JP2581014B2 - テザー型人工衛星の姿勢制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、２つの人工衛星を地球
周回軌道上に並べて航行させ、２つの衛星から広域の地
球大気圏の観測、あるいは地球表面の同時観測などを行
うことを目的とするミッションにおいて、２つの衛星を
１本のひも（テザー）で結んだテザー型の人工衛星の姿
勢制御装置に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】２つの人工衛星をテザーで結合し、宇宙
空間を航行する宇宙機システムとして、例えば、一方の
衛星を通常の衛星高度（４００〜５００Ｋｍ）に配置
し、他方の小さな衛星を地球大気上層部（高度約１００
Ｋｍの中間圏など）を航行するようにして、広い高度範
囲にわたっての地球大気の状態を調べる宇宙機システ
ム、あるいは２つの衛星から同時に地球表面を観測し、
精密な地表面データを取得することを可能とする宇宙機
システムなどが考えられている。テザーは、時間がたつ
につれて２つの衛星が次第に離れるのを防ぎ、両衛星の
間の距離を長期的に一定に保持する役割を持っている。
これらの宇宙機システムでのテザーの長さは１Ｋｍ〜１
００Ｋｍの範囲であり、また全長にわたってのテザー重
量を軽くするため、細く、かつ丈夫な線材が使用され
る。

【０００３】これまで１つの面を常に地球方向に向けて
地球周回軌道上を飛翔する単一の三軸姿勢制御型の人工
衛星においては、地球中心方向をヨー軸、軌道進行方向
をロール軸、これらと直角に右手座標系をなすようにピ
ッチ軸をとった場合、衛星の姿勢の安定化を図り、この
３つの軸まわりの姿勢を制御する方式として、モーメン
タムホイールを搭載し、衛星ピッチ軸方向に角運動量を
持たせることによって姿勢の安定化を図るバイアスモー
メンタム制御方式、あるいは衛星の三軸方向にトルクが
出せるように衛星の各軸方向にリアクションホイールを
配置したゼロモーメンタム姿勢制御方式、さらにはこれ
ら２つの方式を兼ね備えた制御方式が採用されてきてい
る。

【０００４】バイアスモーメンタム姿勢制御方式の一例
として、モーメンタムホイールの回転軸方向を衛星ピッ
チ方向に配置し、この方向に角運動量をもたせて姿勢の
安定化を図ったものがある。１台のホイールの故障に対
して信頼度を上げるため、一般的にはさらにもう１台の
モーメンタムホイールをピッチ軸方向に配置した構成が
とられている。図２はこのようなバイアスモーメンタム
方式の衛星上でのモーメンタムホイールの配置を示すも
ので、２台のモーメンタムホイール１８とこれらをそれ
ぞれ駆動するホイール駆動装置１９から構成されてい
る。なお図中、２はロール軸、３はピッチ軸、４はヨー
軸を示している。

【０００５】衛星の姿勢制御系としては、ホイール以外
に地球センサ，太陽センサなどの姿勢センサ、およびこ
れらセンサのデータからロール，ピッチ，ヨーの各軸ま
わりの衛星の姿勢誤差角を求め、それによってホイール
駆動装置にトルク指令信号を送る姿勢制御電子回路から
構成されるが、図２ではこれらを省略し、ホイール配置
のみ示した。

【０００６】ゼロモーメンタム姿勢制御方式の一例とし
ては、リアクションホイールの軌道上での故障に対処で
きるようにするためホイール台数を４台とし、１台のホ
イールの故障によっても衛星の三軸まわりの姿勢を継続
して制御できるようにピラミッド状に配置したものがあ
る。図３はこのようなゼロモーメンタム方式のリアクシ
ョンホイールの構成を示すものであり、４台のリアクシ
ョンホイール２８とこれらのホイールを駆動するホイー
ル駆動装置２９から構成され、リアクションホイールの
方向は衛星ピッチ軸３のまわりにピラミッド状に配置さ
れる。衛星のロール軸２、ピッチ軸３、ヨー軸４の各軸
まわりの制御は４台のリアクションホイール２８にトル
クを加え、その反作用トルクのベクトル和が所望の大き
さと方向を向くようにすることによって実行される。図
２と同様に、姿勢センサ，姿勢制御電子回路など姿勢制
御系を構成する他の機器は省略している。

【０００７】また、上に述べたホイール構成以外に、複
数台のモーメンタムホイールとリアクションホイールを
併用して、バイアスモーメンタム方式，ゼロモーメンタ
ム方式の２つの制御方式の利点を兼ね備えた姿勢制御方
式も利用されている。

【０００８】

【発明が解決しようとする課題】テザー衛星では通常、
２つの衛星は軌道の高度方向に配置され、テザーによっ
て結合されている。テザー衛星の軌道周期は、２つの衛
星の質量中心の位置に１つの衛星があったとした場合に
その仮想的な衛星が持つ軌道周期と等しくなる。質量中
心より高い高度側にある衛星はテザーから地球中心方向
に、逆に低い高度側にある衛星はテザーより地球中心と
は反対方向の力を受け、２つの衛星は地球重力，遠心
力，テザー張力の３つの力がバランスした状態で航行す
る。

【０００９】従来の衛星の姿勢制御ではモーメンタムホ
イール、またはリアクションホイールが衛星の姿勢制御
の主要な手段として用いられてきたことを記述したが、
テザー衛星を構成する２つの衛星の各々にこれら姿勢制
御方式を適用しようとした場合、２つの衛星を結ぶテザ
ーには常に張力が働いており、これが２つの衛星の姿勢
制御の妨げとなっている。より詳細には、テザーと平行
な軸のまわりの姿勢制御は、テザーが細くまた充分に長
い一般的な場合には捻れの剛性が低いため、ホイールを
用いた姿勢制御系にとってはテザーからの姿勢外乱は問
題とならないが、テザー軸と直交する２つの軸まわりの
姿勢制御に対しては、テザー張力に起因して発生する姿
勢外乱が大きな障害となる。場合によってはこのトルク
のレベルがホイールのトルク発生能力を上回り、また、
ホイールのトルク能力を上回らなかったとしても、定常
的にこのトルクが加わるためホイールロータの回転の飽
和をもたらし、以降、衛星の姿勢制御が不可能になるな
どの問題があった。

【００１０】本発明の目的は、姿勢制御が困難となるテ
ザー型人工衛星において、有効な姿勢制御手段を提供す
ることにある。

【００１１】

【課題を解決するための手段】本発明は、２つの人工衛
星とこれを結ぶテザーから構成され、２つの人工衛星が
ともに衛星の１つの面を地球に指向させるテザー型人工
衛星システムの姿勢制御装置において、１本のテザーが
両端において２つの人工衛星と結ばれる部分で３本以上
の複数のテザーに分岐し、それぞれの人工衛星側でこれ
ら複数本のテザーの長さを制御する機構を有して、衛星
のロール，ピッチ姿勢角を制御することを特徴とする。

【００１２】

【作用】テザー型人工衛星において、衛星質量の中心ず
れ、あるいはテザーの振動により、ロール軸，ピッチ軸
まわりの姿勢の誤差が発生した場合には、複数本のテザ
ーの長さを制御することによって、姿勢誤差を制御す
る。

【００１３】

【実施例】本発明の実施例について図面を参照して説明
する。

【００１４】図１は本発明におけるテザー型人工衛星の
姿勢制御装置の構成を示すものである。２つの人工衛星
１，２０は、１本のテザー５により結ばれており、それ
ぞれに姿勢制御装置が設けられている。図では、人工衛
星１の姿勢制御装置を示してある。

【００１５】図中、２は軌道進行方向であるロール軸、
３は軌道面逆垂直方向のピッチ軸、４は地球中心方向の
ヨー軸である。

【００１６】テザー５は、人工衛星１との結合部分で３
本の部分６ａ，６ｂ，６ｃに分岐している。人工衛星１
の本体内には、衛星結合部におけるテザー６ａ，６ｂ，
６ｃの長さをそれぞれ制御する機構７ａ，７ｂ，７ｃが
設けられている。

【００１７】さらに、人工衛星１の本体内には、リアク
ションホイール８とその駆動装置９、姿勢制御電子回路
１０を備え、本体外部には衛星の三軸まわりの姿勢を検
出するための姿勢センサである地球センサ１１と太陽セ
ンサ１２が設けられている。姿勢センサ１１，１２から
のロール，ピッチ，およびヨー姿勢角情報を含む信号は
姿勢制御電子回路１０に入力され、ノイズ除去等のフィ
ルタリング処理が実施され、その後のアクチュエータの
駆動に用いられる。

【００１８】以上の構成は上方にある衛星２０について
も、テザー５が衛星下部につくためこれに対応してテザ
ー制御機構が下向きになる点を除けば同じである。

【００１９】定常的な軌道上航行の場合、２つの衛星
１，２０を結ぶテザー５の方向は、全体の質量中心と地
球中心を結ぶ鉛直直線方向と平行になり、地球中心およ
び２つの衛星は一列に配列される。さらに、衛星の姿勢
が無制御の状態では、衛星の質量中心がテザーの延長線
上からずれる。

【００２０】図４は、衛星の質量中心のずれがあった場
合にこのずれに対応した姿勢誤差が生ずることを示す図
である。衛星の質量中心１３がテザー５を延長した直線
からずれた位置１４にあった場合には、ロール軸２，ピ
ッチ軸３の回りに姿勢の誤差が生ずる。なお、図４にお
いて実線で示す人工衛星１は、無制御状態での衛星姿勢
を示し、点線で示す人工衛星１は、目標となる衛星姿勢
を示す。

【００２１】また、衛星の質量中心の位置ずれがない場
合でも、テザー５が振動している場合には、同様にこの
振動に対応してロール軸，ピッチ軸まわりに姿勢の誤差
が発生する。

【００２２】本発明では、これら衛星質量中心のずれ、
およびテザーの振動などで生ずるロール軸，ピッチ軸ま
わりの姿勢誤差を、テザー制御機構７ａ，７ｂ，７ｃで
テザー６ａ，６ｂ，６ｃの長さを調整することによって
制御する。

【００２３】図５は、本発明におけるテザー型人工衛星
の姿勢制御の原理を示す図である。図５では、説明を簡
略化するため、２次元平面で示す。図に示すように、テ
ザー取付位置間の距離を２ａ、テザーの分岐部分６の長
さをそれぞれＬ、衛星質量中心のずれをΔｘと定義し、
テザー制御機構７によって繰り出される分岐部分６の長
さの和が変わらないように制御したとすると、一方の側
のテザー制御機構のテザー繰り出しの長さΔＬ（これ
は、もう一方の側のテザー制御機構の引き込みの長さΔ
Ｌと等しい）は、衛星質量中心１３のずれΔｘが衛星上
でのテザー取付位置間の距離の半分（＝ａ）より充分小
さい場合、 ΔＬ＝（Δｘ／ａ）・（ｃｏｓ² θ）・Ｌ とし、ただしθは一方のテザー分岐部分６が衛星となす
角度であり、また、テザー分岐点１５での張力をＴとし
た時の２つのテザー制御機構７での張力の増減を ΔＦ＝（Δｘ／ａ）・（ｓｉｎθ）・（Ｔ／２） とすると、衛星質量中心のずれ（Δｘ）による衛星の姿
勢角の誤差は除去される。

【００２４】図５では説明を簡略化するため２次元平面
で示したが、実際の衛星ではロール，ピッチの２方向の
まわりの姿勢制御が必要であり、各軸２つのテザー制御
機構を用いるとすると全部で４個のテザー制御機構が、
また兼用を考えた場合には３個のテザー機構（この場
合、三角形状に配置）が必要である。本発明では、３個
以上の複数個のテザー機構を有する一般的配置に対して
も適用することができる。

【００２５】以上の実施例では、分岐したテザーの本数
を３本としたが３本以上の複数本であれば制御トルクの
配分をかえることによって同様の効果を得ることができ
る。

【００２６】なお以上の実施例において、姿勢センサの
構成、およびセンサと姿勢制御電子回路との間のインタ
ーフェイスは従来技術によるものと同一である。

【００２７】以上は、衛星質量中心のずれに起因する姿
勢誤差を除去する場合のテザー機構の制御方法を示した
が、テザーがゆっくりとした周期で振動運動している場
合も、姿勢センサから絶えず得られるデータにもとづき
テザー制御機構を動的に動作させることによって時々刻
々の姿勢制御を行うことができる。なお、衛星ヨー軸ま
わり（テザー軸まわり）の姿勢については、テザーの存
在が大きな姿勢擾乱とならないことから、従来の方式で
あるリアクションホイール８を使った制御を行う。

【００２８】

【発明の効果】以上説明したように本発明は、従来のホ
イールを使った制御方式では制御が困難となるテザー型
人工衛星において有効な姿勢制御手段を実現できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明におけるテザー型人工衛星の姿勢制御装
置の構成を示す図である。

【図２】従来技術における単一の三軸姿勢制御型人工衛
星でのバイアスモーメンタム方式の衛星の場合のモーメ
ンタムホイールの配置を示す図である。

【図３】従来技術における単一の三軸姿勢制御型人工衛
星でのゼロモーメンタム方式の衛星の場合のリアクショ
ンホイールの配置を示す図である。

【図４】衛星の質量中心のずれがあった場合にこのずれ
に対応した姿勢誤差を生ずることを示す図である。

【図５】本発明におけるテザー型人工衛星の姿勢制御の
原理を示す図である。

【符号の説明】

１ 衛星 ２，３，４ それぞれ衛星のロール，ピッチ，ヨー軸 ５ テザー ６ａ，６ｂ，６ｃ 衛星との結合付近において分岐した
テザー部分 ７ａ，７ｂ，７ｃ ６ａ，６ｂ，６ｃのテザーの長さを
制御するテザー制御機構 ８，２８ リアクションホイール ９，２９ リアクションホイール駆動装置 １０ 姿勢制御電子回路 １１ 地球センサ １２ 太陽センサ １３ 衛星の質量中心 １５ テザー分岐点 １８ モーメンタムホイール １９ モーメンタムホイール駆動装置

Claims (2)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】２つの人工衛星とこれを結ぶテザーから構
   成され、２つの人工衛星がともに衛星の１つの面を地球
   に指向させるテザー型人工衛星システムの姿勢制御装置
   において、 １本のテザーが両端において２つの人工衛星と結ばれる
   部分で３本以上の複数のテザーに分岐し、それぞれの人
   工衛星側でこれら複数本のテザーの長さを制御する機構
   を有して、衛星のロール，ピッチ姿勢角を制御すること
   を特徴とするテザー型人工衛星の姿勢制御装置。
2. 【請求項２】 前記２つの衛星のそれぞれが衛星ヨー軸方
   向に沿ってリアクションホイールを有し、その回転制御
   によって衛星本体のヨー姿勢角を制御できるようにした
   ことを特徴とする請求項１記載のテザー型人工衛星の姿
   勢制御装置。