JP2613914B2 - 衛星の姿勢状態モニタリング装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔概要〕 宇宙空間を飛行する衛星の姿勢状態を常時モニタリン
グできるようにする衛星の姿勢状態モニタリング装置に
関し、 衛星の姿勢状態をより現実のものに近い状態でモニタ
リングできるようにすることを目的とし、 衛星から送られてくる衛星の持つ姿勢制御用のアクチ
ュエータの動作情報を受信するテレメトリ・データ受信
手段と、予め求められているそのアクチュエータの特性
情報と、テレメトリ・データ受信手段の受信するアクチ
ュエータの動作情報とから、姿勢制御装置が姿勢制御の
ために発する制御力及び制御トルクを算出する制御出力
算出手段と、衛星の軌道情報を検出する軌道情報検出手
段と、軌道情報検出手段の検出する衛星の軌道情報から
衛星に働く外乱力及び外乱トルクを算出する外乱算出手
段と、制御出力算出手段の算出結果と、外乱算出手段の
算出結果と、予め求められている衛星の質量慣性情報と
から、所定の運動方程式に従って衛星の姿勢状態をシミ
ュレーションする姿勢状態算出手段とを備え、この姿勢
状態算出手段のシミュレーション結果に従って、宇宙空
間を飛行中の衛星の姿勢状態をモニタリングできるよう
構成する。

〔産業上の利用分野〕

本発明は、宇宙空間を飛行する衛星の姿勢状態を常時
モニタリングできるようにする衛星の姿勢状態モニタリ
ング装置に関するものである。

衛星では、衛星に搭載した姿勢制御装置に従って、放
送や気象観測のためのアンテナやカメラが地球上の所定
の方向を向くようにと制御されることになる。このよう
に、宇宙空間を飛行する衛星はその姿勢が自動的に制御
されるものであるが、好ましくは、その姿勢状態を常時
地球上でモニタリングできるようにしていくことが望ま
れるのである。

〔従来の技術〕

宇宙空間を飛行する衛星の姿勢状態を、直接目視によ
ってモニタリングすることは現実にはできないことであ
る。これから、衛星の姿勢状態を何らかの間接的な手段
によってモニタリングしていく必要がある。

衛星の姿勢状態を間接的にモニタリングするための１
つの方法として、姿勢制御装置の備える姿勢誤差検出用
のセンサの検出信号を、テレメトリ・データとして地球
上に送信していく方法がある。確かに、この方法によれ
ば、地球上で衛星の姿勢状態を性格にモニタリングでき
ることになる。しかしながら、衛星は、気象観測や放送
といった所定の目的の実現のために打ち上げられるもの
である。これから、このような主目的のために通信回線
を占有させる必要があり、衛星の姿勢状態のモニタリン
グのようなジョブのために通信回線を常時使用させると
いうことはできないのである。従って、この方法では、
衛星の姿勢状態を常時モニタリングしていくことはでき
ない。

そこで、従来では、衛星の姿勢制御装置を評価するた
めに開発したシミュレーション装置を使い、打ち上げ前
に衛星の飛行中の連続的な姿勢状態をシミュレーション
処理により求めるようにしていたのである。

このシミュレーション装置は、姿勢誤差を検出するセ
ンサと、姿勢制御のための駆動源となるアクチュエータ
と、センサの検出信号からアクチュエータの駆動信号を
決定する制御論理とからなる姿勢制御装置を数学的にモ
デル化し、軌道位置から定まる大気抵抗や地磁気等の外
乱下のもとで、衛星の姿勢がどのように制御されること
になるのかということを、シミュレーションにより求め
る装置である。従来では、このシミュレーション装置を
使い、打ち上げ前に飛行中の衛星の連続的な姿勢状態を
求めていくことで、打ち上げられてからの衛星の連続的
な姿勢状態を間接的にモニタリングするようにとしてい
たのである。

〔発明が解決しようとする課題〕

しかしながら、このような従来技術では、姿勢制御装
置のアクチュエータが発することになる姿勢制御のため
の制御力及び制御トルクを近似的な数学モデルによって
求めていたことから、シミュレーション結果により求ま
る衛星の姿勢状態が、十分実際のものを表しているとは
考えられないという問題点があった。

本発明はかかる事情に鑑みてなされたものであって、
宇宙空間を飛行する衛星の姿勢状態をより現実のものに
近い状態で、常時モニタリングできるようにする衛星の
姿勢状態モニタリング装置の提供を目的とするものであ
る。

〔課題を解決するための手段〕

第１図は本発明の原理構成図である。

図中、10は飛行中の衛星、11は衛星10の備える姿勢制
御装置であって、駆動力源となるアクチュエータを制御
して衛星10の姿勢を制御するもの、20はテレメトリ・デ
ータ受信手段であって、例えば所定の周期をもって衛星
10から送られてくることになる衛星10の持つ姿勢制御用
のアクチュエータの動作情報を受信するもの、30は軌道
情報検出手段であって、衛星10の軌道情報を電波等を用
いて検出するもの、40はシミュレーション情報格納手段
であって、衛星10のシミュレーション処理のために必要
となるシミュレーション情報を格納するもの、41は質量
慣性情報格納手段であって、予め地球上で求めてある衛
星10の質量慣性情報を格納するもの、42はアクチュエー
タ情報格納手段であって、予め地球上で求めてある衛星
10の持つ姿勢制御用のアクチュエータの特性情報を格納
するもの、50はシミュレーション処理手段であって、衛
星10の姿勢状態をシミュレーションするもの、51は制御
出力算出手段であって、アクチュエータ情報格納手段42
の格納するアクチュエータ情報と、テレメトリ・データ
受信手段20の受信するアクチュエータの動作情報とか
ら、姿勢制御装置11が姿勢制御の実行のために発すると
ころの制御力及び制御トルクを算出するもの、52は外乱
算出手段であって、軌道情報検出手段30の検出する軌道
情報から衛星10に働く外乱力及び外乱トルクを算出する
もの、53は姿勢状態算出手段であって、制御出力算出手
段51の算出結果と、外乱算出手段52の算出結果と、質量
慣性情報格納手段41の格納する質量慣性情報とから、所
定の運動方程式に従って衛星10の姿勢状態をシミュレー
ションするもの、60は姿勢状態算出手段53のシミュレー
ション結果を表示する表示装置である。

〔作用〕

本発明では、制御出力算出手段51が、テレメトリ・デ
ータ受信手段20の受信するアクチュエータの動作情報を
使って姿勢制御装置11の発する実際の制御力及び制御ト
ルクを算出し、そして、姿勢状態算出手段53が、この実
際の制御力及び制御トルクを使って衛星10の姿勢状態を
シミュレーションする。このように、実際の制御力及び
制御トルクを使ってシミュレーションを行うことで衛星
10の姿勢状態をモニタリングするようにしたことから、
近似的な数学モデルを用いないですむこととなって、よ
り現実に近い衛星10の姿勢状態をモニタリングできるこ
とになるのである。しかも、現に飛行中の衛星の姿勢状
態をモニタリングできるようになる。そして、テレメト
リ・データ受信手段20は、常時アクチュエータの動作情
報を受信する必要がないので、衛星10の本来のジョブを
害することもないのである。

〔実施例〕

以下、三軸制御衛星に適用した実施例に従って、本発
明を詳細に説明する。

三軸制御衛星とは、スピン衛星のように回転すること
で姿勢を安定に維持するのではなくて、第２図に示すよ
うに、軸が直交する３つのホイール１を持たせ、このホ
イール１の回転の加速により生じる反作用に従って姿勢
の制御を実現するものである。更に、三軸制御衛星で
は、ホイールの他に姿勢制御のための駆動源として、ガ
スジェットのスラスタ２や、地磁気との相互作用により
駆動力を得る図示しない磁気トルカ装置を具備すること
になる。なお、第２図中の太陽電池パドル３は、三軸制
御衛星の電力源となるべく設けられるものであり、パラ
ボナアンテナ４は、地上との通信を行うべく地球方向に
向けられることになる。

飛行中の三軸制御衛星には、大気抵抗、地磁気、太陽
輻射圧、重力傾度等に起因する外乱力及び外乱トルクが
加わることになる。そこで、三軸制御衛星は、姿勢誤差
を検出するセンサ（例えば、基準となる地球を検出する
地球センサ）を使い、このような外乱下でも、常にパラ
ボラアンテナ４が地球上の所定の方向を向くようにと、
ホイール１、スラスタ２、磁気トルカ装置というアクチ
ュエータを駆動して自動的に姿勢を制御するのである。

第１図でも説明したように、本発明では、衛星が備え
るこのアクチュエータの動作情報を、テレメトリ・デー
タとして地上局に送信するよう構成することになる。衛
星が三軸制御衛星のときには、このテレメトリ・データ
として送信されることになるアクチュエータの動作情報
は、 スラスタのオン・オフ信号（SWi） スラスタの温度（Ti） 燃料タンク圧（Pi） ホイール駆動電流（Jwi） ホイール回転数（Ωwi） 磁気トルカ電流（Jmi） という６つの情報である。ここで、符号のｉは、複数個
用意されるスラスタ、ホイール、磁気トルカの識別番号
を示している。

また、同じく第１図で説明したように、本発明では、
衛星が備えるアクチュエータのアクチュエータ情報を予
め打ち上げ前に収集することになる。衛星が三軸制御衛
星のときには、この収集されることになるアクチュエー
タ情報は、 スラスタ推力（Fti） ホイール駆動モータ発生トルク係数（Kwi） ホイール慣性モーメント（Iwi） という９つの情報である。ここで、スラスタ推力Fti
は、スラスタ温度Tiと燃料タンク圧Piで定まることにな
る。

次に、第３図に示すフローチャートに従って、本発明
のモニタリング装置の処理内容について説明する。

三軸制御衛星の姿勢状態のモニタリング要求がある
と、モニタリング装置は、最初にステップ１で、実行す
ることになる積分処理の初期値を設定し、続いてステッ
プ２で、この積分処理の時間単位等の実行条件を入力す
る。そして、次のステップ３で、三軸制御衛星から送ら
れてくるアクチュエータの動作情報と、予め収集されて
あるアクチュエータ情報とから、スラスタ２の発してい
る制御力 制御トルク と、ホイール１の発している駆動トルク 磁気トルカの発している発生トルク 下式に従って求めることになる。

ここで、×はベクトルの外積。

ここで、三軸制御衛星の姿勢状態をリアルタイムでモ
ニタリングするときには、アクチュエータの動作情報は
所定の周期をもってリアルタイムでサンプリングされ、
これらの制御力や制御トルクもそれに合わせて求められ
ていくことになる。

モニタリング装置は、続くステップ４で、三軸制御衛
星の軌道情報から、所定の外乱モデルに従って、三軸制
御衛星に働く外乱の力 トルク 求める。本発明を用いる外乱モデルは公知のものなので
その詳細は省略するが、三軸制御衛星に働く外乱として
は、大気抵抗、地磁気、太陽輻射圧、重力傾度等があ
る。なお、三軸制御衛星の軌道情報は、従来通り地上か
らの電波等を使って求められることになる。

このようにして、アクチュエータの発する制御力及び
制御トルクと、三軸制御衛星に働く外乱力及び外乱トル
クを求めると、モニタリング装置は、続くステップ５
で、下式の運動方程式をルンゲ・クッタ積分法等で積分
することで解いて、三軸制御衛星の姿勢状態を求めるこ
とになる。

ここで、 それぞれ三軸制御衛星の位置ベクトルと角速度ベクトル
を表し、［Ｍ］と［Ｉ］は、それぞれ三軸制御衛星の質
量行列と慣性行列を表している。なお、この三軸制御衛
星の質量行列と慣性行列は、アクチュエータ情報と同様
に予め打ち上げ前に収集される。

ステップ５のシミュレーション処理により三軸制御衛
星の姿勢状態を求めると、モニタリング装置は、次のス
テップ６で、求められたシミュレーション結果をディス
プレイ装置に表示して、ファイルに格納するよう処理す
る。そして、続くステップ７で、オペレータからの終了
要求があるか否かを判断し、終了要求がなければステッ
プ３に戻って、三軸制御衛星の姿勢状態のシミュレーシ
ョン処理を続行していくことになる。

このように本発明では、テレメトリ・データとして送
られてくるアクチュエータの動作情報を使って制御力及
び制御トルクを求め、この求められた制御力及び制御ト
ルクを使いシミュレーション処理により三軸制御衛星の
姿勢状態をモニタリングするよう処理するのである。第
４図に、ディスプレイ装置に表示されることになる三軸
制御衛星の姿勢状態の一例を示す。この表示方式では、
太陽電池パドル３の向きをもって三軸制御衛星の姿勢状
態を表示するようにしている。

以上、図示実施例について説明したが、本発明はこれ
に限定されるものではない。例えば、本発明は三軸制御
衛星に限られることなく、すべての衛星に適用可能であ
る。また、リアルタイムで衛星の姿勢状態をモニタリン
グするものに限られるものではなく、例えばアクチュエ
ータ情報の時系列データを一度ファイルに格納し、後で
シミュレーション処理を行ってモニタリングを行うとい
うようにすることも可能である。

〔発明の効果〕

このように、本発明によれば、実際の制御出力を使っ
てシミュレーション処理を行うことで衛星の姿勢状態を
モニタリングするようにしたことから、近似的な数学モ
デルを用いないですむこととなって、より現実に近い衛
星の姿勢状態をモニタリングできることになる。しか
も、現に飛行中の衛星の姿勢状態をモニタリングできる
ようになる。そして、アクチュエータの動作情報を常時
受信する必要がないので、衛星の本来のジョブを害する
こともないのである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の原理構成図、 第２図は三軸制御衛星の説明図、 第３図は本発明の実行するフローチャート、 第４図は出力表示される衛星の姿勢状態の一例である。 図中、１はホイール、２はスラスタ、３は太陽電池パド
ル、４はパラボナアンテナ、10は衛星、11は姿勢制御装
置、20はテレメトリ・データ受信手段、30は軌道情報検
出手段、40はシミュレーション情報格納手段、41は質量
慣性情報格納手段、42はアクチュエータ情報格納手段、
50はシミュレーション処理手段、51は制御出算出手段、
52は外乱算出手段、53は姿勢状態算出手段である。

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】アクチュエータを制御する姿勢制御装置
   （11）に従って自動的に飛行中の姿勢が制御されること
   になる衛星（10）の姿勢状態を地上でモニタリングする
   ための衛星の姿勢状態モニタリング装置であって、 衛星（10）から送られてくる上記アクチュエータの動作
   情報を受信するテレメトリ・データ受信手段（20）と、 予め求められている上記アクチュエータの特性情報と、
   上記テレメトリ・データ受信手段（20）の受信する上記
   アクチュエータの動作情報とから、姿勢制御装置（11）
   が姿勢制御のために発する制御力及び制御トルクを算出
   する制御出力算出手段（51）と、 衛星（10）の軌道情報を検出する軌道情報検出手段（3
   0）と、 上記軌道情報検出手段（30）の検出する衛星（10）の軌
   道情報から衛星（10）に働く外乱力及び外乱トルクを算
   出する外乱算出手段（52）と、 上記制御出力算出手段（51）の算出結果と、上記外乱算
   出手段（52）の算出結果と、予め求められている衛星
   （10）の質量慣性情報とから、所定の運動方程式に従っ
   て衛星（10）の姿勢状態をシミュレーションする姿勢状
   態算出手段（53）とを備え、 上記姿勢状態算出手段（53）のシミュレーション結果に
   従って、宇宙空間を飛行中の衛星（10）の姿勢状態をモ
   ニタリングできるようにしてなることを、 特徴とする衛星の姿勢状態モニタリング装置。