃ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角加
速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグラフ
図である。
【００２９】図１に示すように、先ず、スラートラッカ
等の姿勢角検出器１が宇宙機の姿勢角を検出し、姿勢角
検出信号１６を姿勢角／姿勢角速度決定器３に対して出
力する。一方、ジャイロ等の姿勢角速度検出器２が宇宙
機の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号１７を姿
勢角／姿勢角速度決定器３に対して出力する。そして、
姿勢角／姿勢角速度決定器３が現在の宇宙機の姿勢角及
び姿勢角速度を算出し、姿勢角決定信号１８及び姿勢角
速度決定信号１９を生成し、これらの信号を姿勢変更計
画指令生成器４及び姿勢変更手段選定器５に対して出力
する。
等の姿勢角検出器１が宇宙機の姿勢角を検出し、姿勢角
検出信号１６を姿勢角／姿勢角速度決定器３に対して出
力する。一方、ジャイロ等の姿勢角速度検出器２が宇宙
機の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号１７を姿
勢角／姿勢角速度決定器３に対して出力する。そして、
姿勢角／姿勢角速度決定器３が現在の宇宙機の姿勢角及
び姿勢角速度を算出し、姿勢角決定信号１８及び姿勢角
速度決定信号１９を生成し、これらの信号を姿勢変更計
画指令生成器４及び姿勢変更手段選定器５に対して出力
する。
【００３０】姿勢変更計画指令生成器４には、現在の宇
宙機の状態を示す姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決
定信号１９と共に、地上局３２からテレメトリデータ３
３として、次の姿勢変更で基準となる姿勢回転軸（Ｅｕ
ｌｅｒ軸）ベクトルｎ、この姿勢回転軸周りの目標姿勢
角θｒ及び姿勢変更要求時間ｔｍが入力される。姿勢変
更計画指令生成器４はこれらのデータから次の姿勢変更
で必要となる最大トルク値（最大姿勢変更トルクτｅ）
を算出し、Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ及
び姿勢変更要求時間ｔｍと共に、姿勢変更指令信号２０
として出力する。具体的には、姿勢変更計画指令生成器
４（図２参照）はこのロジックを以下に示す手順によっ
て実行する。
宙機の状態を示す姿勢角決定信号１８及び姿勢角速度決
定信号１９と共に、地上局３２からテレメトリデータ３
３として、次の姿勢変更で基準となる姿勢回転軸（Ｅｕ
ｌｅｒ軸）ベクトルｎ、この姿勢回転軸周りの目標姿勢
角θｒ及び姿勢変更要求時間ｔｍが入力される。姿勢変
更計画指令生成器４はこれらのデータから次の姿勢変更
で必要となる最大トルク値（最大姿勢変更トルクτｅ）
を算出し、Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ及
び姿勢変更要求時間ｔｍと共に、姿勢変更指令信号２０
として出力する。具体的には、姿勢変更計画指令生成器
４（図２参照）はこのロジックを以下に示す手順によっ
て実行する。
【００３１】先ず、図４のステップＳ１に示すように、
Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器４３が、テレメ
トリデータ３３におけるＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎから、
Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ周りの衛星慣性モーメントＪｅ
を算出する。
Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器４３が、テレメ
トリデータ３３におけるＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎから、
Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ周りの衛星慣性モーメントＪｅ
を算出する。
【００３２】次に、ステップＳ２に示すように、姿勢変
更角度算出器４１が、テレメトリデータ３３に含まれる
目標姿勢角θｒと、姿勢角決定信号１８に含まれる現在
の姿勢角θｃとの差を求め、姿勢変更角θｍを算出す
る。
更角度算出器４１が、テレメトリデータ３３に含まれる
目標姿勢角θｒと、姿勢角決定信号１８に含まれる現在
の姿勢角θｃとの差を求め、姿勢変更角θｍを算出す
る。
【００３３】次に、ステップＳ３に示すように、姿勢変
更角加速度算出器４２が、宇宙機が剛体であると仮定
し、最小時間制御を適用して、テレメトリデータ３３に
含まれる姿勢変更要求時間ｔｍ及び姿勢変更角度算出器
４１が算出した姿勢変更角θｍから最大角加速度αｍを
算出する。
更角加速度算出器４２が、宇宙機が剛体であると仮定
し、最小時間制御を適用して、テレメトリデータ３３に
含まれる姿勢変更要求時間ｔｍ及び姿勢変更角度算出器
４１が算出した姿勢変更角θｍから最大角加速度αｍを
算出する。
【００３４】次に、ステップＳ４に示すように、姿勢変
更最大角加速度算出器４４が、Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モ
ーメント算出器４３が算出した衛星慣性モーメントＪｅ
と姿勢変更角加速度算出器４２が算出した最大角加速度
αｍとから、最大角加速度α ｍをＥｕｌｅｒ軸周りに発
生させるため必要となる最大姿勢変更トルクτｅを算出
する。
更最大角加速度算出器４４が、Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モ
ーメント算出器４３が算出した衛星慣性モーメントＪｅ
と姿勢変更角加速度算出器４２が算出した最大角加速度
αｍとから、最大角加速度α ｍをＥｕｌｅｒ軸周りに発
生させるため必要となる最大姿勢変更トルクτｅを算出
する。
【００３５】そして、この最大姿勢変更トルクτｅを姿
勢変更指令信号２０として出力する。但し、姿勢変更計
画指令生成器４は、地上局３２から入力されるテレメト
リデータ３３により姿勢変更要求が更新されたときのみ
最大姿勢変更トルクτｅを算出し、それ以外のときは、
最大姿勢変更トルクτｅとして直前に算出した値を保持
し、その値を姿勢変更指令信号２０として出力する。
勢変更指令信号２０として出力する。但し、姿勢変更計
画指令生成器４は、地上局３２から入力されるテレメト
リデータ３３により姿勢変更要求が更新されたときのみ
最大姿勢変更トルクτｅを算出し、それ以外のときは、
最大姿勢変更トルクτｅとして直前に算出した値を保持
し、その値を姿勢変更指令信号２０として出力する。
【００３６】上述のステップＳ３に示す工程において適
用した最小時間制御について説明する。ある姿勢変更要
求に対し、それを最小時間で実行するためには、最大加
速度で衛星姿勢を加速後、最小加速度、即ち絶対値が最
大である負の加速度で減速することが必要となる。この
とき、宇宙機の角度、角速度、角加速度プロファイル
は、夫々図６（ａ）乃至（ｃ）に示すようになる。図２
に示す姿勢変更角加速度算出器４２は、対象となる宇宙
機が剛体であると仮定し、宇宙機の姿勢変更が図６
（ａ）乃至（ｃ）に示す最小時間制御プロファイルに従
って実施されるものと仮定した上で、指定された姿勢変
更要求時間内に指定された姿勢変更を行うためにアクチ
ュエータに要求されるトルク値を、最大トルク値として
導出する。
用した最小時間制御について説明する。ある姿勢変更要
求に対し、それを最小時間で実行するためには、最大加
速度で衛星姿勢を加速後、最小加速度、即ち絶対値が最
大である負の加速度で減速することが必要となる。この
とき、宇宙機の角度、角速度、角加速度プロファイル
は、夫々図６（ａ）乃至（ｃ）に示すようになる。図２
に示す姿勢変更角加速度算出器４２は、対象となる宇宙
機が剛体であると仮定し、宇宙機の姿勢変更が図６
（ａ）乃至（ｃ）に示す最小時間制御プロファイルに従
って実施されるものと仮定した上で、指定された姿勢変
更要求時間内に指定された姿勢変更を行うためにアクチ
ュエータに要求されるトルク値を、最大トルク値として
導出する。
【００３７】但し、最大角加速度αｍは必ずしも姿勢制
御アクチュエータの最大出力値に対応しているとは限ら
ず、あくまで与えられた姿勢変更要求時間ｔｍ内で姿勢
変更角θｍを得るために、図６（ａ）乃至（ｃ）に示す
制御プロファイルを適用した場合の値である。即ち、最
終的にどのような制御プロファイルを利用して宇宙機の
姿勢変更を行うかは、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−Ｒ
Ｗ制御則演算器７、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８によっ
て独立に設定されている。また、実際の宇宙機（人工衛
星等）は剛体ではないため、姿勢変更は必ずしもこの最
小時間制御プロファイルには従わない。姿勢変更角加速
度算出器４２において適用する剛体衛星の最小時間制御
プロファイルは、あくまでも要求される姿勢変更に対し
基準となるアクチュエータ最大出力トルク値を算出する
ためだけに適用するものである。
御アクチュエータの最大出力値に対応しているとは限ら
ず、あくまで与えられた姿勢変更要求時間ｔｍ内で姿勢
変更角θｍを得るために、図６（ａ）乃至（ｃ）に示す
制御プロファイルを適用した場合の値である。即ち、最
終的にどのような制御プロファイルを利用して宇宙機の
姿勢変更を行うかは、ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−Ｒ
Ｗ制御則演算器７、ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８によっ
て独立に設定されている。また、実際の宇宙機（人工衛
星等）は剛体ではないため、姿勢変更は必ずしもこの最
小時間制御プロファイルには従わない。姿勢変更角加速
度算出器４２において適用する剛体衛星の最小時間制御
プロファイルは、あくまでも要求される姿勢変更に対し
基準となるアクチュエータ最大出力トルク値を算出する
ためだけに適用するものである。
【００３８】次に、姿勢変更手段選定器５が、姿勢変更
指令信号２０に基づいて、使用する姿勢制御アクチュエ
ータとして、リアクションホイールのみ、スラスタ及び
リアクションホイール、又はコントロールモーメントジ
ャイロ及びリアクションホイールのいずれかの組み合わ
せを選定する。
指令信号２０に基づいて、使用する姿勢制御アクチュエ
ータとして、リアクションホイールのみ、スラスタ及び
リアクションホイール、又はコントロールモーメントジ
ャイロ及びリアクションホイールのいずれかの組み合わ
せを選定する。
【００３９】即ち、姿勢変更手段選定器５は、姿勢変更
計画指令生成器４で生成された最大姿勢変更トルクτｅ
を、ＲＷ、ＲＣＳ−ＲＷ及びＣＭＧ−ＲＷの各アクチュ
エータ構成で出力可能となる最大出力トルク値τｒｗ、
τｒｃｓ及びτｃｍｇと比較し、要求される最大トルク
τｅが出力可能なアクチュエータ構成を選定する。そし
て、選定したアクチュエータに対しては、制御指令信号
としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢
変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８と姿勢角速度決定信
号１９を含む制御指令信号を出力し、それ以外の選定し
なかったアクチュエータに対しては、制御指令信号とし
てゼロ値のデータセットを出力する。このロジックは具
体的には、次のような手順によって実行する。
計画指令生成器４で生成された最大姿勢変更トルクτｅ
を、ＲＷ、ＲＣＳ−ＲＷ及びＣＭＧ−ＲＷの各アクチュ
エータ構成で出力可能となる最大出力トルク値τｒｗ、
τｒｃｓ及びτｃｍｇと比較し、要求される最大トルク
τｅが出力可能なアクチュエータ構成を選定する。そし
て、選定したアクチュエータに対しては、制御指令信号
としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢
変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８と姿勢角速度決定信
号１９を含む制御指令信号を出力し、それ以外の選定し
なかったアクチュエータに対しては、制御指令信号とし
てゼロ値のデータセットを出力する。このロジックは具
体的には、次のような手順によって実行する。
【００４０】先ず、図５のステップＳ５に示すように、
姿勢変更手段決定器４５（図３参照）が最大姿勢変更ト
ルクτｅとＲＷの出力最大トルク値τｒｗとを比較し、
τｅ＜τｒｗである場合にはステップＳ８に進み、τｅ
＜τｒｗでない場合には、ステップＳ６に進む。ステッ
プＳ８においては、制御指令信号設定器４６（図３参
照）がＲＷ制御指令信号２１としてＥｕｌｅｒ軸ベクト
ルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定
信号１８（姿勢角θｃ）及び姿勢角速度決定信号１９
（姿勢角速度ωｃ）をＲＷ制御則演算器６（図１参照）
に対して出力すると共に、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２
２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３としてゼロ値をセ
ットし、夫々ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−
ＲＷ制御則演算器８に対して出力する。なお、図５に示
すＳ２１乃至Ｓ２３は、夫々ＲＷ制御指令信号２１、Ｒ
ＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令
信号２３に含まれるデータ列を示す。
姿勢変更手段決定器４５（図３参照）が最大姿勢変更ト
ルクτｅとＲＷの出力最大トルク値τｒｗとを比較し、
τｅ＜τｒｗである場合にはステップＳ８に進み、τｅ
＜τｒｗでない場合には、ステップＳ６に進む。ステッ
プＳ８においては、制御指令信号設定器４６（図３参
照）がＲＷ制御指令信号２１としてＥｕｌｅｒ軸ベクト
ルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定
信号１８（姿勢角θｃ）及び姿勢角速度決定信号１９
（姿勢角速度ωｃ）をＲＷ制御則演算器６（図１参照）
に対して出力すると共に、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２
２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３としてゼロ値をセ
ットし、夫々ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ−
ＲＷ制御則演算器８に対して出力する。なお、図５に示
すＳ２１乃至Ｓ２３は、夫々ＲＷ制御指令信号２１、Ｒ
ＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令
信号２３に含まれるデータ列を示す。
【００４１】ステップＳ６においては、姿勢変更手段決
定器４５が最大姿勢変更トルクτｅとＲＣＳ−ＲＷの出
力最大トルク値τｒｃｓとを比較し、τｅ＜τｒｃｓで
ある場合にはステップＳ９に進み、τｅ＜τｒｃｓでな
い場合には、ステップＳ７に進む。ステップＳ９におい
ては、制御指令信号設定器４６がＲＣＳ−ＲＷ制御指令
信号２２としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θ
ｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８及び姿勢角
速度決定信号１９をＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７（図１
参照）に対して出力すると共に、ＲＷ制御指令信号２１
及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３としてゼロ値をセッ
トし、夫々ＲＷ制御則演算器６及びＣＭＧ−ＲＷ制御則
演算器８に対して出力する。
定器４５が最大姿勢変更トルクτｅとＲＣＳ−ＲＷの出
力最大トルク値τｒｃｓとを比較し、τｅ＜τｒｃｓで
ある場合にはステップＳ９に進み、τｅ＜τｒｃｓでな
い場合には、ステップＳ７に進む。ステップＳ９におい
ては、制御指令信号設定器４６がＲＣＳ−ＲＷ制御指令
信号２２としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θ
ｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８及び姿勢角
速度決定信号１９をＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７（図１
参照）に対して出力すると共に、ＲＷ制御指令信号２１
及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３としてゼロ値をセッ
トし、夫々ＲＷ制御則演算器６及びＣＭＧ−ＲＷ制御則
演算器８に対して出力する。
【００４２】ステップＳ７においては、姿勢変更手段決
定器４５が最大姿勢変更トルクτｅとＣＭＧ−ＲＷの出
力最大トルク値τｃｍｇとを比較し、τｅ＜τｃｍｇで
ある場合にはステップＳ１０に進み、τｅ＜τｃｍｇで
ない場合には、ステップＳ１１に進む。ステップＳ１０
においては、制御指令信号設定器４６がＣＭＧ−ＲＷ制
御指令信号２３としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿
勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８及び
姿勢角速度決定信号１９をＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８
（図１参照）に対して出力すると共に、ＲＷ制御指令信
号２１及びＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２としてゼロ値
をセットし、夫々ＲＷ制御則演算器６及びＲＣＳ−ＲＷ
制御則演算器７に対して出力する。
定器４５が最大姿勢変更トルクτｅとＣＭＧ−ＲＷの出
力最大トルク値τｃｍｇとを比較し、τｅ＜τｃｍｇで
ある場合にはステップＳ１０に進み、τｅ＜τｃｍｇで
ない場合には、ステップＳ１１に進む。ステップＳ１０
においては、制御指令信号設定器４６がＣＭＧ−ＲＷ制
御指令信号２３としてＥｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿
勢角θｒ、姿勢変更時間ｔｍ、姿勢角決定信号１８及び
姿勢角速度決定信号１９をＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８
（図１参照）に対して出力すると共に、ＲＷ制御指令信
号２１及びＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２としてゼロ値
をセットし、夫々ＲＷ制御則演算器６及びＲＣＳ−ＲＷ
制御則演算器７に対して出力する。
【００４３】ステップＳ７において、τｅ＜τｃｍｇで
ないと判断された場合には、要求された姿勢変更は実行
不可能であるため、ステップＳ１１に示すように、ＲＷ
性慮指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及び
ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３に全てゼロ値をセット
し、夫々ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算
器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力す
る。
ないと判断された場合には、要求された姿勢変更は実行
不可能であるため、ステップＳ１１に示すように、ＲＷ
性慮指令信号２１、ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２及び
ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３に全てゼロ値をセット
し、夫々ＲＷ制御則演算器６、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算
器７及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に対して出力す
る。
【００４４】但し、姿勢変更手段選定器５は、姿勢変更
計画指令生成器４から出力される姿勢変更指令信号２０
に変更がない場合には、ＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ
−ＲＷ制御指令信号２２、ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２
３において、姿勢角θｃ及び姿勢角速度ωｃには夫々そ
の時点で姿勢角／姿勢角速度決定器３が出力する姿勢角
決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９の値を採用す
るが、Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢
変更時間ｔｍの値は更新せず、既に設定されている値を
そのまま出力する。
計画指令生成器４から出力される姿勢変更指令信号２０
に変更がない場合には、ＲＷ制御指令信号２１、ＲＣＳ
−ＲＷ制御指令信号２２、ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２
３において、姿勢角θｃ及び姿勢角速度ωｃには夫々そ
の時点で姿勢角／姿勢角速度決定器３が出力する姿勢角
決定信号１８及び姿勢角速度決定信号１９の値を採用す
るが、Ｅｕｌｅｒ軸ベクトルｎ、目標姿勢角θｒ、姿勢
変更時間ｔｍの値は更新せず、既に設定されている値を
そのまま出力する。
【００４５】以上示したように、姿勢変更計画指令生成
器４が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段決定器４
５が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてリアクシ
ョンホイール（ＲＷ）のみを使用する構成が最適と判断
した場合には、制御指令信号設定器４６が姿勢角決定信
号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号
２０からＲＷ制御指令信号２１を生成し、ＲＷ制御則演
算器６に入力する。また、これと同時に、ＲＣＳ−ＲＷ
制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３と
して、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成
し、これを夫々ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ
−ＲＷ制御則演算器８に入力する。
器４が要求する姿勢変更に対し、姿勢変更手段決定器４
５が、使用する姿勢制御アクチュエータとしてリアクシ
ョンホイール（ＲＷ）のみを使用する構成が最適と判断
した場合には、制御指令信号設定器４６が姿勢角決定信
号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号
２０からＲＷ制御指令信号２１を生成し、ＲＷ制御則演
算器６に入力する。また、これと同時に、ＲＣＳ−ＲＷ
制御指令信号２２及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３と
して、各々ゼロ指令となるような制御指令信号を生成
し、これを夫々ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７及びＣＭＧ
−ＲＷ制御則演算器８に入力する。
【００４６】この結果、ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７が
生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号
２７、並びにＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が生成するＲ
Ｗ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指令信号２８はゼロ
値信号となるが、ＲＷ制御則演算器６が生成するＲＷ駆
動指令信号２４はゼロ値信号とならず、ＲＷ駆動回路９
に入力される。これにより、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動
信号２９を生成しリアクションホイール（ＲＷ）１２に
対して出力する。そして、ＲＷ１２が駆動することによ
り宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御トルクを印
加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指令信号
２７、並びにＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８が生成するＲ
Ｗ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指令信号２８はゼロ
値信号となるが、ＲＷ制御則演算器６が生成するＲＷ駆
動指令信号２４はゼロ値信号とならず、ＲＷ駆動回路９
に入力される。これにより、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動
信号２９を生成しリアクションホイール（ＲＷ）１２に
対して出力する。そして、ＲＷ１２が駆動することによ
り宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御トルクを印
加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【００４７】また、姿勢変更計画指令生成器４が要求す
る姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器５の姿勢変更手
段決定器４５が、使用する姿勢制御アクチュエータとし
てスラスタ（ＲＣＳ）とリアクションホイール（ＲＷ）
とを併用する構成が最適と判断した場合には、姿勢変更
手段選定器５の制御指令信号設定器４６が姿勢角決定信
号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号
２０からＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２を生成し、それ
をＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に入力する。また、これ
と同時に、ＲＷ制御指令信号２１及びＣＭＧ−ＲＷ制御
指令信号２３として、各々ゼロ指令となるような制御指
令信号を生成し、これらの信号をＲＷ制御則演算器６及
びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に夫々入力する。
る姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器５の姿勢変更手
段決定器４５が、使用する姿勢制御アクチュエータとし
てスラスタ（ＲＣＳ）とリアクションホイール（ＲＷ）
とを併用する構成が最適と判断した場合には、姿勢変更
手段選定器５の制御指令信号設定器４６が姿勢角決定信
号１８、姿勢角速度決定信号１９及び姿勢変更指令信号
２０からＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２を生成し、それ
をＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に入力する。また、これ
と同時に、ＲＷ制御指令信号２１及びＣＭＧ−ＲＷ制御
指令信号２３として、各々ゼロ指令となるような制御指
令信号を生成し、これらの信号をＲＷ制御則演算器６及
びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８に夫々入力する。
【００４８】この結果、ＲＷ制御則演算器６が生成する
ＲＷ駆動指令信号２４、並びにＣＭＧ−ＲＷ制御則演算
器８が生成するＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指
令信号２８はゼロ値信号となるが、ＲＣＳ−ＲＷ制御則
演算器７が生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆
動指令信号２７はゼロ値信号とならず、夫々ＲＷ駆動回
路９及びＲＣＳ駆動回路１０に入力される。これによ
り、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動信号２９を生成しリアク
ションホイール（ＲＷ）１２に対して出力すると共に、
ＲＣＳ駆動回路１０がＲＣＳ駆動信号３０を生成し、ス
ラスタ（ＲＣＳ）１３に対して出力する。そして、ＲＷ
１２及びＲＣＳ１３が駆動することにより宇宙機姿勢ダ
イナミクス１５に対して制御トルクを印加し、宇宙機の
姿勢制御を実施する。
ＲＷ駆動指令信号２４、並びにＣＭＧ−ＲＷ制御則演算
器８が生成するＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆動指
令信号２８はゼロ値信号となるが、ＲＣＳ−ＲＷ制御則
演算器７が生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆
動指令信号２７はゼロ値信号とならず、夫々ＲＷ駆動回
路９及びＲＣＳ駆動回路１０に入力される。これによ
り、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動信号２９を生成しリアク
ションホイール（ＲＷ）１２に対して出力すると共に、
ＲＣＳ駆動回路１０がＲＣＳ駆動信号３０を生成し、ス
ラスタ（ＲＣＳ）１３に対して出力する。そして、ＲＷ
１２及びＲＣＳ１３が駆動することにより宇宙機姿勢ダ
イナミクス１５に対して制御トルクを印加し、宇宙機の
姿勢制御を実施する。
【００４９】更に、姿勢変更計画指令生成器４が要求す
る姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器５の姿勢変更手
段決定器４５が、使用する姿勢制御アクチュエータとし
てコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）とリアク
ションホイール（ＲＷ）とを併用する構成が最適と判断
した場合には、姿勢変更手段選定器５の制御指令信号設
定器４６が姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１
９及び姿勢変更指令信号２０からＣＭＧ−ＲＷ制御指令
信号２３を生成し、それをＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８
に入力する。また、これと同時に、ＲＷ制御指令信号２
１及びＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２として、各々ゼロ
指令となるような制御指令信号を生成し、これをＲＷ制
御則演算器６及びＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に入力す
る。
る姿勢変更に対し、姿勢変更手段選定器５の姿勢変更手
段決定器４５が、使用する姿勢制御アクチュエータとし
てコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）とリアク
ションホイール（ＲＷ）とを併用する構成が最適と判断
した場合には、姿勢変更手段選定器５の制御指令信号設
定器４６が姿勢角決定信号１８、姿勢角速度決定信号１
９及び姿勢変更指令信号２０からＣＭＧ−ＲＷ制御指令
信号２３を生成し、それをＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器８
に入力する。また、これと同時に、ＲＷ制御指令信号２
１及びＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２として、各々ゼロ
指令となるような制御指令信号を生成し、これをＲＷ制
御則演算器６及びＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に入力す
る。
【００５０】この結果、ＲＷ制御則演算器６が生成する
ＲＷ駆動指令信号２４、並びにＲＣＳ−ＲＷ制御則演算
器７が生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指
令信号２７はゼロ値信号となるが、ＣＭＧ−ＲＷ制御則
演算器８が生成するＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆
動指令信号２８はゼロ値信号とならず、夫々ＲＷ駆動回
路９及びＣＭＧ駆動回路１１に入力される。これによ
り、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動信号２９を生成しリアク
ションホイール（ＲＷ）１２に対して出力する。また、
ＣＭＧ駆動回路１１がＣＭＧ駆動信号３１を生成し、コ
ントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）１４に対して
出力する。そして、ＲＷ１２及びＣＭＧ１４が駆動する
ことで宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御トルク
を印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
ＲＷ駆動指令信号２４、並びにＲＣＳ−ＲＷ制御則演算
器７が生成するＲＷ駆動指令信号２５及びＲＣＳ駆動指
令信号２７はゼロ値信号となるが、ＣＭＧ−ＲＷ制御則
演算器８が生成するＲＷ駆動指令信号２６及びＣＭＧ駆
動指令信号２８はゼロ値信号とならず、夫々ＲＷ駆動回
路９及びＣＭＧ駆動回路１１に入力される。これによ
り、ＲＷ駆動回路９がＲＷ駆動信号２９を生成しリアク
ションホイール（ＲＷ）１２に対して出力する。また、
ＣＭＧ駆動回路１１がＣＭＧ駆動信号３１を生成し、コ
ントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）１４に対して
出力する。そして、ＲＷ１２及びＣＭＧ１４が駆動する
ことで宇宙機姿勢ダイナミクス１５に対して制御トルク
を印加し、宇宙機の姿勢制御を実施する。
【００５１】以上説明したように、本実施例に係る宇宙
機の姿勢変更制御装置においては、姿勢変更指令生成器
４が、要求される姿勢角度及び姿勢変更時間に基づいて
最大姿勢変更トルクを導出し、姿勢変更指令信号２０を
生成する。そして、姿勢変更手段選定器５が姿勢変更指
令信号２０に基づいて最適な姿勢制御アクチュエータ構
成を選定し、そのアクチュエータ構成により宇宙機姿勢
ダイナミクス１５を制御する。これにより、例えば、要
求される姿勢変更角度に対して姿勢変更時間が短い場合
には、大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構
成を選択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了すること
ができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正す
る場合にも、最適なアクチュエータ構成を選択すること
により、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差
を最小化することができる。このように、本実施例にお
いては、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を最小化しながら
高速に姿勢変更制御を実現することができる。この結
果、姿勢変更中に起こりうる多くの状況に対応すること
が可能となり、高速且つ高精度な姿勢変更を実現するこ
とができる。
機の姿勢変更制御装置においては、姿勢変更指令生成器
４が、要求される姿勢角度及び姿勢変更時間に基づいて
最大姿勢変更トルクを導出し、姿勢変更指令信号２０を
生成する。そして、姿勢変更手段選定器５が姿勢変更指
令信号２０に基づいて最適な姿勢制御アクチュエータ構
成を選定し、そのアクチュエータ構成により宇宙機姿勢
ダイナミクス１５を制御する。これにより、例えば、要
求される姿勢変更角度に対して姿勢変更時間が短い場合
には、大きな制御トルクを出力できるアクチュエータ構
成を選択し、姿勢変更時間内に姿勢変更を終了すること
ができる。また、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を修正す
る場合にも、最適なアクチュエータ構成を選択すること
により、必要な制御トルクを確保できるため、姿勢誤差
を最小化することができる。このように、本実施例にお
いては、姿勢変更時に生じる姿勢誤差を最小化しながら
高速に姿勢変更制御を実現することができる。この結
果、姿勢変更中に起こりうる多くの状況に対応すること
が可能となり、高速且つ高精度な姿勢変更を実現するこ
とができる。
【００５２】これに対して、前述の如く、特開平１０−
２８７２９９号公報に開示された従来の人工衛星の姿勢
変更制御装置は、姿勢誤差の大きさに応じて使用する姿
勢制御アクチュエータを自動的に切り換えることで、姿
勢誤差に対する制御性能を向上させることを目的とした
ものであるが、姿勢制御アクチュエータの切換を姿勢誤
差の大きさのみに基づいて実施しているため、要求され
た時間内に姿勢変更を終了することができない場合があ
る。このように、本実施例の宇宙機の姿勢変更制御装置
は、従来の姿勢変更制御装置とは異なっている。
２８７２９９号公報に開示された従来の人工衛星の姿勢
変更制御装置は、姿勢誤差の大きさに応じて使用する姿
勢制御アクチュエータを自動的に切り換えることで、姿
勢誤差に対する制御性能を向上させることを目的とした
ものであるが、姿勢制御アクチュエータの切換を姿勢誤
差の大きさのみに基づいて実施しているため、要求され
た時間内に姿勢変更を終了することができない場合があ
る。このように、本実施例の宇宙機の姿勢変更制御装置
は、従来の姿勢変更制御装置とは異なっている。
【００５３】なお、本実施例においては、アクチュエー
タとしてＲＷ、ＲＣＳ及びＣＭＧを設け、使用するアク
チュエータ構成としてＲＷのみ、ＲＷ及びＲＣＳの併
用、又はＲＷ及びＣＭＧの併用を選択する例を示した
が、本発明はこれに限定されず、ＲＣＳのみ、ＣＭＧの
み、又はＲＣＳ及びＣＭＧの併用を選択できるようにし
てもよい。また、ＲＷ、ＲＣＳ及びＣＭＧ以外のアクチ
ュエータを設け、このアクチュエータのみの使用又はこ
のアクチュエータとＲＷ、ＲＣＳ若しくはＣＭＧとの併
用を選択できるようにしてもよい。更に、ＲＷ、ＲＣＳ
及びＣＭＧのうちいずれかのアクチュエータが故障した
場合、並びにＲＣＳの推薬を使い果たした場合等に、こ
の故障又は推薬切れ等により動作不能となったアクチュ
エータを選択しないようにする手段を姿勢変更制御装置
に設けてもよい。
タとしてＲＷ、ＲＣＳ及びＣＭＧを設け、使用するアク
チュエータ構成としてＲＷのみ、ＲＷ及びＲＣＳの併
用、又はＲＷ及びＣＭＧの併用を選択する例を示した
が、本発明はこれに限定されず、ＲＣＳのみ、ＣＭＧの
み、又はＲＣＳ及びＣＭＧの併用を選択できるようにし
てもよい。また、ＲＷ、ＲＣＳ及びＣＭＧ以外のアクチ
ュエータを設け、このアクチュエータのみの使用又はこ
のアクチュエータとＲＷ、ＲＣＳ若しくはＣＭＧとの併
用を選択できるようにしてもよい。更に、ＲＷ、ＲＣＳ
及びＣＭＧのうちいずれかのアクチュエータが故障した
場合、並びにＲＣＳの推薬を使い果たした場合等に、こ
の故障又は推薬切れ等により動作不能となったアクチュ
エータを選択しないようにする手段を姿勢変更制御装置
に設けてもよい。
【００５４】次に、本発明の第２の実施例に係る宇宙機
の姿勢変更制御装置について説明する。図７は、本第２
実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブ
ロック図である。図７に示すように、本実施例に係る宇
宙機の姿勢変更制御装置５２は、前述の第１の実施例に
係る姿勢変更制御装置５１と比較して、ＣＭＧ−ＲＷ制
御則演算器、ＣＭＧ駆動回路及びＣＭＧが設けられてい
ない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御
装置５２の姿勢変更手段選定器５ａは、姿勢変更計画指
令生成器４から出力された姿勢変更指令信号２０に基づ
いて、アクチュエータとしてリアクションホイール（Ｒ
Ｗ）のみを使用するか、ＲＷとスラスタ（ＲＣＳ）の双
方を使用するかを選択し、ＲＷ制御指令信号２１及びＲ
ＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２を夫々ＲＷ制御則演算器６
及びＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に対して出力する。本
実施例における上記以外の構成及び上記以外の動作は、
前述の第１の実施例と同様である。
の姿勢変更制御装置について説明する。図７は、本第２
実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブ
ロック図である。図７に示すように、本実施例に係る宇
宙機の姿勢変更制御装置５２は、前述の第１の実施例に
係る姿勢変更制御装置５１と比較して、ＣＭＧ−ＲＷ制
御則演算器、ＣＭＧ駆動回路及びＣＭＧが設けられてい
ない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御
装置５２の姿勢変更手段選定器５ａは、姿勢変更計画指
令生成器４から出力された姿勢変更指令信号２０に基づ
いて、アクチュエータとしてリアクションホイール（Ｒ
Ｗ）のみを使用するか、ＲＷとスラスタ（ＲＣＳ）の双
方を使用するかを選択し、ＲＷ制御指令信号２１及びＲ
ＣＳ−ＲＷ制御指令信号２２を夫々ＲＷ制御則演算器６
及びＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器７に対して出力する。本
実施例における上記以外の構成及び上記以外の動作は、
前述の第１の実施例と同様である。
【００５５】本実施例においては、姿勢制御アクチュエ
ータとしてリアクションホイール及びスラスタのみを設
け、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）を省略
している。これにより、前述の第１の実施例と比較して
姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コス
ト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器５
ａにおける演算処理時間を短縮することができる。
ータとしてリアクションホイール及びスラスタのみを設
け、コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）を省略
している。これにより、前述の第１の実施例と比較して
姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コス
ト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器５
ａにおける演算処理時間を短縮することができる。
【００５６】次に、本発明の第３の実施例に係る宇宙機
の姿勢変更制御装置について説明する。図８は、本第３
実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブ
ロック図である。図８に示すように、本実施例に係る宇
宙機の姿勢変更制御装置５３は、前述の第１の実施例に
係る姿勢変更制御装置５１と比較して、ＲＣＳ−ＲＷ制
御則演算器、ＲＣＳ駆動回路及びＲＣＳが設けられてい
ない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御
装置５３の姿勢変更手段選定器５ｂは、姿勢変更計画指
令生成器４から出力された姿勢変更指令信号２０に基づ
いて、アクチュエータとしてリアクションホイール（Ｒ
Ｗ）のみを使用するか、ＲＷとコントロールモーメント
ジャイロ（ＣＭＧ）の双方を使用するかを選択し、ＲＷ
制御指令信号２１及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を
夫々ＲＷ制御則演算器６及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器
８に対して出力する。本実施例における上記以外の構成
及び上記以外の動作は、前述の第１の実施例と同様であ
る。
の姿勢変更制御装置について説明する。図８は、本第３
実施例に係る宇宙機の姿勢変更制御装置の構成を示すブ
ロック図である。図８に示すように、本実施例に係る宇
宙機の姿勢変更制御装置５３は、前述の第１の実施例に
係る姿勢変更制御装置５１と比較して、ＲＣＳ−ＲＷ制
御則演算器、ＲＣＳ駆動回路及びＲＣＳが設けられてい
ない点が異なっている。即ち、本実施例の姿勢変更制御
装置５３の姿勢変更手段選定器５ｂは、姿勢変更計画指
令生成器４から出力された姿勢変更指令信号２０に基づ
いて、アクチュエータとしてリアクションホイール（Ｒ
Ｗ）のみを使用するか、ＲＷとコントロールモーメント
ジャイロ（ＣＭＧ）の双方を使用するかを選択し、ＲＷ
制御指令信号２１及びＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号２３を
夫々ＲＷ制御則演算器６及びＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器
８に対して出力する。本実施例における上記以外の構成
及び上記以外の動作は、前述の第１の実施例と同様であ
る。
【００５７】本実施例においては、姿勢制御アクチュエ
ータとしてリアクションホイール及びコントロールモー
メントジャイロのみを設け、スラスタ（ＲＣＳ）を省略
している。これにより、前述の第１の実施例と比較して
姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コス
ト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器５
ｂにおける演算処理時間を短縮することができる。
ータとしてリアクションホイール及びコントロールモー
メントジャイロのみを設け、スラスタ（ＲＣＳ）を省略
している。これにより、前述の第１の実施例と比較して
姿勢変更制御装置の構成を簡略化し、小型化及び低コス
ト化を図ることができる。また、姿勢変更手段選定器５
ｂにおける演算処理時間を短縮することができる。
【００５８】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば、
算出手段が次の姿勢変更における姿勢変更要求時間を考
慮して姿勢変更において必要となる最大トルク値を求
め、この最大トルク値に基づいて選択手段が駆動させる
姿勢変更アクチュエータを選択することにより、姿勢変
更時間内に姿勢変更を終了することができ、姿勢変更の
高速化を図ることができる。また、姿勢変更時に生じる
姿勢誤差を修正する場合にも、最適なアクチュエータ構
成を選択することにより、必要な制御トルクを確保でき
るため、姿勢誤差を最小化することができ、姿勢変更の
高精度化を図ることができる。
算出手段が次の姿勢変更における姿勢変更要求時間を考
慮して姿勢変更において必要となる最大トルク値を求
め、この最大トルク値に基づいて選択手段が駆動させる
姿勢変更アクチュエータを選択することにより、姿勢変
更時間内に姿勢変更を終了することができ、姿勢変更の
高速化を図ることができる。また、姿勢変更時に生じる
姿勢誤差を修正する場合にも、最適なアクチュエータ構
成を選択することにより、必要な制御トルクを確保でき
るため、姿勢誤差を最小化することができ、姿勢変更の
高精度化を図ることができる。
【図１】本発明の第１の実施例に係る宇宙機の姿勢変更
制御装置の構成を示すブロック図である。
制御装置の構成を示すブロック図である。
【図２】図１に示す姿勢変更計画指令生成器４の構成を
示すブロック図である。
示すブロック図である。
【図３】図１に示す姿勢変更手段選定器５の構成を示す
ブロック図である。
ブロック図である。
【図４】本実施例の姿勢変更制御装置における姿勢変更
計画指令生成器４の動作を示すフローチャートである。
計画指令生成器４の動作を示すフローチャートである。
【図５】本実施例の姿勢変更手段選定器５の動作を示す
フローチャートである。
フローチャートである。
【図６】（ａ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢
角をとって、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であ
り、（ｂ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速
度をとって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図
であり、（ｃ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢
角加速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグ
ラフ図である。
角をとって、宇宙機の姿勢角の変化を示すグラフ図であ
り、（ｂ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢角速
度をとって、宇宙機の姿勢角速度の変化を示すグラフ図
であり、（ｃ）は横軸に時間をとり縦軸に宇宙機の姿勢
角加速度をとって宇宙機の姿勢角加速度の変化を示すグ
ラフ図である。
【図７】本発明の第２の実施例に係る宇宙機の姿勢変更
制御装置の構成を示すブロック図である。
制御装置の構成を示すブロック図である。
【図８】本発明の第３の実施例に係る宇宙機の姿勢変更
制御装置の構成を示すブロック図である。
制御装置の構成を示すブロック図である。
【図９】特開平１０−２８７２９９号公報に開示された
従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロック図で
ある。
従来の人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロック図で
ある。
１；姿勢角検出器
２；姿勢角速度検出器
３；姿勢角／姿勢角速度決定器
４；姿勢変更計画指令生成器
５、５ａ、５ｂ；姿勢変更手段選定器
６；ＲＷ制御則演算器
７；ＲＣＳ−ＲＷ制御則演算器
８；ＣＭＧ−ＲＷ制御則演算器
９；ＲＷ駆動回路
１０；ＲＣＳ駆動回路
１１；ＣＭＧ駆動回路
１２；ＲＷ（リアクションホイール）
１３；ＲＣＳ（スラスタ）
１４；ＣＭＧ（コントロールモーメントジャイロ）
１５；宇宙機姿勢ダイナミクス
１６；姿勢角検出信号
１７；姿勢角速度検出信号
１８；姿勢角決定信号
１９；姿勢角速度決定信号
２０；姿勢変更指令信号
２１；ＲＷ制御指令信号
２２；ＲＣＳ−ＲＷ制御指令信号
２３；ＣＭＧ−ＲＷ制御指令信号
２４、２５、２６；ＲＷ駆動指令信号
２７；ＲＣＳ駆動指令信号
２８；ＣＭＧ駆動指令信号
２９；ＲＷ駆動信号
３０；ＲＣＳ駆動信号
３１；ＣＭＧ駆動信号
３２；地上局
３３；テレメトリデータ
４１；姿勢変更角度算出器
４２；姿勢変更角加速度算出器
４３；Ｅｕｌｅｒ軸周り慣性モーメント算出器
４４；姿勢変更最大角加速度算出器
５１、５２、５３；姿勢変更制御装置
１０１；光学センサ
１０２；光学センサデータ処理装置
１０３；ホイール制御則演算装置
１０４；ホイール駆動回路
１０５；ホイール
１０６；レートジャイロ
１０７；レートジャイロデータ処理装置
１０８；姿勢決定フィルタ
１０９；スラスタ制御則演算装置
１１０；バルブ駆動回路
１１１；スラスタ
１１２；制御則切換ロジック
Ｊｅ；衛星慣性モーメント
ｎ；姿勢回転軸（Ｅｕｌｅｒ軸）ベクトル
ｔｍ；姿勢変更要求時間
αｍ；最大角加速度
θｃ；姿勢角
θｒ；目標姿勢角
θｍ；姿勢変更角
τｅ；最大姿勢変更トルク
τｒｗ；ＲＷの最大出力トルク値
τｒｃｓ；ＲＣＳ−ＲＷの最大出力トルク値
τｃｍｇ；ＣＭＧ−ＲＷの最大出力トルク値
ωｃ；姿勢角速度
Claims (15)
- 【請求項１】 宇宙機に搭載されこの宇宙機の姿勢変更
を制御する宇宙機の姿勢変更制御装置において、前記宇
宙機に対してトルクを印加する複数の姿勢変更アクチュ
エータと、前記宇宙機の現在の姿勢角及び姿勢角速度を
検出する検出手段と、この検出手段の検出結果並びに次
の姿勢変更における姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及
び姿勢変更要求時間に基づいて、前記姿勢変更において
必要となる最大トルク値を算出する算出手段と、前記算
出された最大トルク値に基づいて前記複数の姿勢変更ア
クチュエータから駆動させる姿勢変更アクチュエータを
選択する選択手段と、前記選択された姿勢変更アクチュ
エータを駆動させる制御手段と、を有することを特徴と
する宇宙機の姿勢変更制御装置。 - 【請求項２】 前記算出手段が、前記目標姿勢角と前記
姿勢角との差を算出して姿勢変更角を求める姿勢変更角
度算出器と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要求時間
から前記姿勢変更における最大角加速度を算出する姿勢
変更角加速度算出器と、前記姿勢回転軸ベクトルから前
記宇宙機の姿勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する
慣性モーメント算出器と、前記最大角加速度と前記慣性
モーメントとの積から前記最大トルク値を算出する最大
トルク値算出器と、を有することを特徴とする請求項１
に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。 - 【請求項３】 前記選択手段が、前記最大トルク値と前
記姿勢変更アクチュエータの最大出力トルク値とを比較
して前記最大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチ
ュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わ
せを選択する姿勢変更手段決定器と、この姿勢変更手段
決定器の選択結果に基づいて前記選択された１の前記姿
勢変更アクチュエータ又は複数の姿勢変更アクチュエー
タの組み合わせを駆動する指令信号を生成する制御指令
信号設定器と、を有することを特徴とする１又は２に記
載の宇宙機の姿勢変更制御装置。 - 【請求項４】 前記複数の姿勢変更アクチュエータがリ
アクションホイール、スラスタ及びコントロールモーメ
ントジャイロからなる群より選択された２種以上の装置
であることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項
に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。 - 【請求項５】 前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変
更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、
リアクションホイール及びスラスタ、又はリアクション
ホイール及びコントロールモーメントジャイロを選択す
るものであることを特徴とする請求項４に記載の宇宙機
の姿勢変更制御装置。 - 【請求項６】 前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変
更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、
又はリアクションホイール及びスラスタを選択するもの
であることを特徴とする請求項４に記載の宇宙機の姿勢
変更制御装置。 - 【請求項７】 前記選択手段が、前記駆動させる姿勢変
更アクチュエータとして、リアクションホイールのみ、
又はリアクションホイール及びコントロールモーメント
ジャイロを選択するものであることを特徴とする請求項
４に記載の宇宙機の姿勢変更制御装置。 - 【請求項８】 前記検出手段が、姿勢角を検出する姿勢
角検出器と、姿勢角速度を検出する姿勢角速度検出器
と、前記姿勢角検出器の検出結果及び前記姿勢角速度検
出器の検出結果に基づいて前記宇宙機の姿勢角及び姿勢
角速度を算出する算出器と、を有することを特徴とする
請求項１乃至７のいずれか１項に記載の宇宙機の姿勢変
更制御装置。 - 【請求項９】 前記姿勢角検出器がスラートラッカを有
することを特徴とする請求項８に記載の宇宙機の姿勢変
更制御装置。 - 【請求項１０】 前記姿勢角速度検出器がジャイロを有
することを特徴とする請求項８又は９に記載の宇宙機の
姿勢変更制御装置。 - 【請求項１１】 前記次の姿勢変更における姿勢回転軸
ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要求時間が前記宇宙
機の外部から入力されることを特徴とする請求項１乃至
１０のいずれか１項に記載の宇宙機の姿勢変更制御装
置。 - 【請求項１２】 複数の姿勢変更アクチュエータが搭載
された宇宙機の姿勢変更制御方法において、前記宇宙機
の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する工程と、前記
姿勢角及び姿勢角速度の検出結果並びに次の姿勢変更に
おける姿勢回転軸ベクトル、目標姿勢角及び姿勢変更要
求時間に基づいて、前記姿勢変更において必要となる最
大トルク値を算出する工程と、前記最大トルク値に基づ
いて前記複数の姿勢変更アクチュエータから駆動させる
姿勢変更アクチュエータを選択する工程と、前記選択さ
れた姿勢変更アクチュエータを駆動させて前記宇宙機に
対してトルクを印加する工程と、を有することを特徴と
する宇宙機の姿勢変更制御方法。 - 【請求項１３】 前記最大トルク値を算出する工程が、
前記目標姿勢角と前記姿勢角との差を算出して姿勢変更
角を求める工程と、前記姿勢変更角及び前記姿勢変更要
求時間から前記姿勢変更における最大角加速度を算出す
る工程と、前記姿勢回転軸ベクトルから前記宇宙機の姿
勢回転軸周りの慣性モーメントを算出する工程と、前記
最大角加速度と前記慣性モーメントとの積から前記最大
トルク値を算出する工程と、を有することを特徴とする
請求項１２に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。 - 【請求項１４】 前記駆動させる姿勢変更アクチュエー
タを選択する工程が、前記最大トルク値と前記姿勢変更
アクチュエータの最大出力トルク値とを比較して前記最
大トルク値を出力できる１の姿勢変更アクチュエータ又
は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを選択す
る工程と、前記選択された１の前記姿勢変更アクチュエ
ータ又は複数の姿勢変更アクチュエータの組み合わせを
駆動する指令信号を生成する工程と、を有することを特
徴とする１２又は１３に記載の宇宙機の姿勢変更制御方
法。 - 【請求項１５】 前記複数の姿勢変更アクチュエータが
リアクションホイール、スラスタ及びコントロールモー
メントジャイロからなる群より選択される２種以上の装
置であることを特徴とする請求項１２乃至１４のいずれ
か１項に記載の宇宙機の姿勢変更制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002058580A JP4102575B2 (ja) | 2002-03-05 | 2002-03-05 | 宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002058580A JP4102575B2 (ja) | 2002-03-05 | 2002-03-05 | 宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003252298A true JP2003252298A (ja) | 2003-09-10 |
| JP4102575B2 JP4102575B2 (ja) | 2008-06-18 |
Family
ID=28668513
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002058580A Expired - Lifetime JP4102575B2 (ja) | 2002-03-05 | 2002-03-05 | 宇宙機の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 |
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| JP (1) | JP4102575B2 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7568655B2 (en) | 2005-08-23 | 2009-08-04 | Toyota Jidosha Kabushiki Kaisha | Vertical takeoff and landing aircraft |
| JP2009173069A (ja) * | 2008-01-22 | 2009-08-06 | Mitsubishi Electric Corp | 人工衛星用姿勢制御装置および姿勢制御方法 |
| CN103235597A (zh) * | 2013-04-09 | 2013-08-07 | 北京理工大学 | 一种航天器的快速姿态机动快速稳定联合控制方法 |
| JP2013184537A (ja) * | 2012-03-07 | 2013-09-19 | Mitsubishi Electric Corp | アクチュエータ駆動装置 |
| CN110647158A (zh) * | 2019-09-19 | 2020-01-03 | 北京控制工程研究所 | 一种考虑时延特性的航天器敏捷机动控制误差补偿方法 |
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| CN114255581A (zh) * | 2021-12-15 | 2022-03-29 | 北京航天飞行控制中心 | 航天器遥控指令比判方法及装置 |
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-
2002
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