JP2635821B2 - 地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法 - Google Patents
地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法Info
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Description
【発明の詳細な説明】 この発明は、請求の範囲第１項の前段に規定する構成
により、地球を指向する３軸安定化衛星、および、その
ような衛星で太陽と地球の捕捉を行う方法に関する。
により、地球を指向する３軸安定化衛星、および、その
ような衛星で太陽と地球の捕捉を行う方法に関する。
この種の衛星は、H.Bittner et al.“The Attitude D
etermination and Control Subsystem of the Intelsat
V Spacecraft",in Proceedingk of AOCS Conference,N
oordwijk 3.−6.October 1977,ESA SP−128,November 1
977により知られている。この衛星は、遷移軌道や地球
静止衛星軌道で必要な種々の操縦行動を行うことができ
る。例えば太陽捕捉、つまり衛星に固定された座標系
（X,Y,Z）のＸ軸を太陽に向けること、地球捕捉、つま
りＺ軸を地球の中心点に向けること、遠地点操作行動、
つまり遠地点で発射する前に遷移軌道の遠地点でＺ軸を
静止衛星軌道の方向に向けること、および目標方位を常
時維持するため姿勢制御の全ての簡単な操作行動や、太
陽および／または地球のような姿勢の基準を見失なった
場合の再捕捉の全ての操作行動を行うことができる。
etermination and Control Subsystem of the Intelsat
V Spacecraft",in Proceedingk of AOCS Conference,N
oordwijk 3.−6.October 1977,ESA SP−128,November 1
977により知られている。この衛星は、遷移軌道や地球
静止衛星軌道で必要な種々の操縦行動を行うことができ
る。例えば太陽捕捉、つまり衛星に固定された座標系
（X,Y,Z）のＸ軸を太陽に向けること、地球捕捉、つま
りＺ軸を地球の中心点に向けること、遠地点操作行動、
つまり遠地点で発射する前に遷移軌道の遠地点でＺ軸を
静止衛星軌道の方向に向けること、および目標方位を常
時維持するため姿勢制御の全ての簡単な操作行動や、太
陽および／または地球のような姿勢の基準を見失なった
場合の再捕捉の全ての操作行動を行うことができる。
この周知の衛星の姿勢制御系は、その都度必要な制御
規則を利用する一つの制御器、この制御器から出力され
た駆動信号に応じて衛星の３つの主軸（X,Y,Z）の各々
の周りに駆動モーメントを発生する複数の駆動ユニッ
ト、つまり姿勢制御ノズル、および複数の太陽センサ、
一つの地球センサ、そして衛星の前記主軸に対して衛星
の回転速度ベクトルの成分を直接測定するため冗長性を
もって設計された３軸測定を行う一つのジャイロ・パケ
ットを有する。これ等の太陽センサは負のＺ軸周りに全
体でXZ面の半分およびこの面に垂直に一定の幅を有する
第一視界と、Ｘ軸周りに全体でXY面の３分の１およびこ
の面の垂直に一定の幅を有する第二視界とを有する。前
記地球センサはその光軸を通常のようにＺ軸の方向に向
け、このＺ軸が静止軌道で常時地球の中心点を指向する
必要がある（地球への指向）。
規則を利用する一つの制御器、この制御器から出力され
た駆動信号に応じて衛星の３つの主軸（X,Y,Z）の各々
の周りに駆動モーメントを発生する複数の駆動ユニッ
ト、つまり姿勢制御ノズル、および複数の太陽センサ、
一つの地球センサ、そして衛星の前記主軸に対して衛星
の回転速度ベクトルの成分を直接測定するため冗長性を
もって設計された３軸測定を行う一つのジャイロ・パケ
ットを有する。これ等の太陽センサは負のＺ軸周りに全
体でXZ面の半分およびこの面に垂直に一定の幅を有する
第一視界と、Ｘ軸周りに全体でXY面の３分の１およびこ
の面の垂直に一定の幅を有する第二視界とを有する。前
記地球センサはその光軸を通常のようにＺ軸の方向に向
け、このＺ軸が静止軌道で常時地球の中心点を指向する
必要がある（地球への指向）。
姿勢制御系で使用する測定変換器には、主要構成要素
として衛星に固定された座標系に関する衛星の回転速度
ベクトルω＝（ωX.ωY.ωＺ）Ｔの成分を直接測定する
ために３軸測定を行うジャイロ・パケットが付属してい
る。これ等の測定値は、周知の衛星の場合、望ましい姿
勢制御の操作行動を実行するため、制御がそこでそれに
応じて行われるので必要である。しかし、この種のジャ
イロを利用すると、特に宇宙空間の極端な条件の下で非
常に高い要求が設定され、非常に乱れ易く、故障しやす
い電子・機械部材が問題になると言う重大な欠点があ
る。これにより必要な冗長性のある設計は著しいコスト
の要因となっている。
として衛星に固定された座標系に関する衛星の回転速度
ベクトルω＝（ωX.ωY.ωＺ）Ｔの成分を直接測定する
ために３軸測定を行うジャイロ・パケットが付属してい
る。これ等の測定値は、周知の衛星の場合、望ましい姿
勢制御の操作行動を実行するため、制御がそこでそれに
応じて行われるので必要である。しかし、この種のジャ
イロを利用すると、特に宇宙空間の極端な条件の下で非
常に高い要求が設定され、非常に乱れ易く、故障しやす
い電子・機械部材が問題になると言う重大な欠点があ
る。これにより必要な冗長性のある設計は著しいコスト
の要因となっている。
この発明の課題は、姿勢制御系ができる限りコストに
見合っているが、機能に信頼性のあるように構成されて
いる、冒頭に述べた種類の衛星を提供することにある。
見合っているが、機能に信頼性のあるように構成されて
いる、冒頭に述べた種類の衛星を提供することにある。
上記の課題は、この発明により、請求の範囲第１項の
特徴部分に規定する構成によって解決されている。
特徴部分に規定する構成によって解決されている。
この構成により、太陽センサ装置が使用され、この太
陽センサ装置の視界が衛星に固定された座標系の一つの
面、ここでは所謂「視界面」、例えばXZ面内で０≦α１
≦２πの全視界角度を有し、α１はこの面内で任意に選
択された基準方向、例えばＸ軸から測った角度である。
つまり、視界面内に周回視界が必要である。この視界面
に垂直に、例えばＹ軸の方向に当然視界の最小幅を与え
る必要があるので、２軸測定が可能である。
陽センサ装置の視界が衛星に固定された座標系の一つの
面、ここでは所謂「視界面」、例えばXZ面内で０≦α１
≦２πの全視界角度を有し、α１はこの面内で任意に選
択された基準方向、例えばＸ軸から測った角度である。
つまり、視界面内に周回視界が必要である。この視界面
に垂直に、例えばＹ軸の方向に当然視界の最小幅を与え
る必要があるので、２軸測定が可能である。
重要な構成としては、姿勢制御系用の測定変換器とし
てもっぱら太陽センサ装置と地球センサが存在し、ジャ
イロは最早不要であることが要求される。これには、制
御器の中で特別な制御規則を使用する必要があり、この
制御規則が衛星の回転速度ベクトルωの成分に対する直
接の測定値を必要とせず、制御信号を形成するため、既
存の測定変換器（太陽センサと地球センサ）で得られる
測定信号を主に利用する。姿勢制御の全ての操作行動
は、使用すべき制御規則と、その中に必要な測定量に関
して適当に構成されている必要がある。
てもっぱら太陽センサ装置と地球センサが存在し、ジャ
イロは最早不要であることが要求される。これには、制
御器の中で特別な制御規則を使用する必要があり、この
制御規則が衛星の回転速度ベクトルωの成分に対する直
接の測定値を必要とせず、制御信号を形成するため、既
存の測定変換器（太陽センサと地球センサ）で得られる
測定信号を主に利用する。姿勢制御の全ての操作行動
は、使用すべき制御規則と、その中に必要な測定量に関
して適当に構成されている必要がある。
従属請求項には、太陽の地球の捕捉を行う方法が開示
されている。これ等の方法は、上に設定した要請を満た
し、ジャイロを用いないこの発明による衛星で利用でき
る。
されている。これ等の方法は、上に設定した要請を満た
し、ジャイロを用いないこの発明による衛星で利用でき
る。
太陽の捕捉は、周知のように、衛星の主軸、例えばＸ
軸を太陽の方向に向ける操作行動である。次いで、Ｙ軸
方向に出し、この軸周りに回転する太陽発電機を少なく
とも一部展開し、太陽に向けて、例えば遷移軌道でのエ
ネルギ供給を既に或る最小範囲で確保する。地球を捕捉
する操作行動は衛星の３つの主軸の他の軸、例えばＺ軸
を地球の中心点に向けるためにある。何故なら、地上ス
テーションと交信するために使用する衛星のアンテナを
この方向に向けるからである。この操作行動は一般的に
既に遷移軌道上で行う必要があるが、最終的な静止衛星
軌道上でも遠地点の操作行動を行った後に必要である。
軸を太陽の方向に向ける操作行動である。次いで、Ｙ軸
方向に出し、この軸周りに回転する太陽発電機を少なく
とも一部展開し、太陽に向けて、例えば遷移軌道でのエ
ネルギ供給を既に或る最小範囲で確保する。地球を捕捉
する操作行動は衛星の３つの主軸の他の軸、例えばＺ軸
を地球の中心点に向けるためにある。何故なら、地上ス
テーションと交信するために使用する衛星のアンテナを
この方向に向けるからである。この操作行動は一般的に
既に遷移軌道上で行う必要があるが、最終的な静止衛星
軌道上でも遠地点の操作行動を行った後に必要である。
太陽と地球の捕捉はこの発明により以下のように行わ
れ、衛星の任意の状態、場合によっては、ふらつき状態
から始める。
れ、衛星の任意の状態、場合によっては、ふらつき状態
から始める。
先ず、太陽が太陽センサの視界内にない場合、太陽の
探索を行う。この場合、太陽は独りでに視界に入り込む
ことがしばしば生じ、この視界が視界面、例えばXZ面に
垂直に±α２の幅（α２＜90゜例えばα２＝60゜）を有
する。これは、視界内を進む回転軸周りで衛星が回転し
ているので、全周回視界のため、遅くともこの種の半回
転後に太陽が太陽センサの視界内に達することによる。
この状況は、角度α２が大きければ、それだけ早く生じ
る。他方、ただ一つの安定な軸、つまり最大慣性モーメ
ントの軸周りの回転で燃料と構造の減衰によるエネルギ
損失のためこのふらつき運動が終る場合にも生じる。こ
の軸は、地球衛星の場合、一般に視界面として好ましく
はXZ面内にある。
探索を行う。この場合、太陽は独りでに視界に入り込む
ことがしばしば生じ、この視界が視界面、例えばXZ面に
垂直に±α２の幅（α２＜90゜例えばα２＝60゜）を有
する。これは、視界内を進む回転軸周りで衛星が回転し
ているので、全周回視界のため、遅くともこの種の半回
転後に太陽が太陽センサの視界内に達することによる。
この状況は、角度α２が大きければ、それだけ早く生じ
る。他方、ただ一つの安定な軸、つまり最大慣性モーメ
ントの軸周りの回転で燃料と構造の減衰によるエネルギ
損失のためこのふらつき運動が終る場合にも生じる。こ
の軸は、地球衛星の場合、一般に視界面として好ましく
はXZ面内にある。
予め選択可能な時間の後、太陽が太陽センサ装置の視
界内に入らないなら、章動運動を励起するため、視界面
（例えばXZ面）内にある軸周りのモーメントパルスを、
場合によって、繰り返し、その都度モーメント・レベル
を高めて与えることができる。こうして、この章動運動
は太陽が太陽センサの視界内に最終的に達することを確
実に与える。
界内に入らないなら、章動運動を励起するため、視界面
（例えばXZ面）内にある軸周りのモーメントパルスを、
場合によって、繰り返し、その都度モーメント・レベル
を高めて与えることができる。こうして、この章動運動
は太陽が太陽センサの視界内に最終的に達することを確
実に与える。
その次に、太陽ベクトルＳ＝（SX.SY.SZ）Ｔの方向で
与えられる太陽線を第一基準方向（太陽基準ベクトルＳ
R1）に調整する、好ましくは視界面内にある主軸（例え
ばＸ軸）の方向に調整する。地球の探索を後で行う場合
（地球の捕捉）、地球センサの光軸が、この光軸に対し
て垂直な回転軸周りで余りにも早く回転するため、地球
の上を早すぎる走査をしないことを保証するため、およ
び適時に減速できるため、そして、他方で地球探索に必
要なこの回転を何度も余り遅く行うことを防止するた
め、太陽線周りの衛星の回転速度ω Ｐを次のステップで
予め選択可能な一定値に調整する。その場合、同時に衛
星の回転速度の横成分ω ｑをできる限り十分減衰させる
か、あるいは完全に抑制する。最後に、太陽線を第二の
基準方向（太陽基準ベクトルＳ R2）に調整する。この第
二基準方向は、衛星のその時の既知の軌道位置と地球セ
ンサの光軸の方向とに応じて、衛星がこの第二基準方向
の周りに回転する時、地球センサの光軸が地球を走査す
るように地球センサの光軸を選ぶ。これに必要な太陽線
の周りの衛星の回転速度は予め平均値に調節され、次い
で一定に維持されるので、地球センサの光軸は地球を一
度捕捉すれば、地球の中心点を指向する。
与えられる太陽線を第一基準方向（太陽基準ベクトルＳ
R1）に調整する、好ましくは視界面内にある主軸（例え
ばＸ軸）の方向に調整する。地球の探索を後で行う場合
（地球の捕捉）、地球センサの光軸が、この光軸に対し
て垂直な回転軸周りで余りにも早く回転するため、地球
の上を早すぎる走査をしないことを保証するため、およ
び適時に減速できるため、そして、他方で地球探索に必
要なこの回転を何度も余り遅く行うことを防止するた
め、太陽線周りの衛星の回転速度ω Ｐを次のステップで
予め選択可能な一定値に調整する。その場合、同時に衛
星の回転速度の横成分ω ｑをできる限り十分減衰させる
か、あるいは完全に抑制する。最後に、太陽線を第二の
基準方向（太陽基準ベクトルＳ R2）に調整する。この第
二基準方向は、衛星のその時の既知の軌道位置と地球セ
ンサの光軸の方向とに応じて、衛星がこの第二基準方向
の周りに回転する時、地球センサの光軸が地球を走査す
るように地球センサの光軸を選ぶ。これに必要な太陽線
の周りの衛星の回転速度は予め平均値に調節され、次い
で一定に維持されるので、地球センサの光軸は地球を一
度捕捉すれば、地球の中心点を指向する。
章動運動を励起して太陽を探索する場合には、以下の
状況を前提とする。即ち、視界面がXZ面であり、太陽セ
ンサ装置の視界がこの面に垂直であって±α２の間の角
度範囲（α２＜90゜例えばα２＝60゜）を有し、衛星が
XZ面に垂直なＹ軸周りを角速度ωで回転し、角速度ベク
トルωと同じ向きの角運動量ベクトルＬを有する。これ
は章動運動を導入する前の最悪の配置である。この章動
運動は、パルス期間 のモーメントパルスをＸ軸周りに発生させて励起され
る。ここで、tcとIYは衛星のモーメントレベルとＹ軸に
関する慣性モーメントである。
状況を前提とする。即ち、視界面がXZ面であり、太陽セ
ンサ装置の視界がこの面に垂直であって±α２の間の角
度範囲（α２＜90゜例えばα２＝60゜）を有し、衛星が
XZ面に垂直なＹ軸周りを角速度ωで回転し、角速度ベク
トルωと同じ向きの角運動量ベクトルＬを有する。これ
は章動運動を導入する前の最悪の配置である。この章動
運動は、パルス期間 のモーメントパルスをＸ軸周りに発生させて励起され
る。ここで、tcとIYは衛星のモーメントレベルとＹ軸に
関する慣性モーメントである。
の待ち時間の後、太陽探索が未だ成功していない場合、
場合によっては、パルス期間を長くした新しいモーメン
トパルスを与える。
場合によっては、パルス期間を長くした新しいモーメン
トパルスを与える。
太陽線、即ち太陽ベクトルＳで与えられる方向を第一
基準方向（太陽基準ベクトルＳ R1）に調節する場合、以
下の制御規則を使用する。つまり、ｕ ＝−Ｋ Ｄ Ｌ Ｄ ω ｑ＋Ｋ Ｐ Ｌ Ｐ（Ｓ R1・Ｓ） この場合、ｕは駆動ユニットに導入すべき３軸方向に
付属する駆動信号のベクトルを、Ｋ ＤとＫ Ｐは増幅率の
対角行列を、Ｌ ＤとＬ Ｐは次のベクトルの長さを制限す
るが、その方向を変えないベクトルリミター（これは制
御の安定性を保証するために必要である）を、 R1は太
陽基準ベクトルＳ R1の成分から導くべくものであって、
ベクトル積Ｓ R1×Ｓを与えるベクトル積の交代対称行列
を、そして は太陽ベクトルＳの時間微分を意味する。太陽ベクトル
Ｓは周知のように単位ベクトルであるから、太陽センサ
で２軸測定をする場合、測定された二つの成分から第三
の成分が自動的に生じる。時間微分 は測定された太陽ベクトルＳから数値微分により、ある
いは高域濾波器、好ましくは次のタイプの伝達関数、 のような二次の高域濾波器により得られる（ｓはラプラ
ス演算子である）。上記制御規則により太陽ベクトルＳ
を太陽基準ベクトルＳ R1に調節することができ、太陽線
をこの基準方向に向ける速度を制限する。ω ｑが０でな
い限り、この制御規則は減衰作用を与える。この制御規
則は太陽線の周りに回転速度を調整するのでなく、むし
ろこの速度を（少なくとも近似的に）一定に維持させ
る。
基準方向（太陽基準ベクトルＳ R1）に調節する場合、以
下の制御規則を使用する。つまり、ｕ ＝−Ｋ Ｄ Ｌ Ｄ ω ｑ＋Ｋ Ｐ Ｌ Ｐ（Ｓ R1・Ｓ） この場合、ｕは駆動ユニットに導入すべき３軸方向に
付属する駆動信号のベクトルを、Ｋ ＤとＫ Ｐは増幅率の
対角行列を、Ｌ ＤとＬ Ｐは次のベクトルの長さを制限す
るが、その方向を変えないベクトルリミター（これは制
御の安定性を保証するために必要である）を、 R1は太
陽基準ベクトルＳ R1の成分から導くべくものであって、
ベクトル積Ｓ R1×Ｓを与えるベクトル積の交代対称行列
を、そして は太陽ベクトルＳの時間微分を意味する。太陽ベクトル
Ｓは周知のように単位ベクトルであるから、太陽センサ
で２軸測定をする場合、測定された二つの成分から第三
の成分が自動的に生じる。時間微分 は測定された太陽ベクトルＳから数値微分により、ある
いは高域濾波器、好ましくは次のタイプの伝達関数、 のような二次の高域濾波器により得られる（ｓはラプラ
ス演算子である）。上記制御規則により太陽ベクトルＳ
を太陽基準ベクトルＳ R1に調節することができ、太陽線
をこの基準方向に向ける速度を制限する。ω ｑが０でな
い限り、この制御規則は減衰作用を与える。この制御規
則は太陽線の周りに回転速度を調整するのでなく、むし
ろこの速度を（少なくとも近似的に）一定に維持させ
る。
太陽線の周りの衛星の回転速度ω Ｐを予め選択可能な
一定値に調整することは以下の制御規則、ｕ ＝−Ｋ Ｄ Ｌ Ｄ ω ｑ＋Ｋ Ｐ Ｌ Ｐ（Ｓ R1・Ｓ） ＋Kssign（ｃ）Ｓ（|cR|−|c|） により行われる。この場合、既に説明した量を別にし
て、ksはスカラー増幅率係数を、ｃは太陽線の周りの衛
星の回転速度のレベルを、そしてcRはこのレベルに対し
て予め選択可能な基準値を意味する。この制御規則で
は、最初の二つの項が、上で説明したように、依然とし
て太陽線を調整するが、第三項は太陽線の周りの衛星の
回転速度を基準値cRに制御するためにある。その場合、
符号sign（ｃ）とｃを予測する必要がある。この第三項
はｃの有効な予測値がある場合のみ付加的に接続され
る。
一定値に調整することは以下の制御規則、ｕ ＝−Ｋ Ｄ Ｌ Ｄ ω ｑ＋Ｋ Ｐ Ｌ Ｐ（Ｓ R1・Ｓ） ＋Kssign（ｃ）Ｓ（|cR|−|c|） により行われる。この場合、既に説明した量を別にし
て、ksはスカラー増幅率係数を、ｃは太陽線の周りの衛
星の回転速度のレベルを、そしてcRはこのレベルに対し
て予め選択可能な基準値を意味する。この制御規則で
は、最初の二つの項が、上で説明したように、依然とし
て太陽線を調整するが、第三項は太陽線の周りの衛星の
回転速度を基準値cRに制御するためにある。その場合、
符号sign（ｃ）とｃを予測する必要がある。この第三項
はｃの有効な予測値がある場合のみ付加的に接続され
る。
回転速度ｃの予測は以下のように行われる。即ち、 基本的な仮定として、太陽線の周りの衛星の回転をこ
の太陽線に垂直な軸に導入する必要があることである。
何故なら、この太陽線に垂直にしか速度を測定できない
か、あるいは予測できないからである。これは、衛星の
３軸周りの慣性モーメントが全て等しくない場合に、自
動的に保証される。つまり、基本式、 から、慣性テンソルI,ベクトル積の交代対称行列、 および作用を受けるモーメントベクトルτを用いて、下
記の組み合わせ等式系、 IX Ｘ＋（IZ−IY）ωＹωＺ＝τＸ IY Ｙ＋（IX−IZ）ωＸωＺ＝τＹ IZ Ｚ＋（IY−IX）ωＸωＹ＝τＺ が生じる。
の太陽線に垂直な軸に導入する必要があることである。
何故なら、この太陽線に垂直にしか速度を測定できない
か、あるいは予測できないからである。これは、衛星の
３軸周りの慣性モーメントが全て等しくない場合に、自
動的に保証される。つまり、基本式、 から、慣性テンソルI,ベクトル積の交代対称行列、 および作用を受けるモーメントベクトルτを用いて、下
記の組み合わせ等式系、 IX Ｘ＋（IZ−IY）ωＹωＺ＝τＸ IY Ｙ＋（IX−IZ）ωＸωＺ＝τＹ IZ Ｚ＋（IY−IX）ωＸωＹ＝τＺ が生じる。
全ての慣性モーメントが互いに等しければ、衛星内の
モーメンタムホィールにより太陽線に垂直な角運動量成
分を、 に従い作為的に発生させて上記の状況を強制する。最初
に述べた場合では、準静的な状況が支配していれば、つ
まりＳ≒Ｓ R1で であると、特に簡単な予測アルゴリズムが生じる。こう
して、 が得られ、τは制御により条件Ｓ≒Ｓ R1と を維持するために導入すべき駆動モーメントベクトルで
ある。このベクトルは個々の駆動ユニット、特に姿勢制
御ノズルの駆動度aiを用いて、τ ＝Tc ａ により求まる。ここで、Tcはその時に使用する駆動ユニ
ットあるいはノズルの組のトルクの行列である。
モーメンタムホィールにより太陽線に垂直な角運動量成
分を、 に従い作為的に発生させて上記の状況を強制する。最初
に述べた場合では、準静的な状況が支配していれば、つ
まりＳ≒Ｓ R1で であると、特に簡単な予測アルゴリズムが生じる。こう
して、 が得られ、τは制御により条件Ｓ≒Ｓ R1と を維持するために導入すべき駆動モーメントベクトルで
ある。このベクトルは個々の駆動ユニット、特に姿勢制
御ノズルの駆動度aiを用いて、τ ＝Tc ａ により求まる。ここで、Tcはその時に使用する駆動ユニ
ットあるいはノズルの組のトルクの行列である。
符号の決定（Ｓの方向に対して正または負）は継続す
る時間間隔（k,k＋1,・・・）で段階的に行われる。こ
れは、 sign（ｃ）k+1＝sign（|c|k+1−|c|k）・sign（τｓ）
ｋ である。これは、以下のように解釈できる。即ち、先行
時間間隔（ｋ）で太陽線の周りに加えるトルクτｓが
正、即ちＳと同じ方向で、従って、sign（τ ｓ）ｋ＝＋
１で、この軸周りの回転速度の値が大きくなると、現在
の時間間隔（ｋ＋１）で回転速度が正、つまりsign
（ｃ）k+1＝＋１等々となる。初期値として（ｋ＝０）,
sign（ck）＝＋１あるいは−１および|c|k＝０にする。
る時間間隔（k,k＋1,・・・）で段階的に行われる。こ
れは、 sign（ｃ）k+1＝sign（|c|k+1−|c|k）・sign（τｓ）
ｋ である。これは、以下のように解釈できる。即ち、先行
時間間隔（ｋ）で太陽線の周りに加えるトルクτｓが
正、即ちＳと同じ方向で、従って、sign（τ ｓ）ｋ＝＋
１で、この軸周りの回転速度の値が大きくなると、現在
の時間間隔（ｋ＋１）で回転速度が正、つまりsign
（ｃ）k+1＝＋１等々となる。初期値として（ｋ＝０）,
sign（ck）＝＋１あるいは−１および|c|k＝０にする。
太陽線の周りに加わるトルクの符号は、 sign（τｓ）＝sign（ck）・sign（|cR|−|c|k） sign（ｃ）の計算は、 Δ（ｃ）≡|c|k+1−|c|k が或るしきい値Δ０を越えた時にのみ、|c|の予測の不
正確さを除去するために行われる。
正確さを除去するために行われる。
その他、関係式 を調べて、静止状況を簡単に問い合わせることができ
る。ここで、εは小さな所定の範囲を表す。
る。ここで、εは小さな所定の範囲を表す。
上に述べた第二の場合では、太陽線の周りの回転速度
（大きさと符号）が作為的に発生する既知の角運動量ｈ
を使用し、衛星の３軸周りの慣性モーメントが同じであ
ると仮定して、簡単な関係式、 により決定できる。
（大きさと符号）が作為的に発生する既知の角運動量ｈ
を使用し、衛星の３軸周りの慣性モーメントが同じであ
ると仮定して、簡単な関係式、 により決定できる。
この代わりに、衛星の回転速度を求めることは以下の
ようにも行える。
ようにも行える。
Ｘ軸周りにモーメントを発生する駆動ユニットの操作
を止める（例えばuX＝０に設定する）。横軸の運動（Y,
Z軸）は太陽ベクトルの測定可能な成分（SZ.SY）および
その時間微分（SZ.SY）により規則、 に従って制御される。
を止める（例えばuX＝０に設定する）。横軸の運動（Y,
Z軸）は太陽ベクトルの測定可能な成分（SZ.SY）および
その時間微分（SZ.SY）により規則、 に従って制御される。
最初、衛星のＸ軸に一致する衛星の軸への太陽の入射
方向（Ｓ Ｒ＝（1,0,0））が、好ましくは所定の一定速
度で移動する。つまり、Ｙ軸方向に初期値「０」から所
定の最終値（SRYE）へ規則、 ０≦SRY（ｔ）＝ΔSRY・ｔ≦SRYE に従い移動し、その場合、Ｘ軸周りにの衛星の回転速度
ｃの値を関係式 により求めるか、あるいは衛星のＺ軸方向に初期値
「０」から所定の最終値（SRZE）まで、規則 ０≦SRZ（ｔ）＝ΔSRZ・ｔ≦SRZE に従い移動し、その場合、衛星の回転速度の値ｃを関係
式、 により求め、既に使用した記号の外に、対応する量は以
下のように定義される。つまり、 および ＳＹ∞.SＺ∞−静止（即ち過渡）状態の太陽の単位ベク
トルの（Y,Z）成分、IX.IY.IZ−対応する軸周りの衛星
の慣性モーメントを意味する。
方向（Ｓ Ｒ＝（1,0,0））が、好ましくは所定の一定速
度で移動する。つまり、Ｙ軸方向に初期値「０」から所
定の最終値（SRYE）へ規則、 ０≦SRY（ｔ）＝ΔSRY・ｔ≦SRYE に従い移動し、その場合、Ｘ軸周りにの衛星の回転速度
ｃの値を関係式 により求めるか、あるいは衛星のＺ軸方向に初期値
「０」から所定の最終値（SRZE）まで、規則 ０≦SRZ（ｔ）＝ΔSRZ・ｔ≦SRZE に従い移動し、その場合、衛星の回転速度の値ｃを関係
式、 により求め、既に使用した記号の外に、対応する量は以
下のように定義される。つまり、 および ＳＹ∞.SＺ∞−静止（即ち過渡）状態の太陽の単位ベク
トルの（Y,Z）成分、IX.IY.IZ−対応する軸周りの衛星
の慣性モーメントを意味する。
回転方向（ｃの符号）は、以下の関係式により、所定
の量（SRY.SRZ）あるいは測定可能な量（ＳRY∞.
SRZ∞）の符号（sign）から関係式に従い求めることが
できる。つまり、第一の場合、 sign（ｃ）＝sign［（１−Ｂ）・SRY］・sign
（ＳＺ∞） あるいは、第二の場合、 sign（ｃ）＝sign［（１−Ａ）・SRZ］・sign
（ＳＹ∞） に従い求まる。
の量（SRY.SRZ）あるいは測定可能な量（ＳRY∞.
SRZ∞）の符号（sign）から関係式に従い求めることが
できる。つまり、第一の場合、 sign（ｃ）＝sign［（１−Ｂ）・SRY］・sign
（ＳＺ∞） あるいは、第二の場合、 sign（ｃ）＝sign［（１−Ａ）・SRZ］・sign
（ＳＹ∞） に従い求まる。
実際の応用では、回転速度（ｃ）の符号、Ｘ軸周りの
モーメントの増分を指令し、次いで回転速度の値の数値
（|c|）を角運動量の変化前の値と比較して「試しで」
簡単に求めることもできる。正の増分で値がより大きく
なれば、符号は正であり、この逆の場合には負となる。
モーメントの増分を指令し、次いで回転速度の値の数値
（|c|）を角運動量の変化前の値と比較して「試しで」
簡単に求めることもできる。正の増分で値がより大きく
なれば、符号は正であり、この逆の場合には負となる。
太陽の捕捉で、太陽線を第一基準方向に最初に調整す
る場合、太陽基準ベクトルとして、Ｓ R1 ＝（SR1X.SR1Y.SR1Z）T. 測定した太陽ベクトルＳ ＝（SX.SY.SZ）Ｔ （｜Ｓ R1|＝１および｜Ｓ｜＝
１）に対して、最初に予め指定すると合理的である。つ
まり、|SY|≧CSYである限り、Ｓ R1 ＝（SX.0,SZ）Ｔ |SY|＜CSYになると、Ｓ R1 ＝（1,0,0）Ｔ この場合、CSYは予め選択できる定数である。これに
よって、太陽が再び視界から消えることを防止するた
め、太陽ベクトルを先ずできる限り早くXZ面の方向へ案
内されることになる（SR1Y＝０であるがSR1X＝SXおよび
SR1Z＝SZは不変である）。その後、初めて、太陽ベクト
ルがXZ面内でＸ軸の方向に傾く（SR1X＝SR1Z＝０）。
る場合、太陽基準ベクトルとして、Ｓ R1 ＝（SR1X.SR1Y.SR1Z）T. 測定した太陽ベクトルＳ ＝（SX.SY.SZ）Ｔ （｜Ｓ R1|＝１および｜Ｓ｜＝
１）に対して、最初に予め指定すると合理的である。つ
まり、|SY|≧CSYである限り、Ｓ R1 ＝（SX.0,SZ）Ｔ |SY|＜CSYになると、Ｓ R1 ＝（1,0,0）Ｔ この場合、CSYは予め選択できる定数である。これに
よって、太陽が再び視界から消えることを防止するた
め、太陽ベクトルを先ずできる限り早くXZ面の方向へ案
内されることになる（SR1Y＝０であるがSR1X＝SXおよび
SR1Z＝SZは不変である）。その後、初めて、太陽ベクト
ルがXZ面内でＸ軸の方向に傾く（SR1X＝SR1Z＝０）。
太陽線の周りの回転速度を調節した後、太陽線を軌道
上の衛星の位置に、あるいは地球−衛星−太陽の配置に
応じて所望の回転を維持し、この回転が結局地球センサ
の光軸を地球上に向けるような方向（Ｓ R2）に傾ける必
要がある。これは、ω Ｐを調整する上記制御規則を使用
して行われる。その場合、太陽の基準ベクトルＳ R1は、
上に述べた条件を満たす新しい第二の太陽の基準ベクト
ルＳ R2に交換される。
上の衛星の位置に、あるいは地球−衛星−太陽の配置に
応じて所望の回転を維持し、この回転が結局地球センサ
の光軸を地球上に向けるような方向（Ｓ R2）に傾ける必
要がある。これは、ω Ｐを調整する上記制御規則を使用
して行われる。その場合、太陽の基準ベクトルＳ R1は、
上に述べた条件を満たす新しい第二の太陽の基準ベクト
ルＳ R2に交換される。
上記説明から分かることは、太陽と地球を捕捉する場
合、３軸安定化衛星はジャイロないしでやってゆけ、こ
の操作行動を説明した方法で調整して実行するため、む
しろ太陽センサ地球センサの情報で十分である点にあ
る。
合、３軸安定化衛星はジャイロないしでやってゆけ、こ
の操作行動を説明した方法で調整して実行するため、む
しろ太陽センサ地球センサの情報で十分である点にあ
る。
これは遠地点の操作行動にも当てはまる。この行動で
は、楕円状の遷移軌道の地球から最も遠い点（遠地点）
で衛星がほぼ円形の最終静止軌道に導入される。つま
り、軌道方向に働く遠地点エンジンの推力によって導入
される。この推力がＸ軸方向に向い、２軸の太陽センサ
装置の視界面がXZ面であり、２軸地球センサの光軸がＺ
軸方向へ向けば、Ｘ軸が軌道方向を向く遠地点の操作行
動は、ジャイロなしで実行できる。何故なら、この配置
では３軸の基準が与えられるからである。
は、楕円状の遷移軌道の地球から最も遠い点（遠地点）
で衛星がほぼ円形の最終静止軌道に導入される。つま
り、軌道方向に働く遠地点エンジンの推力によって導入
される。この推力がＸ軸方向に向い、２軸の太陽センサ
装置の視界面がXZ面であり、２軸地球センサの光軸がＺ
軸方向へ向けば、Ｘ軸が軌道方向を向く遠地点の操作行
動は、ジャイロなしで実行できる。何故なら、この配置
では３軸の基準が与えられるからである。
これに反して、遠地点エンジンの推力がＺ軸方向に働
き、それ以外ではセンサの配置は同じであるなら、３軸
の基準が初めて失われる。何故なら、Ｚ軸方向を眺め、
２軸で測定する地球センサが最早地球を視界に捕らえな
いからである。この場合には、単軸でのみ測定する必要
のあるＹ軸方向を向いた付加的な地球センサがある時に
も、ジャイロを省くことができる。
き、それ以外ではセンサの配置は同じであるなら、３軸
の基準が初めて失われる。何故なら、Ｚ軸方向を眺め、
２軸で測定する地球センサが最早地球を視界に捕らえな
いからである。この場合には、単軸でのみ測定する必要
のあるＹ軸方向を向いた付加的な地球センサがある時に
も、ジャイロを省くことができる。
静止衛星軌道上で目標方位に向ける場合、衛星は何れ
にしてもジャイロを必要としない。何故なら、衛星は地
球センサを何時も地球に向け、太陽センサがその視界を
Ｙ方向に十分な開口角で太陽を常時視界に入れているか
らである。目標方位を見失った場合、上に説明した太陽
と地球の捕捉方法を用い、ジャイロなしで、目標方位に
向けることが再び行える。
にしてもジャイロを必要としない。何故なら、衛星は地
球センサを何時も地球に向け、太陽センサがその視界を
Ｙ方向に十分な開口角で太陽を常時視界に入れているか
らである。目標方位を見失った場合、上に説明した太陽
と地球の捕捉方法を用い、ジャイロなしで、目標方位に
向けることが再び行える。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 フイッシャー・ホルスト−ディーター ドイツ連邦共和国、デー−82008 ウン ターハッヒング、グリューンアウエル・ アレー、14 (56)参考文献 特開 平３−176611（ＪＰ，Ａ) 実開 昭62−65508（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭63−200714（ＪＰ，Ｕ) 特公 平１−33400（ＪＰ，Ｂ２)
Claims (9)
- 【請求項１】一つの制御器、衛星に固定された座標系の
３軸の各々の周りに制御モーメントを発生させる複数の
駆動ユニット、２軸測定を行う一つの地球センサ、およ
び２軸測定を行う一つの太陽センサ装置を有する姿勢制
御系を備えた地球を指向する３軸安定化衛星において、
前記太陽センサ装置の視界が座標系の一つの面（視界
面）内で０゜≦α１≦360゜の角度範囲とこの角度方向
に垂直な±α２（α２＜90゜）の角度範囲とを有し、測
定変換器としての姿勢制御系が専ら前記太陽センサと前
記地球センサとを有することを特徴とする衛星。 - 【請求項２】請求の範囲第１項の衛星で太陽と地球の捕
捉を行う方法において、以下の処理過程、 ａ）位置が衛星に固定された座標系で太陽ベクトルＳ＝
（SX.SY.SZ）Ｔにより与えられる太陽を前記太陽センサ
装置の視界に入れる目標を持った太陽の探索、 ｂ）太陽ベクトルＳの方向で与えられる太陽線を、前記
太陽センサ装置の視界内にあり、主として視界面内にあ
る衛星に固定された座標系の主軸に沿って指向する第一
基準方向Ｓ R1に向けて調整し、 ｃ）横成分ω ｑをできる限り完全に抑制して、回転速度
ωの太陽線の方向を向いた成分ω ｐを選択可能な一定値
に調整し、 ｄ）衛星が第二基準方向Ｓ R2の周りで回転する場合、地
球センサの光軸が地球を走査するように、衛星のその時
の既知軌道位置と地球センサの光軸の方向に応じて選択
される第二基準方向に向けて太陽線を調整し、 ｅ）地球センサの光軸と共に衛星を地球に指向させる、 を行うことを特徴とする方法。 - 【請求項３】太陽探索時に太陽が予め選択可能な時間の
後に太陽センサ装置の視界に入らない場合、章動運動を
励起するため、視界面内にある軸周りにモーメントパル
スを、場合によって、繰り返して、その都度モーメント
レベルを高めながら与えることを特徴とする請求の範囲
第２項に記載の方法。 - 【請求項４】太陽線を第一基準方向Ｓ R1に調整する場
合、次の制御規則 を制御器内で使用し、その場合、ｕが駆動ユニットに導
入すべきベクトル駆動量で、Ｋ ＤとＫ Ｐが姿勢および速
度の増幅率の係数の対角行列で、Ｌ ＤとＬ Ｐがベクトル
リミターを、ω ｑが太陽線に対する衛星の回転速度ωの
横成分で、Ｓ R1とＳがそれぞれベクトル積の交代対称行
列で、 が太陽ベクトルＳの時間微分に対する予測値であること
を特徴とする請求の範囲第２項または第３項に記載の方
法。 - 【請求項５】太陽線の周りの衛星の回転速度ω ｐを一定
値に調整する場合、次の制御規則、 を制御器内で使用し、ここでksがスカラー増幅率係数
で、ｃ＝｜ωp|が太陽線の周りの回転速度で、cRが対応
する基準値であることを特徴とする請求の範囲第２〜４
項のいずれか１項に記載の方法。 - 【請求項６】Ｓ≒Ｓ R1と である準静止衛星的な状況では、回転速度ｃの値を次の
規則、 によって求め、ここでＩは衛星に固定された座標系（X,
Y,Z）に関する衛星の慣性テンソルで、τは太陽線を調
節するために加えた制御モーメントであることを特徴と
する請求の範囲第５項に記載の方法。 - 【請求項７】制御モーメントτを以下の規則、τ ＝Tc ａ により求め、その場合、Tcは駆動ユニットの使用する組
のトルクの行列で、ａは駆動ユニットの駆動率を表すベ
クトルであることを特徴とする請求の範囲第６項に記載
の方法。 - 【請求項８】回転速度ｃの符号、時間間隔の初めで制御
モーメントの方向を計算に入れて、或る時間間隔が経過
した後に制御モーメントτが作用するため回転速度の値
の変化の符号から定まることを特徴とする請求の範囲第
６項または第７項に記載の方法。 - 【請求項９】例えばモーメンタムホィールによって発生
した角運動量成分ｈが太陽線に垂直である場合、回転速
度ｃの値は規則、 により求まることを特徴とする請求の範囲第５項に記載
の方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE4129630A DE4129630A1 (de) | 1991-09-06 | 1991-09-06 | Messanordnung und regelungssystem zur lageregelung eines dreiachsenstabilisierten satelliten sowie zugehoerige mess- und regelverfahren |
| DE4129630.3 | 1991-09-06 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06510499A JPH06510499A (ja) | 1994-11-24 |
| JP2635821B2 true JP2635821B2 (ja) | 1997-07-30 |
Family
ID=6439991
Family Applications (2)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5504961A Expired - Fee Related JP2635821B2 (ja) | 1991-09-06 | 1992-09-04 | 地球を指向する３軸安定化衛星および付属する太陽と地球を捕捉する方法 |
| JP5504964A Expired - Fee Related JP2637288B2 (ja) | 1991-09-06 | 1992-09-04 | ３軸安定衛星の姿勢制御で使用する測定装置と付属する評価方法、制御系および制御方法 |
Family Applications After (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5504964A Expired - Fee Related JP2637288B2 (ja) | 1991-09-06 | 1992-09-04 | ３軸安定衛星の姿勢制御で使用する測定装置と付属する評価方法、制御系および制御方法 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (2) | US5535965A (ja) |
| EP (2) | EP0601061B1 (ja) |
| JP (2) | JP2635821B2 (ja) |
| CN (2) | CN1039302C (ja) |
| CA (2) | CA2117090C (ja) |
| DE (3) | DE4129630A1 (ja) |
| WO (2) | WO1993004922A1 (ja) |
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|---|---|---|---|---|
| DE19703629A1 (de) * | 1997-01-31 | 1998-08-06 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur bordautonomen Bestimmung der Position eines Satelliten |
| US5597142A (en) * | 1995-03-06 | 1997-01-28 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft acquisition of orientation by scan of earth sensor field of view |
| DE19510371C1 (de) * | 1995-03-22 | 1996-10-31 | Daimler Benz Aerospace Ag | Verfahren zur Sonnensuche für einen dreiachsenstabilisierten Satelliten und dreiachsenstabilisierter Satellit |
| EP0795806B1 (de) * | 1995-08-11 | 2001-12-05 | Astrium GmbH | Vorrichtung zur Lageregelung und Stabilisierung eines Raumfahrzeuges |
| DE19816978C1 (de) * | 1998-04-17 | 1999-11-04 | Daimler Chrysler Ag | Verfahren zur Identifizierung eines fehlerhaft messenden Sensors in einem Raumfahrzeug |
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| US6145790A (en) * | 1998-09-22 | 2000-11-14 | Hughes Electronics Corporation | Attitude determination system and method |
| US6152403A (en) * | 1998-11-11 | 2000-11-28 | Hughes Electronics Corporation | Gyroscopic calibration methods for spacecraft |
| US6253125B1 (en) * | 2000-03-01 | 2001-06-26 | Space Systems/Loral, Inc. | Method and apparatus for generating orbital data |
| US6317660B1 (en) * | 2000-05-25 | 2001-11-13 | Space Systems/Loral, Inc. | Method for using satellite state vector prediction to provide satellite sensor automatic scan inhibit and/or sensor switching |
| CN100451898C (zh) * | 2005-12-14 | 2009-01-14 | 上海微小卫星工程中心 | 微小卫星的姿态控制方法及系统 |
| US7874519B2 (en) | 2006-02-25 | 2011-01-25 | Space Systems/Loral, Inc. | Spacecraft three-axis attitude acquisition from sun direction measurement |
| DE602007009972D1 (de) * | 2007-07-30 | 2010-12-02 | Astrium Gmbh | Vorrichtung und Verfahren zur Bahnbestimmung und -vorhersage von Satelliten, die Signale an Benutzer aussenden |
| FR2932163B1 (fr) * | 2008-06-09 | 2010-06-11 | Astrium Sas | Procede de commande d'attitude de satellite et satellite commande en attitude |
| CN101509775B (zh) * | 2009-03-18 | 2010-05-12 | 清华大学 | 一种多孔阵列式太阳敏感器的图像快速识别方法及装置 |
| CN101712381B (zh) * | 2009-11-13 | 2013-01-02 | 北京航空航天大学 | 一种基于多敏感器的定姿系统 |
| CN101858969A (zh) * | 2010-03-26 | 2010-10-13 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种基于优化虚拟转动的卫星目标姿态预先确定方法 |
| CN102176163B (zh) * | 2010-12-10 | 2012-11-14 | 航天东方红卫星有限公司 | 一种任务观测持续时间的确定方法 |
| CN102114918B (zh) * | 2010-12-31 | 2013-03-20 | 北京航空航天大学 | 一种基于多速率敏感器组合定姿的姿控反馈回路 |
| FR2980176A1 (fr) * | 2011-09-19 | 2013-03-22 | Astrium Sas | Procede de controle d'attitude d'un satellite et satellite commande en attitude |
| CN102514734B (zh) * | 2011-10-27 | 2013-11-27 | 北京航空航天大学 | 基于日地系统Halo轨道探测器构型与姿态指向的姿态递推方法 |
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| CN103264776B (zh) * | 2013-05-30 | 2015-04-22 | 中国空间技术研究院 | 一种基于信息融合的控制系统工作模式设置及切换方法 |
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| CN104071355B (zh) * | 2014-06-12 | 2016-03-30 | 上海微小卫星工程中心 | 一种卫星姿态稳定控制方法及装置 |
| CN107463191B (zh) * | 2017-06-18 | 2020-01-07 | 珠海磐磊智能科技有限公司 | 控制力矩陀螺仪系统及行驶装置 |
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