JP2008189235A - 姿勢変更制御方法、姿勢変更制御システム、姿勢変更制御プログラムおよびプログラム記録媒体 - Google Patents
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Abstract
【解決手段】姿勢プロファイル算出器12からの目標方向の角度および角速度と姿勢推定器11で推定した宇宙機の現在の角度および角速度とにより、フィードバック制御器13とフィードフォワード制御器14とで算出した必要なトルクと、CMD40からの現在の各ジンバルの状態とに基づき、CMGジンバル目標プロファイル生成器15で、異方性重み付き傾斜法により、各ジンバルの角度、角速度を設定する目標プロファイルを生成して、CMG40を制御し、宇宙機姿勢ダイナミクス50の姿勢を目標方向に変更する。
【選択図】図4
Description
TM-X-64926. (1975)に記載の「傾斜法(GM:Gradient Method)」がある。
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(2)検出された前記宇宙機の現在の角度および角速度と前記CMGの各ジンバルの現在の角度と角速度のリアルタイムデータを基に、前記CMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを短時間に計算でき、リアルタイムに実行可能である上記(1)の姿勢変更制御方法。
(3)トルク主要方向に大きなトルクを出力できるように、入出力ゲインに対して、前記トルク主要方向とそれに直交する非主要方向にそれぞれに異なる重み付けを施した重み付き入出力ゲインを生成し、その重み付き入出力ゲインを傾斜法(Gadient Method)に対して適用することで、前記のトルク主要方向に効率的にトルクを出力するCMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを生成する上記(1)または(2)の姿勢変更制御方法。
(4)複数の前記CMGが、ピラミッド型に配置されている上記(1)ないし(3)のいずれかの姿勢変更制御方法。
(5)複数の前記CMGが、フライホイールを1個のジンバルで駆動するシングルジンバルCMG、あるいは、2個のジンバルで駆動するダブルジンバルCMGのいずれかからなっている上記(1)ないし(4)のいずれかの姿勢変更制御方法。
(6)宇宙機に姿勢制御用アクチュエータとして複数のCMG(コントロールモーメントジャイロ)を備えて、該宇宙機の姿勢変更を制御する姿勢変更制御システムにおいて、姿勢変更のためのトルクが要求される主要方向に対して、それに直交し相対的にトルクが要求されない非主要方向よりも効率的にトルクを出力するように、前記CMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを生成する手段を備えている姿勢変更制御システム。
(7)検出された前記宇宙機の現在の角度および角速度と前記CMGの各ジンバルの現在の角度と角速度のリアルタイムデータを基に、前記CMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを短時間に計算でき、リアルタイムに実行可能である上記(6)の姿勢変更制御システム。
(8)トルク主要方向に大きなトルクを出力できるように、入出力ゲインに対して、前記トルク主要方向とそれに直交する非主要方向にそれぞれに異なる重み付けを施した重み付き入出力ゲインを生成し、その重み付き入出力ゲインを傾斜法(Gadient Method)に対して適用することで、前記のトルク主要方向に効率的にトルクを出力するCMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを生成する上記(6)または(7)の姿勢変更制御システム。
(9)姿勢変更制御システムにおいて、複数の前記CMGが、ピラミッド型に配置されている上記(6)ないし(8)のいずれかの姿勢変更制御システム。
(10)複数の前記CMGが、フライホイールを1個のジンバルで駆動するシングルジンバルCMG、あるいは、2個のジンバルで駆動するダブルジンバルCMGのいずれかからなっている上記(6)ないし(9)のいずれかの姿勢変更制御システム。
(11)必要とするトルクをフィードフォワード的に出力する制御トルクを算出するフィードフォワード制御手段と、検出された前記宇宙機の現在の角度および角速度とに基づいて、前記フィードフォワード制御手段による制御トルクの誤差分を補正して出力する補正制御トルクを算出するフィードバック制御手段をさらに備える上記(6)ないし(10)のいずれかの姿勢変更制御システム。
(12)前記宇宙機が、人工衛星である上記(6)ないし(11)のいずれかの姿勢変更制御システム。
(13)上記(1)ないし(5)のいずれかの姿勢変更制御方法を、コンピュータにより実行可能なプログラムとして実施している姿勢変更制御プログラム。
(14)上記(13)の姿勢変更制御プログラムを、コンピュータにより読み取り可能な記録媒体に記録しているプログラム記録媒体。
本発明の実施例の説明に先立って、まず、本発明の主要な特徴について説明する。本発明は、コントロールモーメントジャイロ(CMG:Control Moment Gyro。以下「CMG」と略称する)を姿勢制御用アクチュエータとして搭載する人工衛星などの宇宙機において、姿勢変更制御用の大きなトルクを効率良く出力することができるとともに、リアルタイムに動作可能とする、CMGシステムの各ジンバルを駆動するための駆動則を実現している点に主要な特徴を有している。ここに、CMGとは、ある一定回転速度で回転させたフライホイールを、フライホイールの回転軸に対して直交方向に回転軸を有するジンバル(Gimbal)を用いて回転させることによって、ジャイロ効果による大きなトルクを出力することができ、これにより、人工衛星の姿勢を回転制御することができるアクチュエータである。
Weighted Gradient Method)」と称する)は、以下にその詳細を説明するが、人工衛星などの宇宙機の姿勢を高速に変更する時のように、大きなトルクを継続的に出力するような場合において、トルクが必要な軸周りに大きなトルクを効率良く出力することができるため、CMGのジンバルを駆動する従来の各種の駆動則に比して、CMGシステムリソースを最も有効に活用することができる方法となっている。
次に、姿勢変更制御対象物として人工衛星の場合を例にとって説明する。図1に示すように、本発明の対象となる人工衛星の構成例として、フライホイールを1つのジンバルで駆動するシングルジンバルCMG(SG−CMG:Single Gimbal−CMG。以下「SG−CMG」と略称する)を、4台、ピラミッド型に配置したCMGシステムを人工衛星に搭載している場合を例にとって以下に説明する。図1は、本発明の姿勢変更制御システムを適用する人工衛星におけるCMGシステムの一例を示す説明図である。
‖T‖/‖dφ/dt‖
として表される。入出力ゲインの様子を図2に示す。図2は、CMGシステムにおける入出力ゲインの形状を示す説明図である。図2に示すように、CMGシステムには、トルクを出し易い方向と出し難い方向とが存在するため、入出力ゲイン固有ベクトル座標系X’−Y’−Z’の入出力ゲイン‖T‖/‖dφ/dt‖の形状は、図2のような楕円体となる。この入出力ゲイン‖T‖/‖dφ/dt‖の形状は、その時のジンバル角φによって異なる。
本発明を適用した人工衛星の姿勢制御系の機能ブロック図を図4に示す。図4は、本発明による姿勢変更制御システムの一構成例を示す機能ブロック図である。図4に示すように、姿勢変更制御システム100は、本姿勢変更制御システム100が搭載された宇宙機(人工衛星)の姿勢動特性を示す宇宙機姿勢ダイナミクス(Space Craft Dynamics)50の姿勢情報を検出するための姿勢情報センサであるジャイロセンサ(Gyro Scopes)20、光学センサ(Optical Sensors)30と、宇宙機姿勢ダイナミクス50すなわち人工衛星の姿勢を動かすアクチュエータであるCMG(Control Moment Gyro)40と、ジャイロセンサ20、光学センサ30の各センサの情報を用いて、CMG40のジンバルに対する指示を出力する姿勢制御装置(ACE:Attitude Control Electronics)10と、から構成されている。ここに、ジャイロセンサ20は、宇宙機姿勢ダイナミクス50すなわち人工衛星の姿勢角速度dθ/dtを検出し、光学センサ30は、宇宙機姿勢ダイナミクス50すなわち人工衛星の姿勢角度θを検出するものである。
次に、図4に示す本発明の姿勢変更制御システム100の動作について、図5を用いて、その一例を説明する。図5は、図4の姿勢変更制御システム100の動作の一例を説明する模式図であり、本発明の姿勢変更制御方法の一例を示している。本発明による姿勢変更制御方法においては、図5に示すように、姿勢変更時のように、姿勢維持時よりも大きなトルクが要求される場合には、CMGジンバル目標プロファイル生成器15において、要求目標とされる軸周りに特化して、効率良く、トルクを出力することができるCMG駆動則すなわち「異方性重み付き傾斜法(AWGM:Anisotropic Weighted Gradient Method)」によるCMG駆動則を採用している。
以上に説明した本実施例による第1の効果は、最もポピュラーな従来の「傾斜法(GM)」に比べて、主要トルク出力方向の入出力ゲインの増幅率をより大きくすることができることである。また、第2の効果は、入出力ゲインの増幅量を、定量的に、かつ、任意に、設定することができることである。
前述の実施例にて詳細に説明した「異方性重み付き傾斜法(AWGM)」は、シングルジンバルCMG(SG−CMG)だけでなく、フライホイールを2個のシンバルで駆動するダブルジンバルCMG(DG−CMG:Double Gimbal CMG)に対しても全く同様に適用することができるし、また、CMG配置についても、前述の実施例のようなピラミッド配置の場合以外であっても適用することができる。
11 姿勢推定器(Attitude Estimator)
12 姿勢プロファイル算出器(Attitude Navigator)
13 フィードバック制御器(Feed Back Controller)
14 フィードフォワード制御器(Feed Forward Controller)
15 CMGジンバル目標プロファイル生成器(CMG Gimbal Steering Law)
16 CMGジンバル制御器(CMG Gimbal Controller)
20 ジャイロセンサ(Gyro Scopes)
30 光学センサ(Optical Sensors)
40 CMG(Control Moment Gyro)
50 宇宙機姿勢ダイナミクス(Space Craft Dynamics)
100 姿勢変更制御システム
Claims (14)
- 宇宙機に姿勢制御用アクチュエータとして複数のCMG(コントロールモーメントジャイロ)を備えて、該宇宙機の姿勢変更を制御する姿勢変更制御方法において、姿勢変更のためのトルクが要求される主要方向に対して、それに直交し相対的にトルクが要求されない非主要方向よりも効率的にトルクを出力するように、前記CMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを生成することを特徴とする姿勢変更制御方法。
- 検出された前記宇宙機の現在の角度および角速度と前記CMGの各ジンバルの現在の角度と角速度のリアルタイムデータを基に、前記CMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを短時間に計算でき、リアルタイムに実行可能である請求項1に記載の姿勢変更制御方法。
- トルク主要方向に大きなトルクを出力できるように、入出力ゲインに対して、前記トルク主要方向とそれに直交する非主要方向にそれぞれに異なる重み付けを施した重み付き入出力ゲインを生成し、その重み付き入出力ゲインを傾斜法(Gadient Method)に対して適用することで、前記のトルク主要方向に効率的にトルクを出力するCMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを生成することを特徴とする請求項1または2に記載の姿勢変更制御方法。
- 複数の前記CMGが、ピラミッド型に配置されていることを特徴とする請求項1ないし3のいずれかに記載の姿勢変更制御方法。
- 複数の前記CMGが、フライホイールを1個のジンバルで駆動するシングルジンバルCMG、あるいは、2個のジンバルで駆動するダブルジンバルCMGのいずれかからなっていることを特徴とする請求項1ないし4のいずれかに記載の姿勢変更制御方法。
- 宇宙機に姿勢制御用アクチュエータとして複数のCMG(コントロールモーメントジャイロ)を備えて、該宇宙機の姿勢変更を制御する姿勢変更制御システムにおいて、姿勢変更のためのトルクが要求される主要方向に対して、それに直交し相対的にトルクが要求されない非主要方向よりも効率的にトルクを出力するように、前記CMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを生成する手段を備えていることを特徴とする姿勢変更制御システム。
- 検出された前記宇宙機の現在の角度および角速度と前記CMGの各ジンバルの現在の角度と角速度のリアルタイムデータを基に、前記CMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを短時間に計算でき、リアルタイムに実行可能であることを特徴とする請求項6に記載の姿勢変更制御システム。
- トルク主要方向に大きなトルクを出力できるように、入出力ゲインに対して、前記トルク主要方向とそれに直交する非主要方向にそれぞれに異なる重み付けを施した重み付き入出力ゲインを生成し、その重み付き入出力ゲインを傾斜法(Gadient Method)に対して適用することで、前記のトルク主要方向に効率的にトルクを出力するCMGの各ジンバルの角度および角速度の目標プロファイルを生成することを特徴とする請求項6または7に記載の姿勢変更制御システム。
- 複数の前記CMGが、ピラミッド型に配置されていることを特徴とする請求項6ないし8のいずれかに記載の姿勢変更制御システム。
- 複数の前記CMGが、フライホイールを1個のジンバルで駆動するシングルジンバルCMG、あるいは、2個のジンバルで駆動するダブルジンバルCMGのいずれかからなっていることを特徴とする請求項6ないし9のいずれかに記載の姿勢変更制御システム。
- 必要とするトルクをフィードフォワード的に出力する制御トルクを算出するフィードフォワード制御手段と、検出された前記宇宙機の現在の角度および角速度とに基づいて、前記フィードフォワード制御手段による制御トルクの誤差分を補正して出力する補正制御トルクを算出するフィードバック制御手段をさらに備えることを特徴とする請求項6ないし10のいずれかに記載の姿勢変更制御システム。
- 前記宇宙機が、人工衛星であることを特徴とする請求項6ないし11のいずれかに記載の姿勢変更制御システム。
- 請求項1ないし5のいずれかに記載の姿勢変更制御方法を、コンピュータにより実行可能なプログラムとして実施していることを特徴とする姿勢変更制御プログラム。
- 請求項13に記載の姿勢変更制御プログラムを、コンピュータにより読み取り可能な記録媒体に記録していることを特徴とするプログラム記録媒体。
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