JP2004196289A - 大型の反射器の長い持続期間の展開における太陽タックモーメント保守のための方法および装置 - Google Patents

Abstract

【課題】本発明は衛星100 が例えば大型の反射器のような付属装置114 を展開しながら衛星100 の姿勢を制御することのできる方法および装置を提供することを目的とする。
【解決手段】衛星は付属装置を展開するとき質量特性が変化し、複数のモーメントホイールおよび複数の太陽電池を備えており、付属装置114 の展開中に衛星100 が受ける環境トルクを予測し、予測された環境トルクに少なくとも部分的に反対に衛星100 に加えられるモーメントの大きさおよび方向を計算し、付属装置114 を展開する前にモーメントホイール242 の少なくとも１つのモーメントの大きさおよび方向を記憶する。
【選択図】 図２

Description

本発明は人工衛星のような宇宙船の制御に関するものであり、特に反射器のような大型の付属装置を展開しながら宇宙船を制御するシステムおよび方法に関する。

衛星システムは典型的に発射中は収納され、その後展開される付属装置を備えている。典型的にこれらの付属装置には太陽電池ウイング（太陽電池およびその支持構造を有している）、受動および／または能動センサ、および衛星と地上との間の通信を行うためのアンテナ等が含まれている。

衛星の付属装置の展開中に典型的に目標としていることは、本体および慣性空間の両者に対して固定された軸を中心にした回転に近似した衛星のダイナミック状態を維持することである。衛星および慣性空間に対して固定された回転軸は、衛星の角速度ベクトルの方向が衛星中で固定されることを意味している。これは理想的な状態であり、展開はこの状態の許容可能な限界内に衛星の状態を維持するように設計される。

この目標は、太陽パワーまたは熱制御の理由で本体に対する所望の方向に太陽を近付けて位置させることである。別の目的は、空間中の既知の方向に近くトロイダルテレメタリおよび命令アンテナの対称軸を維持することである。それ自身の回転は、環境トルクにより成長するモーメントを平均するのを助けるのに有効であり、衛星の構造によるテレメタリおよび命令アンテナの視線の妨害が回転によりクリアにされることを確実にする。そのような付属装置はまた損傷しないように展開されなければならず、また、衛星の長期間安定性に悪影響がないように展開されなければならない。

幸いなことに、各付属装置の慣性は典型的に衛星自体の慣性に比較してはるかに小さいから、ホスト衛星の姿勢制御システムは典型的に展開中、および、または展開後に衛星の安定性を確保するのに適切である。

多数の太陽電池アレイ展開技術が開発されている。第１の技術は、衛星のスピン速度および空間中のスピンベクトルの最初の方向の設計変数だけを使用し、衛星の南北太陽電池アレイは他の姿勢制御なしに展開される。第２の技術は、設計制約に合致させるために太陽の回転位相に関して第１の展開を合わせ、第１の展開に第２の展開を合わせる。第３の技術は、第１の太陽電池アレイの解除に先立ってスラスタパルスまたはホイール操縦の章動を開始し、展開の制約が展開シーケンスに渡って合致されるように時間を合わせる。第４の技術は、好ましい影響のために展開中ダイナミックな運動を変更するように内部ホイールモーメントを使用する。これはスピン軸に沿った慣性ホイールモーメントバイアスの使用を含んでおり、実効慣性比σ_eff ＞１の状態を形成し、展開中の衛星に受動的安定性を与える。第５の技術は、展開中のアクチブホイール制御を使用して望ましくない衛星本体レートを制動するのを助ける。その他の展開技術は、最大寸法が４９フィートの非対称アンテナの展開および数時間継続するの長い時間をかけた展開に対してさえ類似の方法を使用する。

これらの全ての技術において、環境トルク（太陽トルク、熱放射トルク、大気ドラグトルク、および無線周波数（ＲＦ）放射トルク）により成長するモーメントの影響は十分に小さく、そのため衛星の姿勢に対する影響は許容できるように小さく、それ故、無視できる。

しかしながら、状況によっては、環境トルクおよび展開された付属装置のモーメントは衛星の姿勢制御システムに適応されるのには適切ではない。例えばそのような状況の１例は衛星の付属装置が大きいアンテナの場合である。

衛星は地上ベースの地球局と情報を通信するために長い間使用されている。通信システムは移動体受信機と世界規模で通信できるように構成されているが、そのような設計には限界がある。この限界の理由の１つは、地球軌道の中高度または低高度の星座であっても衛星星座と通信できる軽量の移動体受信機を設計することは困難であることである。

この問題の１つの解決方法は、１以上の高感度の送信／受信アンテナを有する１以上の衛星を装備することである。この方法による問題は、広いビーム幅にわたって高い感度を与えるためにアンテナが非常に大きくなることである。これは３つの理由で困難である。第１に、大きいアンテナは上述した通常の小型のアンテナに比較して慣性が大きく、したがって、センサ（例えばスターセンサおよび太陽センサ、ジャイロおよび加速度計）、姿勢制御スラスタ、制御システムにより実行されるアルゴリズムを含む衛星制御システムの設計に厳しい要求が課せられる。第２に、大きいアンテナは衛星を配備する発射ビークルの貯蔵ベイ内に適合するように設計しなければならないから、その展開に関係する構造は小さい付属装置よりも一般的に非常に複雑になる。例えば、折畳み可能な大型のアンテナは通常の小さいアンテナよりも接合部や構造要素の数が増加し、それらの構造要素は展開中に折り畳んだ状態から展開されなければならない。そのようなアンテナの展開の動作を迅速に行うことは困難な仕事であり、そのような展開が衛星の安定性と妥協しないことを確実にすることは衛星の設計者にとって困難である。

また、メッシュがからまるのを避け、トラス接合部の熱状態を均等化するために長い時間をかけて展開を行うことが望ましい。しかしながら、そのようにすると、衛星および展開された付属装置が種々の妨害トルク（太陽トルクを含む）を受けて展開プロセスをさらに複雑にする。もちろん、付属装置の迅速な展開（例えばスラスタトルクによる）を可能にするために姿勢制御システムの構成を簡単にすることは可能であるが、そのような方法は付属装置が展開された後に必要な頑丈さが衛星制御システムに必要な重量およびコストを増加させる。また、展開中にスラスタを使用すると、展開中に付属装置が損傷を受ける可能性が生じる。

衛星の付属装置を使用する太陽トルク技術は比較的一定の質量特性を有する動作非回転衛星に適用される。例えば、そのような技術は非特許文献１に開示されており、また、特許文献１、特許文献２、特許文献３にも太陽トルクを適用するための１以上の太陽電池アレイの振動が開示されており、これらの文献はこの明細書において参考文献とされる。このような技術は有用ではあるが、比較的一定の質量特性を有する（例えば大きい付属装置の展開中ではない）動作において非回転の衛星にしか適用されないと考えられる。さらに、このような技術は応用が限定される。その理由は、太陽電池アレイの操作が衛星の動作に対して電力を発生するための太陽電池アレイの能力に悪影響を与える可能性があるかにである。

トランスバースモーメントが他のコンテキスト、すなわち外部ブーストモータトルクとは反対である交差積ジャイロスコピックトルクを生成するために使用される。この技術は特許文献４に開示されており、これもこの明細書で参考文献とされる。しかしながら、この技術はジャイロスコピックトルクとスラスタトルクの組合わせに依存しており、上述のように付属装置の展開中にスラスタトルクを使用することは望ましくない。さらに、この技術は異なった多量の妨害トルクに対して典型的に適応する。

磁気トルクモーメント管理システムもまた使用される。このようなトルクは、衛星本体が２４時間にわたりピッチで３６０度回転するときピークトランスバース角度モーメントが一日中ほぼ最小にされるようなジンバル制御されたモーメントホイール中で小さいジンバルオフセットを使用する。しかしながら、この技術は大きな付属装置の展開の問題には一般的に適用されない。その場合には、典型的に高いオーダーの回転速度でピッチ軸に垂直な回転であるダイナミック状態が予想される。
米国特許第５８１６５４０号明細書 米国特許第４９４９９２２号明細書 米国特許第４３２５１２４号明細書 米国特許第６０３２９０３号明細書 "Survey of Solar Sailing Configurations for Satellite Attitude Control "ＡＡＳ91-486，George A.Kyroudis ）

必要なことは、大きな慣性モーメントを有する付属装置を展開しながら、衛星を制御するシステムおよび方法を提供することである。また、必要なことは、展開シーケンス中に時間の関数として付属装置の慣性の詳細なモデルを必要とすることなく、展開シーケンスの設計を可能にするように十分に頑強な方法を提供することである。本発明はこのような要求を満足させる。

前記要求を解決するために、本発明は、宇宙船や衛星においてその付属装置を展開しながら、宇宙船や衛星の姿勢を制御する方法および装置を開示している。本発明は、交差積ジャイロスコピックトルクによるものとは反対に、付属装置の展開中に受ける環境トルクに垂直にトランスバースモーメントを初期化する。その方法は、複数のモーメントホイールを介して宇宙船に加えられるモーメントの方向および大きさを決定し、決定された方向および大きさでモーメントを与えるために少なくとも１つのモーメントホイールのモーメントを記憶し、太陽電池ウイングの方向により少なくとも部分的に宇宙船の姿勢を制御しながら付属装置を展開して宇宙船に差動太陽トルクを提供するステップを含んでいる。

本発明は、展開における環境トルクの影響に対抗するために２つのエレメント（宇宙船の回転速度に垂直な内部モーメントによる直接の太陽制御およびジャイロスコピックトルク）を適用する。従来の技術とは異なって、本発明は衛星および付属装置の展開中にペイロードが不活性である事実を認識して利用する。これは衛星のパワー消費と熱放散を減少させ、太陽電池アレイの操作中の大きな柔軟性を可能にする（何故ならば、太陽に向けられた太陽電池アレイの表面を維持する必要が少なく、また放熱装置が貯蔵された位置に留まり、妨害なしに太陽電池アレイのより大きい移動を可能にするからである）。

図面を参照にすると、図面全体を通して、同じ参照数字は同じ部分を示している。
以下添付図面参照に本願発明の幾つかの実施形態を例示として説明する。他の実施形態も使用可能であり、構造の変更は本発明の技術的範囲を逸脱することなく行われることができることを理解すべきである。

図１の（ａ）および（ｂ）は３軸安定された衛星または宇宙船100 を示している。図１の（ａ）は展開位置における付属装置114 を示し、一方、図１の（ｂ）は収納された位置における付属装置114 を示している。衛星100 は本体102 と１対の太陽電池ウイング104Nおよび104Sを有している。衛星100 はまた、１以上の高利得狭ビームのアンテナ106 、制御地上局に向けられた遠隔通信および命令用の無指向性アンテナ、ブーム設置磁力計、或いは種々の地上の目標に向けられている光学的イメージャ等のような機器およびセンサを有している。

衛星100 はまた衛星100 の姿勢を測定するための１以上のセンサ110 を有している。これらのセンサには、太陽センサ、地球センサ、スターセンサが含まれてもよい。衛星100 はまた、衛星100 に回転トルクを与えるための１以上の姿勢制御スラスタ112 を有している。衛星100 はまた、アンテナ反射器114Aおよびブーム114Bを備え、それらはモータ、スプリング、制動機構の組合わせのような関連する展開機構および駆動構造を含んでいる。これらの素子は以後まとめて付属装置114 と呼ぶ。

衛星100 の３つの軸は図１の（ｂ）に示されている。ピッチ軸Ｙは太陽電池ウイング104Nおよび104Sの平面に沿って位置している。ロール軸Ｘおよびヨー軸Ｚはピッチ軸Ｙに垂直であり、図に示された方向および平面に位置している。

図２は代表的な姿勢制御システムの機能アーキテクチャを示している。衛星の制御はコンピュータまたは衛星制御プロセッサ（ＳＣＰ）202 によって行われる。ＳＣＰ202 は多くの機能を行い、それにはポストエジェクションシーケンス、転送軌道プロセス、捕捉制御、ステーションキーピング制御、ノーマルモード制御、機構制御、故障保護および特に衛星システムサポートが含まれる。ポストエジェクションシーケンスは上昇モードおよびスラスタアクチブ章動制御（ＴＡＮＣ）に対する初期化を含んでいてもよい。転送軌道プロセスは姿勢データ処理、スラスタパルス点火、近地点アシスト操縦、および液体遠地点モータ（ＬＡＭ）スラスタ点火を含んでいてもよい。捕捉制御はアイドルモードシーケンス、太陽サーチ／捕捉、および地球サーチ／捕捉を含んでいてもよい。ステーションキーピング制御は、自動モードシーケンス、ジャイロ較正、ステーションキーピング姿勢制御およびノーマルモードへの転移を含んでいてもよい。ノーマルモード制御は、姿勢評価、姿勢および太陽電池アレイ凝視、モーメントバイアス制御、磁気トルク、およびスラスタモーメント制動（Ｈダンピング）を含んでいてもよい。機構モード制御は太陽電池パネル制御および反射器位置制御を含んでいてもよい。衛星制御システムは、追跡および命令処理、電池充電管理、および圧力トランスデューサプロセスを含むことができる。

衛星制御プロセッサ202 への入力は多数の衛星コンポーネントおよびサブシステムからの信号の任意の組合わせ、例えば転送軌道太陽センサ204 、捕捉太陽センサ206 、慣性基準装置208 、転送軌道地球センサ210 、動作軌道地球センサ212 、正常モード広角度太陽センサ214 、磁力計216 、および１以上のスターセンサ218 からの信号を供給されることができる。地上命令もまた衛星制御プロセッサ202 へ入力される。これらの命令はプロセッサの制御機能、幾つかの計器およびセンサの走査パターンを決定する。

ＳＣＰ202 は命令デコーダ装置222 に向けられる制御信号命令220 を発生する。命令デコーダ装置222 は負荷シェディング(shedding)および電池充電システム224 を動作させる。命令デコーダ装置222 はまた信号を磁気トルク制御装置（ＭＴＣＵ）226 およびトルクコイル228 に送る。
ＳＣＰ202 はまた制御命令をスラスタ弁駆動装置232 に送り、それは液体遠地点モータ（ＬＡＭ）スラスタ234 および姿勢制御スラスタ236 を制御する。

一般に、衛星100 はスラスタまたはモーメントホイール／反動ホイールまたはその組合わせを使用して衛星100 の姿勢制御を行う。

ホイールトルク命令262 がＳＣＰ202 により発生されると、ホイール速度電子装置238 および240 に通知する。これらの効果により、モーメント／反動ホイール構造242 および244 のホイールの速度が変化される。ホイールの速度はまた測定されてフィードバック制御信号264 によりＳＣＰ202 にフィードバックされる。

モーメントホイール構造が使用されるとき、衛星制御プロセッサ202 はまたジャックスクリュー駆動信号266 をモーメントホイール構造242 および244 に送る。これらの信号はジャックスクリューの動作を別々に制御し、したがってモーメントホイールの傾斜量を制御する。ジャックスクリューの位置はその後命令信号268 によって衛星制御プロセッサにフィードバックされる。信号268 はまたテレメータエンコーダ装置258 に送られ、そこから地上局260 に送られる。衛星は任意の方向にトルクを与えることを可能にするように配置された典型的に４個の反動ホイールを有しているが、しかしながら、バックアップトルクホイールに対しては、異なった数のモーメントホイールおよびその他の設計のモーメントホイールが使用されることが許容される。説明を簡単にするためにこれらのホイールは反動ホイール或いはトルクホイールも含めて以後モーメントホイールと呼ぶ。

ある種の衛星に対しては、衛星制御プロセッサ202 はまた種々のセンサおよび機器の走査運動を命令する。衛星制御プロセッサ202 によって発生された走査のタイミングとパターン276 は、走査モータ駆動装置278 に通報される。

衛星制御プロセッサ202 はまた太陽電池ウイング駆動装置246 および248 に命令を与え、それは太陽電池ウイング104Nおよび104Sをそれぞれ操縦する。太陽電池ウイング104Nおよび104Sは図１に示されているＸ軸とＹ軸とを中心に操縦される。衛星制御プロセッサ202 はまた反射器位置設定機構（ＲＰＭ）250 および252 をステップさせてアンテナの指向方向を調節する。モジュール250 および252 はテレメータエンコーダ装置258 に機構の位置を与える。

衛星制御プロセッサ202 はまた命令信号をテレメータエンコーダ装置258 に送り、このエンコーダ装置258 はフィードバック信号256 を衛星制御プロセッサ202 に送る。前に説明したように、このフィードバックループは衛星制御プロセッサ202 に対する他のフィードバックループと同様に衛星の全体的な制御を助ける。衛星制御プロセッサ202 はテレメータエンコーダ装置258 と通信し、このエンコーダ装置258 は衛星の種々のコンポーネントおよびサブシステムから現在の動作状態を示す信号を受取り、それらを地上局260 に中継する。

衛星制御プロセッサ202 はランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）のようなメモリを備え、或いはそのようなメモリにアクセスすることができる。一般的に、衛星制御プロセッサ202 はメモリ270 に記憶されたオペレーティングシステム272 の制御下に動作し、命令を含む入力を受取りおよび出力を生成する。衛星制御プロセッサ202 中で動作しているアプリケーションはメモリ270 に記憶されたデータにアクセスして操作する。衛星100 はまた例えば地上局のような他のコンピュータと通信するために衛星リンクのような外部通信装置を備えている。必要ならば、新しいアプリケーションに対するオペレーション命令は地上局からアップロードさせることもできる。

１実施形態では、オペレーティングシステム272 を実行する命令、アプリケーションプログラム、およびその他のモジュールはコンピュータ読取り可能な媒体、例えばデータ記憶装置中に実際に埋設され、そのデータ記憶装置はＲＡＭ、ＥＥＰＲＯＭまたはその他の記憶装置を含むことができる。さらに、オペレーティングシステム272 およびコンピュータプログラムは、衛星制御プロセッサ202 により読取られて実行されたとき、本発明を実効および、または使用するために必要なステップを衛星制御プロセッサ202 に実行させるための命令を含んでいる。コンピュータプログラムおよび、または動作命令はまた実際にメモリ270 および、またはデータ通信装置（例えば衛星100 中の他の装置または地上局）に位置されていてもよく、それにより本発明によりコンピュータプログラムプロダクトまたはアーチクルの製造を行うことができる。ここで使用されているそのような用語“プログラム記憶装置”“アーチクルの製造”“コンピュータプログラムプロダクト”は任意のコンピュータ読取り可能な装置またはメディアからアクセス可能なコンピュータプログラムを含めることを意図している。

図３は衛星100 の付属装置制御システム300 の１実施形態を示している。衛星の付属装置制御システム300 は展開モジュール（ＤＭ）302 を備えている。ＤＭ302 は分離された別の電子回路により、または衛星制御プロセッサ202 により（図２に示されている）、或いは以下説明するような機能に専用の別のプロセッサにより構成されることができる。

姿勢制御センサ310 （それは例えば慣性基準装置208 中のジャイロまたは加速度計、動作地球軌道センサ、正常モード広角度太陽センサ214 、磁力計216 、スターセンサ218 および、またはテレメータからのデータを含んでいてもよい）は姿勢制御モジュール312 に情報を提供して正常（非展開）状態下の衛星100 の姿勢を制御する。姿勢制御センサ310 はまたそのような測定値を展開モジュール（ＤＭ）302 に与える。ＤＭ302 は展開機構304 、太陽電池ウイング装置246 および248 、および姿勢制御アクチュエータ306 （例えばＡＳＣスラスタ236 および関連するスラスタ駆動装置232 、モーメントまたは反動ホイール構造242, 244および関連するモジュールトウが含まれる）に命令を与える。そのような命令によって衛星100 の運動が生じてそれは衛星ダイナミックス308 により表される。

図４の（ａ）乃至（ｃ）は付属装置114 の展開中の衛星100 を示している。１実施形態では、示されたステップは、太陽が捕捉されて太陽センサ206 または214 のいずれかにより追跡された後、衛星展開の太陽保持フェーズで行われるステップを示している。

図４の（ａ）はブーム114Bの展開中の衛星100 を示している。衛星が太陽保持フェーズに入ったとき、太陽センサのボアサイト（ＸＺ平面上）は太陽402 の方向を指している。図示の実施形態では、太陽センサ206 のボアサイトはＸＺ平面上にあり、＋Ｘ軸から４９度離れ, −Ｚ軸から４１度離れている。

図４の（ｂ）はブーム114Bが展開された後の衛星100 を示している（１実施形態では展開角度は２１０度である）。ブームが展開された後、姿勢制御システムはモーメントホイールに命令を送って衛星100 の展開前の姿勢を復元する。衛星100 はその後、図４の（ｃ）に示されるように反射器展開に対する所望の姿勢に方位を定められる。この姿勢は反射器114Aの温度を最適にし、太陽センサの視野中に太陽402 を維持しながら、反射器素子上の太陽の影を阻止するように選択されている。１実施形態では、太陽は−Ｚ軸から, ＋Ｙ軸の方向に６度離れている。

反射器バンドルはその後解除されてブルーム、すなわち展開された反射器が完全なサイズになることを許容する。ブルーム展開において反射器は地上または衛星自身からの命令により、ステップモータその他の装置を使用して展開される。

［付属装置の展開中の衛星制御］
上述のように、ブーム114Bおよび／または反射器114Aの展開中、衛星の方位は維持されることが好ましい。しかしながら、環境トルクおよびブーム114Bおよび反射器114A展開自体は顕著な姿勢変動を生じさせる。そのような姿勢変動は、（１）モーメントホイール244 および242 を使用するジャイロスコープトルクの使用、（２）衛星に差動トルクを供給するための太陽電池ウイング104 の方位の調整、または（３）両トルクの使用により補償されることができる。これらの技術について以下説明する。

付属装置114Aの展開に対する方程式は次のように与えられる。

ここでＴ_ogおよびＴ_spは環境トルク（それぞれ脱ガス圧力および公称太陽圧力）であり、ΔＴ_stは制御された太陽追跡トルク（以下さらに説明する）であり、Ｉは衛星全体の慣性（典型的に後述する式２のマトリックスで表示される）であり、ωは衛星本体のスピン速度（典型的にベクトルとして表される）であり、Ｈは反動ホイール244 および242 のモーメント（これもまた典型的にベクトルで表される）を表している。

上述したように、衛星100 のスピン軸は太陽ライン（衛星100 から太陽402 へのライン）に沿っている。しかしながら、典型的に衛星100 のスピン軸は主軸ではなく、そのため衛星100 は受動的に安定ではない。

Ｈの所望の量および方向は式（１）を使用して環境トルクＴ_ogおよびＴ_spを補正するために計算される。上述のようにある衛星100 の太陽402 に対する幾何学的形態が所望される（熱およびパワー要求に合致させるために）。選択された衛星100 の太陽402 に対する幾何学的形態に基づいて、予測される脱ガストルクＴ_ogおよび太陽トルクＴ_spが生成される。これらの予測値はＨを計算するために使用される。Ｈの方向は太陽ラインに垂直であり、また環境トルクＴ_ogおよびＴ_spの合計に対しても垂直である。

衛星100 は典型的に太陽ラインに対称ではないから（後述する式２のマトリックスの対角線を外れた項により示される）、衛星100 は太陽ラインを中心にして回転すると動揺する。１実施形態において、モーメントＨはまたこの衛星100 の動揺を平衡させるように選択され、それにより衛星100 が回転するときその運動状態の動力学は対称な物体が主軸に沿って回転している状態に似ている。

ホイールモーメントはスーパースピンモーメントＨ_s とトランスバースモーメントＨ_t の２つの成分に分解されることができる。スピン軸に沿ったホイールモーメントはスーパースピンモーメントＨ_s である。Ｈ_s は実効慣性比σ_eff ＞１であるように選択され、したがって展開中衛星100 は受動的安定性を示す。

衛星100 が衛星慣性を有する軸−３に沿って回転していると仮定すると、

スピン速度ω_s （ω_s は軸−３に沿った衛星の回転速度）は付加されたスーパースピンモーメントＨ_s を有し、スピン軸Ｉ_s に沿った等価動力学慣性は次の式（３）によって計算されることができる。

Ｉ_s ＝Ｉ₃₃＋（Ｈ_s ／ω_s ） 式（３）
実効的な慣性比σ_eff は次の式（４）により計算される。

衛星が対称であり、対称軸を中心に回転している場合について注目する。
Ｉ₁₁＝Ｉ₂₂＝Ｉ_traverse＝Ｉ_t 式（５）
および
Ｉ₃₃＝Ｉ_spiniine 式（６）
式（５）を式（４）に代入して次の式（７）を導出する。

さらに、式（３）を式（７）に代入して次の式（８）を導出する。それは対称軸を中心に対称な対称な衛星が回転する場合に対する実効慣性比σ_eff の簡単化された表示を示している。

トランスバース平面に位置するホイールモーメントＨ_t はダイナミック不平衡トルクおよび予測された平均脱ガストルクおよび平均太陽トルクを消去するために使用される。すなわち、
Ｔ_og＋Ｔ_sp−ω×Ｉω＝ω×Ｈ 式（９）
トランスバースモーメントＨ_t は上記式（９）に基づいて外部トルクに対抗するように計算される。スーパースピンモーメントＨ_s は実効慣性比を最大にし、複数のモーメントホイール242 および244 を飽和しないように選択される（図２は２つのモーメントホイールが示されているが、衛星100 は典型的に３以上のモーメントホイールを有しており、冗長のために追加のモーメントホイールを有している）。

付属装置の展開のためのモーメントホイールダイナミック補償の最適設計は両モーメントＨ_s およびＨ_t の適切な選択を必要とする。この受動的な展開において、残留トランスバーストルク（ホイールトランスバースモーメントによる減少後のトランスバーストルク）による円錐角度（円錐運動の円錐の角度）は残留トランスバーストルクに比例し、全体の衛星モーメントに反比例する。これはスピン軸に投影されたＨ_s およびスピン回転速度ω_s が高いことが好ましい。円錐角度はまた章動周波数に反比例し、その章動周波数は高いσ_eff （すなわち固定されたＨ_s に対して低い回転速度）および高いω_s が好ましい。それ故、モーメントホイール242 および244 から割当てられたスーパースピンＨ_s を与えられるスピン速度ω_s の最適な選択が存在する。スピン軸に対して対称な衛星100 の特別な場合に対して、第１近似に対しては、結果的な最適スピン速度ω_{s opt} および最適慣性比σ_{eff opt} は次の式（１０）および（１１）で示される。

上記の最適値はＩ_spinline＜Ｉ_t ＜２Ｉ_spinlineの場合にのみ存在する。非対称な衛星に対しては、動揺角度はスピン速度が増加するにしたがって増加する（一方σ_eff は減少する）。最適スピン速度ω_{s opt} および最適慣性比σ_{eff opt} は数学的最適アルゴリズムにより計算されることができる。

図５は上述した付属装置の展開における擾乱の影響を減少させるために使用されることのできる処理ステップのフロー図である。付属装置114 の展開中に衛星100 が受ける環境トルクの予測がブロック502 において計算される。この環境トルクおよびその他の付属装置114 の展開によって生成された擾乱は太陽電池ウイングの方向の調整、モーメントホイール242, 244中の充分なモーメントの蓄積、または両方の技術の組合わせにより補償される。１実施形態では、モーメントホイール242, 244が使用されて付属装置114 の展開中に衛星100 を安定させ、太陽電池ウイング104 はモーメントホイール242, 244の飽和を妨げるような方向にされ。これは実現される。

衛星に付加されるべきモーメントＭの方向および大きさが、ブロック504 に示されているように決定される。

図６は、衛星に付加されるべきモーメントＭの方向および大きさを決定するために使用されることのできる例示的な方法のステップのフロー図である。ブロック602 および604 において、プレ展開衛星モーメントＭ_b および所望された付属装置ポスト展開モーメントＭ_a が計算される。ブロック606 で示されるように、展開中に変化するモーメントＭ_l が決定される。最後に衛星100 に付加されるべき所望のモーメントがＭ_a 、Ｍ_b 、Ｍ_l から以下の式（１２），（１３），（１４），（１５）にしたがって決定される。

ここで、上に矢印のついたｕはスピン軸の単位ベクトルであり（すなわち、Ｍ_spinは回転軸への全モーメントの投影、または回転軸の方向のモーメント成分である）、上に矢印のついたνはトランスバース軸の単位ベクトルである。これらの値から衛星100 に付加されるモーメントの大きさおよび方向がブロック608 で示されるように決定される。

プレ展開衛星モーメントＭ_b は、知られているまたは測定された衛星パラメータ（例えば回転慣性）および姿勢制御センサ310 および図２に示されているようなナビゲーションおよび姿勢センサのような他のセンサから得られたデータから計算することができる。所望のポスト展開衛星モーメントＭ_a は、展開中および展開後の所望のダイナミックな状態に基づいて決定されることができ、衛星の回転速度、ホイールスーパースピン、ホイールダイナミックバランスその他の衛星パラメータを使用して計算されることができる。同様に展開中に変化するモーメントＭ_l は衛星の幾何学的形状および質量特性（周囲環境の磁界、大気のドラッグ、重力勾配、および放射圧力のような環境トルク源を含む）、ナビゲーションデータ、展開手順、およびそのような手順を行う命令に応答する予測される衛星100 を使用して評価されることができる。

図７は付属装置114 を展開する前における衛星100 に付加されるモーメントＭの計算を示しているフロー図である。前述の式１３に記載したように、衛星100 に付加される全体のモーメントＭはトランスバースモーメントＨ_t （それは上記の式９に基づいて外部トルクに対抗するように計算される）およびスーパースピンモーメントＨ_s （それは展開中に衛星が受動的安定性を示すように選択される）を含んでいる。これらの値はブロック702 および704 において計算される。さらに衛星の生成する円錐角度を最適に最小にするス衛星のピン速度ω_s の値が式１０および１１に記載された関係を使用して設定される。

１実施形態では、衛星100 に付加されるモーメントの量および方向を決定するプロセスはＳＣＰ202 の展開モジュール302 によって行われる。しかしながら、このプロセスはＳＣＰ202 の他のモジュール、別の衛星プロセッサ、或いは専用の回路によって行われることができる。典型的にモーメントはモーメントホイール242, 244にモーメントを付加することによって衛星100 に付加される。これは、衛星100 上のＡＣＳスラスタ236 を動作させながら、モーメントホイール242, 244を回転させることによって達成される。

図５に戻ると、モーメントはブロック506 に示されるように記憶される。これはＤＭ302 から１以上の姿勢制御アクチュエータ306 に１以上の命令を与えることによって行われる。姿勢制御アクチュエータ306 はモーメントホイール242, 244を備えている。１実施形態では、モーメントはモーメントホイール242, 244中に蓄積される。各特定のモーメントホイール中に蓄積されたモーメントの量は各モーメントホイールの方向および慣性よるＭの大きさおよび方向によって決定される。

衛星100 を安定させ、モーメントホイール242 中にモーメントを蓄積するために選択された姿勢制御スラスタが付勢されることができる。姿勢制御スラスタからの大きいトルクが付属装置の展開に悪影響を与える可能性があるから、モーメントホイールの回転は典型的に付属装置の任意の部分が展開される前に行われる。しかしながら、これは不可欠な条件ではない。例えば、図４の（ａ）乃至（ｃ）に示されているよな実施例において、図４の（ａ）および／または図４の（ｂ）に示されているように衛星が展開されたブームを有するときにも、姿勢制御スラスタを付勢することも、トルクが実質上反射器114 が展開される前には付属装置ａに影響しないので、付勢可能である。

所望量のモーメントがモーメントホイール中に蓄積されると、ブロック510 に示されるように付属装置114 が展開される。付属装置114 が展開されているとき、衛星100 の姿勢は反動ホイールにより制御され、さらに衛星100 の姿勢および／またはモーメントはブロック508 に示されるように衛星100 に差動太陽トルクを供給するために太陽電池ウイングの方向を調整することによって制御される。この処理はブロック512 に示されるように、付属装置の展開が完了するまで続けられる。

図８は、衛星100 の姿勢を制御し、衛星100 にモーメントを加算しまたは減算するために使用される方法ステップを示している。
ブロック802 に示されるように、太陽電池ウイング104 の少なくとも一方は、衛星100 の回転軸に沿ったスピンモーメントＨ_s を制御するために差動トルクを供給するように方向を調整される。このトルクはウインドミルトルクとして知られている。

ブロック804 に示されるように、太陽電池ウイング104 の少なくとも一方は、トランスハースモーメントＨ_t を制御するために差動トルクを供給するように方向を調整される。一般的にこれらの動作は同時に行われるが必ず同時に行われなければならないものではない。

図９の（ａ）および（ｂ）は衛星100 に差動太陽トルクを供給するための技術を示している。図９の（ａ）は“太陽タック”を示している。太陽タックは、衛星（ＸＺ平面に位置する）のＸ（ロール）軸のような太陽電池ウイング104 の縦軸に垂直な軸を中心に１以上の太陽電池ウイング104 を回転させることによって行われる。図９の（ａ）に示されるように太陽電池ウイング104Sが、104S' の公称位置から位置104Sへ移動するとき、衛星100 のこの側面の太陽圧力が減少し、一方衛星の反対側は公称の量の太陽圧力を受ける。その結果として差の“オーバーターニング”トルクが存在し、衛星は図９の（ａ）に示される矢印の方向に回転する（ロール）。これらの太陽電池ウイング104 の操作は上述の環境トルクに対抗するのに有効である。

図９の（ｂ）はＺ（ヨー）軸を中心として衛星が回転するウインドミルの構成を示している。ここでは衛星100 のＹ軸（およびウイングの縦軸）を中心とする太陽電池ウイング104 の回転は各太陽電池ウイングに差動太陽トルクを生じさせ、衛星のヨー運動を行わせる。各太陽電池ウイング104Nまたは104Sは公称位置104N' または104S' から反対の方向に回転し、各太陽電池ウイング上の理論上実質的に大きさが等しく、方向が反対の太陽圧力が与えられて太陽ライン（衛星から太陽に延在する）に沿った衛星のモーメントを増加または減少させる。これらの太陽電池ウイング104 操作は衛星の回転軸に沿ったスピンモーメントＨ_s を制御するために使用されることができる。

太陽電池ウイング104 により衛星に与えられる差動太陽トルクの量は、パラメータ（太陽電池ウイング104 の形状および衛星100 の形状および反射率ならびに太陽の相対的な方位を含む）の関数であり、それは時間と共に変化し、予測することは困難である。本発明の１実施形態では、太陽電池ウイング104 の操作により生じる差動太陽トルクの量が評価される。これは衛星角速度測定を使用して衛星の角加速度を評価することによって達成される。これらの角加速度評価は太陽電池ウイング104 の操作と結果的に得られる差動太陽トルクとの間の関係をより正確に決定するために使用される。さらに、太陽電池ウイング104 の方向の命令は適当に調整されて所望の差太陽トルクが与えられる。

［結論］
以上、本発明の好ましい実施形態を説明した。要約すると、本発明は、付属装置を展開しながら衛星の姿勢を制御するための方法および装置について開示した。
本発明の方法は、第１の軸に沿ってモーメントを付加するため少なくとも１つのモーメントホイールを回転させるためにモーメントＭの大きさおよび方向を決定し、決定されたモーメントＭ_spinの大きさおよび方向における少なくとも１つのモーメントホイールのモーメントを蓄積し、差動太陽トルクを衛星に供給しながら太陽電池ウイングの方向を調整することにより少なくとも部分的に衛星の姿勢を制御しながら、付属装置を展開するステップを含んでいる。本発明の装置は、第１の軸に沿ってモーメントを付加するために少なくとも１つのモーメントホイールを回転させるためにモーメントＭ_spinの大きさおよび方向を決定する制御システムと、決定されたモーメントＭ_spinの大きさおよび方向における少なくとも１つのモーメントホイールのモーメントを蓄積する複数のモーメントホイールとを具備し、制御システムは付属装置が展開されているとき衛星に差動太陽トルクを供給して少なくとも１つの太陽電池ウイングの方向を調整することにより少なくとも部分的に衛星の姿勢およびモーメントを制御する。

本発明の好ましい実施形態の前述の説明は例示および説明のために記載されたものであり、本発明を開示された形態に正確に一致する構成に限定することを意図しているものではない。多くの変形、変更が上述の説明から可能である。例えば、前述の開示ではＳＣＰ202 を使用して多くの動作を行うことを説明したが、そのような動作は補助的なプロセッサまたは特定目的のハードウエアモジュールにより、またはそれらの助けにより実行されることができる。さらに、そのような動作は、要求されるとき衛星にアップロードされる所要のデータによって、別の衛星または地上局に配置されたプロセッサによって行われることもできる。

本願発明の技術的範囲は明細書中に記載された詳細な説明によって限定されるものではなく、特許請求の範囲に記載によって規定されることを意図している。上述の明細書、実施例、およびデータは本発明の構成、使用、製造の完全な説明を与えるものである。本発明の多くの実施形態が特許請求の範囲に記載された本願発明の技術的範囲を逸脱することなく実施できる。

３軸安定衛星の概略図。 衛星の制御システムのブロック図。 衛星の付属装置の制御システムの１実施形態のブロック図。 衛星の付属装置の展開を示す概略図。 本発明の１実施形態を実行するために使用される例示的な処理ステップを示すフロー図。 付属装置を展開する前に衛星に付加されるモーメントの大きさおよび方向を計算するために使用される例示的な処理ステップを示すフロー図。 付属装置を展開する前に衛星に付加されるモーメントの計算を示すさらに別のフロー図。 衛星の姿勢を制御するため、および、または衛星ｑにモーメントを追加または減算するために使用される例示的な方法のステップを示す説明図。 衛星に差動太陽トルクを供給する技術を示す概略説明図。

Claims (13)

1. 衛星から付属装置を展開しながら衛星の姿勢を制御する方法において、
   衛星は付属装置を展開するとき実質上可変である質量特性を有し、複数のモーメントホイールおよび複数の太陽電池ウイングを有し、
   複数のモーメントホイールを介して衛星に加えられるモーメントの方向および量を決定し、
   決定された方向および決定された量でモーメントを与えるために少なくとも１つのモーメントホイール中に決定されたモーメントを蓄積し、
   衛星に差動太陽トルクを供給するために少なくとも１つの太陽電池ウイングの方位を少なくとも部分的に制御することによって衛星の姿勢を制御しながら付属装置を展開する衛星の姿勢の制御方法。
2. モーメントホイールを介して衛星に加えられるモーメントの決定された方向はほぼ太陽ライン軸であり、太陽ライン軸は衛星の回転軸である請求項１記載の方法。
3. 

   ここで、Ｉ_spinlineは第１の軸を中心とする衛星の慣性モーメントであり、Ｉ_t は第１の軸に垂直な軸を中心とする衛星の慣性モーメントであり、ω_s は衛星の回転速度である請求項１記載の方法。
4. 差動太陽トルクを衛星に供給するために太陽電池ウイングの方位を調整することによって少なくとも部分的に衛星の姿勢を制御しながら付属装置を展開するステップは、
   蓄積されたモーメントＭ_spinを維持するために太陽電池ウイングの方位を調整することによって少なくとも部分的に衛星に差動トルクを供給しながら付属装置を展開する算するステップを含んでいる請求項１記載の方法。
5. 差動太陽トルクを衛星に供給するために太陽電池ウイングの方位を調整することによって少なくとも部分的に衛星の姿勢を制御しながら付属装置を展開するステップは、
   衛星の角速度測定から得られた角加速度評価値を使用して太陽電池ウイングの方位を調整することによって供給された外部トルクを評価し、
   評価された角加速度に基づいて太陽電池ウイングの方位をさらに調整する請求項１記載の方法。
6. 差動太陽トルクを衛星に供給するために太陽電池ウイングの方位を調整することによって少なくとも部分的に衛星の姿勢を制御しながら付属装置を展開するステップは、
   衛星のモーメントを評価し、
   評価された衛星のモーメントに基づいて太陽電池ウイングの方位を調整する請求項１記載の方法。
7. 差動太陽トルクを衛星に供給するために太陽電池ウイングの方位を調整することによって少なくとも部分的に衛星の姿勢を制御しながら付属装置を展開するステップは、
   衛星の姿勢測定値を使用して衛星の姿勢を評価し、
   評価された衛星の姿勢に基づいて１以上の反動ホイールを使用して衛星の姿勢を制御する請求項１記載の方法。
8. 衛星から付属装置を展開しながら衛星の姿勢を制御する装置において、
   衛星は付属装置を展開するときに実質上可変である質量特性を有し、複数の太陽電池ウイングを有し、
   衛星に付加されるモーメントの方向および量を決定するプロセッサと、
   決定されたモーメントの方向および量を蓄積する複数のモーメントホイールと、
   付属装置を展開するための付属装置駆動装置と、
   衛星に差動太陽トルクを供給するために太陽電池ウイングの方位を調整することによって付属装置を展開しながら衛星の姿勢を制御する太陽電池ウイング駆動装置とを具備している衛星の姿勢制御装置。
9. モーメントホイールを介して衛星に付加されるモーメントの決定された方向は太陽ライン軸である請求項８記載の装置。
10. 

    ここで、Ｉ_spinlineは第１の軸を中心とする衛星の慣性モーメントであり、Ｉ_t は第１の軸に垂直な軸を中心とする衛星の慣性モーメントであり、ω_s は衛星の回転速度である請求項８記載の装置。
11. プロセッサはさらに、衛星の角速度測定から得られた角加速度評価値を使用して太陽電池ウイングの方位を調整することによって供給された外部トルクを評価し、
    太陽電池ウイング駆動装置はさらに、評価された角加速度に基づいて太陽電池ウイングの方位を調整する請求項８記載の装置。
12. プロセッサはさらに、衛星のモーメントを評価し、
    太陽電池ウイング駆動装置は評価された衛星のモーメントに基づいて太陽電池ウイングの方位をさらに調整する請求項８記載の装置。
13. プロセッサはさらに、衛星の姿勢測定値を使用する評価装置によって衛星の姿勢を評価し、
    衛星の姿勢は評価された衛星の姿勢に基づいて反動ホイールを使用して少なくとも部分的に制御される請求項８記載の装置。

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