JP2004090796A - 飛翔体の姿勢変更制御装置及び姿勢変更制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】高速且つ高精度な姿勢制御が可能であり、特定の方向の制御トルクを継続的に発生させることができる飛翔体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】人工衛星に搭載された姿勢変更制御装置２４において、人工衛星姿勢ダイナミクス１１に制御トルクを印加するアクチュエータとしてＲＷシステム９及びＣＭＧシステム１０を設ける。ＲＷシステム９には回転軸の方向が相互に異なる４台のリアクションホイールを設け、ＣＭＧシステム１０にはジンバル軸の方向が相互に等しい２台のコントロールモーメントジャイロを設ける。
【選択図】　図１

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛翔体に搭載したリアクションホイール（ＲＷ）及びコントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）によりこの飛翔体の姿勢角を高速かつ高精度に変更する飛翔体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】
従来の人工衛星の姿勢角を制御する技術として、例えば特許第１９７６９６０号に開示された技術がある。図１３はこの特許第１９７６９６０号に開示されている従来の人工衛星の三軸姿勢制御装置を示すブロック図であり、図１４は、この従来の三軸姿勢制御装置を示す斜視図である。図１３に示すように、この従来の人工衛星の三軸姿勢制御装置１００は、姿勢角センサ１０１、姿勢決定回路１０２、制御回路１０３、ジンバルａ駆動回路１０４、ジンバルｂ駆動回路１０５、モーメンタムホイール（ＭＷ）駆動回路１０６、ジンバルａ１０７、ジンバルｂ１０８、及びモーメンタムホイール（ＭＷ）１０９から構成されている。なお、ジンバルａ１０７及びジンバルｂ１０８は、コントロールモーメントジャイロと等価なトルク発生装置である。また、図１３に示す人工衛星ダイナミクス１１０は、この三軸姿勢制御装置１００が搭載された人工衛星の動特性を表している。
【０００３】
図１４に示すように、ジンバルａ１０７にはロータ１１１が設けられており、ジンバルｂ１０８にはロータ１１２が設けられており、ＭＷ１０９にはロータ１１３が設けられている。ベクトル〈ｈ_１１１〉はロータ１１１の角運動量ベクトルを表し、ａはジンバルａ１０７の回転角を示し、ベクトル〈ａ’〉はジンバルａ１０７のジンバル回転角速度ベクトルを表し、ベクトル〈ｈ_１１２〉はロータ１１２の角運動量ベクトルを表し、ｂはジンバルｂ１０８の回転角を示し、ベクトル〈ｂ’〉はジンバルｂ１０８のジンバル回転角速度ベクトルを表す。また、ベクトル〈ｈ_１１３〉はＭＷ１０９のロータ１１３の角運動量ベクトルを表す。なお、本明細書において、〈　〉付きの符号はベクトル量を表すものとする。また、符号ａ’及びｂ’は夫々ａ及びｂの時間微分値を表すものとする。
【０００４】
そして、図１４に示すように、人工衛星内に固定されたＸＹＺ直交座標系において、シンバルａ１０７のジンバル回転軸はＹ軸に平行に設けられ、ロータ１１１の角運動量ベクトル〈ｈ_１１１〉は、初期状態においてはＺ軸と平行になっている。また、ジンバルｂ１０８のジンバル回転軸はＸ軸に平行に設けられ、ロータ１１２の角運動量ベクトル〈ｈ_１１２〉は、初期状態においてはＺ軸と平行になっている。更に、ＭＷ１０９の角運動量ベクトル〈ｈ_１１３〉はＺ軸に平行に設けられている。このように、三軸姿勢制御装置１００は、１個のモーメンタムホイール（ＭＷ）と２組のＣＭＧと等価なジンバル駆動アクチュエータによって人工衛星の姿勢制御を行っている。
【０００５】
図１３に示すように、三軸姿勢制御装置１００においては、姿勢角センサ１０１が人工衛星ダイナミクス１１０の姿勢角を検出し、その検出結果を姿勢決定回路１０２に対して出力する。次に、姿勢決定回路１０２が、この姿勢角の情報により人工衛星の姿勢を示す信号を生成し、制御回路１０３に対して出力する。次に、制御回路１０３がジンバルａ１０７、ジンバルｂ１０８及びＭＷ１０９を制御する制御信号を生成して出力し、ジンバルａ駆動回路１０４、ジンバルｂ駆動回路１０５、ＭＷ駆動回路１０６が、夫々この制御信号に基づいて、ジンバルａ１０７、ジンバルｂ１０８、ＭＷ１０９を駆動する。
【０００６】
このとき、図１４に示すように、ジンバルａ１０７のロータ１１１の回転軸をジンバル軸回りに回転させることにより、Ｘ軸回りの制御トルクベクトル〈Ｔ_ｘ〉を発生することができ、ジンバルｂ１０８のロータ１１２の回転軸をジンバル軸回りに回転させることにより、Ｙ軸回りの制御トルクベクトル〈Ｔ_ｙ〉を発生することができる。また、ＭＷ１０９を回転させることにより、Ｚ軸回りの制御トルクベクトル〈Ｔ_ｚ〉を発生させることができる。なお、制御トルクベクトル〈Ｔ_ｘ〉及び〈Ｔ_ｙ〉をベクトル式により記述すると、夫々下記数式１及び２のようになる。このようにして、ジンバルａ１０７、ジンバルｂ１０８及びＭＷ１０９が発生する制御トルクによって人工衛星ダイナミクス１１０を制御する。
【０００７】
【数１】

【０００８】
【数２】

【０００９】
このように、特許第１９７６９６０号に記載された従来の三軸姿勢制御装置では、Ｘ軸回り及びＹ軸回りの姿勢制御にＣＭＧと等価なジンバル機構を使用する点に特徴があり、Ｚ軸回りの姿勢制御に使用している通常のＭＷと比べ、大きな制御トルクを発生させることが可能となる。
【００１０】
【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。ジンバル機構はモーメントホイールと比較して大きな制御トルクを発生することができるため、姿勢角変更を高速に行うことが可能となるが、その反面、ジンバル回転角速度の制御分解能の制約により姿勢角の精密な制御が困難となる。従って、特許第１９７６９６０号に記載された従来の三軸姿勢制御装置においては、Ｘ軸回り及びＹ軸回りの姿勢角の精密な制御が困難である。
【００１１】
また、前述の特許第１９７６９６０号に記載された三軸姿勢制御装置においては、Ｘ軸回りの制御トルクベクトル〈Ｔ_ｘ〉を発生させるために、ジンバルａ１１７のロータ１１１の回転軸をジンバル軸回りに一方向に回転させると、この回転に伴って、ロータ１１１の角運動量ベクトル〈ｈ_１１１〉の方向が変動してしまうため、上記数式１の関係により、制御トルクベクトル〈Ｔ_ｘ〉の方向も変化してしまう。このため、Ｘ軸回りの制御トルクを継続的に発生することが困難である。同様に、ジンバルｂ１１８のロータ１１２の回転軸をジンバル軸回りに一方向に回転させると、ロータ１１２の角運動量ベクトル〈ｈ_１１２〉の方向が変動し、制御トルクベクトル〈Ｔ_ｙ〉の方向も変化してしまう。従って、Ｙ軸回りの制御トルクを継続的に発生することも困難である。このため、制御トルクを自由に発生することができないという問題点がある。
【００１２】
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制御が可能であり、特定の方向の制御トルクを継続的に発生させることができる飛翔体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。
【００１３】
【課題を解決するための手段】
本発明に係る飛翔体の姿勢変更制御装置は、飛翔体に搭載されこの飛翔体の姿勢変更を制御する飛翔体の姿勢変更制御装置において、回転軸の方向が相互に異なる３台以上のリアクションホイールと、２台以上のコントロールモーメントジャイロと、を有し、この２台以上のコントロールモーメントジャイロのうち、少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロのジンバル回転軸の方向が相互に一致しており、この２台のコントロールモーメントジャイロは各ロータの回転軸を相互に反対の方向に回動させて駆動されることを特徴とする。
【００１４】
本発明においては、回転軸の方向が相互に異なる３台以上のリアクションホイールを有することにより、飛翔体の高精度な姿勢制御が可能となる。また、２台以上のコントロールモーメントジャイロを有することにより、飛翔体の高速な姿勢制御が可能となる。また、ジンバル軸の方向が相互に等しい２台のコントロールモーメントジャイロを設け、夫々のロータの回転軸を相互に反対の方向に回動させることにより、これらのコントロールモーメントジャイロが発生する制御トルクのうち、所望の方向以外の方向の成分を互いに打ち消し合わせることができ、一定の方向の制御トルクを継続的に発生させることができる。
【００１５】
また、前記リアクションホイールの台数が４台以上であってもよい。これにより、１台のリアクションホイールが故障しても、残りの３台以上のリアクションホイールにより３軸制御を行うことができる。
【００１６】
更に、本発明に係る飛翔体の姿勢変更制御装置は、前記飛翔体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及び姿勢変更後の目標姿勢に基づいて、姿勢変更を行うために前記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に発生させるトルクを算出する算出手段と、この算出手段の算出結果に基づいて前記リアクションホイールの駆動を制御するリアクションホイール駆動制御手段と、前記算出結果に基づいて前記コントロールモーメントジャイロの駆動を制御するコントロールモーメントジャイロ駆動制御手段と、を有することが好ましい。
【００１７】
更にまた、前記検出手段が単位時間毎に前記姿勢角及び姿勢角速度を検出するものであり、前記算出手段が、前記姿勢変更後の目標姿勢に基づいて前記姿勢変更における姿勢変更回転軸及び前記飛翔体に対して設定された直交座標系の各軸回りの姿勢変更角度を算出すると共に姿勢変更時間を設定する目標姿勢設定部と、前記姿勢変更回転軸、姿勢変更角度及び姿勢変更時間に基づいて前記姿勢変更における角加速度を算出し、前記姿勢変更における姿勢角プロファイルを生成する最小時間プロファイル生成部と、前記姿勢角プロファイルに基づいて前記単位時間毎の目標姿勢を示す目標姿勢オイラーパラメータを算出する目標オイラーパラメータ逐次算出部と、前記単位時間毎に検出された姿勢角速度の検出結果に基づいて前記飛翔体の現在の姿勢を示す現在姿勢オイラーパラメータを算出する現在姿勢オイラーパラメータ算出部と、前記目標姿勢オイラーパラメータ及び現在姿勢オイラーパラメータに基づいて両者の差を示す姿勢誤差オイラーパラメータを算出する姿勢誤差算出部と、前記直交座標系における各軸回りの回転角を示す姿勢誤差ベクトルを前記姿勢誤差オイラーパラメータに基づいて算出する３軸制御用姿勢誤差ベクトル算出部と、前記姿勢誤差ベクトルに基づいて前記リアクションホイールに発生させるトルクを算出するリアクションホイール制御則演算部と、前記姿勢誤差ベクトルに基づいて前記コントロールモーメントジャイロに発生させるトルクを算出するコントロールモーメントジャイロ制御則演算部と、を有していてもよい。
【００１８】
又は、前記検出手段が単位時間毎に前記姿勢角及び姿勢角速度を検出するものであり、前記算出手段が、前記姿勢変更後の目標姿勢に基づいて前記姿勢変更における姿勢変更回転軸及びこの姿勢変更回転軸回りの姿勢変更角度を算出し姿勢変更時間及び目標姿勢を示す目標姿勢オイラーパラメータを設定する目標姿勢オイラーパラメータ設定部と、前記単位時間毎に検出された姿勢角速度の検出結果に基づいて前記飛翔体の現在の姿勢を示す現在姿勢オイラーパラメータを算出する現在姿勢オイラーパラメータ算出部と、前記目標姿勢オイラーパラメータ及び現在姿勢オイラーパラメータに基づいて両者の差を示す姿勢誤差オイラーパラメータを算出する姿勢誤差算出部と、前記姿勢誤差オイラーパラメータに基づいて次の前記単位時間に実行する姿勢変更の回転軸及びこの回転軸回りの回転角である姿勢誤差角を算出する姿勢誤差算出部と、前記姿勢誤差角に基づいて前記姿勢変更に要するトルクを算出する制御トルク算出部と、前記算出されたトルクを前記飛翔体に対して設定された直交座標系における３軸ベクトルに変換して前記リアクションホイールに発生させるトルク及び前記コントロールモーメントジャイロに発生させるトルクを算出する３軸制御トルク生成部と、を有していてもよい。
【００１９】
本発明に係る飛翔体の姿勢変更制御方法は、回転軸の方向が相互に異なる３台以上のリアクションホイールを夫々駆動させ、ジンバル回転軸の方向が相互に一致している２台以上のコントロールモーメントジャイロを各ロータの回転軸を相互に反対の方向に回動させることにより、トルクを発生させる工程を有することを特徴とする。
【００２０】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施形態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の実施形態について説明する。図１は、本実施形態に係る人工衛星の姿勢変更制御装置を示すブロック図であり、図２は、図１に示す姿勢変更プロファイル演算部４の構成を示すブロック図であり、図３は、この姿勢変更制御装置におけるＲＷシステム９を示す斜視図であり、図４は、この姿勢変更制御装置におけるＣＭＧシステム１０を示す斜視図である。なお、図１に示す人工衛星姿勢ダイナミクス１１は、本実施形態の姿勢変更制御装置２４が搭載された人工衛星の姿勢動特性を表している。また、図１及び以下の説明において、「ＲＷ」はリアクションホイール、「ＣＭＧ」はコントロールモーメントジャイロを意味する。
【００２１】
図１に示すように、この姿勢変更制御装置２４には、姿勢角検出器１、姿勢角速度検出器２、姿勢角／姿勢角速度決定部３、姿勢変更プロファイル演算部４、ＲＷ制御則演算部５、ＣＭＧ制御則演算部６、ＲＷ駆動回路７、ＣＭＧ駆動回路８、ＲＷシステム９、ＣＭＧシステム１０及び目標姿勢生成部１２が設けられている。姿勢変更制御装置２４は例えば人工衛星に搭載されている。
【００２２】
姿勢角検出器１は、人工衛星の姿勢角を検出し、姿勢角検出信号１３を生成して姿勢角／姿勢角速度決定部３に対して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。また、姿勢角速度検出器２は、人工衛星の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号１４を生成して姿勢角／姿勢角速度決定部３に対して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。
【００２３】
姿勢角／姿勢角速度決定部３は、姿勢角検出信号１３及び姿勢角速度検出信号１４に基づいて現在の人工衛星の姿勢角及び姿勢角速度を算出し、姿勢角決定信号１５及び姿勢角速度決定信号１６を生成して姿勢変更プロファイル演算部４に対して出力するものである。目標姿勢生成部１２は人工衛星の姿勢変更後の目標姿勢から、目標姿勢角テレメトリデータ１７を生成し、姿勢変更プロファイル演算部４に対して出力するものである。
【００２４】
姿勢変更プロファイル演算部４は、フィードフォワード的な最小時間制御手法に基づいて、人工衛星の姿勢を最小時間で現在値から目標値へ変更するための姿勢変更プロファイルを生成し、そのプロファイルに基づき姿勢変更制御指令信号１８を生成し、ＲＷ制御則演算部５及びＣＭＧ制御則演算部６に対して出力するものである。以下、姿勢変更プロファイル演算部４の構成をより詳細に説明する。
【００２５】
図２に示すように、姿勢変更プロファイル演算部４においては、目標姿勢設定部３０、最小時間プロファイル生成部３１、現在姿勢オイラーパラメータ算出部３２、目標オイラーパラメータ逐次算出部３３、姿勢誤差算出部３４及び３軸制御用姿勢誤差ベクトル導出部３５が設けられている。目標姿勢設定部３０は、入力された目標姿勢角テレメトリデータ１７に基づいて、姿勢変更回転軸ベクトルとなるオイラー軸ベクトル〈ｎ〉及び衛星座標系の各成分における前記姿勢変更回転軸回りの姿勢変更角度θ_ｍを算出すると共に、姿勢変更時間ｔ_ｍを設定し、最小時間プロファイル生成部３１に対して出力するものである。最小時間プロファイル生成部３１は、オイラー軸ベクトル〈ｎ〉、姿勢変更角度θ_ｍ、姿勢変更時間ｔ_ｍに基づいて、姿勢変更角加速度ベクトル〈α_ｍ〉を導出し、目標オイラーパラメータ逐次算出部３３に対して出力するものである。目標オイラーパラメータ逐次算出器３３は、サンプリング周期ごとの目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒｏｔ〉を算出し、姿勢誤差算出部３４に対して出力するものである。
【００２６】
現在姿勢オイラーパラメータ算出部３２は、入力された姿勢角速度決定信号１６に基づいて、人工衛星の現在姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉を更新するものである。姿勢誤差算出部３４は、目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒｏｔ〉と、現在の人工衛星の実際の姿勢角を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉との間の誤差ベクトル〈ｑ_ｅ〉を算出し、３軸制御用姿勢誤差ベクトル導出部３５に対して出力するものである。そして、３軸制御用姿勢誤差ベクトル導出部３５は、オイラーパラメータの誤差ベクトル〈ｑ_ｅ〉から、３軸の姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉を導出するものである。なお、３軸の姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉は衛星座標系における各座標軸回りの回転角（オイラー角）を示している。
【００２７】
図１に示すＲＷ制御則演算部５は、姿勢変更制御指令信号１８に基づいてＲＷ駆動指令信号１９を生成し、ＲＷ駆動回路７に対して出力するものである。ＣＭＧ制御則演算部６は、姿勢変更制御指令信号１８に基づいてＣＭＧ駆動指令信号２０を生成し、ＣＭＧ駆動回路８に対して出力するものである。なお、後述するように、姿勢変更プロファイル演算部４、ＲＷ制御則演算部５及びＣＭＧ制御則演算部６が行う演算は、簡単な比較演算及び四則演算であるため、姿勢変更プロファイル演算部４、ＲＷ制御則演算部５及びＣＭＧ制御則演算部６は、デジタル回路からなるハードウエア又はソフトウエアがプログラムされた集積回路によって容易に実現することができる。
【００２８】
ＲＷ駆動回路７は、ＲＷ駆動指令信号１９に基づいてＲＷシステム９を駆動させるＲＷ駆動信号２１を生成し、ＲＷシステム９に対して出力するものである。ＣＭＧ駆動回路８は、ＣＭＧ駆動指令信号２０に基づいてＣＭＧシステム１０を駆動させるＣＭＧ駆動信号２２を生成し、ＣＭＧシステム１０に対して出力するものである。
【００２９】
図３に示すように、ＲＷシステム９には、３台以上、例えば４台のリアクションホイールｒ１乃至ｒ４が設けられている。人工衛星の内部に設定したＸＹＺ直交座標系（以下、衛星座標系という）において、リアクションホイールｒ１乃至ｒ４の角運動量ベクトル〈ｈ_ｒ１〉乃至〈ｈ_ｒ４〉は、いずれもＸＹ平面から＋Ｚ方向に角度γだけ傾斜している。また、リアクションホイールｒ１乃至ｒ４をＸＹ平面に投影すると、リアクションホイールｒ１乃至ｒ４は夫々第１乃至第４象限に配置されており、角運動量ベクトル〈ｈ_ｒ１〉乃至〈ｈ_ｒ４〉がＸＹ平面上に投影されたベクトルと、Ｘ軸とのなす角度はいずれもαである。そして、このリアクションホイールｒ１乃至ｒ４が回転することにより制御トルクを発生し、人工衛星姿勢ダイナミクス１１に印加する。なお、リアクションホイールｒ１乃至ｒ４の１台当たりの制御トルクの出力は、例えば現在実用化されているものとしては０．１乃至２Ｎｍ程度である。
【００３０】
また、図４に示すように、ＣＭＧシステム１０には、２台以上、例えば２台のＣＭＧ（コントロールモーメントジャイロ）５１及び５４が設けられている。ＣＭＧ５１にはロータ５２が設けられている。そして、前述の人工衛星の内部に設定されたＸＹＺ直交座標系（衛星座標系）において、ＣＭＧ５１のジンバル軸５３は、ＸＺ平面内に配置され、Ｚ軸に対して角度βだけ傾斜しており、ジンバルの回転角をδ_１と表す。すると、ロータ５２の角運動量ベクトル〈ｈ_１〉は、ジンバル回転方向に対して常に直交することになる。そして、また、ＣＭＧ５４にはロータ５５が設けられている。そして、前記衛星座標系において、ＣＭＧ５４のジンバル軸５６は、ＸＺ平面内に配置され、Ｚ軸に対して角度βだけ傾斜しており、ジンバルの回転角をδ_２と表す。すると、ロータ５５の角運動量ベクトル〈ｈ_２〉は、ジンバル回転方向に対して常に直交することになる。なお、図４に示すジンバル回転角δ_１及びδ_２の時間微分値を大きさとするベクトル〈δ_１’〉及び〈δ_２’〉は、夫々ジンバル回転軸方向の回転角速度ベクトルを示している。ＣＭＧ５１及び５４は、ロータ５２及び５５の回転軸が夫々ジンバル軸５３及び５６回りに回転することにより制御トルクを発生し、人工衛星姿勢ダイナミクス１１に印加するものである。また、傾斜角βはオフセット角であり固定値である。更に、ＣＭＧ５１及び５４の１台当たりの制御トルクの出力は、例えば約６０Ｎｍである。
【００３１】
次に、本実施形態に係る姿勢変更制御装置の動作、即ち、本実施形態に係る姿勢変更制御方法について説明する。図５は本実施形態に係る姿勢変更制御方法を示すフローチャート図であり、図６は、図５に示すステップＳ５、即ち、本実施形態の姿勢変更制御装置における姿勢変更プロファイル演算部４の動作を詳細に示すフローチャートであり、図７（ａ）は横軸に時間をとり縦軸に飛翔体の姿勢角をとって、飛翔体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飛翔体の姿勢角速度をとって、飛翔体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飛翔体の姿勢角加速度をとって飛翔体の姿勢角加速度の変化を示すグラフ図である。
【００３２】
図１及び図５に示すように、先ず、図５のステップＳ１に示すように、姿勢角検出器１が一定のサンプリング時間間隔ごとに人工衛星の姿勢角を検出し、姿勢角検出信号１３を姿勢角／姿勢角速度決定部３に対して出力する。一方、ステップＳ２に示すように、姿勢角速度検出器２が一定のサンプリング時間間隔ごとに人工衛星の姿勢角速度を検出し、姿勢角速度検出信号１４を姿勢角／姿勢角速度決定部３に対して出力する。そして、ステップＳ３に示すように、姿勢角／姿勢角速度決定部３が現在の人工衛星の姿勢角及び姿勢角速度を算出し、姿勢角決定信号１５及び姿勢角速度決定信号１６を生成し、これらの信号を姿勢変更プロファイル演算部４に対して出力する。一方、ステップＳ４に示すように、目標姿勢生成部１２が、人工衛星の姿勢変更後の目標姿勢に基づいて、目標姿勢角テレメトリデータ１７を姿勢変更プロファイル演算部４に対して出力する。次に、ステップＳ５に示すように、姿勢変更プロファイル演算部４が、人工衛星の現在の姿勢角を示す姿勢角決定信号１５及び目標姿勢角を示す目標姿勢角テレメトリデータ１７に基づいて、実行する姿勢変更動作の指標となる姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉を算出する。そして、この姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉及び姿勢角速度決定信号１６を含む姿勢変更制御指令信号１８を、ＲＷ制御則演算部７及びＣＭＧ制御則演算部８（図１参照）に対して出力する。
【００３３】
以下、図２及び図６を参照して、このステップＳ５（図５参照）姿勢変更プロファイル演算部４の動作について詳細に説明する。図５に示すステップＳ５は、図６に示すステップＳ２１乃至Ｓ３１から構成されている。図６のステップＳ２１に示すように、姿勢変更プロファイル演算部４の目標姿勢設定部３０（図２参照）に目標姿勢角テレメトリデータ１７が入力される。目標姿勢設定部３０は、この目標姿勢角テレメトリデータ１７に基づいて、姿勢変更回転軸ベクトルとなるオイラー軸ベクトル〈ｎ〉及び姿勢変更角度θ_ｍを算出すると共に、姿勢変更時間ｔ_ｍを設定し、最小時間プロファイル生成部３１に対して出力する。
【００３４】
次に、図６のステップＳ２２に示すように、最小時間プロファイル生成部３１がオイラー軸ベクトル〈ｎ〉、姿勢変更角度θ_ｍ、姿勢変更時間ｔ_ｍに基づいて、姿勢変更角加速度ベクトル〈α_ｍ〉を導出する。以下、この導出方法について説明する。ある姿勢変更要求を、所定の姿勢変更時間ｔ_ｍにおいて効率よく実行するためには、図７（ｃ）に示すように、正の一定加速度α_ｍで衛星姿勢を加速後、大きさがこの正の一定化速度と等しく方向が逆である負の一定加速度（−α_ｍ）で減速すればよい。この場合、人工衛星の角度プロファイル及び角速度プロファイルは、夫々図７（ａ）及び（ｂ）に示すようになる。姿勢変更角度θ_ｍ及び姿勢変更時間ｔ_ｍが与えられれば、姿勢変更角加速度の大きさα_ｍを下記数式３により算出することができる。また、姿勢変更角加速度ベクトル〈α_ｍ〉の方向は、オイラー軸ベクトル〈ｎ〉により求めることができる。そして、算出された姿勢変更角加速度ベクトル〈α_ｍ〉に基づいて、人工衛星の角度、角速度、角加速度プロファイルを生成する。このようにして生成された人工衛星の角度、角速度、角加速度プロファイルは、夫々図７（ａ）乃至（ｃ）に示すようになる。
【００３５】
【数３】

【００３６】
次に、図６のステップＳ２３に示すように、目標オイラーパラメータ逐次算出器３３が、設定された姿勢変更時間ｔ_ｍと姿勢変更開始から経過した時間ｔとを比較し、ｔ＜ｔ_ｍ／２ならばステップＳ２４へ進み、ｔ≧ｔ_ｍ／２ならばステップＳ２５へ進む。ステップＳ２４においては、サンプリング時間間隔ｄｔ、姿勢変更角加速度α_ｍ及び前回サンプリング時に導出した姿勢変更角速度ω_ｓ（ｉ−１）に基づいて、下記数式４及び５により、サンプリング時間内に変化すべき微少姿勢変更角度δθ、及び次回のサンプリング時に使用する姿勢変更角速度ω_ｓ（ｉ）を算出する。その後、ステップＳ２８に進む。
【００３７】
【数４】

【００３８】
【数５】

【００３９】
一方、ステップＳ２５においては、設定された姿勢変更時間ｔ_ｍと姿勢変更開始から経過した時間ｔとを比較し、ｔ＜ｔ_ｍならばステップＳ２６へ進み、ｔ≧ｔ_ｍならばステップＳ２７へ進む。ステップＳ２６においては、下記数式６及び７に基づいて、サンプリング時間ｄｔ、姿勢変更角加速度α_ｍ及び前回サンプリング時に導出した姿勢変更角速度ω_ｓ（ｉ−１）から、サンプリング時間に変化すべき微少姿勢変更角度δθ、及び次回のサンプリング時に使用する姿勢変更角速度ω_ｓ（ｉ）を算出する。その後、ステップＳ２８に進む。
【００４０】
【数６】

【００４１】
【数７】

【００４２】
また、ステップＳ２７においては、微少姿勢変更角度δθ及び姿勢変更角速度ω_ｓ（ｉ）を０とした上で、サンプリング周期ごとの目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒｏｔ〉を、下記数式８のように一定値として設定し、姿勢誤差算出部３４に対して出力する。なお、下記数式８は、ベクトルの転置表現を使用して表記している。その後、ステップＳ３０に進む。
【００４３】
【数８】

【００４４】
図６に示すステップＳ２８においては、目標オイラーパラメータ逐次算出部３３が、オイラー軸ベクトル〈ｎ〉を下記数式９のように定義した上で、下記数式１０により、サンプリング周期ごとの目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒｏｔ〉を算出し、姿勢誤差算出部３４に対して出力する。その後、ステップＳ３０に進む。
【００４５】
【数９】

【００４６】
【数１０】

【００４７】
一方、前述のステップＳ２１乃至Ｓ２８に示す処理とは別に、ステップＳ２９において、現在姿勢オイラーパラメータ算出部３２が、入力された姿勢角速度決定信号１６に基づいて、人工衛星の現在姿勢を示すオイラーパラメータを更新する。以下、このオイラーパラメータの更新方法について説明する。人工衛星に対して固定したＸＹＺ直交座標系（衛星座標系）において、Ｘ軸回りの衛星角速度をω_１、Ｙ軸回りの衛星角速度をω_２、Ｚ軸回りの衛星角速度をω_３とする。即ち、人工衛星姿勢ダイナミクス１１の姿勢角速度ベクトル〈ω〉は、ベクトルの転置表現を使用して、下記数式１１のように表記できる。
【００４８】
【数１１】

【００４９】
また、オイラー軸ベクトル〈ｎ〉及びオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉を夫々下記数式１２及び１３のように表記すると、オイラーパラメータベクトル〈ｑ〉の成分ｑ_１、ｑ_２、ｑ_３、ｑ_４は、下記数式１４乃至１７のようになり、更に、下記数式１８が成立する。
【００５０】
【数１２】

【００５１】
【数１３】

【００５２】
【数１４】

【００５３】
【数１５】

【００５４】
【数１６】

【００５５】
【数１７】

【００５６】
【数１８】

【００５７】
更に、オイラーパラメータベクトル〈ｑ〉の微分値は、下記数式１９により与えられ、この数式１９を近似的に離散化した下記数式２０により、オイラーパラメータベクトル〈ｑ〉を更新する。なお、下記数式２０において、ΔＴは姿勢角速度のサンプリング時間間隔、〈ｑ（ｉ−１）〉は１回前のサンプリング時のオイラーパラメータベクトル、〈ｑ（ｉ）〉は今回のオイラーパラメータベクトル、〈ω（ｉ）〉は今回検出した姿勢角速度ベクトルを示す。なお、姿勢変更開始時のオイラーパラメータベクトル〈ｑ（０）〉は、姿勢角決定信号１５により求める。オイラーパラメータベクトル〈ｑ（ｉ）〉を求めた後、ステップＳ３０へ進む。
【００５８】
【数１９】

【００５９】
【数２０】

【００６０】
次に、ステップＳ３０に示すように、姿勢誤差算出部３４（図２参照）が、前述のステップＳ２１乃至Ｓ２８において求めたサンプリング周期ごとの目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒｏｔ〉と、前述のステップＳ２９において求めた現在の人工衛星の実際の姿勢角を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉との間の誤差ベクトル〈ｑ_ｅ〉を、下記数式２１に基づいて算出し、３軸制御用姿勢誤差ベクトル導出部３５（図２参照）に対して出力する。
【００６１】
【数２１】

【００６２】
次に、ステップＳ３１に示すように、３軸制御用姿勢誤差ベクトル導出部３５が、オイラーパラメータの誤差ベクトル〈ｑ_ｅ〉から、３軸の姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉を導出する。このとき、誤差ベクトル〈ｑ_ｅ〉はオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉と比較して微小であるため、下記数式２２に示す近似式を使用して、姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉を求めることができる。
【００６３】
【数２２】

【００６４】
そして、３軸制御用姿勢誤差ベクトル導出部３５は、上記数式２２により求めた姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉及び姿勢角速度決定信号１６を含む姿勢変更制御指令信号１８を生成し、ＲＷ制御則演算部５及びＣＭＧ制御則演算部６（図１参照）に対して出力する。これにより、図５に示すステップＳ５が終了する。
【００６５】
次に、図５のステップＳ６に示すように、ＲＷ制御則演算部５（図１参照）が、ＲＷシステム９に発生させる制御トルクを、姿勢変更制御指令信号１８により入力された姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉と姿勢角速度決定信号１６とから、例えば比例（Ｐ）・積分（Ｉ）・微分（Ｄ）制御（ＰＩＤ制御）等の制御ロジックにより算出する。そして、この算出した制御トルクに基づいてＲＷ駆動指令信号１９を生成し、ＲＷ駆動回路７に対して出力する。そして、ステップＳ７に示すように、ＲＷ駆動回路７が、ＲＷ駆動信号２１を生成し、ＲＷシステム９に対して出力する。これにより、ステップＳ８に示すように、ＲＷシステム９が駆動して制御トルクを発生し、この制御トルクを人工衛星姿勢ダイナミクス１１に印加する。この結果、人工衛星の姿勢を制御する。
【００６６】
このとき、４台のリアクションホイールが衛星座標系に図３に示すように配置されている場合、ＲＷシステム９全体の角運動量ベクトル〈ｈ_ＲＷ〉は下記数式２３によって与えられる。
【００６７】
【数２３】

【００６８】
このため、ＲＷシステム９によって発生する制御トルクベクトルは、上記数式２３を時間微分した下記数式２４によって与えられる。
【００６９】
【数２４】

【００７０】
上記数式２４に示すように、４台のリアクションホイールｒ１乃至ｒ４の角運動量ベクトル〈ｈ_ｒ１〉乃至〈ｈ_ｒ４〉の大きさを制御することにより、人工衛星の３軸制御を行うことができる。従って、ＲＷシステム９は、それだけでも人工衛星の３軸制御を実施することが可能である。
【００７１】
一方、図５のステップＳ９に示すように、ＣＭＧ制御則演算部６が、ＣＭＧシステム１０に発生させる制御トルクを、姿勢変更制御指令信号１８により入力された姿勢誤差ベクトル〈θ_ｅ〉と姿勢角速度決定信号１６とから、例えば比例（Ｐ）・積分（Ｉ）・微分（Ｄ）制御（ＰＩＤ制御）等の制御ロジックにより算出する。そして、この算出された制御トルクに基づいてＣＭＧ駆動指令信号２０を生成し、ＣＭＧ駆動回路８に対して出力する。そして、ステップＳ１０に示すように、ＣＭＧ駆動回路８が、ＣＭＧ駆動信号２２を生成し、ＣＭＧシステム１０に対して出力する。これにより、ステップＳ１１に示すように、ＣＭＧシステム１０が駆動して制御トルクを発生し、この制御トルクを人工衛星姿勢ダイナミクス１１に印加する。この結果、ステップＳ１２に示すように、人工衛星の姿勢が変更される。
【００７２】
このとき、ＣＭＧ５１及びＣＭＧ５４の角運動量ベクトル〈ｈ_５１〉及び〈ｈ_５２〉は、夫々下記数式２５及び２６により表される。従って、ＣＭＧシステム１０全体の角運動量ベクトル〈ｈ_ＣＭＧ〉は、下記数式２７により与えられる。
【００７３】
【数２５】

【００７４】
【数２６】

【００７５】
【数２７】

【００７６】
従って、ＣＭＧシステム１０によって発生する制御トルクベクトルは、上記数式２７を時間微分した下記数式２８によって記述される。
【００７７】
【数２８】

【００７８】
上記数式２８より、ＣＭＧシステム１０が図４に示すように２台のコントロールモーメントジャイロを備える場合、各コントロールモーメントジャイロのジンバル角δ_１及びδ_２、並びに各ＣＭＧが持つ角運動量ｈ_１及びｈ_２を変化させることにより、３軸方向に制御トルクを発生することが可能となる。
【００７９】
姿勢変更動作の初期状態において、例えば、ＣＭＧシステム１０のロータ５２の角運動量ベクトル〈ｈ_１〉の方向を＋Ｙ方向とし、ロータ５５の角運動量ベクトル〈ｈ_２〉の方向を−Ｙ方向とし、ベクトル〈ｈ_１〉及び〈ｈ_２〉の大きさを相互に等しくする。そして、この状態から、ロータ５２及び５５の回転軸を、夫々ジンバル軸５３及び５５回りに、相互に等しいジンバル角速度で同じ方向に一定の角度まで回転させる。このとき、ＣＭＧ５１が発生する制御トルクと、ＣＭＧ５４が発生する制御トルクとが相殺され、ＣＭＧシステム１０全体としては制御トルクを発生しない。そして、ジンバル角が一定角度になったところで、ロータ５２及び５５の回転軸を、夫々ジンバル軸５３及び５５回りに、相互に等しい回転速度で反対の方向に回転させる。これにより、衛星座標系において、制御トルクの方向を一定としたまま、大きさのみを変化させることができる。また、同じ方向の制御トルクを継続的に発生させることができる。
【００８０】
このように、本実施形態においては、ＲＷシステム９が３軸方向について制御トルクを発生できるため、人工衛星の姿勢角を３軸の全ての方向について高精度に制御することができる。そして、ＣＭＧシステム１０が３軸方向について制御トルクを、方向を一定としたまま任意の大きさで継続的に発生できるため、人工衛星の姿勢角を３軸の全ての方向について高速に制御することができる。即ち、本実施形態に係る姿勢変更制御装置は、人工衛星の姿勢角を３軸の全ての方向について高速且つ高精度に制御することができる。
【００８１】
また、本実施形態の姿勢変更制御装置においては、リアクションホイール（ＲＷ）が４台設けられているため、仮に１台が故障しても、残りの３台で３軸を制御することができる。
【００８２】
なお、ＣＭＧシステム１０が３台以上のコントロールモーメントジャイロによって構成される場合でも、２台の場合と同様に、３軸方向の制御トルクを記述することができる。ＣＭＧシステム１０に搭載するコントロールモーメントジャイロの個数を増やせば、発生させる制御トルクを増加することができる。但し、コントロールモーメントジャイロは人工衛星全体の質量を特に増大させるため、実際には、ＣＭＧシステム１０に要求される制御トルクの大きさと許容される人工衛星全体の質量との関係から、搭載するコントロールモーメントジャイロの個数を決定する必要がある。
【００８３】
また、図４に示す角度βを０°とし、ジンバル軸をＺ軸と平行に設定すれば、上記数式２８より、ＣＭＧシステム１０はＸ軸回り及びＹ軸回りの制御トルクのみを発生できる。例えば、天体望遠鏡のプラットフォームとなる人工衛星等、高速に姿勢を変更する軸は１軸又は２軸のみでいい人工衛星については、角度βを０°とすることができる。更に、本実施形態に係る姿勢変更制御装置は、人工衛星以外に、ロケット又は航空機等にも搭載することができる。
【００８４】
なお、ＣＭＧの代わりにガスジェットスラスタを使用する方法も考えられるが、ガスジェットスラスタは非線形出力、即ち、ＯＮ−ＯＦＦ制御であるのに対し、ＣＭＧはその組み合わせにより任意の方向に線形的な制御トルク出力を得ることができる。このため、ＣＭＧを使用することにより、高精度な制御が可能となる。
【００８５】
次に、本第１の実施形態の変形例について説明する。図８は本変形例におけるリアクションホイールを示す斜視図である。本変形例に係る姿勢変更制御装置においては、３台のリアクションホイールｒ５乃至ｒ７が設けられている。各リアクションホイールｒ５乃至ｒ７が発生する角運動量ベクトル〈ｈ_ｒ５〉、〈ｈ_ｒ６〉及び〈ｈ_ｒ７〉の方向は、夫々Ｘ方向、Ｙ方向及びＺ方向となっている。このとき、ＲＷシステム９が発生する合計の制御トルクベクトルは、下記数式２９により与えられる。本変形例における上記以外の構成及び動作は、前述の第１の実施形態と同様である。
【００８６】
【数２９】

【００８７】
本変形例の姿勢変更制御装置は、前述の第１の実施形態と比較して、リアクションホイールの数が３台と少ないため、より軽量である。但し、リアクションホイールの冗長性を無くしているため、１台のリアクションホイールが故障すると、ＲＷシステムでは姿勢角を制御できない軸が発生してしまう。
【００８８】
次に、本発明の第２の実施形態について説明する。図９は本実施形態に係る姿勢変更制御装置を示すブロック図であり、図１０は図９に示す姿勢変更駆動指令生成部２５を示すブロック図である。図９に示すように、本実施形態に係る姿勢変更制御装置２６は、前述の第１の実施形態に係る姿勢変更制御装置２４（図１参照）と比較して、姿勢変更プロファイル演算部４、ＲＷ制御則演算部５及びＣＭＧ制御則演算部６の替わりに、姿勢変更駆動指令生成部２５が設けられている。姿勢変更駆動指令生成部２５は、現在の人工衛星の姿勢角を示す姿勢角決定信号１５、現在の人工衛星の姿勢角速度を示す姿勢角速度決定信号１６、目標姿勢角を示す目標姿勢角テレメトリデータ１７が入力され、フィードバック的な制御に基づいて、ＲＷ駆動指令信号１９及びＣＭＧ駆動指令信号２０を出力するものである。本実施形態の姿勢変更制御装置２６における上記以外の構成は、前述の第１の実施形態に係る姿勢変更制御装置２４と同様である。
【００８９】
また、図１０に示すように、姿勢変更駆動指令生成部２５においては、目標姿勢オイラーパラメータ設定部４０、現在姿勢オイラーパラメータ算出部４１、姿勢誤差オイラーパラメータ導出部４２、制御誤差算出部４３、制御トルク算出部４４及び３軸制御トルク生成部４５が設けられている。
【００９０】
目標姿勢オイラーパラメータ設定部４０は、目標姿勢角テレメトリデータ１７が入力されるようになっており、この目標姿勢角テレメトリデータ１７に基づいて、姿勢変更を１軸（オイラー軸）回りの回転とみなしたときの姿勢変更回転軸ベクトル（オイラー軸ベクトル）〈ｎ〉及びこの１軸の姿勢変更回転軸周りの姿勢変更角度θ_ｍを算出し、姿勢変更時間ｔ_ｍ及び目標姿勢のオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒ〉を設定して、姿勢誤差オイラーパラメータ導出部４２に対して出力するものである。現在姿勢オイラーパラメータ算出部４１は、姿勢角決定信号１５及び姿勢角速度決定信号１６が入力されるようになっており、この姿勢角速度決定信号１６に基づいて、現在姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉を更新し、姿勢誤差オイラーパラメータ導出部４２に対して出力するものである。
【００９１】
姿勢誤差オイラーパラメータ導出部４２は、現在姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉と目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒ〉との差である姿勢誤差を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｅ〉を算出し、制御誤差算出部４３に対して出力するものである。制御誤差算出部４３は、この姿勢誤差オイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｅ〉に基づいて、次のサンプリング間隔に実行する姿勢変更の回転軸ベクトル〈ｎ_ｅ〉及びこの回転軸回りの回転角である姿勢誤差角Φ_ｅを算出し、その結果を制御トルク算出部４４に対して出力するものである。制御トルク算出部４４は、姿勢誤差角Φ_ｅ及び姿勢角速度決定信号１６に基づいて、アクチュエータに発生させるべき制御トルクτを導出し、３軸制御トルク生成部４５に対して出力するものである。そして、３軸制御トルク生成部４５は、制御トルクτを３次元ベクトル〈τ_ｅ〉に変換し、ＲＷとＣＭＧとに発生させる制御トルクを分配して、ＲＷ駆動指令信号１９及びＣＭＧ駆動指令信号２０を生成し、夫々ＲＷ駆動回路７及びＣＭＧ駆動回路８に対して出力するものである。
【００９２】
次に、本実施形態に係る姿勢変更制御装置２６の動作、即ち、本実施形態に係る姿勢変更制御方法について説明する。図１１は本実施形態に係る姿勢変更制御方法を示すフローチャート図であり、図１２は図１１に示すステップＳ１３を詳細に示すブロック図である。図１１に示すステップＳ１乃至Ｓ４は、図５に示すステップＳ１乃至Ｓ４と同じである。図１１に示すように、ステップＳ１乃至Ｓ４を終了した後、ステップＳ１３を実施する。図１１に示すステップＳ１３は、図１２に示すステップＳ４１乃至Ｓ４６から構成されている。
【００９３】
図１２のステップＳ４１に示すように、目標姿勢オイラーパラメータ設定部４０に目標姿勢角テレメトリデータ１７が入力される。そして、目標姿勢オイラーパラメータ設定部４０がこの目標姿勢角テレメトリデータ１７に基づいて、姿勢変更を１軸（オイラー軸）回りの回転とみなして、姿勢変更回転軸ベクトル（オイラー軸ベクトル）〈ｎ〉及びこの姿勢変更回転軸回りの姿勢変更角度θ_ｍを算出する。そして、この姿勢変更回転軸ベクトル〈ｎ〉及び姿勢変更角度θ_ｍから導出される目標姿勢のオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒ〉及び姿勢変更時間ｔ_ｍを設定し、姿勢誤差オイラーパラメータ導出部４２に対して出力する。なお、目標姿勢のオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒ〉は、下記数式３０のように表される。
【００９４】
【数３０】

【００９５】
一方、ステップＳ４２に示すように、現在姿勢オイラーパラメータ算出部４１に姿勢角決定信号１５及び姿勢角速度決定信号１６が入力される。そして、現在姿勢オイラーパラメータ算出部４１が、姿勢角速度決定信号１６に基づいて、姿勢角速度ベクトル〈ω〉より現在姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉を、前記数式２０により更新し、姿勢誤差オイラーパラメータ導出部４２に対して出力する。
【００９６】
次に、ステップＳ４３に示すように、姿勢誤差オイラーパラメータ導出部４２が、現在姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ〉と目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｒ〉との誤差を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｅ〉を下記数式３１により導出する。そして、この姿勢誤差を示すオイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｅ〉を制御誤差算出部４３に対して出力する。
【００９７】
【数３１】

【００９８】
次に、ステップＳ４４に示すように、制御誤差算出部４３が下記数式３２及び３３により、姿勢誤差オイラーパラメータベクトル〈ｑ_ｅ〉から、次のダンプリング時間間隔に実行する姿勢変更の回転軸ベクトル〈ｎ_ｅ〉及びこの回転軸回りの姿勢誤差角Φ_ｅを算出する。そして、その結果を制御トルク算出部４４に対して出力する。
【００９９】
【数３２】

【０１００】
【数３３】

【０１０１】
次に、ステップＳ４５に示すように、制御トルク算出部４４が、例えば比例（Ｐ）・積分（Ｉ）・微分（Ｄ）制御（ＰＩＤ制御）等の制御ロジックにより、姿勢誤差角θ_ｅ及び姿勢角速度決定信号１６に基づいて、発生させるべき制御トルクτを導出する。そして、この制御トルクτを３軸制御トルク生成部４５に対して出力する。
【０１０２】
次に、ステップＳ４６に示すように、３軸制御トルク生成部４５が、ステップＳ３４において制御誤差算出器４３が算出した回転軸ベクトル〈ｎ_ｅ〉に基づいて、下記数式３４により、ステップＳ３５において導出した制御トルクτを３次元ベクトル〈τ_ｅ〉に変換する。即ち、オイラー軸回りの回転とみなした姿勢変更を、衛星座標系の３軸の回転に再変換する。そして、この３次元制御トルクベクトル〈τ_ｅ〉に基づいて、ＲＷとＣＭＧとに発生させる制御トルクを分配する。このとき、３軸制御トルク生成部４５は、ＲＷ及びＣＭＧが夫々出力できる制御トルクに基づいて、制御トルクの分配を行う。この分配結果に基づいて、３軸制御トルクを示すＲＷ駆動指令信号１９及びＣＭＧ駆動指令信号２０を生成し、夫々ＲＷ駆動回路７及びＣＭＧ駆動回路８に対して出力する。これにより、図１１に示すステップＳ１３が終了する。
【０１０３】
次に、図１１に示すステップＳ７及びＳ８並びにステップＳ１０及びＳ１１を実行する。図１１に示すステップＳ７、Ｓ８、Ｓ１０、Ｓ１１は、前述の第１の実施形態において図５に示すステップＳ７、Ｓ８、Ｓ１０、Ｓ１１と同じである。これにより、ステップＳ１２に示すように、人工衛星の姿勢が変更される。
【０１０４】
前述の第１の実施形態は、人工衛星の姿勢変更を衛星座標系の３軸の微小姿勢変更の総和とみなし、姿勢変更指令を衛星座標系の３軸の各成分に逐次分解しながら、ＲＷ及びＣＭＧに対して全く同一の姿勢変更指令信号を入力することで、２種類のアクチュエータを協調させて姿勢変更を実施するものである。また、フィードフォワード的に制御を行うものである。
【０１０５】
これに対して、本実施形態は、姿勢変更指令を３次元空間上に任意に設定できるオイラー軸回りの１軸回転とみなし、逐次このオイラー軸回りの回転角と目標姿勢とを比較しながら制御トルクを決定し、この制御トルクをＲＷに発生させる制御トルクとＣＭＧに発生させる制御トルクとに分配し、夫々を駆動するものである。また、フィードバック的に制御を行うものである。
【０１０６】
前述の第１の実施形態と本実施形態とを比較すると、第１の実施形態においては、３軸の微小姿勢変更の総和とみなし、サンプリング時点毎に近似式を用いて姿勢変更を実施するため、数値計算の観点から言えば、姿勢変更を１軸回りの回転とみなす第２実施形態と比較して、誤差が積算される可能性が高くなる。しかしながら、ＲＷ及びＣＭＧは、本来衛星座標系の３軸に対して制御トルクを発生させることを想定して人工衛星本体に設置されるため、制御はしやすくなる。即ち、第１の実施形態は、制御ロジックは複雑になるがアクチュエータの制御は容易である。これに対して、第２の実施形態は、実際にアクチュエータを制御するためには３軸の各軸についてアクチュエータ毎に制御トルクを分配する等のプロセスが必要となるが、制御ロジックは単純になる。本実施形態における上記以外の効果は、前述の第１の実施形態と同様である。
【０１０７】
【発明の効果】
以上詳述したように、本発明によれば、飛翔体の姿勢変更制御装置において、回転軸の方向が相互に異なる３台以上のリアクションホイールを設けることにより高精度な３軸姿勢制御が可能となり、２台以上のコントロールモーメントジャイロを設けることにより、大きな制御トルクが発生可能となり高速な制御を行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施形態に係る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２】図１に示す姿勢変更プロファイル演算部４の構成を示すブロック図である。
【図３】この姿勢変更制御装置におけるＲＷシステム９を示す斜視図である。
【図４】この姿勢変更制御装置におけるＣＭＧシステム１０を示す斜視図である。
【図５】本実施形態に係る姿勢変更制御方法を示すフローチャート図である。
【図６】図５に示すステップＳ５を詳細に示すフローチャートである。
【図７】（ａ）は横軸に時間をとり縦軸に飛翔体の姿勢角をとって、飛翔体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飛翔体の姿勢角速度をとって、飛翔体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飛翔体の姿勢角加速度をとって飛翔体の姿勢角加速度の変化を示すグラフ図である。
【図８】本実施形態の変形例におけるリアクションホイールを示す斜視図である。
【図９】本発明の第２の実施形態に係る姿勢変更制御装置を示すブロック図である。
【図１０】図９に示す姿勢変更駆動指令生成部２５を示すブロック図である。
【図１１】本実施形態に係る姿勢変更制御方法を示すフローチャート図である。
【図１２】図１１に示すステップＳ１３を詳細に示すブロック図である。
【図１３】特許第１９７６９６０号に開示されている従来の人工衛星の三軸姿勢制御装置を示すブロック図である。
【図１４】この従来の三軸姿勢制御装置を示す斜視図である。
【符号の説明】
１；姿勢角検出器
２；姿勢角速度検出器
３；姿勢角／姿勢角速度決定部
４；姿勢変更プロファイル演算部
５；ＲＷ制御則演算部
６；ＣＭＧ制御則演算部
７；ＲＷ駆動回路
８；ＣＭＧ駆動回路
９；ＲＷシステム
１０；ＣＭＧシステム
１１；人工衛星姿勢ダイナミクス
１２；目標姿勢生成部
１３；姿勢角検出信号
１４；姿勢角速度検出信号
１５；姿勢角決定信号
１６；姿勢角速度決定信号
１７；目標姿勢角テレメトリデータ
１８；姿勢変更制御指令信号
１９；ＲＷ駆動指令信号
２０；ＣＭＧ駆動指令信号
２１；ＲＷ駆動信号
２２；ＣＭＧ駆動信号
２４；姿勢変更制御装置
２５；姿勢変更駆動指令生成部
２６；姿勢変更制御装置
３０；目標姿勢設定部
３１；最小時間プロファイル生成部
３２；現在姿勢オイラーパラメータ算出部
３３；目標オイラーパラメータ逐次算出部
３４；姿勢誤差算出部
３５；３軸制御用姿勢誤差ベクトル導出部
４０；目標オイラーパラメータ設定部
４１；現在姿勢オイラーパラメータ算出部
４２；姿勢誤差オイラーパラメータ導出部
４３；制御誤差算出部
４４；制御トルク算出部
４５；３軸制御トルク生成部
５１、５４；コントロールモーメントジャイロ（ＣＭＧ）
５２、５５；ロータ
５３、５６；ジンバル軸
１００；三軸姿勢制御装置
１０１；姿勢角センサ
１０２；姿勢決定回路
１０３；制御回路
１０４；ジンバルａ駆動回路
１０５；ジンバルｂ駆動回路
１０６；ＭＷ駆動回路
１０７；ジンバルａ
１０８；ジンバルｂ
１０９；モーメンタムホイール（ＭＷ）
１１０；人工衛星ダイナミクス
１１１、１１２、１１３；ロータ
ａ；ジンバルａ１０７のジンバル回転角
ｂ；ジンバルｂ１０８のジンバル回転角
ｒ１乃至ｒ７；リアクションホイール（ＲＷ）
ｔ_ｍ；姿勢変更時間
α、β、γ；角度
δ_１、δ_２；ジンバル回転角
θ_ｍ；姿勢変更角度
Φ_ｅ；姿勢誤差角
τ；制御トルク
〈ａ’〉；ジンバルａ１０７のジンバル回転角速度ベクトル
〈ｂ’〉；ジンバルｂ１０８のジンバル回転角速度ベクトル
〈ｈ_ｒ１〉乃至〈ｈ_ｒ７〉、〈ｈ_１〉、〈ｈ_２〉、〈ｈ_１１１〉乃至〈ｈ_１１３〉；角運動量ベクトル
〈ｎ〉；オイラー軸ベクトル
〈ｎ_ｅ〉；回転軸ベクトル
〈ｑ_ｒｏｔ〉、〈ｑ_ｒ〉；目標姿勢を示すオイラーパラメータベクトル
〈ｑ〉；実際の姿勢角を示すオイラーパラメータベクトル
〈ｑ_ｅ〉誤差ベクトル
〈Ｔ_ｘ〉、〈Ｔ_ｙ〉、〈Ｔ_ｚ〉；制御トルクベクトル
〈α_ｍ〉；姿勢変更角加速度ベクトル
〈δ_１’〉、〈δ_２’〉；ジンバル回転角速度ベクトル
〈θ_ｅ〉姿勢誤差ベクトル
〈τ_ｅ〉；制御トルクτの３次元ベクトル
〈ω〉；姿勢角速度ベクトル

Claims (13)

1. 飛翔体に搭載されこの飛翔体の姿勢変更を制御する飛翔体の姿勢変更制御装置において、回転軸の方向が相互に異なる３台以上のリアクションホイールと、２台以上のコントロールモーメントジャイロと、を有し、この２台以上のコントロールモーメントジャイロのうち、少なくとも２台のコントロールモーメントジャイロのジンバル回転軸の方向が相互に一致しており、この２台のコントロールモーメントジャイロは各ロータの回転軸を相互に反対の方向に回動させて駆動されることを特徴とする飛翔体の姿勢変更制御装置。
2. 前記リアクションホイールの台数が４台以上であることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体の姿勢変更制御装置。
3. 前記飛翔体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及び姿勢変更後の目標姿勢に基づいて、姿勢変更を行うために前記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に発生させるトルクを算出する算出手段と、この算出手段の算出結果に基づいて前記リアクションホイールの駆動を制御するリアクションホイール駆動制御手段と、前記算出結果に基づいて前記コントロールモーメントジャイロの駆動を制御するコントロールモーメントジャイロ駆動制御手段と、を有することを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔体の姿勢変更制御装置。
4. 前記検出手段が単位時間毎に前記姿勢角及び姿勢角速度を検出するものであり、前記算出手段が、前記姿勢変更後の目標姿勢に基づいて前記姿勢変更における姿勢変更回転軸及び前記飛翔体に対して設定された直交座標系の各軸回りの姿勢変更角度を算出すると共に姿勢変更時間を設定する目標姿勢設定部と、前記姿勢変更回転軸、姿勢変更角度及び姿勢変更時間に基づいて前記姿勢変更における角加速度を算出し、前記姿勢変更における姿勢角プロファイルを生成する最小時間プロファイル生成部と、前記姿勢角プロファイルに基づいて前記単位時間毎の目標姿勢を示す目標姿勢オイラーパラメータを算出する目標オイラーパラメータ逐次算出部と、前記単位時間毎に検出された姿勢角速度の検出結果に基づいて前記飛翔体の現在の姿勢を示す現在姿勢オイラーパラメータを算出する現在姿勢オイラーパラメータ算出部と、前記目標姿勢オイラーパラメータ及び現在姿勢オイラーパラメータに基づいて両者の差を示す姿勢誤差オイラーパラメータを算出する姿勢誤差算出部と、前記直交座標系における各軸回りの回転角を示す姿勢誤差ベクトルを前記姿勢誤差オイラーパラメータに基づいて算出する３軸制御用姿勢誤差ベクトル算出部と、前記姿勢誤差ベクトルに基づいて前記リアクションホイールに発生させるトルクを算出するリアクションホイール制御則演算部と、前記姿勢誤差ベクトルに基づいて前記コントロールモーメントジャイロに発生させるトルクを算出するコントロールモーメントジャイロ制御則演算部と、を有することを特徴とする請求項３に記載の飛翔体の姿勢変更制御装置。
5. 前記検出手段が単位時間毎に前記姿勢角及び姿勢角速度を検出するものであり、前記算出手段が、前記姿勢変更後の目標姿勢に基づいて前記姿勢変更における姿勢変更回転軸及びこの姿勢変更回転軸回りの姿勢変更角度を算出し姿勢変更時間及び目標姿勢オイラーパラメータを設定する目標姿勢オイラーパラメータ設定部と、前記単位時間毎に検出された姿勢角速度の検出結果に基づいて前記飛翔体の現在の姿勢を示す現在姿勢オイラーパラメータを算出する現在姿勢オイラーパラメータ算出部と、前記目標姿勢オイラーパラメータ及び現在姿勢オイラーパラメータに基づいて両者の差を示す姿勢誤差オイラーパラメータを算出する姿勢誤差算出部と、前記姿勢誤差オイラーパラメータに基づいて次の前記単位時間に実行する姿勢変更の回転軸及びこの回転軸回りの回転角である姿勢誤差角を算出する姿勢誤差算出部と、前記姿勢誤差角に基づいて前記姿勢変更に要するトルクを算出する制御トルク算出部と、前記算出されたトルクを前記飛翔体に対して設定された直交座標系における３軸ベクトルに変換して前記リアクションホイールに発生させるトルク及び前記コントロールモーメントジャイロに発生させるトルクを算出する３軸制御トルク生成部と、を有することを特徴とする請求項３に記載の飛翔体の姿勢変更制御装置。
6. 前記飛翔体が人工衛星であることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項に記載の飛翔体の姿勢変更制御装置。
7. 回転軸の方向が相互に異なる３台以上のリアクションホイールを夫々駆動させ、ジンバル回転軸の方向が相互に一致している２台以上のコントロールモーメントジャイロを各ロータの回転軸を相互に反対の方向に回動させることにより、トルクを発生させる工程を有することを特徴とする飛翔体の姿勢変更制御方法。
8. 前記トルクを発生させる工程は、前記コントロールモーメントジャイロを駆動させる工程と、前記リアクションホイールを駆動させる工程と、を有することを特徴とする請求項７に記載の飛翔体の姿勢変更制御方法。
9. 前記トルクを発生させる工程は、前記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双方を同時に駆動させる工程を有することを特徴とする請求項７に記載の飛翔体の姿勢変更制御方法。
10. 前記飛翔体の現在の姿勢角及び姿勢角速度を検出する検出工程と、前記検出された姿勢角及び姿勢角速度並びに姿勢変更後の目標姿勢に基づいて、姿勢変更を行うために前記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に発生させるトルクを算出する算出工程と、を有し、前記トルクを発生させる工程において、前記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を、前記算出されたトルクに基づいて制御することを特徴とする請求項７乃至９のいずれか１項に記載の飛翔体の姿勢変更制御方法。
11. 前記算出工程が、前記姿勢変更後の目標姿勢に基づいて前記姿勢変更における姿勢変更回転軸及び前記飛翔体に対して設定された直交座標系の各軸回りの姿勢変更角度を算出すると共に姿勢変更時間を設定する工程と、前記姿勢変更回転軸、姿勢変更角度及び姿勢変更時間に基づいて前記姿勢変更における角加速度を算出し、前記姿勢変更における姿勢角プロファイルを生成する工程と、前記姿勢角プロファイルに基づいて目標姿勢を示す目標姿勢オイラーパラメータを算出する工程と、前記姿勢角速度の検出結果に基づいて前記飛翔体の現在の姿勢を示す現在姿勢オイラーパラメータを算出する工程と、前記目標姿勢オイラーパラメータ及び現在姿勢オイラーパラメータに基づいて両者の差を示す姿勢誤差オイラーパラメータを算出する工程と、前記姿勢誤差オイラーパラメータに基づいて前記直交座標系における各軸回りの回転角を示す姿勢誤差ベクトルを算出する工程と、前記姿勢誤差ベクトルに基づいて前記リアクションホイールに発生させるトルクを算出する工程と、前記姿勢誤差ベクトルに基づいて前記コントロールモーメントジャイロに発生させるトルクを算出する工程と、を有することを特徴とする請求項１０に記載の飛翔体の姿勢変更制御方法。
12. 前記算出工程が、前記姿勢変更後の目標姿勢に基づいて前記姿勢変更における姿勢変更回転軸及びこの姿勢変更回転軸回りの姿勢変更角度を算出し姿勢変更時間及び目標姿勢を示す目標姿勢オイラーパラメータを設定する工程と、前記姿勢角速度の検出結果に基づいて前記飛翔体の現在の姿勢を示す現在姿勢オイラーパラメータを算出する工程と、前記目標姿勢オイラーパラメータ及び現在姿勢オイラーパラメータに基づいて両者の差を示す姿勢誤差オイラーパラメータを算出する工程と、前記姿勢誤差オイラーパラメータに基づいて姿勢変更の回転軸及びこの回転軸回りの回転角である姿勢誤差角を算出する工程と、前記姿勢誤差角に基づいて前記姿勢変更に要するトルクを算出する工程と、前記算出されたトルクを前記飛翔体に対して設定された直交座標系における３軸ベクトルに変換して前記リアクションホイールに発生させるトルク及び前記コントロールモーメントジャイロに発生させるトルクを算出する工程と、を有することを特徴とする請求項１０に記載の飛翔体の姿勢変更制御方法。
13. 前記飛翔体が人工衛星であることを特徴とする請求項７乃至１２のいずれか１項に記載の飛翔体の姿勢変更制御方法。

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