JP2003312598A - 低軌道における衛星の姿勢及び安定制御方法 - Google Patents
低軌道における衛星の姿勢及び安定制御方法Info
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Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 低軌道上の衛星を、内部角運動量を実質的に
必要とすることなく安定させ、従ってフライホイール又
はモーメンタムホイールを用いることを回避できる方法
を提供する。 【解決手段】 低地球軌道に位置する衛星の姿勢を制御
するため、衛星の基準フレームにおける三つの測定軸に
沿った地球磁場のベクトルＢｍの成分が（通常、三軸磁
力計によって）測定される。前記基準フレーム内の前記
地球磁場の方向が計算され、かつ前記ベクトルの微分係
数 【数１】 も計算される。衛星に搭載されたマグネトカプラーが作
動されて、衛星を該衛星の所定のスピン軸回りに角周波
数ωｃ（ωｃは、衛星の軌道角周波数２ω0 よりも大き
い）でスピンさせるためのトルクを発生させる。
必要とすることなく安定させ、従ってフライホイール又
はモーメンタムホイールを用いることを回避できる方法
を提供する。 【解決手段】 低地球軌道に位置する衛星の姿勢を制御
するため、衛星の基準フレームにおける三つの測定軸に
沿った地球磁場のベクトルＢｍの成分が（通常、三軸磁
力計によって）測定される。前記基準フレーム内の前記
地球磁場の方向が計算され、かつ前記ベクトルの微分係
数 【数１】 も計算される。衛星に搭載されたマグネトカプラーが作
動されて、衛星を該衛星の所定のスピン軸回りに角周波
数ωｃ（ωｃは、衛星の軌道角周波数２ω0 よりも大き
い）でスピンさせるためのトルクを発生させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は低軌道に位置する衛
星の姿勢制御方法に関する。ここで低軌道とは、地球の
磁場の強さから、三軸磁力計 (three-axis magnetomete
r) によって姿勢を測定でき、かつ衛星に備えられたマ
グネトカプラー (magneto-coupler) を地球の磁場と作
用させることにより姿勢を変化させることができる程度
に十分低い軌道である。
星の姿勢制御方法に関する。ここで低軌道とは、地球の
磁場の強さから、三軸磁力計 (three-axis magnetomete
r) によって姿勢を測定でき、かつ衛星に備えられたマ
グネトカプラー (magneto-coupler) を地球の磁場と作
用させることにより姿勢を変化させることができる程度
に十分低い軌道である。
【０００２】実際、この条件は 衛星軌道の少なくとも
一部の高度が２０００ｋｍより低い場合に満たされる。
一部の高度が２０００ｋｍより低い場合に満たされる。
【０００３】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】姿勢制
御方法は既知であり（仏国特許第 2 742 243 号公開公
報又は米国特許第 5,788,188 号明細書）、これら既知
の方法は、特にランチャから開放される際の衛星の回転
速度を低減することを、また衛星の軸線を軌道の平面に
対して直交する方向に向けることを可能とする。この方
法において、地球磁場の微分係数Ｂを使用するために
「Ｂドット (B dot) 」関係と呼ばれる関係を用いて、
衛星に関連した基準フレームの三軸に沿って地球磁場が
測定され、それらの測定値が時間について微分され、そ
の微分値がゲインと乗算され、そしてその結果を示す電
流がマグネトカプラーに流され、これにより衛星を地球
磁場の磁力線に対して静止させようとする磁気モーメン
トを発生する。
御方法は既知であり（仏国特許第 2 742 243 号公開公
報又は米国特許第 5,788,188 号明細書）、これら既知
の方法は、特にランチャから開放される際の衛星の回転
速度を低減することを、また衛星の軸線を軌道の平面に
対して直交する方向に向けることを可能とする。この方
法において、地球磁場の微分係数Ｂを使用するために
「Ｂドット (B dot) 」関係と呼ばれる関係を用いて、
衛星に関連した基準フレームの三軸に沿って地球磁場が
測定され、それらの測定値が時間について微分され、そ
の微分値がゲインと乗算され、そしてその結果を示す電
流がマグネトカプラーに流され、これにより衛星を地球
磁場の磁力線に対して静止させようとする磁気モーメン
トを発生する。
【０００４】上記のような方法は、ジャイロ剛性 (gyro
scopic stiffness) を提供する内部角運動量 (internal
angular momentum) を発生させるためのフライホイー
ル又はモーメンタムホイールを搭載する衛星の姿勢を制
御するために既に用いられている。しかしながら、任務
によっては、内部作動器（フライホイールやモーメンタ
ムホイール）の使用を避けた方が好ましい場合もある。
例えば、高精度な科学的任務を実行するための、搭載機
器類を可能な限り少なくされる衛星、又は好ましくはノ
ーマルモードのみで使用されるジャイロ作動器を用いる
地球監視任務のための衛星などがそうである。
scopic stiffness) を提供する内部角運動量 (internal
angular momentum) を発生させるためのフライホイー
ル又はモーメンタムホイールを搭載する衛星の姿勢を制
御するために既に用いられている。しかしながら、任務
によっては、内部作動器（フライホイールやモーメンタ
ムホイール）の使用を避けた方が好ましい場合もある。
例えば、高精度な科学的任務を実行するための、搭載機
器類を可能な限り少なくされる衛星、又は好ましくはノ
ーマルモードのみで使用されるジャイロ作動器を用いる
地球監視任務のための衛星などがそうである。
【０００５】原理を以下に述べる： 複数のマグネトカ
プラーによって衛星にトルクが付与され、衛星の軸線に
沿って測定される磁場の変化に対抗する。この際、地球
磁場は局所的に均一でありかつ衛星の軸線に沿って測定
される磁場成分の如何なる変化も衛星の角速度に対し良
好な近似を示す、という事実を用いる。前記各マグネト
カプラーは、それらが測定された角速度に対抗するトル
クを付与するよう、そしてそれによって回転速度が低減
されるように制御される。
プラーによって衛星にトルクが付与され、衛星の軸線に
沿って測定される磁場の変化に対抗する。この際、地球
磁場は局所的に均一でありかつ衛星の軸線に沿って測定
される磁場成分の如何なる変化も衛星の角速度に対し良
好な近似を示す、という事実を用いる。前記各マグネト
カプラーは、それらが測定された角速度に対抗するトル
クを付与するよう、そしてそれによって回転速度が低減
されるように制御される。
【０００６】一般に、この目的で、マグネトカプラー
は、測定された地磁気値Ｂｍの時間に対する微分係数に
比例する磁気モーメントベクトルＭｃが得られるように
制御される：
は、測定された地磁気値Ｂｍの時間に対する微分係数に
比例する磁気モーメントベクトルＭｃが得られるように
制御される：
【数６】
この式において、ｋはゲインである。
【０００７】この種の制御によって得られる安定は、エ
ネルギーを散逸させ、衛星を２ω0の速度で回転、すな
わちスピンさせることとなる。その速度は、軌道の法線
周りの軌道角周波数 (orbital angular frequency) の
二倍に等しい。
ネルギーを散逸させ、衛星を２ω0の速度で回転、すな
わちスピンさせることとなる。その速度は、軌道の法線
周りの軌道角周波数 (orbital angular frequency) の
二倍に等しい。
【０００８】一軌道旋回当たり二回転のスピンでは、そ
れが最大角慣性軸回りの回転であったとしても、衛星を
安定させるのに十分なジャイロ剛性をおそらく提供しな
い。
れが最大角慣性軸回りの回転であったとしても、衛星を
安定させるのに十分なジャイロ剛性をおそらく提供しな
い。
【０００９】さらに、衛星を、最大慣性軸とは異なる軸
回り、例えば衛星が通常搭載している太陽発電器 (sola
r generator) の面に対する直交軸回り、にスピンさせ
ることも好ましいものとなり得るものである。
回り、例えば衛星が通常搭載している太陽発電器 (sola
r generator) の面に対する直交軸回り、にスピンさせ
ることも好ましいものとなり得るものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】本発明の目的は、低軌道
上の衛星を、内部角運動量を実質的に必要とすることな
く安定させ、従ってフライホイール又はモーメンタムホ
イールを用いることを回避できる方法を提供することに
ある。
上の衛星を、内部角運動量を実質的に必要とすることな
く安定させ、従ってフライホイール又はモーメンタムホ
イールを用いることを回避できる方法を提供することに
ある。
【００１１】このために特に下記の如き方法が提供され
ている。すなちわ、地球磁場のベクトル成分が衛星の基
準フレームの三つの測定軸線に沿って（実際には、三軸
磁力計によって）測定される。前記参照フレームにおい
て測定された地球磁場の値及び方向と、磁場ベクトルの
微分係数
ている。すなちわ、地球磁場のベクトル成分が衛星の基
準フレームの三つの測定軸線に沿って（実際には、三軸
磁力計によって）測定される。前記参照フレームにおい
て測定された地球磁場の値及び方向と、磁場ベクトルの
微分係数
【数７】
とがそれより導き出され、かつ衛星に搭載されたマグネ
トカプラーが制御され、これらマグネトカプラーが、衛
星を該衛星の予め設定されたスピン軸回りにωｃ（ωｃ
＞２ω0）の角周波数で回転するよう設定するためのト
ルクを発生する。
トカプラーが制御され、これらマグネトカプラーが、衛
星を該衛星の予め設定されたスピン軸回りにωｃ（ωｃ
＞２ω0）の角周波数で回転するよう設定するためのト
ルクを発生する。
【００１２】要求される回転速度又はスピン速度は、式
（１）の
（１）の
【数８】
の項に、所望のスピン速度を与える角速度すななわちバ
イアスを表す基準ベクトル又は設定ベクトル
イアスを表す基準ベクトル又は設定ベクトル
【数９】
を付加することで得られる。そして、次式（２）から、
前記マグネトカプラーによって付与されるべきトルクＭ
ｃが、よってそれらマグネトカプラーに付与すべき電流
が、得られる。
前記マグネトカプラーによって付与されるべきトルクＭ
ｃが、よってそれらマグネトカプラーに付与すべき電流
が、得られる。
【数１０】
【００１３】前記バイアス
【数１１】
は、例えば要求角速度ベクトルΩｉ：
【数１２】
から計算することができ、これは、付与すべきモーメン
トＭｃが
トＭｃが
【数１３】
であることを意味している。ここで、
【数１４】
は、衛星の前記基準フレームにおける設定磁気方向の微
分係数（ｂは正規化されたベクトルＢを示す）であり、
Ωｉは、衛星の前記基準フレームにおける前記磁気方向
ｂi に対する要求角速度ベクトルである。
分係数（ｂは正規化されたベクトルＢを示す）であり、
Ωｉは、衛星の前記基準フレームにおける前記磁気方向
ｂi に対する要求角速度ベクトルである。
【００１４】例えば、前記磁場が（前記太陽発電器の面
に直交する）ピッチ軸Ｚｓ回りに速度ωｉで回転するこ
とが要求される場合、Ωｉ＝［０ ０ ωi］である。
に直交する）ピッチ軸Ｚｓ回りに速度ωｉで回転するこ
とが要求される場合、Ωｉ＝［０ ０ ωi］である。
【００１５】前記（２）に示した関係を満たすことによ
って、エネルギーは散逸し、確実に収束する。それは衛
星のスピン軸と交差する角速度成分を消し去り、よって
章動(nutation) 、特に軌道への放出時に存在する可能
性の高い章動を減衰させる。
って、エネルギーは散逸し、確実に収束する。それは衛
星のスピン軸と交差する角速度成分を消し去り、よって
章動(nutation) 、特に軌道への放出時に存在する可能
性の高い章動を減衰させる。
【００１６】特定のスピン関係（２）（衛星の基準フレ
ームにおけるスピン速度とスピン軸の方向との関係）
は、赤道に対する軌道の傾き及び／又は任務に係る連続
状態における現状、といった種々のパラメータの関数と
して選択される。
ームにおけるスピン速度とスピン軸の方向との関係）
は、赤道に対する軌道の傾き及び／又は任務に係る連続
状態における現状、といった種々のパラメータの関数と
して選択される。
【００１７】任務は、スピン軸を軌道面に対し垂直とな
らない方向に方向付けるよう要求することができる。一
方、関係（２）によって、選択されたスピン軸はこの方
向に導かれる。
らない方向に方向付けるよう要求することができる。一
方、関係（２）によって、選択されたスピン軸はこの方
向に導かれる。
【００１８】例えば、前記太陽発電器が最大パワーを受
領できるようにスピン軸を太陽の方に向けることが望ま
れる場合もある。これを実行するために、前記スピン軸
は、太陽の方向に向くよう「直立」又は「正立」させら
れる。これには（ｉ）太陽に対する衛星の向きを測定
し、かつ（ｉｉ）前記関係（２）を名目上の条件に合う
ように変更する必要がある。
領できるようにスピン軸を太陽の方に向けることが望ま
れる場合もある。これを実行するために、前記スピン軸
は、太陽の方向に向くよう「直立」又は「正立」させら
れる。これには（ｉ）太陽に対する衛星の向きを測定
し、かつ（ｉｉ）前記関係（２）を名目上の条件に合う
ように変更する必要がある。
【００１９】太陽の方向は太陽センサを用いることによ
って決定できる。その照準方向は（例えば太陽発電器に
対して垂直とされる）要求スピン軸線に一致する。この
太陽センサは、リニアな特徴を有したものでなくても良
い。何故なら、ここで問題となるのは太陽の方角のみだ
からである。
って決定できる。その照準方向は（例えば太陽発電器に
対して垂直とされる）要求スピン軸線に一致する。この
太陽センサは、リニアな特徴を有したものでなくても良
い。何故なら、ここで問題となるのは太陽の方角のみだ
からである。
【００２０】食（しょく：eclipse）の間は太陽センサ
は何らの測定も実行しない。それでも日中は、スピン軸
の方向は、関係（２）に基づく制御下にある。この関係
の継続によつて、スピン軸は前記法線に合致するよう累
進的に再調整される。
は何らの測定も実行しない。それでも日中は、スピン軸
の方向は、関係（２）に基づく制御下にある。この関係
の継続によつて、スピン軸は前記法線に合致するよう累
進的に再調整される。
【００２１】関係（２）によって収束が得られると、太
陽は前記センサの視野内に入る。該センサの視野は、太
陽の方向と軌道面との差が非常に小さい場合を除けば、
通常ほぼ半球形である。このような環境において付加的
なセンサが提供される。この付加的なセンサは、前記の
第一のセンサと異なる照準方向を有しかつより狭い視野
を持つことのできるものである。
陽は前記センサの視野内に入る。該センサの視野は、太
陽の方向と軌道面との差が非常に小さい場合を除けば、
通常ほぼ半球形である。このような環境において付加的
なセンサが提供される。この付加的なセンサは、前記の
第一のセンサと異なる照準方向を有しかつより狭い視野
を持つことのできるものである。
【００２２】結論として、制御関係（２）を実行するこ
とにより軌道面に直交するスピン軸回りの所定の初期回
転状態に至ること、そして初期の如何なる章動をも減衰
させることが可能となる。前記スピン軸を直立又は正立
させることは新たな章動を生じるが、これは関係（２）
を用いた初期安定化の場合と同じ操作によって減衰でき
る。
とにより軌道面に直交するスピン軸回りの所定の初期回
転状態に至ること、そして初期の如何なる章動をも減衰
させることが可能となる。前記スピン軸を直立又は正立
させることは新たな章動を生じるが、これは関係（２）
を用いた初期安定化の場合と同じ操作によって減衰でき
る。
【００２３】本発明による方法は、スラスタ (thruste
r) 又はジャイロスコープを一切必要としないこと、ま
た、センサとしては、三軸磁力計 (three-axis magneto
meter)と、場合によっては、太陽が食から離脱して直ぐ
にかつ前記スピン軸を軌道面に対する直交方向とする安
定化の最終段階で太陽を見ることのできる広角太陽セン
サと、のみが要求されることが分かる。姿勢制御には複
数のマグネトカプラーのみが使用される。制御関係は極
めてシンプルである。
r) 又はジャイロスコープを一切必要としないこと、ま
た、センサとしては、三軸磁力計 (three-axis magneto
meter)と、場合によっては、太陽が食から離脱して直ぐ
にかつ前記スピン軸を軌道面に対する直交方向とする安
定化の最終段階で太陽を見ることのできる広角太陽セン
サと、のみが要求されることが分かる。姿勢制御には複
数のマグネトカプラーのみが使用される。制御関係は極
めてシンプルである。
【００２４】上記の、及びその他の特徴点は、添付の図
面を参照した以下の実施形態の説明によってより明確に
なる。ただし、実施形態は、本発明をそれに限定するも
のではない。
面を参照した以下の実施形態の説明によってより明確に
なる。ただし、実施形態は、本発明をそれに限定するも
のではない。
【００２５】
【発明の実施の形態】図１において、符号Ｂで概略示す
ものは、地球Ｔの磁場の、両極を含む面における磁力線
である。Ｂドット関係を用いることにより、ランチャか
ら分離された後に、又は偶発的に衛星により生ずる回転
エネルギーを、該衛星が地球磁場の磁力線に対して固定
されるまで吸収することが可能となる。これは、その後
該衛星が、軌道面に対する法線回りに軌道の角周波数ω
0 の二倍の速さで回転することを意味する。
ものは、地球Ｔの磁場の、両極を含む面における磁力線
である。Ｂドット関係を用いることにより、ランチャか
ら分離された後に、又は偶発的に衛星により生ずる回転
エネルギーを、該衛星が地球磁場の磁力線に対して固定
されるまで吸収することが可能となる。これは、その後
該衛星が、軌道面に対する法線回りに軌道の角周波数ω
0 の二倍の速さで回転することを意味する。
【００２６】マグネトカプラーと磁力計との干渉を回避
するために、例えば、測定を交互に行うこと、またマグ
ネトカプラーを交互に駆動することも可能である。
するために、例えば、測定を交互に行うこと、またマグ
ネトカプラーを交互に駆動することも可能である。
【００２７】一例による以下の説明は、衛星が、図２に
示す如き概略構成を有したものとしてする。該衛星は、
ケーシング３４を備える。ケーシング３４には複数の太
陽発電器 (solar generator) ３６が方向を固定して取
り付けられている。該太陽発電器の平面内の軸がＹｓで
示され、同太陽発電器の平面に対して直交する軸はＺｓ
で示されている。ケーシングには三軸磁力計３８及び複
数のマグネトカプラー（図示せず）が設けられており、
このため、前記地球磁場と相互作用させることにより該
衛星にモーメントを付与することができるようになって
いる。衛星はまた太陽センサ４０を備える。この衛星
は、太陽同期の低極軌道であってその昇交点 (ascendin
g node) における地方時が午前及び午後の１２時に閉じ
る軌道上に位置するものとしてあり、またここで、該衛
星のスピン軸は、太陽発電器が最大照度を得られるよう
に太陽の方に向けられているものとしている。
示す如き概略構成を有したものとしてする。該衛星は、
ケーシング３４を備える。ケーシング３４には複数の太
陽発電器 (solar generator) ３６が方向を固定して取
り付けられている。該太陽発電器の平面内の軸がＹｓで
示され、同太陽発電器の平面に対して直交する軸はＺｓ
で示されている。ケーシングには三軸磁力計３８及び複
数のマグネトカプラー（図示せず）が設けられており、
このため、前記地球磁場と相互作用させることにより該
衛星にモーメントを付与することができるようになって
いる。衛星はまた太陽センサ４０を備える。この衛星
は、太陽同期の低極軌道であってその昇交点 (ascendin
g node) における地方時が午前及び午後の１２時に閉じ
る軌道上に位置するものとしてあり、またここで、該衛
星のスピン軸は、太陽発電器が最大照度を得られるよう
に太陽の方に向けられているものとしている。
【００２８】以下に、前記衛星を軌道上に永久配置する
ための一連の連続ステップについて説明する。
ための一連の連続ステップについて説明する。
【００２９】１．第一のステップは、望ましくない回転
速度を低減し、衛星をスピンさせ、スピン軸を軌道面と
の直交方向に向け、かつ章動 (nutation) を減衰させる
ものである。そのために、衛星がランチャより分離され
た直後｛又は生存モード (survivalmode) から離脱する
際｝に関係（２）が実行される。上述したように、エネ
ルギーを散逸させると、上記関係を使用することによ
り、例えば分離の際の角運動量が伝達されるため、角速
度が低減される。
速度を低減し、衛星をスピンさせ、スピン軸を軌道面と
の直交方向に向け、かつ章動 (nutation) を減衰させる
ものである。そのために、衛星がランチャより分離され
た直後｛又は生存モード (survivalmode) から離脱する
際｝に関係（２）が実行される。上述したように、エネ
ルギーを散逸させると、上記関係を使用することによ
り、例えば分離の際の角運動量が伝達されるため、角速
度が低減される。
【００３０】・前記バイアス
【数１５】
が前記関係式（２）に導入されることによって衛星の角
速度は、選択された軸線（
速度は、選択された軸線（
【数１６】
の適切な値による軸Ｚｓ）回りの一定の角速度に急速に
収束する。
収束する。
【００３１】確立されたスピンは、速度が低減されると
並行して直ちに行われる。その角速度は、合算値（ωi
＋２ω0）、すなわち衛星の軸回りの設定回転速度と軌
道周りの磁力線の回転速度との加算値、に対応した値と
なる。
並行して直ちに行われる。その角速度は、合算値（ωi
＋２ω0）、すなわち衛星の軸回りの設定回転速度と軌
道周りの磁力線の回転速度との加算値、に対応した値と
なる。
【００３２】・関係（２）は、軸線が最終的に軌道面の
法線に合わせられることを保証するものである。しかも
その際の不利益は何等生じない。収束して安定した状態
は、衛星がスピン軸まわりに最大可能角速度｛２ω0 ＋
ω1 （−２ω0 ＋ω1 ではない）｝で回転している状態
に対応する。
法線に合わせられることを保証するものである。しかも
その際の不利益は何等生じない。収束して安定した状態
は、衛星がスピン軸まわりに最大可能角速度｛２ω0 ＋
ω1 （−２ω0 ＋ω1 ではない）｝で回転している状態
に対応する。
【００３３】第一軌道上での衛星の姿勢の経過の模様は
図３に示してある。一般に、衛星は符号１０ａで示す位
置にて放出される。その際、衛星の向き及び角速度（ス
ピン及び章動）は明確でない。関係（２）を適用する
と、定まらない角速度は減少して、符号１０ｂの状態と
なる。衛星は、累進的に、選択されたスピン軸回りに角
周波数２ω0（位置１０ｃから１０ｄ）＋ωi で回転す
るようになる。
図３に示してある。一般に、衛星は符号１０ａで示す位
置にて放出される。その際、衛星の向き及び角速度（ス
ピン及び章動）は明確でない。関係（２）を適用する
と、定まらない角速度は減少して、符号１０ｂの状態と
なる。衛星は、累進的に、選択されたスピン軸回りに角
周波数２ω0（位置１０ｃから１０ｄ）＋ωi で回転す
るようになる。
【００３４】最終状態では、日中、太陽は、前記太陽セ
ンサ４０の目標とする軸線回りに、午前１０時又は午後
２時の軌道に対し６０°の角度半径の円を描く。このよ
うな状況にあっては、第二の段階に対しては一つのセン
サで十分である。（午前１１時２０分から午後１２時４
０分の範囲における昇交点の地方時が位置する軌道の場
合のように）もし角度半径が８０°を超える場合には、
該太陽発電器の面と直交する照準軸を有した前記センサ
によって太陽が捕捉されることは最早保証されない。従
って、スピン軸を正立させるためのトルクを何れの方向
に付与すべきかを知るために、本体の一面に付加的なセ
ンサが必要となる。
ンサ４０の目標とする軸線回りに、午前１０時又は午後
２時の軌道に対し６０°の角度半径の円を描く。このよ
うな状況にあっては、第二の段階に対しては一つのセン
サで十分である。（午前１１時２０分から午後１２時４
０分の範囲における昇交点の地方時が位置する軌道の場
合のように）もし角度半径が８０°を超える場合には、
該太陽発電器の面と直交する照準軸を有した前記センサ
によって太陽が捕捉されることは最早保証されない。従
って、スピン軸を正立させるためのトルクを何れの方向
に付与すべきかを知るために、本体の一面に付加的なセ
ンサが必要となる。
【００３５】スピン軸が最大角慣性軸でない一般的な場
合、関係（２）における前記ゲインｋは、該システムが
安定でいられることを保証するに十分なものでなければ
ならない。そのため、制御通過帯域 (control passban
d) は自由な動きをする安定しない極よりも大きくなけ
ればならない。章動発散 (nutation diverging) を回避
し、できるだけ「平ら (flat) 」な状態とするために、
ｋ値はしばしば大きいものが必要となる。
合、関係（２）における前記ゲインｋは、該システムが
安定でいられることを保証するに十分なものでなければ
ならない。そのため、制御通過帯域 (control passban
d) は自由な動きをする安定しない極よりも大きくなけ
ればならない。章動発散 (nutation diverging) を回避
し、できるだけ「平ら (flat) 」な状態とするために、
ｋ値はしばしば大きいものが必要となる。
【００３６】２．第二段階では、スピン軸が「直立」又
は「正立」させられる。この操作は、太陽に対する方向
と（太陽発電器面に対して直交する）Ｚｓとの（通常直
交する二方向における）角度差を表す信号に応じて制御
される。
は「正立」させられる。この操作は、太陽に対する方向
と（太陽発電器面に対して直交する）Ｚｓとの（通常直
交する二方向における）角度差を表す信号に応じて制御
される。
【００３７】図４は、太陽センサ４０を用いた捕捉モー
ドを示している。太陽センサは、広角αを有し、衛星が
地球の陰に入らない限り、太陽に対する方向Ｓに関係し
た二方向間の差異信号を発生する。側面４４に設けられ
た第二のセンサによって、午前１１時２０分から午後１
２時４０分の範囲における軌道に対し、太陽がこの領域
を離れたときも同種の信号が得られる。
ドを示している。太陽センサは、広角αを有し、衛星が
地球の陰に入らない限り、太陽に対する方向Ｓに関係し
た二方向間の差異信号を発生する。側面４４に設けられ
た第二のセンサによって、午前１１時２０分から午後１
２時４０分の範囲における軌道に対し、太陽がこの領域
を離れたときも同種の信号が得られる。
【００３８】スピン軸の方向を再設定するために、マグ
ネトカプラーが作動されて、（角運動量ベクトルの係数
に影響が及ぶのを回避すべく）スピン軸Ｚｓに直角でか
つ太陽の方向に向かうトルクを発生する。局所磁界の方
向と直交する平面内のトルクを提供することのみが可能
となる。このように発生されたトルクは、磁場
ネトカプラーが作動されて、（角運動量ベクトルの係数
に影響が及ぶのを回避すべく）スピン軸Ｚｓに直角でか
つ太陽の方向に向かうトルクを発生する。局所磁界の方
向と直交する平面内のトルクを提供することのみが可能
となる。このように発生されたトルクは、磁場
【数１７】
及び
【数１８】
の双方に直交する面内に存在する。
【００３９】作用が及ぼされる方向は、スピン軸が太陽
に接近するように選択される。この選択された振幅 (am
plitude) は、スピン軸と太陽及び地球の方向との差の
増加関数（例えばそれに比例する）である。 （４）Ｃ1＝κ（ｕsun ・ｎB ）ｎB ここで、κはゲイン、ｕsun は衛星の軸における太陽の
方向、そしてｎB は、Ｂに対する直交面とＨに対する直
交面との交差部、すなわち面（ｘsat，ｙsat）｛ここ
で、ｙsat は地心照準 (geocentric pointing) におけ
る軌道法線である｝の交差部の方向ベクトルである。
に接近するように選択される。この選択された振幅 (am
plitude) は、スピン軸と太陽及び地球の方向との差の
増加関数（例えばそれに比例する）である。 （４）Ｃ1＝κ（ｕsun ・ｎB ）ｎB ここで、κはゲイン、ｕsun は衛星の軸における太陽の
方向、そしてｎB は、Ｂに対する直交面とＨに対する直
交面との交差部、すなわち面（ｘsat，ｙsat）｛ここ
で、ｙsat は地心照準 (geocentric pointing) におけ
る軌道法線である｝の交差部の方向ベクトルである。
【００４０】全ての場合において、正立は、スピン速度
及び慣性については通常値によって累進的になされる。
正立は一般に一つの軌道上においてなされる。スピン軸
を「直立」又は「正立」させるために用いられるトルク
は章動を引き起こす原因ともなる。関係（２）は、日中
及び食の双方の期間において章動の減衰を保証する。こ
の減衰効果は食の間の方が良い。というのはその間は励
起がないからである。
及び慣性については通常値によって累進的になされる。
正立は一般に一つの軌道上においてなされる。スピン軸
を「直立」又は「正立」させるために用いられるトルク
は章動を引き起こす原因ともなる。関係（２）は、日中
及び食の双方の期間において章動の減衰を保証する。こ
の減衰効果は食の間の方が良い。というのはその間は励
起がないからである。
【００４１】３．もし太陽が、「Ｂスピン」段階に収束
する前に太陽センサの視野内にあって、軸の正立を既に
開始できる場合には、スピン軸を正立させるための上記
関係の使用を開始する前に、速度を低減させかつスピン
軸を軌道の法線に整合させる段階が収束するまで待たな
いで、双方の関係を並行して適用することも可能であ
る。従って、捕捉に必要な総時間は、角速度を減少させ
るのに必要な時間としばしば等しくなる。
する前に太陽センサの視野内にあって、軸の正立を既に
開始できる場合には、スピン軸を正立させるための上記
関係の使用を開始する前に、速度を低減させかつスピン
軸を軌道の法線に整合させる段階が収束するまで待たな
いで、双方の関係を並行して適用することも可能であ
る。従って、捕捉に必要な総時間は、角速度を減少させ
るのに必要な時間としばしば等しくなる。
【００４２】このようにして、何等の転換ロジック (tr
ansition logic) を用いることなく完全なるシーケンス
が自然に生ずる。
ansition logic) を用いることなく完全なるシーケンス
が自然に生ずる。
【００４３】４．スピン軸を正立させる関係を、上述
の、速度を低減させかつスピン軸を軌道の法線に合わせ
る段階と同時に適用開始させることも可能である。
の、速度を低減させかつスピン軸を軌道の法線に合わせ
る段階と同時に適用開始させることも可能である。
【００４４】〈捕捉及び残存モード〉この提案によるモ
ードにおいて、捕捉 (acquisition) と残存 (sarvival)
との間に区別はない。関係（２）は、あらゆる状況に
おいて衛星を残存モードとしてその場所に維持しておく
のに適用可能である。
ードにおいて、捕捉 (acquisition) と残存 (sarvival)
との間に区別はない。関係（２）は、あらゆる状況に
おいて衛星を残存モードとしてその場所に維持しておく
のに適用可能である。
【００４５】図５に示す、午前６時ないし午後６時の範
囲で閉じる太陽同期極軌道上の残存の場合において、太
陽発電器に対して直交する軸に対してこの関係の適用す
れば、速度が低減されること、動的挙動が収束するこ
と、太陽が捕捉されること、及び内部角運動量ベクトル
も太陽センサも用いずに安定した残存状態を得ること、
が保証される。（Ｚｓ軸回りの）ピッチングにおける要
求スピン速度（２ω0＋ωi ）の調整により、外乱に応
じた性能を最適化できる。
囲で閉じる太陽同期極軌道上の残存の場合において、太
陽発電器に対して直交する軸に対してこの関係の適用す
れば、速度が低減されること、動的挙動が収束するこ
と、太陽が捕捉されること、及び内部角運動量ベクトル
も太陽センサも用いずに安定した残存状態を得ること、
が保証される。（Ｚｓ軸回りの）ピッチングにおける要
求スピン速度（２ω0＋ωi ）の調整により、外乱に応
じた性能を最適化できる。
【００４６】この残存モードは特にしっかりしたもので
あり、磁気センサ及び磁気結合器のみを、しかも如何な
る論理的閾値 (logic threshold) 又は遷移閾値 (trans
ition threshold) も必要とすることなく極めて単純な
制御関係式のみを使用するものである。前記太陽パネル
は「風車」構造のもの、すなわち実質的に軌道面内に位
置するものである。
あり、磁気センサ及び磁気結合器のみを、しかも如何な
る論理的閾値 (logic threshold) 又は遷移閾値 (trans
ition threshold) も必要とすることなく極めて単純な
制御関係式のみを使用するものである。前記太陽パネル
は「風車」構造のもの、すなわち実質的に軌道面内に位
置するものである。
【００４７】図３に示す如く午前及び午後の１２にわた
って閉じた太陽同期極軌道又は赤道軌道では、スピン軸
を太陽の方向に向くように合わせることは最早できな
い。スピン軸は、関係（２）の適用によって軌道の法線
と自然に合うものとなる。他方、太陽がむしろ軌道面に
対応する。このような状況において、選択されたスピン
軸は前記太陽発電器面内の二つ軸のうちの一つとなる。
収束状態は「バーベキュー」形態に対応している。すな
わち、太陽発電器は（軌道面と太陽の方向との間の角度
に対応した最小の入射角で）周期的に太陽の方を向く。
って閉じた太陽同期極軌道又は赤道軌道では、スピン軸
を太陽の方向に向くように合わせることは最早できな
い。スピン軸は、関係（２）の適用によって軌道の法線
と自然に合うものとなる。他方、太陽がむしろ軌道面に
対応する。このような状況において、選択されたスピン
軸は前記太陽発電器面内の二つ軸のうちの一つとなる。
収束状態は「バーベキュー」形態に対応している。すな
わち、太陽発電器は（軌道面と太陽の方向との間の角度
に対応した最小の入射角で）周期的に太陽の方を向く。
【００４８】とは言え、パワーが十分でなく、かつ午前
６時〜午後６時軌道の前記「風車」モードに類似した収
束状態を得ることが要求される場合には、関係（２）の
みでは不十分であり、上述の正立関係式に戻ることが必
要である。
６時〜午後６時軌道の前記「風車」モードに類似した収
束状態を得ることが要求される場合には、関係（２）の
みでは不十分であり、上述の正立関係式に戻ることが必
要である。
【００４９】図６は制御ループの理論構造の一例を示し
たものである。このループは三軸磁力計１２を備え、こ
の三軸磁力計が出力信号を送出する。これらの出力信号
はフィルタ１４でフィルタリングされ、干渉及び過渡電
流が消去される。演算ユニット１６が、測定値を時間微
分し、その値とゲインｋとを乗算する。三つの軸全てに
ついて等しい減衰時間定数が得られるように、各軸に対
するゲインｋは、対象とされる軸回りの慣性モーメント
によって都合よく標準化される。
たものである。このループは三軸磁力計１２を備え、こ
の三軸磁力計が出力信号を送出する。これらの出力信号
はフィルタ１４でフィルタリングされ、干渉及び過渡電
流が消去される。演算ユニット１６が、測定値を時間微
分し、その値とゲインｋとを乗算する。三つの軸全てに
ついて等しい減衰時間定数が得られるように、各軸に対
するゲインｋは、対象とされる軸回りの慣性モーメント
によって都合よく標準化される。
【数１９】
の項は符号１８にて示す部分にて減算される。マグネト
カプラーにより付与される制御トルクは符号２２の部分
に演算される。
カプラーにより付与される制御トルクは符号２２の部分
に演算される。
【００５０】スピン付与のためのトルクは式（２）を用
いて計算される。それは現実の磁場
いて計算される。それは現実の磁場
【数２０】
と乗算されることによりマグネトカプラー２６によって
発生され磁気モーメント
発生され磁気モーメント
【数２１】
のベクトル積に等しい。要求トルクが、前記マグネトカ
プラーがリニアな特性を発揮できないほど高い電流に対
応するものであった場合には、マグネトカプラーに付与
するその電流を飽和及び制限することを考慮した付加的
な演算ユニットを設けることも可能である。
プラーがリニアな特性を発揮できないほど高い電流に対
応するものであった場合には、マグネトカプラーに付与
するその電流を飽和及び制限することを考慮した付加的
な演算ユニットを設けることも可能である。
【図１】 極軌道 (polar orbit) を回る衛星が通過す
る地球磁場の磁力線の状態を示した概略図である。
る地球磁場の磁力線の状態を示した概略図である。
【図２】 本発明が適用される衛星の一構成例を示す概
略斜視図である。
略斜視図である。
【図３】 赤道に対して大きく傾斜した極軌道又は軌道
上にある衛星の各姿勢を、連続的に、放出から「Ｂスピ
ン」関係の適用によって速度が落ちるまで示した図であ
る。
上にある衛星の各姿勢を、連続的に、放出から「Ｂスピ
ン」関係の適用によって速度が落ちるまで示した図であ
る。
【図４】 太陽の方向を捕捉している状態を示す図であ
る。
る。
【図５】 昇交点 (ascending node) が、地方時 (loca
l time) の午前６時又は午後６時に閉じる太陽同期極軌
道 (heliosynchronous polar orbit) 上に位置する衛星
に対する「Ｂスピン」関係によって得られる方向を示し
た図である。
l time) の午前６時又は午後６時に閉じる太陽同期極軌
道 (heliosynchronous polar orbit) 上に位置する衛星
に対する「Ｂスピン」関係によって得られる方向を示し
た図である。
【図６】 スピン軸を正立させるために変更した「Ｂス
ピン」関連を実行するための装置の概略構成を示すブロ
ック図である。
ピン」関連を実行するための装置の概略構成を示すブロ
ック図である。
【符号の説明】
Ｔ 地球
１２ 三軸磁力計
１４ フィルタ
１６ 演算ユニット
２６ マグネトカプラー
３４ ケーシング
３６ 太陽発電器
３８ 三軸磁力計
４０ 太陽センサ
４４ 側面
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 クリステン・ラギャデック
フランス・31070・トゥルース・セデック
ス・リュ・デ・コスモノーテ・31・シーオ
ー・アストリウム・サ
Ｆターム(参考） 5H301 AA07 AA10 BB10 CC09 DD01
GG07
Claims (9)
- 【請求項１】 低地球軌道上に位置された衛星の姿勢を
制御する方法であって、 前記衛星の基準フレームの三つの測定軸に沿った地球磁
場のベクトルの成分を測定する段階と、 前記成分から、前記基準フレーム内における前記地球磁
場の方向及び前記ベクトルの微分係数 【数１】 を導く段階と、 前記衛星に設けられたマグネトカプラーを制御して、前
記衛星を該衛星の所定のスピン軸回りに角周波数ωｃで
回転させるように設定するためのトルクを発生させる段
階（ここで、ωｃは２ω0 よりも大きく、ω0 は前記衛
星の軌道角周波数である）と、を備えて成ることを特徴
とする、低地球軌道上に位置された衛星の姿勢を制御す
る方法。 - 【請求項２】 請求項１記載の方法において、前記成分
は三軸磁力計を用いて測定されることを特徴とする方
法。 - 【請求項３】 請求項１記載の方法において、さらに、
前記地球磁場の測定のみによる捕捉、前記マグネトカプ
ラーの作動、及び少なくとも一つの太陽センサによる測
定、の段階を含むことを特徴とする方法。 - 【請求項４】 請求項１記載の方法において、前記マグ
ネトカプラーは、前記衛星に 【数２】 の磁気トルクを付与するよう制御されることを特徴とす
る方法。 - 【請求項５】 請求項４記載の方法において、前記ベク
トル 【数３】 によって表される前記バイアス角速度は、前記マグネト
カプラーに、モーメント 【数４】 を付与することにより得ることを特徴とるす方法。 - 【請求項６】 請求項４記載の方法において、前記バイ
アス角速度は、前記地球磁場 【数５】 の方向と直交する面内のモーメントによって発生される
ことを特徴とする方法。 - 【請求項７】 請求項４記載の方法において、前記磁気
モーメントＭｃを規定する法則に、前記スピン軸を太陽
に向かう方向に対して所定の方向にバイアスするトルク
成分を発生する項を付加することを特徴とする方法。 - 【請求項８】 請求項１記載の方法において、前記衛星
を回転状態に設定している間又は設定後に、前記スピン
軸に前記軌道の面と直交する方向から離れる方向の力を
付与するために、前記マグネトカプラーによって、前記
スピン軸に直交する方向のトルクが発生されることを特
徴とする方法。 - 【請求項９】 請求項７記載の方法において、前記スピ
ン軸の方向は、前記衛星の前記太陽発電器との直交方向
に、及び太陽に向かう方向に維持されるよう制御される
ことを特徴とする方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002124937A JP4283490B2 (ja) | 2002-04-25 | 2002-04-25 | 低軌道における衛星の姿勢及び安定制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002124937A JP4283490B2 (ja) | 2002-04-25 | 2002-04-25 | 低軌道における衛星の姿勢及び安定制御方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003312598A true JP2003312598A (ja) | 2003-11-06 |
| JP4283490B2 JP4283490B2 (ja) | 2009-06-24 |
Family
ID=29539848
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002124937A Expired - Lifetime JP4283490B2 (ja) | 2002-04-25 | 2002-04-25 | 低軌道における衛星の姿勢及び安定制御方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4283490B2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108594267A (zh) * | 2018-04-28 | 2018-09-28 | 中国科学院长春光学精密机械与物理研究所 | 高集成一体化微小卫星姿态控制信号处理单元的设计方法 |
| CN111897355A (zh) * | 2020-08-06 | 2020-11-06 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种卫星姿态机动轨迹规划方法 |
| CN115817856A (zh) * | 2022-11-21 | 2023-03-21 | 清华大学 | 基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置 |
-
2002
- 2002-04-25 JP JP2002124937A patent/JP4283490B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| CN111897355A (zh) * | 2020-08-06 | 2020-11-06 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种卫星姿态机动轨迹规划方法 |
| CN111897355B (zh) * | 2020-08-06 | 2022-09-13 | 中国科学院微小卫星创新研究院 | 一种卫星姿态机动轨迹规划方法 |
| CN115817856A (zh) * | 2022-11-21 | 2023-03-21 | 清华大学 | 基于纯磁控方式的卫星对日自旋稳定姿态控制方法及装置 |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4283490B2 (ja) | 2009-06-24 |
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