JP2003521424A

JP2003521424A - 宇宙船の姿勢を制御するシステムおよび方法

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Publication number: JP2003521424A
Application number: JP2001556743A
Authority: JP
Inventors: アナグノスト、ジョン・ジェイ; キウンケ、ポール・シー
Original assignee: Raytheon Co
Current assignee: Raytheon Co
Priority date: 2000-02-01
Filing date: 2001-02-01
Publication date: 2003-07-15
Anticipated expiration: 2021-02-01
Also published as: EP1165371A1; US6463365B1; EP1165371B1; IL145416A; DE60109521T2; JP4550347B2; DE60109521D1; IL145416A0; WO2001056882A1

Abstract

(57)【要約】衛星(10)により使用されるように構成された宇宙船の方位を調節するためのシステム(30)である。このシステム(30)は、逆回転する宇宙船バス(16,18)を介して宇宙船の運動量を消去する第１の制御回路(32,38,40)を備えている。第２の制御装置(32,42,44,46,48)は、宇宙船の内力を与えることにより宇宙船を方向付ける。特定の実施形態において、宇宙船バス(16,18) は記憶セクションとしての二重使用の目的にかなっており、衛星(10)の慣性モーメントと同程度の慣性モーメントを有する質量(16)を含んでいる。衛星(10)はバスセクション(16)と、ペイロードセクション(14)とを備えている。質量(16)はバスセクション(16)を含んでいる。第１の制御回路(32,38,40)はソフトウェアを実行して質量(16)を選択的にスピンさせ、衛星(10)の運動量を消去する。ソフトウェアは、質量(16)を回転させる第１のアクチュエータ(38)を駆動するアクチュエータ制御信号をコンピュータ(32)により計算する。第１の制御回路(32,38,40)はさらに、コンピュータ(32)と通信しているジャイロスコープセンサパッケージ(34)を含む衛星(10)の慣性角速度を決定する回路を備えている。ジャイロスコープセンサパッケージ(34)は、衛星(10)の運動量を表す速度信号をコンピュータ(32)に供給する。コンピュータ(32)はジャイロスコープセンサパッケージ(34)からの速度信号の受信に応答してソフトウェアを実行し、アクチュエータ制御信号を発生する。第２の制御装置(32,42,44,46,48)は、第２の反動ホイール(22)の回転の軸(28)にほぼ垂直な回転の軸(26)を有する第１の反動ホイール(20)を備えている。第１および第２の反動ホイール(20,22) は宇宙船バス(18,16) に強固に取付けられ、それらの各軸を中心として自由に回転することができる。第１および第２の反動ホイール(20,22) は第１および第２の操縦制御信号の受信にそれぞれ応答して、第１および第２のアクチュエータ(44,48) をそれぞれ介して選択的に回転される。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】

本発明は一般に宇宙船の姿勢を制御するシステムに関する。とくに、本発明は
回転（スピン）している衛星の姿勢を制御するシステムに関する。

【０００２】

【従来の技術】

衛星は通信システムおよび全地球測位システムから宇宙望遠鏡システムまでを
範囲とする種々の要求のきびしい適用において使用されている。このような適用
では、正確な操縦、ステーションキーピングおよび姿勢調節能力を備えた衛星が
しばしば必要とされる。

【０００３】衛星の姿勢を正確に調節するシステムはとくに、通信および宇宙望遠鏡に適用
する場合において重要である。たとえば、通信衛星に指向された地上ベースの受
信機またはトランシーバがその衛星と通信するには、その衛星が現在の位置およ
びオリエンテーションを維持したままであることがしばしば必要とされる。同様
に、特定の宇宙領域に焦点を結ぶ宇宙望遠鏡衛星は正確に方向付けられることが
多い。

【０００４】姿勢制御機構および宇宙船操縦システムがない場合には、衛星はランダムな軸
を中心として回転する。この回転は、衛星の発射中に生じたモーメント、太陽放
射圧力および、または重力勾配から結果的に発生する可能性がある。

【０００５】宇宙船の姿勢を制御するために、スラスタがしばしば使用される。スラスタは
衛星のオリエンテーションに対する粗制御を行うが、一般に多くの衛星適用によ
って要求される姿勢の微調節を行う能力を欠いている。スラスタはまた過度に燃
料を消費し、そのために宇宙船の重量および費用が増加し、宇宙船の有効寿命期
間を制限する。

【０００６】スラスタは一般に、回転している通信衛星のような初期運動量がゼロでないも
のを含む大部分の宇宙船上で使用されている。スラスタが回転している宇宙船上
で使用された場合、それらは大きいトルクを供給して宇宙船運動量ベクトルを所
望の位置に移動させなければならない。（これは、自転車のホイール効果として
知られている）。必要なトルクは結果的に燃料消費量を増加させる。

【０００７】宇宙船オリエンテーションをもっと微細に制御し、高価なスラスタの必要性を
減少させるために、ジンバルで支持された運動量ホイールを使用するシステムが
しばしば使用される。このシステムは、その内容がここにおいて参考文献とされ
ているＨ．Ｒｏｓｅｎ氏による米国特許第 5,441,222号明細書（ATTITUDE CONTR
OL OF A SPINNING SPACECRAFT ）に開示されている。そのシステムには、２軸ジ
ンバルで支持された運動量ホイールが含まれている。このホイールが回転されて
存在している宇宙船運動量を消去し、その結果宇宙船の運動量がゼロになる。そ
の後、ゼロ運動量の宇宙船は、ホイール構造体を押して所望の方向に反動力を生
じさせるアクチュエータによって生成された慣性モーメントによって方向付けら
れる。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】

しかしながら、ジンバルで支持された運動量ホイールの使用にはいくつかの欠
点を有している。一般に、宇宙船の設計制約のために運動量ホイールの寸法およ
び質量が制限される。その結果、運動量ホイールはその宇宙船の全運動量を消去
するために高速で回転しなければならない。運動量ホイールはしばしば５０００
回転／分より速い速度で回転しなければならない。この結果、除去し難い望まし
くない高周波宇宙船振動が生じる可能性が高い。望ましくない高周波外乱を減少
させるために、しばしば高価で複雑な運動量ホイール分離システムおよび、また
は制御ループが必要とされる。

【０００９】したがって、宇宙船を正確に方向付ける経済的なシステムが技術的に必要とさ
れている。さらに、高周波宇宙船振動を導入せず、あるいは過度の燃料を消費し
ないシステムが必要とされている。

【００１０】

【課題を解決するための手段】

この技術的な要求は、本発明の宇宙船用姿勢制御システムにより満たされる。
示されている実施形態において、本発明のシステムは、姿勢制御素子が取付けら
れたペイロードを有する衛星により使用されるように構成されている。バスは、
これがペイロードに関して１自由度の継手を中心として回転するように、この継
手によってペイロードに接続されている。したがって、バスに関してペイロード
を回転させるためのアクチュエータおよび制御回路が内蔵されている。

【００１１】特定の実施形態では、バスは１自由度の回転継手（しばしばＢａｐｔａ継手と
呼ばれる）によりペイロードに接続されている。バスは第１の軸を中心とするペ
イロードの運動量を消去するように駆動される。これによってゼロ純運動量の宇
宙船が提供される。宇宙船の内部発生力または運動量を与えることにより宇宙船
を方向付けて、その宇宙船を第１の軸に垂直な２つの軸で制御する付加的な制御
装置が内蔵されている。

【００１２】特定の実施形態において、衛星はバスセクションおよびペイロードセクション
を備えている。宇宙船のバスは記憶セクションとして機能し、姿勢制御素子を収
容することができる。バスはペイロードの慣性モーメントと同程度の慣性モーメ
ントを持つ質量を有するであろうことが予測される。第１の制御回路はＢａｐｔ
ａ継手を介してペイロードに関するバスのオリエンテーションを制御する。第１
の制御回路は、Ｂａｐｔａ継手アクチュエータを駆動し、それによってペイロー
ドを回転させるアクチュエータ制御信号を計算するスピン制御装置である。第１
の制御回路はさらに、３つの各軸を中心とした、バスに関するペイロードの角速
度を決定するために速度検出器を備えている。この特定の実施形態では、速度検
出器は、スピン制御装置と通信しているジャイロスコープセンサパッケージおよ
びタコメータを含んでいる。ジャイロスコープセンサパッケージは、宇宙船の運
動量を表す速度信号をコンピュータに供給する。そのコンピュータは、ジャイロ
スコープおよびタコメータセンサパッケージからの速度信号の受信に応答して、
スピン制御信号を発生するソフトウェアを実行する。

【００１３】回転軸制御回路に加えて、回転軸に垂直な２つの姿勢角度を制御するために２
つの付加的な制御回路が使用される。必要とされる制御回路は特定用途向け型で
あり、所定の用途のニーズを満たすように当業者により決定されてもよい。

【００１４】１実施形態において、付加的な制御装置は、第１のホイールが取付けられてい
るジンバルの回転軸に垂直な回転軸を有する第１の反動ホイールを制御する。こ
のジンバルは、Ｂａｐｔａ機構の回転軸にほぼ平行な回転軸を有している。制御
回路は、ジンバルおよび反動ホイール上に取付けられたセンサからの角度的位置
および速度の測定値、ならびにジャイロスコープセンサパッケージからの角速度
信号を使用して、ジンバルおよび反動ホイール上に取付けられたトルクモータに
コンピュータを介してトルク信号を発生する。

【００１５】第２の実施形態において、付加的な制御装置は第１の反動ホイールおよび第２
の反動ホイールを備えている。第１および第２の反動ホイールは宇宙船バスにし
っかりと取付けられており、それぞれ第１および第２の互いに垂直な軸を中心と
して自由に回転することができる。第１および第２の反動ホイールはそれぞれ第
１および第２の操縦制御信号に応答して、第１および第２のアクチュエータによ
り選択的に回転される。その制御信号は制御装置によって発生される。この制御
装置は、技術的によく知られているようにホイール上に取付けられたジャイロス
コープセンサパッケージ、スタートラッカおよびタコメータと通信している。

【００１６】第３の実施形態において、付加的な制御装置は、可撓性サスペンションを介し
て宇宙船に取付けられた反動質量を含んでいる。第１の力アクチュエータは第１
の力を反動質量に与えて宇宙船の方位制御を容易にする。第２の力アクチュエー
タは第２の力を反動質量に与えて宇宙船の方位調整を容易にする。第１および第
２の力アクチュエータはそれぞれ、操縦制御信号の受信に応答して第１および第
２の力を選択的に生成する音声コイルアクチュエータである。これらのアクチュ
エータは、宇宙船が回転軸に直交する２つの軸で操縦されることができるように
配置される。近接センサは、宇宙船に関する反動質量の角度を測定する。その後
、ジャイロスコープセンサパッケージ、スタートラッカおよび近接センサと通信
しているコンピュータ上で実行するソフトウェアによって宇宙船操縦トルクコマ
ンドが発生される。

【００１７】本発明の特有の設計は、宇宙船の運動量を消去するために逆回転バスおよび付
随のＢａｐｔａ機構を使用することによって容易になる。バスの質量特性のため
に、一般に、バスの比較的遅い回転だけが宇宙船運動量を消去するために必要で
ある。遅い回転の結果、宇宙船振動が最小になる。結果的に生じる振動は、一般
に、技術的によく知られている制御装置によって容易に除去される低周波振動で
ある。これによって、高価な運動量ホイール分離システムが必要でなくなり、そ
の結果さらに経済的な宇宙船が可能になる。さらに、Ｂａｐｔａ機構のバスは記
憶区画として使用可能であり、したがって宇宙船の空間および重量が効率的に使
用される。

【００１８】

【発明の実施の形態】

本発明はここでは特定の適用に対する例示的な実施形態を参照して説明されて
いるが、本発明はそれに限定されないことを理解すべきである。当業者は、本発
明の技術的範囲内における付加的な修正、適応および実施形態、ならびに本発明
が非常に有益な付加的な分野を認識するであろう。図１は、本発明の第１の実施形態に対応した衛星10の概略図である。衛星10は
姿勢制御セクション12に結合されたペイロード14を備えている。姿勢制御セクシ
ョン12はバス16を備えており、このバス16は一方の端部がＢａｐｔａ継手18によ
ってペイロード14に結合されてい。Ｂａｐｔａ継手18、バス16およびペイロード
14はｚ軸24と同軸に配置されている。第１の反動ホイール20および第２の反動ホ
イール22はバス16の反対側の端部においてそれぞれｘ軸26およびｙ軸28と同軸方
向に取付けられている。

【００１９】Ｂａｐｔａ継手18は１自由度を有し、姿勢制御セクション12がｚ軸24だけを中
心として回転することを可能にする。同様に、第１の反動ホイール20はｘ軸26を
中心とした回転だけが可能であり、第２の反動ホイール22はｙ軸28を中心とした
回転だけが可能である。姿勢制御セクション12がｚ軸24を中心として回転したと
き、ｘ軸26およびｙ軸28は共にｚ軸を中心として回転する。

【００２０】当業者は、本発明の技術的範囲を逸脱することなく反動ホイール20および22が
ｘ軸26およびｙ軸28に関して角度付けされた軸のような異なった軸を中心として
回転するホイールにより置換されてもよいことを認識するであろう。しかしなが
ら、ホイールは、それらがｚ軸24、すなわち、衛星10の回転軸に直交する２つの
異なった方向に２つの異なったトルク成分を提供することができるように位置さ
れなければならない。

【００２１】姿勢制御セクション12は、Ｂａｐｔａ継手18ならびに反動ホイール20および22
に結合されたアクチュエータを備えており、これらアクチュエータは、以下さら
に詳細に説明するように宇宙船コンピュータからのコマンドによって選択的に制
御される。姿勢制御セクション12はＢａｐｔａ継手18を中心として選択的に回転
され、存在する宇宙船運動量を消去する。宇宙船10の全運動量がゼロに減少され
た後、反動ホイール20および22が回転されてｘ軸26および、またはｙ軸28に沿っ
たトルクを生成し、衛星10を所望のオリエンテーションに移動させる。

【００２２】姿勢制御セクション12は、衛星10の全運動量を消去するためにペイロード14に
関してＢａｐｔａ継手18を中心としてを逆回転するように命令される（以下さら
に詳細に説明するように）。

【００２３】図２は、図１の衛星10内に構成されている姿勢制御システム30を示すブロック
図である。姿勢制御システム30は、ペイロード14内に位置された宇宙船コンピュ
ータ32を備えている。宇宙船コンピュータ32はジャイロスコープセンサパッケー
ジ34およびスタートラッカ36に結合されており、それら両者はバス16とは反対側
のペイロード14の外側に取付けられている。宇宙船コンピュータ32はまたＢａｐ
ｔａ位置センサ38、Ｂａｐｔａアクチュエータ40、第１のホイールタコメータ42
、第１のホイールアクチュエータ44、第２のホイールタコメータ46および第２の
ホイールアクチュエータ48に結合されている。

【００２４】動作において、宇宙船コンピュータ32は、以下さらに詳細に説明するように、
ジャイロスコープセンサパッケージ34、スタートラッカ36、Ｂａｐｔａ位置セン
サ38ならびにホイールタコメータ42および46からの入力に応答してＢａｐｔａア
クチュエータ40ならびにホイールアクチュエータ20および22を制御する姿勢制御
プログラム（ソフトウェアで実施されることが好ましい）によって制御計算を行
う。

【００２５】ジャイロスコープセンサパッケージ34内のジャイロスコープセンサはペイロー
ド14の角回転速度を感知し、宇宙船コンピュータ32への主フィードバックを行う
。宇宙船コンピュータ32上で実行している姿勢制御プログラムは、Ｂａｐｔａア
クチュエータ40によりバス16を含む姿勢制御セクション12を回転させ、ジャイロ
センサパッケージ34により検出された存在している宇宙船運動量を消去するよう
に設計されている。姿勢制御プログラムはまた、衛星10の姿勢を調節するための
モーメントを生成するために反動ホイール20および22を選択的に回転させる命令
を含んでいる。スタートラッカ36は宇宙船コンピュータ32にフィードバックを行
って、衛星10の現在のオリエンテーションを示す。

【００２６】姿勢制御プログラムは、宇宙船コンピュータ32上のメモリに記憶された姿勢情
報により特定された所望の宇宙船オリエンテーションをスタートラッカ36および
ジャイロスコープセンサパッケージ34により提供された姿勢情報と比較し、宇宙
船コンピュータ32によりホイールアクチュエータ42および48に入力される操縦制
御信号を発生する。ペイロード14上に取付けられ、宇宙船コンピュータ32に接続
された受信機50は、所望のオリエンテーションに向くように宇宙船に命令するテ
レメトリ制御信号を受信するために設けられている。

【００２７】当業者は、本発明の技術技術的範囲を逸脱することなく宇宙船コンピュータ32
および受信機50のような姿勢制御システム30のコンポーネントが図２に示されて
いる位置とは別の位置に配置されてもよいことを認識するであろう。たとえば、
宇宙船コンピュータ32および受信機50はバス16上に配置されてもよい。

【００２８】衛星10がスタートラッカ36およびジャイロスコープセンサパッケージ34からの
入力により指示された所望のオリエンテーションに向いた後、衛星がその所望の
オリエンテーションに向いたまま保持されるように、ホイール20および、または
22の回転速度が落とされる。第１のホイールタコメータ44および第２のホイール
タコメータ46はそれぞれ第１の反動ホイール20および第２の反動ホイール22の回
転速度に関する情報を宇宙船コンピュータ32に供給する。姿勢制御プログラムは
そのホイール回転速度情報を使用して、ホイールの存在している回転速度を決定
する。姿勢制御プログラムは存在している回転速度情報を使用して、第１のホイ
ールアクチュエータ42および、または第２のホイールアクチュエータ48を制御し
て予め定められた量だけ回転速度を調節するためのアクチュエータ制御信号の発
生を容易にする。同様に、Ｂａｐｔａ位置または速度センサ38は、ペイロード14
に関するバス16の回転速度についての情報を宇宙船コンピュータ32上で実行する
姿勢制御プログラムに提供する。姿勢制御プログラムはこの加速情報を使用して
Ｂａｐｔａアクチュエータ40を制御し、予め定められた量だけ回転速度を調節す
る。

【００２９】Ｂａｐｔａ位置センサ38ならびに反動ホイールタコメータ44および46を使用す
ることによって、宇宙船コンピュータ32上で実行する姿勢制御プログラムによる
運動量の消去が容易になる。

【００３０】上記の手順を実施するソフトウェアは、当業者により図３を参照して容易に生
成される。さらに、当業者は、本発明の技術的範囲を逸脱することなく反動ホイ
ールタコメータ44および46ならびにＢａｐｔａ位置センサ38が別のセンサ素子に
より置換されてもよいことを認識するであろう。この場合、宇宙船コンピュータ
32上で実行する制御プログラムは適切に変更される。

【００３１】多くの適用に対して、姿勢制御セクション12の慣性モーメントは、ペイロード
14の慣性モーメントと同程度の大きさになるであろうと予測される。その結果、
これらの適用では、存在している宇宙船運動量を消去するために姿勢制御セクシ
ョン12が比較的遅く逆回転することが要求される。姿勢制御セクション12が逆回
転した結果生じた宇宙船振動は、技術的によく知られている手順によって容易に
除去される。これによって高価な運動量ホイール分離システムが必要なくなる。

【００３２】バス16は、通常衛星上に設けられている電子機器その他のデバイス（示されて
いない）を搭載されている。したがって、姿勢制御セクション12は、バス16内に
記憶スペースが設けられ、衛星10の姿勢制御を容易にするように機能する。バス
16を記憶区画として使用することによって、重量節約が達成される。

【００３３】従来技術の姿勢制御システムはしばしば、比較的小さいが質量の大きい運動量
ホイールが必要である。運動量ホイールの高密度要求は典型的に補助記憶区画と
してのホイールの使用から除外される。

【００３４】姿勢制御セクション12は、ペイロード14の運動量を正確に消去する速度で回転
する低速逆回転機構として考えられてもよい。運動量を消去するために高速運動
量ホイールではなく低速機構を使用することによって、高価な運動量ホイール分
離システムが不要になる。当業者は、宇宙船の方位を制御するために、回転軸24
に直交するトルクの２つの軸を提供する任意の内部機構が制御アクチュエータと
して十分であることを認識するであろう。

【００３５】衛星10が有する純運動量はゼロなので、衛星10は内力およびモーメントを使用
して任意の位置に方向付けられることができる。ビークルの安体化を行うために
スラスタまたは外部モーメントは必要ない。さらに、ビークルの安体化を容易に
するために、本発明の技術的範囲を逸脱することなくダイナミックな平衡機構が
構成されてもよい。

【００３６】示されている実施形態において、第１の反動ホイール20および第２の反動ホイ
ール22は同じ質量および慣性モーメントを有している。ホイール20および22はそ
れぞれｘ軸26およびｙ軸28を中心として回転するが、他のいずれの軸を中心とし
た回転または変換を行うことはてきない。ホイール20および22は、ＤＣトルクモ
ータ（以下さらに詳細に説明する）として構成された標準的なアクチュエータを
使用することによりそれらの各軸26および28を中心として回転する。反動ホイー
ル20および22は、それらが公称的に固定した速度で回転しないため、運動量ホイ
ールではない。ホイール20および22はゼロの公称速度を有している。

【００３７】以下の力学式は、第１の反動ホイール20および第２の反動ホイール22を有する
図１の衛星10に関するものである。当業者は、以下の制御式が本発明の姿勢制御
システムの構成方法だけを表すものではないことを認識するであろう。

【００３８】以下の力学制御式では、各質量体、すなわち、ペイロード14と、バス16と、第
１の反動ホイール20と、および第２の反動ホイール22に対して、慣性テンソルが
０の慣性乗積項を有していると仮定されている。一般に、以下の力学式が有効な
ままであるように、事実上慣性乗積項は十分に小さいままである。また、本体14
、16、20および22間のアタッチメントは完全な摩擦のないアタッチメントである
と仮定されている。たとえば、ペイロード14およびバス16は、ペイロード14およ
びバス16がｚ軸24を中心として回転するが、その他の軸を中心とした回転は行わ
ないことを可能にする完全ピンであるＢａｐｔａ継手18により連結されている。

【００３９】各本体14、16、20および22に対して、最も外側の本体（ホイール20および22）
から始まってペイロード14に向かってオイラーの運動方程式を適用することによ
って、当業者は特定の衛星軌道に関する運動方程式を導出し、それらを線形化す
ることができる。

【００４０】特定の衛星軌道に関する運動方程式を線形化した結果、ペイロード14のオリエ
ンテーションの完全な可制御性を可能にする方程式の線形系が得られる。運動量
の保存は、衛星10の全ての位置状態が完全に制御可能であることを許さない（バ
スおよびホイールは同時に制御できない）。しかしながら、この実施形態では、
ペイロード14のオリエンテーションを制御することだけしか必要はない。

【００４１】公称軌道において、ペイロードはｚ軸24を中心として所望の回転速度ω_sで回
転し、一方横軸の回転速度はゼロである。例示的な線形化軌道は以下のマトリッ
クス式によって与えられる：

【数２】ここで、ω_Px，ω_Pyおよびω_Pzはそれぞれ慣性空間に関するｘ軸26、ｙ軸28およ
びｚ軸24を中心とするペイロード14の角速度である。同様に、ω_Bx，ω_Byおよび
ω_Bzはそれぞれ慣性空間に関するｘ軸26、ｙ軸28およびｚ軸24を中心とするバス
16の角速度である。さらに、ω_W1xはｘ軸26を中心とする第１のホイール20の角
速度であり、ω_W2yはｙ軸28を中心とする第２のホイール22の角速度であり、ω _Bs は、この実施形態ではｚ軸24であるバス16の回転軸を中心とするその角速度で
ある。ω_Psは、この実施形態ではこれもまたｚ軸24であるペイロード14の回転軸
を中心とするその角速度であり、ρはペイロード14とバス16との間の角度であり
、ρ´はρの導関数である。

【００４２】一般的にはバス16はペイロード14の回転速度と比較して任意の速度で回転する
が、式（１）では、バス16はペイロード14と全く同じ速度で逆方向に回転してい
ると仮定されている。バス16は衛星10の全慣性をゼロにするように回転する。

【００４３】式１の線形化軌道の結果、以下の線形化された式が得られる：

【数３】ここで、ω´は角速度の導関数、すなわち角加速度である。Ｉ_Px，Ｉ_PyおよびＩ _Pz はそれぞれｘ軸26、ｙ軸28およびｚ軸24を中心とするペイロード14の慣性モー
メントである。Ｉ_Bx，Ｉ_ByおよびＩ_Bzはそれぞれｘ軸26、ｙ軸28およびｚ軸24を
中心とするバス16の慣性モーメントである。Ｉ_Tは横断軸すなわち第１の反動ホ
イール20に対してはｙ軸28およびｚ軸24であり、第２の反動ホイール22に対して
はｘ軸26およびｚ軸24である横断軸を中心とする各反動ホイールの慣性モーメン
トである。各反動ホイール20および22は各回転軸、すなわちそれぞれｘ軸26およ
びｙ軸28を中心とするＩ_Sの慣性モーメントを有する。Ｔ_Baptcomは、姿勢制御
セクション12のＢａｐｔａ継手18を中心とする回転を制御するために宇宙船コン
ピュータ32によってＢａｐｔａアクチュエータ40に与えられるＢａｐｔａトルク
コマンドである。Ｔ_W1comは、第１の反動ホイール20の回転を制御するために第
１のホイールアクチュエータ44に与えられるトルクコマンドである。Ｔ_W2comは
、第２の反動ホイール22の回転を制御するために第２のホイールアクチュエータ
48に与えられるトルクコマンドである。

【００４４】一般に、

【数４】ここで、マトリックス［Ｉ］、［Ａ］および［Ｂ］は式（２）に示されていると
おりである。

【００４５】当業者は、式（４）が式（１）の線形化された軌道に適度に近い任意の軌道で
制御可能な式を表すことを容易に証明することができる。可制御性が証明された
後、式（４）において特定された法則にしたがって衛星10のオリエンテーション
を制御するための局部的に安定した制御装置を構成するために、通常の利得のス
ケジュール化された制御装置、ＬＰＶ制御装置および、または非線形制御装置が
使用されることができる。

【００４６】当業者は、以下の量：

【数５】を計算して、結果的に得られた式のランクを決定することによりシステム30の可
制御性を証明することができる。そのランクがこの問題に対して５である場合、
この動作点においてシステムは完全に制御可能である。

【００４７】この特定の実施形態では、

【数６】ＢおよびＡＢのランクは、

【数７】でない限り５である。角運動量保存には、

【数８】が（このオリエンテーションに対して）必要であることを認識すべきである。し
たがって、式（６）は次のように簡単化される：

【数９】バス16の回転速度およびペイロード14の回転速度のいずれもゼロではなく、

【数１０】であることが要求される。

【００４８】一般に、式（９）はゼロではない。したがって、姿勢制御セクション12は衛星
10のシステム30によって完全に制御可能であり、システム30を制御するために、
古典的なもの、極配置、Ｈインフィニティ等の任意の一般的な制御方法が使用で
きる。当業者は適切なゲインスケジューリングを実施して、制御装置をバスに対
するペイロードの角度の関数として容易に変更することができる。

【００４９】Ｉ_Bx＝Ｉ_ByおよびＩ_Px＝Ｉ_Pyである（すなわち、ペイロードおよびバスの両者
が完全な円筒形に似ている）異常な場合には、５より低い可制御性マトリックス
が発生し、ここで、

【数１１】これは、ペイロード14のオリエンテーションあるいはホイール20および22のオリ
エンテーションの一方が制御可能であるが、両方は制御可能ではないことを示し
ている。これらの可制御性仮定を使用すると、式（２）は次のようになる：

【数１２】結果的に得られる制御法則は、

【数１３】ここで、Ｋ₁、Ｋ₂およびＫ₃は、特定の適用に適合するように当業者によって
容易に決定される利得係数である。

【００５０】式（１２）の制御法則はプラットフォーム速度を安定させ、制御不可能な状態
（ホイール速度）を制限する。これは望ましい特性である。

【００５１】図３は、図２の宇宙船コンピュータ32により実行されるプログラム51の重要な
機能ブロックを示す図である。プログラムは、位置検出ルーチン52、位置比較ル
ーチン54、エラー補償ルーチン56、およびアクチュエータ制御ルーチン58を含ん
でいる。

【００５２】図２および３を参照すると、位置検出ルーチン52は現在の宇宙船位置情報を求
めてジャイロスコープセンサパッケージ34およびスタートラッカ36をサンプリン
グし、受信機50ようなテレメタリから位置コマンドを受信する。現在の宇宙船位
置情報は、受信機50からの任意の命令された位置情報と共に比較ルーチン54に供
給される。比較ルーチン54は、受信機50から受信された信号によって示されるか、あるい
はエラー補償ルーチン56の先行する出力から受信された信号によって示されるよ
うな命令された位置を、位置検出器ルーチンにより示される宇宙船10の現在の位
置と比較する。比較ルーチン54は、命令された位置と現在の位置の違いを表すエ
ラー信号を供給する。

【００５３】エラー補償ルーチン56は位置コマンドを供給し、エラー信号を最小にするよう
に宇宙船10の位置を調節する。アクチュエータ制御ルーチン58は、適用可能なト
ルクコマンドをＢａｐｔａアクチュエータ40および適切なホイールアクチュエー
タ44および、または48に与える。個々のルーチン52、54、56および58は、当業者によって構成されてもよい。

【００５４】図４は、本発明の宇宙船姿勢制御システムの第１の別の実施形態62を使用する
第２の衛星60の概略図である。この第１の別の実施形態62には、ジンバルで支持
された反動ホイール64が含まれており、このホイール64は、円筒型宇宙船バス16
の後面70に結合されたピボット66上に取付けられている。ピボット66は衛星60の
ｚ軸24だけを中心として回転することができる。ジンバルで支持された反動ホイ
ール64は、このホイール64の回転軸が衛星の回転軸であるｚ軸24に垂直であるよ
うにピボット66上に取付けられている。

【００５５】動作において、図２および５を参照すると、宇宙船コンピュータ32において実
行する姿勢制御プログラムは、ジャイロスコープセンサパッケージ34およびスタ
ートラッカ36から受信された信号によって衛星60の運動を検出する。現在の衛星
オリエンテーションは、スタートラッカ36およびジャイロスコープセンサパッケ
ージ34により決定される。姿勢制御プログラムは現在の衛星運動情報を使用して
、制御信号をＢａｐｔａアクチュエータ40に発生し、このＢａｐｔａアクチュエ
ータ40がバス16にｚ軸24を中心として回転させて、存在している衛星運動量を消
去するように命令する。ジャイロスコープセンサパッケージ34からのフィードバ
ックにより示されるように、ｚ軸24を中心とする運動量がゼロになった後、ピボ
ット66はピボットアクチュエータ（示されていない）により付勢されて、ジンバ
ルで支持された反動ホイール64を予め定められたオリエンテーションに方向付け
る。ジンバルで支持された反動ホイール64が所望の方位に向いた後、この反動ホ
イール64はホイールアクチュエータ（示されていない）に対する制御信号によっ
て回転されて所望の方向のトルクを生成し、宇宙船コンピュータ32上のメモリに
記憶されている衛星オリエンテーション情報にしたがって衛星を適切に方向付け
る。衛星オリエンテーション情報は、新しいオリエンテーション情報を受信機50
に送ることにより更新または変更されてもよい。

【００５６】この実施形態において、ジンバルで支持された反動ホイール64は単一の軸、す
なわちｚ軸24を中心として自由に回転することができる。このジンバルで支持さ
れた反動ホイール64は、Ｂａｐｔａ軸と同じ軸、すなわちｚ軸24を中心として回
転可能なジンバルユニット68内に収容されている。

【００５７】宇宙船コンピュータ（図２参照）上で実行する姿勢制御プログラムにより動作
される制御システムはバス16に対してトルクコマンドＴを方向：

【数１４】に発生する。このコマンドＴを実施するために、宇宙船コンピュータとジンバル
ユニット68との間の高い帯域幅ループ（示されていない）がジンバルユニット68
を所望の方向に駆動する。とくに、このユニット68は以下の式によって表される
角度θで駆動される：

【数１５】

【００５８】次に、ジンバルで支持された反動ホイール64はトルクコマンドＴによって命令
され、所望のトルクを所望の方向でバス16に与える。ジンバルで支持された反動
ホイール64を正しく配置するように構成された制御ループ（示されていない）の
帯域幅（たとえば、１０Ｈｚ以上）は、トルクコマンドＴの供給によりバスの姿
勢を制御するように構成された制御ループの帯域幅（一般に、０．０１乃至０．
１Ｈｚ）よりもはるかに高い。その結果、制御ループ間に妨害が最小にされる。
上述した制御ループの詳細な構成は適用に依存する。当業者はこのような詳細な
構成を容易に決定することができる。

【００５９】図５は、本発明の宇宙船姿勢制御システムの第２の別の実施形態82を使用する
第３の衛星80の概略図である。この第２の別の実施形態82には、環状の反動質量
84が含まれ、この反動質量84は、そのほぼ中心に結合された可撓性サスペンショ
ン86を介して宇宙船のバス16に取付けられている。反動質量84とバス16の後面70
との間には音声コイルアクチュエータ88が配置されている。

【００６０】衛星80の運動量がバス16の逆回転によって消去された後、音声コイルアクチュ
エータ88は選択的に付勢されて反動ホイール84を押す。音声コイルアクチュエー
タ88は、それらが反動ホイール84を押したときに予め定められた所望の衛星方向
にしたがって衛星80を適切に方向付ける方向に反動力を生成する。

【００６１】音声コイルアクチュエータ88は、可撓性サスペンション86により宇宙船上に取
付けられた高い慣性反動質量84に対して力を加える。可撓性サスペンション86は
ｘおよびｙ角度方向において非常に柔軟（＜２Ｈｚ）であるが、ｚ角方向には非
常に硬い（＞１００Ｈｚ）。それはまたｘ、ｙおよびｚトランスレ−ション方向
において非常に硬い。

【００６２】対の音声コイルアクチュエータ88を駆動することにより、モーメントが反動質
量84に対してｘおよびｙ方向に与えられる。ニュートンの第三法則により、反動
質量にモーメントを与えることは宇宙船バス16にモーメントを与えることでもあ
る。音声アクチュエータには一般に１０ポンドの力があるため、音声コイルを２
フィートの間隔で配置することによって、実質的なトルク能力である２０フィー
ト／ポンドの最大モーメントが得られる。さらに大きい力の能力を有する音声コ
イルを使用するか、あるいは音声コイルに対して大きい間隔距離を選択すること
により、このトルク能力をさらに増大させることができる。

【００６３】この実施形態で使用されている可撓性サスペンション86のような典型的な可撓
性サスペンションは、反動質量84の運動をほぼ±５°の移動に制限する。反動質
量84は比較的大きい慣性モーメントを有しているが、比較的軽量である。これは
反動質量84の外縁上にその質量を集中させることにより達成される。これは、宇
宙船重量の望ましくない追加を最小限にしながら、反動質量84が高トルク操縦中
にその移動限界に達する確率を減らすことを助ける。

【００６４】当業者は、本発明の技術的範囲を逸脱することなく別の装置が可撓性サスペン
ション86の代わりに使用可能であることを認識するであろう。たとえば、可撓性
サスペンション86はベアリングにより置換されることができる。さらに、外部ジ
ンバルは反動質量84に結合され、反動質量84がさらに移動するのに適合する。

【００６５】慣性モーメントを宇宙船上で発生する種々のシステムおよび方法が存在してい
る。これらのシステムおよび方法は本発明の技術的範囲内に含まれるものである
。

【００６６】以上、本発明はここにおいて特定の適用に対する特定の実施形態を参照して説
明されてきた。当業者は、本発明の技術的範囲内の付加的な修正、適用および実
施形態を認識するであろう。

【００６７】したがって、添付された請求の範囲は、本発明の技術的範囲内のこのような適
用、修正および実施形態の任意および全てのものをカバーするものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の教示にしたがって構成された衛星の概略図。

【図２】図１の衛星内に構成されている姿勢制御システムを示すブロック図。

【図３】図２の宇宙船コンピュータにより実行されるプログラムの重要な機能ブロック
図。

【図４】本発明の宇宙船姿勢制御システムの第１の別の実施形態を使用する衛星の概略
図。

【図５】本発明の宇宙船姿勢制御システムの第２の別の実施形態を使用する衛星の概略
図。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者キウンケ、ポール・シーアメリカ合衆国、カリフォルニア州 91320、ニューバリー・パーク、カミノ・デル・ソル 625 【要約の続き】を備えている。ジャイロスコープセンサパッケージ(34) は、衛星(10)の運動量を表す速度信号をコンピュータ(3 2)に供給する。コンピュータ(32)はジャイロスコープセンサパッケージ(34)からの速度信号の受信に応答してソフトウェアを実行し、アクチュエータ制御信号を発生する。第２の制御装置(32,42,44,46,48)は、第２の反動ホイール(22)の回転の軸(28)にほぼ垂直な回転の軸(26)を有する第１の反動ホイール(20)を備えている。第１および第２の反動ホイール(20,22) は宇宙船バス(18,16) に強固に取付けられ、それらの各軸を中心として自由に回転することができる。第１および第２の反動ホイール(2 0,22) は第１および第２の操縦制御信号の受信にそれぞれ応答して、第１および第２のアクチュエータ(44,48) をそれぞれ介して選択的に回転される。

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】ペイロードおよび姿勢制御セクションを有する宇宙船用の姿
勢制御システムにおいて、姿勢制御セクションに配置された質量と、前記質量をその質量が第１の軸を中心としてペイロードに関して単一の自由度
を持つようにペイロードに結合単一自由度の継手と、前記質量を回転させる第１の手段と、前記第１の手段を制御する第２の手段とを具備していることを特徴とする姿勢
制御システム。
【請求項２】さらに、第２の軸を中心とする前記宇宙船の回転を制御する
第３の手段を含んでいる請求項１記載の姿勢制御システム。
【請求項３】前記第３の手段は第１の反動ホイールを含んでいる請求項２
記載の姿勢制御システム。
【請求項４】前記第１の反動ホイールはジンバル上に取付けられ、前記ジ
ンバルは前記第１の軸に関してほぼ同心の回転軸を有し、前記第１の反動ホイー
ルは、その回転軸が前記第２の軸と整列されるように取付けられている請求項３
記載の姿勢制御システム。
【請求項５】前記第１の反動ホイールは前記第１の軸にほぼ垂直な回転軸
を有している請求項３記載の姿勢制御システム。
【請求項６】さらに、前記第１の反動ホイールの回転軸に対してある角度
をなす回転軸を有する第２の反動ホイールを含んでいる請求項３記載の姿勢制御
システム。
【請求項７】前記角度は９０度である請求項６記載の姿勢制御システム。
【請求項８】前記第１および第２の反動ホイールは前記質量に強固に取付
けられ、それらの各軸を中心として自由に回転することができるように構成され
ている請求項６記載の姿勢制御システム。
【請求項９】前記第１および第２の反動ホイールはそれぞれ第１および第
２の操縦制御信号の受信に応答して第１および第２のアクチュエータを介して選
択的に回転される請求項６記載の姿勢制御システム。
【請求項１０】さらに、コンピュータ上で実行する宇宙船操縦ソフトウェ
アを備え、前記コンピュータはジャイロセンサパッケージおよび、または位置追
跡装置と通信し、前記操縦ソフトウェアは前記第１および第２の操縦制御信号を
発生する請求項９記載の姿勢制御システム。
【請求項１１】前記宇宙船は、Ｂａｐｔａ継手を介してペイロードに結合
されたバス構造を備え、前記第１および第２の反動ホイールはそれぞれ１自由度
の継手を介して前記バス上に取付けられている請求項１０記載の姿勢制御システ
ム。
【請求項１２】前記操縦ソフトウェアは方程式：【数１】にしたがって前記第１および第２の操縦制御信号を発生し、ここで、ω_Px，ω_Py およびω_Pzはそれぞれ慣性空間に関するｘ軸、ｙ軸およびｚ軸を中心とする前記
ペイロードの角速度であり、ω_Bx，ω_Byおよびω_Bzはそれぞれ慣性空間に関する
前記ｘ軸、ｙ軸およびｚ軸を中心とする前記バスの角速度であり、ω_W1xは前記
ｘ軸を中心とする前記第１のホイールの角速度であり、ω_W2yは前記ｙ軸を中心
とする前記第２のホイールの角速度であり、ω_Bsは前記バスの回転軸を中心とす
るその角速度であり、ω_Psは前記ペイロードの回転軸を中心とするペイロードの
角速度であり、ω´は角加速度を示し、Ｉ_Px，Ｉ_PyおよびＩ_Pzはそれぞれ前記ｘ
軸、前記ｙ軸および前記ｚ軸を中心とする前記ペイロードの慣性モーメントであ
り、Ｉ_Bx，Ｉ_ByおよびＩ_Bzはそれぞれ前記ｘ軸、前記ｙ軸および前記ｚ軸を中心
とする前記バスの慣性モーメントであり、Ｉ_Tは横軸、すなわち、前記第１の反
動ホイールに対して前記ｙ軸および前記ｚ軸であり、前記第２の反動ホイールに
対しては前記ｘ軸および前記ｚ軸である横軸を中心とする前記各反動ホイールの
慣性モーメントであり、前記各反動ホイールは各回転軸、すなわちそれぞれ前記
ｘ軸および前記ｙ軸を中心とするＩ_Sの慣性モーメントを有し、Ｔ_W1comおよび
Ｔ_W2comはそれぞれ前記第１および第２の操縦制御信号を表すコマンドであり、
Ｔ_Baptcomは宇宙船運動量を消去するために前記質量を選択的に回転させるため
の、前記第１の手段に含まれるアクチュエータに対するコマンドである請求項１
１記載の姿勢制御システム。
【請求項１３】前記第１の手段は、存在している宇宙船運動量を消去する
のに十分な速度で前記質量を回転させる手段を含んでいる請求項１記載の姿勢制
御システム。
【請求項１４】前記回転させる手段は、コンピュータを介して前記アクチ
ュエータにより受信されたアクチュエータ制御信号に応答して前記質量を回転さ
せるアクチュエータを含んでいる請求項１３記載の姿勢制御システム。
【請求項１５】さらに、前記宇宙船のモーメント運動量を決定する手段を
含んでいる請求項１４記載の姿勢制御システム。
【請求項１６】前記宇宙船のモーメントを決定する前記手段は、前記コン
ピュータと通信しているジャイロセンサパッケージを含み、前記ジャイロセンサ
パッケージは速度信号を前記コンピュータに供給し、前記速度信号は前記存在し
ている宇宙船運動量を表している請求項１５記載の姿勢制御システム。
【請求項１７】前記コンピュータは、前記ジャイロセンサパッケージから
の前記速度信号の受信に応答して前記アクチュエータ制御信号を発生するソフト
ウェアを実行する請求項１６記載の姿勢制御システム。
【請求項１８】前記第３の手段は反動ホイールを含んでいる請求項２記載
の姿勢制御システム。
【請求項１９】前記反動質量は、可撓性サスペンションを介して前記宇宙
船に取付けられている請求項１８記載の姿勢制御システム。
【請求項２０】さらに、宇宙船の方位設定を容易にするために第１の力を
前記反動質量に与える第１の力アクチュエータを含んでいる請求項１８記載の姿
勢制御システム。
【請求項２１】さらに、宇宙船の方位設定を容易にするために第２の力を
前記反動質量に与える第２の力アクチュエータを含んでいる請求項２０記載の姿
勢制御システム。
【請求項２２】前記第１および第２の力アクチュエータの少なくとも一方
は音声コイルアクチュエータである請求項２１記載の姿勢制御システム。
【請求項２３】前記第１および第２の力アクチュエータは、操縦制御信号
の受信に応答してそれぞれ第１および第２の力を選択的に生成する請求項２１記
載の姿勢制御システム。
【請求項２４】さらに、コンピュータ上で実行する宇宙船操縦ソフトウェ
アを含み、前記コンピュータはジャイロセンサパッケージと通信し、前記操縦制
御信号を発生する請求項２３記載の姿勢制御システム。
【請求項２５】前記質量は記憶セクションを含んでいる請求項１記載の姿
勢制御システム。
【請求項２６】前記質量は、前記宇宙船の慣性モーメントと同程度の慣性
モーメントを有している請求項２５記載の姿勢制御システム。
【請求項２７】前記宇宙船は人工衛星である請求項２６記載の姿勢制御シ
ステム。
【請求項２８】前記人工衛星はバスセクションおよびペイロードセクショ
ンを含んでいる請求項２７記載の姿勢制御システム。
【請求項２９】前記質量は前記バスセクションを含んでいる請求項２８記
載の姿勢制御システム。
【請求項３０】宇宙船の慣性モーメントと同程度の慣性モーメントを有す
る質量と、前記宇宙船の全モーメントがほぼゼロになるように前記質量を選択的に回転さ
せる第１の手段と、宇宙船の内力を与えることにより前記宇宙船を方向付ける第２の手段とを具備
している宇宙船の方位を調節するシステム。
【請求項３１】宇宙船の慣性モーメントと同程度の慣性モーメントを有す
る質量と、前記宇宙船の全運動量がほぼゼロになるように前記質量を選択的に回転させる
第１の制御ループと、宇宙船の内力を与えることにより前記宇宙船を方向付ける第２の制御ループと
を具備している宇宙船の方位を調節するシステム。
【請求項３２】ペイロードと、衛星制御ソフトウェアを実行するコンピュータと、制御信号を受信し、前記制御信号を前記コンピュータに供給するアンテナとを
具備し、前記コンピュータが第１および第２の出力制御信号を供給し、さらに、前記第１の出力制御信号により制御される逆回転するＢａｐｔａ機構
によって前記宇宙船の運動量を消去する第１の手段と、前記第２の出力制御信号に応答して宇宙船の内力を与えることにより前記宇宙
船を方向付ける第２の手段とを具備している経済的で軽量な衛星。
【請求項３３】前記第１の手段は、前記コンピュータ上で実行される制御
ソフトウェアによる前記第１の出力制御信号の構成を容易にするために第１のフ
ィードバック入力を前記コンピュータに供給する手段を含んでいる請求項３２記
載の衛星。
【請求項３４】前記第２の手段は、前記コンピュータ上で実行される制御
ソフトウェアによる前記第２の出力制御信号の構成を容易にするために第２のフ
ィードバック入力を前記コンピュータに供給する手段を含んでいる請求項３２記
載の衛星。
【請求項３５】宇宙船の全運動量を消去するのに十分な速度において宇宙
船の質量の慣性モーメントと同程度の慣性モーメントを有する質量を選択的に回
転させ、宇宙船の内力を与えることにより前記宇宙船の方位を設定するステップを含ん
でいる宇宙船の方位の調節方法。