JP2658937B2 - 人工衛星の３軸姿勢制御装置 - Google Patents
人工衛星の３軸姿勢制御装置Info
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- JP2658937B2 JP2658937B2 JP7003977A JP397795A JP2658937B2 JP 2658937 B2 JP2658937 B2 JP 2658937B2 JP 7003977 A JP7003977 A JP 7003977A JP 397795 A JP397795 A JP 397795A JP 2658937 B2 JP2658937 B2 JP 2658937B2
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 12
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 5
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- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 description 1
- 238000010587 phase diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は人工衛星の３軸姿勢制御
装置に係り、特に柔軟構造を有する人工衛星の姿勢制御
と柔軟構造物の制振制御を行う人工衛星の３軸姿勢制御
装置に関する。
装置に係り、特に柔軟構造を有する人工衛星の姿勢制御
と柔軟構造物の制振制御を行う人工衛星の３軸姿勢制御
装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】人工衛星に加わる外乱も考慮しながら姿
勢制御を行う場合、外部に太陽電池パドルや大型アンテ
ナなどの柔軟構造物を有する人工衛星では柔軟構造物の
柔軟運動を励振させると、これが人工衛星の姿勢制御に
悪影響を与えるため、このような柔軟構造物の柔軟運動
を抑制して姿勢制御精度を向上する必要がある。
勢制御を行う場合、外部に太陽電池パドルや大型アンテ
ナなどの柔軟構造物を有する人工衛星では柔軟構造物の
柔軟運動を励振させると、これが人工衛星の姿勢制御に
悪影響を与えるため、このような柔軟構造物の柔軟運動
を抑制して姿勢制御精度を向上する必要がある。
【０００３】図５は従来装置の一例のブロック線図を示
す。この従来装置は、姿勢制御器１０１、姿勢制御用ア
クチュエータ２、柔軟構造物４が取り付けられている衛
星本体３、姿勢角速度検出器５及び積分器１０２よりな
るフィードバックループ構成とされている。
す。この従来装置は、姿勢制御器１０１、姿勢制御用ア
クチュエータ２、柔軟構造物４が取り付けられている衛
星本体３、姿勢角速度検出器５及び積分器１０２よりな
るフィードバックループ構成とされている。
【０００４】この従来装置では、衛星本体３の姿勢角速
度を姿勢角速度検出器５が検出し、その検出姿勢角速度
信号を姿勢制御器１０１へ供給すると共に、積分器１０
２へ供給して積分させ、これより姿勢角信号を取り出し
て姿勢制御器１０１へ供給する。姿勢制御器１０１はこ
れらの姿勢角速度信号と姿勢角信号とに基づいて、衛星
本体３を所望の姿勢制御を行わせるための制御信号を生
成して姿勢制御用アクチュエータ２へ出力する。姿勢制
御用アクチュエータ２は、衛星本体３に対してトルクを
付与し、衛星本体３に加わる宇宙空間における外乱の影
響を考慮して衛星本体３を姿勢制御する。
度を姿勢角速度検出器５が検出し、その検出姿勢角速度
信号を姿勢制御器１０１へ供給すると共に、積分器１０
２へ供給して積分させ、これより姿勢角信号を取り出し
て姿勢制御器１０１へ供給する。姿勢制御器１０１はこ
れらの姿勢角速度信号と姿勢角信号とに基づいて、衛星
本体３を所望の姿勢制御を行わせるための制御信号を生
成して姿勢制御用アクチュエータ２へ出力する。姿勢制
御用アクチュエータ２は、衛星本体３に対してトルクを
付与し、衛星本体３に加わる宇宙空間における外乱の影
響を考慮して衛星本体３を姿勢制御する。
【０００５】また、他の従来の人工衛星の姿勢制御装置
として、例えば太陽電池パドルなどの柔軟構造物の柔軟
運動を抑制するために、柔軟構造物に加速度計を取り付
け、この加速度計の出力信号に柔軟運動安定化ゲインを
乗じた信号を、姿勢制御器である比例、積分、微分の三
要素による制御を行うＰＩＤ調節器の出力信号に付加す
ることにより、柔軟運動のダンピング特性を構造減衰以
外に能動的に増大させ、姿勢制御系のループゲインを高
くすることで姿勢制御精度を向上させるようにした姿勢
制御装置が知られている（特開昭６３−３４２９９号公
報）。
として、例えば太陽電池パドルなどの柔軟構造物の柔軟
運動を抑制するために、柔軟構造物に加速度計を取り付
け、この加速度計の出力信号に柔軟運動安定化ゲインを
乗じた信号を、姿勢制御器である比例、積分、微分の三
要素による制御を行うＰＩＤ調節器の出力信号に付加す
ることにより、柔軟運動のダンピング特性を構造減衰以
外に能動的に増大させ、姿勢制御系のループゲインを高
くすることで姿勢制御精度を向上させるようにした姿勢
制御装置が知られている（特開昭６３−３４２９９号公
報）。
【０００６】また、宇宙空間での人工衛星の姿勢角検出
信号と姿勢制御装置の出力姿勢制御信号と人工衛星の軌
道情報から地上で推定される外乱トルク信号の値とを利
用して、地上計算機によって柔軟構造物と人工衛星本体
とで構成される機械振動系の機械共振パラメータを推定
し、これに基づいて姿勢制御器内の制御パラメータを調
整することで、柔軟構造物の機械振動に対して制御装置
の効果によって能動的減衰を行う３軸姿勢制御装置も従
来知られている（特開昭５８−１７７８００号公報）。
信号と姿勢制御装置の出力姿勢制御信号と人工衛星の軌
道情報から地上で推定される外乱トルク信号の値とを利
用して、地上計算機によって柔軟構造物と人工衛星本体
とで構成される機械振動系の機械共振パラメータを推定
し、これに基づいて姿勢制御器内の制御パラメータを調
整することで、柔軟構造物の機械振動に対して制御装置
の効果によって能動的減衰を行う３軸姿勢制御装置も従
来知られている（特開昭５８−１７７８００号公報）。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】しかるに、上記の従来
の人工衛星の姿勢制御装置はいずれも、人工衛星の姿勢
制御系内に含まれる大きな無駄時間要素（遅れ時間）を
考慮しておらず、また軌道上で示す機械共振パラメータ
を地上で推定する場合でも柔軟構造物のパラメータ変動
に対して実時間で十分対応することができないため、機
械振動を能動的に減衰させる場合には、姿勢制御系を安
定化するためループゲインの設定に制約ができ、結果的
に十分な姿勢制御性能を得ることができなかった。その
ため、人工衛星が宇宙空間で何らかの外乱を受け、柔軟
構造物に振動が発生した場合には、柔軟構造物の振動を
抑制する効果が弱く、人工衛星全体の姿勢制御精度に多
大な影響を及ぼしている。
の人工衛星の姿勢制御装置はいずれも、人工衛星の姿勢
制御系内に含まれる大きな無駄時間要素（遅れ時間）を
考慮しておらず、また軌道上で示す機械共振パラメータ
を地上で推定する場合でも柔軟構造物のパラメータ変動
に対して実時間で十分対応することができないため、機
械振動を能動的に減衰させる場合には、姿勢制御系を安
定化するためループゲインの設定に制約ができ、結果的
に十分な姿勢制御性能を得ることができなかった。その
ため、人工衛星が宇宙空間で何らかの外乱を受け、柔軟
構造物に振動が発生した場合には、柔軟構造物の振動を
抑制する効果が弱く、人工衛星全体の姿勢制御精度に多
大な影響を及ぼしている。
【０００８】本発明は以上の点に鑑みなされたもので、
姿勢系の無駄時間モデルや多項式補償器などを組み込ん
だ外乱補償器及び外乱無駄時間補償器を適用すること
で、人工衛星の高精度姿勢制御と柔軟構造物の制振制御
を同時に達成し得る人工衛星の３軸姿勢制御装置を提供
することを目的とする。
姿勢系の無駄時間モデルや多項式補償器などを組み込ん
だ外乱補償器及び外乱無駄時間補償器を適用すること
で、人工衛星の高精度姿勢制御と柔軟構造物の制振制御
を同時に達成し得る人工衛星の３軸姿勢制御装置を提供
することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
め、 請求項１記載の第１の発明では、柔軟構造物が取
り付けられた衛星本体の姿勢角速度を検出する姿勢角速
度検出器と、外部より入力される姿勢制御信号により衛
星本体の姿勢を制御する姿勢制御用アクチュエータと、
姿勢角速度検出器の出力姿勢角速度信号に基づいて、衛
星本体に加わる外乱の大きさを推定する推定外乱信号を
出力する第１の演算器と、推定外乱信号に基づいて外乱
を除去するための外乱除去信号を生成する第２の演算器
と、姿勢制御系内に存在する無駄時間をパラメータとす
る所定の近似式により姿勢制御信号から推定制御信号を
生成する姿勢系無駄時間モデルと、推定制御信号と外乱
除去信号との差信号より推定した外乱を除去するための
推定外乱除去信号を生成する推定外乱除去信号生成手段
と、姿勢角制御信号と姿勢角速度信号とから衛星姿勢角
推定信号を生成する衛星姿勢角推定器と、姿勢角速度信
号と衛星姿勢角推定信号と推定外乱除去信号とに基づい
て姿勢制御信号を生成する姿勢制御信号生成手段とを有
する構成としたものである。
め、 請求項１記載の第１の発明では、柔軟構造物が取
り付けられた衛星本体の姿勢角速度を検出する姿勢角速
度検出器と、外部より入力される姿勢制御信号により衛
星本体の姿勢を制御する姿勢制御用アクチュエータと、
姿勢角速度検出器の出力姿勢角速度信号に基づいて、衛
星本体に加わる外乱の大きさを推定する推定外乱信号を
出力する第１の演算器と、推定外乱信号に基づいて外乱
を除去するための外乱除去信号を生成する第２の演算器
と、姿勢制御系内に存在する無駄時間をパラメータとす
る所定の近似式により姿勢制御信号から推定制御信号を
生成する姿勢系無駄時間モデルと、推定制御信号と外乱
除去信号との差信号より推定した外乱を除去するための
推定外乱除去信号を生成する推定外乱除去信号生成手段
と、姿勢角制御信号と姿勢角速度信号とから衛星姿勢角
推定信号を生成する衛星姿勢角推定器と、姿勢角速度信
号と衛星姿勢角推定信号と推定外乱除去信号とに基づい
て姿勢制御信号を生成する姿勢制御信号生成手段とを有
する構成としたものである。
【００１０】また、請求項２記載の第２の発明では、上
記の推定外乱除去信号生成手段を、推定制御信号と外乱
除去信号との差信号に対して所定の多項式で表される伝
達関数を付与して外乱位相補償信号を生成する外乱位相
補償信号生成手段と、外乱位相補償信号に基づいて推定
した外乱を除去するための推定外乱除去信号を生成する
フィルタとより構成したものである。
記の推定外乱除去信号生成手段を、推定制御信号と外乱
除去信号との差信号に対して所定の多項式で表される伝
達関数を付与して外乱位相補償信号を生成する外乱位相
補償信号生成手段と、外乱位相補償信号に基づいて推定
した外乱を除去するための推定外乱除去信号を生成する
フィルタとより構成したものである。
【００１１】
【作用】第１の発明では、第１の演算器、第２の演算
器、姿勢系無駄時間モデル及び推定外乱除去信号生成手
段よりなる外乱補償器により、衛星本体に加わる外乱を
推定し、更にその推定した外乱を除去するための推定外
乱除去信号を生成し、この推定外乱除去信号を姿勢角速
度信号と衛星姿勢角推定信号とに基づいて生成した制御
信号に加え合わせて姿勢制御信号として衛星本体の姿勢
制御に用いるようにしたため、柔軟構造物の機械共振パ
ラメータが事前に分からないか又は軌道上で変動した場
合でも、衛星系の無駄時間を考慮し、かつ、衛星本体の
姿勢変動に影響を与える機械共振や外部から加わる外乱
などを実時間で推定した推定外乱除去信号を用いた衛星
姿勢制御ができる。
器、姿勢系無駄時間モデル及び推定外乱除去信号生成手
段よりなる外乱補償器により、衛星本体に加わる外乱を
推定し、更にその推定した外乱を除去するための推定外
乱除去信号を生成し、この推定外乱除去信号を姿勢角速
度信号と衛星姿勢角推定信号とに基づいて生成した制御
信号に加え合わせて姿勢制御信号として衛星本体の姿勢
制御に用いるようにしたため、柔軟構造物の機械共振パ
ラメータが事前に分からないか又は軌道上で変動した場
合でも、衛星系の無駄時間を考慮し、かつ、衛星本体の
姿勢変動に影響を与える機械共振や外部から加わる外乱
などを実時間で推定した推定外乱除去信号を用いた衛星
姿勢制御ができる。
【００１２】また、第２の発明では、位相補償した推定
外乱除去信号を生成するようにしているため、この推定
外乱除去信号を姿勢角速度信号と衛星姿勢角推定信号と
に基づいて生成した制御信号に加え合わせて姿勢制御信
号としたときにも、従来のように姿勢角速度信号と衛星
姿勢角推定信号とに基づいて生成した制御信号のみで衛
星本体の姿勢制御に用いる場合と同様の位相対周波数特
性を得ることができる（位相対周波数特性を変化させる
ことがない）。
外乱除去信号を生成するようにしているため、この推定
外乱除去信号を姿勢角速度信号と衛星姿勢角推定信号と
に基づいて生成した制御信号に加え合わせて姿勢制御信
号としたときにも、従来のように姿勢角速度信号と衛星
姿勢角推定信号とに基づいて生成した制御信号のみで衛
星本体の姿勢制御に用いる場合と同様の位相対周波数特
性を得ることができる（位相対周波数特性を変化させる
ことがない）。
【００１３】
【実施例】次に、本発明の実施例について説明する。図
１は本発明になる人工衛星の３軸姿勢制御装置の第１実
施例のブロック線図を示す。同図に示すように、本実施
例装置は、主制御器１、姿勢制御用アクチュエータ２、
衛星本体３、この衛星本体３の外部に設けられた太陽電
池パドルや大型アンテナ等の柔軟構造物４、姿勢角速度
検出器５、衛星姿勢角推定器６、衛星ダイナミクス逆モ
デル演算器７、アクチュエータ逆モデル演算器８、減算
器９、フィルタ１０、加算器１１及び姿勢系無駄時間モ
デル１２より構成されている。
１は本発明になる人工衛星の３軸姿勢制御装置の第１実
施例のブロック線図を示す。同図に示すように、本実施
例装置は、主制御器１、姿勢制御用アクチュエータ２、
衛星本体３、この衛星本体３の外部に設けられた太陽電
池パドルや大型アンテナ等の柔軟構造物４、姿勢角速度
検出器５、衛星姿勢角推定器６、衛星ダイナミクス逆モ
デル演算器７、アクチュエータ逆モデル演算器８、減算
器９、フィルタ１０、加算器１１及び姿勢系無駄時間モ
デル１２より構成されている。
【００１４】すなわち、本実施例は、図５に示した従来
装置と比較すると、姿勢制御器１０１、積分器１０２の
代わりに主制御器１、衛星姿勢角推定器６を設け、か
つ、姿勢角速度検出器５から主制御器１の出力端の加算
器１１に至るフィードバックループ中に、衛星ダイナミ
クス逆モデル演算器７、アクチュエータ逆モデル演算器
８、減算器９、フィルタ１０及び姿勢系無駄時間モデル
１２よりなる外乱補償器２０を設けた構成である。
装置と比較すると、姿勢制御器１０１、積分器１０２の
代わりに主制御器１、衛星姿勢角推定器６を設け、か
つ、姿勢角速度検出器５から主制御器１の出力端の加算
器１１に至るフィードバックループ中に、衛星ダイナミ
クス逆モデル演算器７、アクチュエータ逆モデル演算器
８、減算器９、フィルタ１０及び姿勢系無駄時間モデル
１２よりなる外乱補償器２０を設けた構成である。
【００１５】主制御器１は、この姿勢制御系を安定化す
る制御信号を姿勢角速度信号ｂと衛星姿勢角推定信号ｇ
をもとに発生する回路で、例えばＰＩＤ制御器により構
成されている。衛星姿勢角推定器６は、姿勢角速度検出
器５の出力姿勢角速度信号ｂに基づいて姿勢角を推定し
た衛星姿勢角推定信号ｇを出力する回路で、例えば単純
な積分器あるいは主制御器１より出力される姿勢制御信
号ａを積極的に利用したカルマンフィルタによって構成
されている。
る制御信号を姿勢角速度信号ｂと衛星姿勢角推定信号ｇ
をもとに発生する回路で、例えばＰＩＤ制御器により構
成されている。衛星姿勢角推定器６は、姿勢角速度検出
器５の出力姿勢角速度信号ｂに基づいて姿勢角を推定し
た衛星姿勢角推定信号ｇを出力する回路で、例えば単純
な積分器あるいは主制御器１より出力される姿勢制御信
号ａを積極的に利用したカルマンフィルタによって構成
されている。
【００１６】また、衛星ダイナミクス逆モデル演算器７
は、例えば衛星本体３の伝達関数がラプラス演算子ｓと
衛星の慣性モーメントＩとを用いて（１／Ｉｓ）と表さ
れる場合に、伝達関数がＩｓで表される演算器であり、
姿勢角速度信号ｂを入力信号として受け、衛星本体３に
入力された信号を推定外乱信号ｃとして出力する。
は、例えば衛星本体３の伝達関数がラプラス演算子ｓと
衛星の慣性モーメントＩとを用いて（１／Ｉｓ）と表さ
れる場合に、伝達関数がＩｓで表される演算器であり、
姿勢角速度信号ｂを入力信号として受け、衛星本体３に
入力された信号を推定外乱信号ｃとして出力する。
【００１７】アクチュエータ逆モデル演算器８は、姿勢
制御用アクチュエータ２のダイナミクスが｛１／（Ｔｓ
＋１）｝（ただし、Ｔはアクチュエータの時定数）で表
される場合に、その伝達関数が（Ｔｓ＋１）に設定され
ることにより、推定外乱信号ｃから外乱除去信号ｄを発
生する。しかし、衛星ダイナミクス逆モデル演算器７と
アクチュエータ逆モデル演算器８を合わせたものは、明
らかにこのままでは実現不可能であるため、例えば｛Ａ
4／（ｓ＋Ａ）4｝（ただし、Ａはフィルタ１０の設計パ
ラメータ）の伝達関数をもつフィルタ１０をアクチュエ
ータ逆モデル演算器８の出力側に設けることで、これら
の逆モデル演算器を実現している。
制御用アクチュエータ２のダイナミクスが｛１／（Ｔｓ
＋１）｝（ただし、Ｔはアクチュエータの時定数）で表
される場合に、その伝達関数が（Ｔｓ＋１）に設定され
ることにより、推定外乱信号ｃから外乱除去信号ｄを発
生する。しかし、衛星ダイナミクス逆モデル演算器７と
アクチュエータ逆モデル演算器８を合わせたものは、明
らかにこのままでは実現不可能であるため、例えば｛Ａ
4／（ｓ＋Ａ）4｝（ただし、Ａはフィルタ１０の設計パ
ラメータ）の伝達関数をもつフィルタ１０をアクチュエ
ータ逆モデル演算器８の出力側に設けることで、これら
の逆モデル演算器を実現している。
【００１８】また、減算器９は、姿勢系無駄時間モデル
１２から取り出される推定制御信号ｅから上記の外乱除
去信号ｄを差し引いた信号をフィルタ１０へ出力する。
これにより、フィルタ１０からは推定外乱除去信号ｆが
出力される。ただし、推定制御信号ｅは、３次のパデ
（ｐａｄｅ）近似によって、次式 （−Ｌ3 0ｓ3＋１２Ｌ2 0ｓ2−６０Ｌ0ｓ＋１２０） ／（Ｌ3 0ｓ3＋１２Ｌ2 0ｓ2＋６０Ｌ0ｓ＋１２０） （ただし、Ｌ0は主制御器１、姿勢制御用アクチュエー
タ２、姿勢角速度検出器５、衛星姿勢角推定器６の各内
部その他でそれぞれ発生する、この姿勢制御系内に存在
する総無駄時間）で表現される姿勢系無駄時間モデル１
２を用いて姿勢制御信号ａをもとに発生する信号であ
る。
１２から取り出される推定制御信号ｅから上記の外乱除
去信号ｄを差し引いた信号をフィルタ１０へ出力する。
これにより、フィルタ１０からは推定外乱除去信号ｆが
出力される。ただし、推定制御信号ｅは、３次のパデ
（ｐａｄｅ）近似によって、次式 （−Ｌ3 0ｓ3＋１２Ｌ2 0ｓ2−６０Ｌ0ｓ＋１２０） ／（Ｌ3 0ｓ3＋１２Ｌ2 0ｓ2＋６０Ｌ0ｓ＋１２０） （ただし、Ｌ0は主制御器１、姿勢制御用アクチュエー
タ２、姿勢角速度検出器５、衛星姿勢角推定器６の各内
部その他でそれぞれ発生する、この姿勢制御系内に存在
する総無駄時間）で表現される姿勢系無駄時間モデル１
２を用いて姿勢制御信号ａをもとに発生する信号であ
る。
【００１９】次に、本実施例の動作について説明する。
宇宙空間における外乱ｘが加わっている衛星本体３の姿
勢角速度を、姿勢角速度検出器５により検出して得られ
た姿勢角速度信号ｂが衛星ダイナミクス逆モデル演算器
７に供給される一方、後述の姿勢制御信号ａと共に衛星
姿勢角検出器６に供給されて衛星姿勢角推定信号ｇに変
換される。衛星ダイナミクス逆モデル演算器７は衛星本
体３に加えられている外乱ｘを推定する推定外乱信号ｃ
を生成し、これをアクチュエータ逆モデル演算器８に供
給し、ここで推定した外乱を除去するための外乱除去信
号ｄを生成させる。
宇宙空間における外乱ｘが加わっている衛星本体３の姿
勢角速度を、姿勢角速度検出器５により検出して得られ
た姿勢角速度信号ｂが衛星ダイナミクス逆モデル演算器
７に供給される一方、後述の姿勢制御信号ａと共に衛星
姿勢角検出器６に供給されて衛星姿勢角推定信号ｇに変
換される。衛星ダイナミクス逆モデル演算器７は衛星本
体３に加えられている外乱ｘを推定する推定外乱信号ｃ
を生成し、これをアクチュエータ逆モデル演算器８に供
給し、ここで推定した外乱を除去するための外乱除去信
号ｄを生成させる。
【００２０】一方、姿勢制御用アクチュエータ２に入力
される姿勢制御信号ａに基づいて、姿勢系無駄時間モデ
ル１２において前記３次のパデ近似により推定制御信号
ｅが生成され、この推定制御信号ｅが上記の外乱除去信
号ｄと減算器９において減算された後、フィルタ１０を
介して推定外乱除去信号ｆに変換されて外乱補償器２０
の出力信号として加算器１１へ出力される。
される姿勢制御信号ａに基づいて、姿勢系無駄時間モデ
ル１２において前記３次のパデ近似により推定制御信号
ｅが生成され、この推定制御信号ｅが上記の外乱除去信
号ｄと減算器９において減算された後、フィルタ１０を
介して推定外乱除去信号ｆに変換されて外乱補償器２０
の出力信号として加算器１１へ出力される。
【００２１】主制御器１は、前記姿勢角速度信号ｂと衛
星姿勢角推定信号ｇとを入力信号として受け、ＰＩＤ制
御器と同様にして制御信号を生成する。この制御信号は
加算器１１に供給され、ここで外乱補償器２０よりの推
定外乱除去信号ｆと加算されて姿勢制御信号ａとされた
後、衛星姿勢角推定器６に供給される一方、姿勢制御用
アクチュエータ２に供給されてその動作を制御する。
星姿勢角推定信号ｇとを入力信号として受け、ＰＩＤ制
御器と同様にして制御信号を生成する。この制御信号は
加算器１１に供給され、ここで外乱補償器２０よりの推
定外乱除去信号ｆと加算されて姿勢制御信号ａとされた
後、衛星姿勢角推定器６に供給される一方、姿勢制御用
アクチュエータ２に供給されてその動作を制御する。
【００２２】姿勢制御用アクチュエータ２は例えば衛星
本体３の内部に取り付けられたリアクションホイール
で、上記の姿勢制御信号ａによりリアクションホイール
の回転を制御し、これによりその回転方向と反対方向の
トルクを衛星本体３へ作用させることで姿勢制御を行
う。ここで、この姿勢制御は外乱補償器２０からの推定
外乱除去信号ｆを含めて行われるため、高精度な衛星姿
勢制御ができる。
本体３の内部に取り付けられたリアクションホイール
で、上記の姿勢制御信号ａによりリアクションホイール
の回転を制御し、これによりその回転方向と反対方向の
トルクを衛星本体３へ作用させることで姿勢制御を行
う。ここで、この姿勢制御は外乱補償器２０からの推定
外乱除去信号ｆを含めて行われるため、高精度な衛星姿
勢制御ができる。
【００２３】図２は図１の第１実施例において衛星目標
姿勢角から衛星姿勢角までの数学モデルに対して導出し
た開ループ伝達関数の周波数特性図で、同図（Ａ）はゲ
イン対周波数特性図、同図（Ｂ）は位相対周波数特性図
を示す。同図（Ａ）及び（Ｂ）では外乱補償器２０を設
けた本実施例の周波数特性を実線で示し、外乱補償器２
０を設けない場合の周波数特性を破線で示している。
姿勢角から衛星姿勢角までの数学モデルに対して導出し
た開ループ伝達関数の周波数特性図で、同図（Ａ）はゲ
イン対周波数特性図、同図（Ｂ）は位相対周波数特性図
を示す。同図（Ａ）及び（Ｂ）では外乱補償器２０を設
けた本実施例の周波数特性を実線で示し、外乱補償器２
０を設けない場合の周波数特性を破線で示している。
【００２４】また、ここでは、主制御器１としてＰＩＤ
制御器、姿勢制御用アクチュエータ２としてリアクショ
ンホイール、衛星姿勢角推定器６として積分器を用い、
また、姿勢制御系の無駄時間を４００ｍｓｅｃとし、衛
星に取り付けられる柔軟構造物４として４次の振動モー
ドまで採用した。
制御器、姿勢制御用アクチュエータ２としてリアクショ
ンホイール、衛星姿勢角推定器６として積分器を用い、
また、姿勢制御系の無駄時間を４００ｍｓｅｃとし、衛
星に取り付けられる柔軟構造物４として４次の振動モー
ドまで採用した。
【００２５】図２（Ａ）の破線から分かるように、柔軟
構造物４が付加された衛星を単純なＰＩＤ制御器のみで
制御する場合には、振動のピークを抑制する効果がな
く、また、その時の同図（Ｂ）に示す位相線図から系の
位相も十分に補償できていないため、柔軟構造物４の振
動をアクティブに制御できず、その結果、ＰＩＤ制御器
のみで高帯域・高精度な姿勢制御を行うことは困難であ
る。
構造物４が付加された衛星を単純なＰＩＤ制御器のみで
制御する場合には、振動のピークを抑制する効果がな
く、また、その時の同図（Ｂ）に示す位相線図から系の
位相も十分に補償できていないため、柔軟構造物４の振
動をアクティブに制御できず、その結果、ＰＩＤ制御器
のみで高帯域・高精度な姿勢制御を行うことは困難であ
る。
【００２６】それに対して、外乱補償器２０が設けられ
た本実施例では、図２（Ｂ）の位相対周波数特性から分
かるように、高周波数帯では位相の変動が見られるもの
のアクチュエータで制御可能な低周波数帯においては位
相関係を変動させることがない。また、本実施例におけ
る同図（Ａ）のゲイン対周波数特性では、１次振動モー
ドのピークが無くなっていることが分かる。
た本実施例では、図２（Ｂ）の位相対周波数特性から分
かるように、高周波数帯では位相の変動が見られるもの
のアクチュエータで制御可能な低周波数帯においては位
相関係を変動させることがない。また、本実施例におけ
る同図（Ａ）のゲイン対周波数特性では、１次振動モー
ドのピークが無くなっていることが分かる。
【００２７】このことから本実施例によれば、外乱補償
器２０によって柔軟構造物４の低次振動モードをアクテ
ィブに制御することが可能であり、その結果、高帯域で
高精度な人工衛星の姿勢制御を実現できる。
器２０によって柔軟構造物４の低次振動モードをアクテ
ィブに制御することが可能であり、その結果、高帯域で
高精度な人工衛星の姿勢制御を実現できる。
【００２８】次に、本発明の第２実施例について説明す
る。図３は本発明になる人工衛星の３軸姿勢制御装置の
第２実施例のブロック線図を示す。同図中、図１と同一
構成部分には同一符号を付し、その説明を省略する。
る。図３は本発明になる人工衛星の３軸姿勢制御装置の
第２実施例のブロック線図を示す。同図中、図１と同一
構成部分には同一符号を付し、その説明を省略する。
【００２９】図３に示すように、本実施例は、第１実施
例の減算器９の出力端とフィルタ１０の入力端との間に
多項式補償器１４を設けると共に、フィルタ１０の特性
を変更してフィルタ１５とすることにより、外乱無駄時
間補償器３０を構成した点に特徴がある。ここで、多項
式補償器１４は２次の多項式（ｍ1ｓ2＋ｍ2ｓ ＋ｍ3）の
伝達関数を有する。また、フィルタ１５は｛Ｂ6／（ｓ
＋Ｂ6）｝（ただし、Ｂはフィルタ１５の設計パラメー
タ）で表される伝達関数を有する。
例の減算器９の出力端とフィルタ１０の入力端との間に
多項式補償器１４を設けると共に、フィルタ１０の特性
を変更してフィルタ１５とすることにより、外乱無駄時
間補償器３０を構成した点に特徴がある。ここで、多項
式補償器１４は２次の多項式（ｍ1ｓ2＋ｍ2ｓ ＋ｍ3）の
伝達関数を有する。また、フィルタ１５は｛Ｂ6／（ｓ
＋Ｂ6）｝（ただし、Ｂはフィルタ１５の設計パラメー
タ）で表される伝達関数を有する。
【００３０】本実施例では、外乱無駄時間補償器３０に
おいて、姿勢角速度信号ｂに基づいて衛星ダイナミクス
逆モデル演算器７により、衛星本体３に加えられている
外乱ｘを推定する推定外乱信号ｃが推定され、これがア
クチュエータ逆モデル演算器８により外乱除去信号ｄに
変換された後、減算器９で姿勢系無駄時間モデル１２か
らの推定制御信号ｅ減算された信号が多項式補償器１４
に供給される。
おいて、姿勢角速度信号ｂに基づいて衛星ダイナミクス
逆モデル演算器７により、衛星本体３に加えられている
外乱ｘを推定する推定外乱信号ｃが推定され、これがア
クチュエータ逆モデル演算器８により外乱除去信号ｄに
変換された後、減算器９で姿勢系無駄時間モデル１２か
らの推定制御信号ｅ減算された信号が多項式補償器１４
に供給される。
【００３１】多項式補償器１４はこの減算器９の出力信
号に対して前記の２次の多項式の伝達関数を付与して位
相補償した外乱位相補償信号ｈを発生し、これをフィル
タ１５を通すことにより推定外乱除去信号ｆに変換した
後、加算器１１に供給して主制御器１の出力制御信号と
加算して姿勢制御信号ａを発生させる。この姿勢制御信
号ａは姿勢制御用アクチュエータ２に供給されて衛星本
体３の姿勢を制御させる。
号に対して前記の２次の多項式の伝達関数を付与して位
相補償した外乱位相補償信号ｈを発生し、これをフィル
タ１５を通すことにより推定外乱除去信号ｆに変換した
後、加算器１１に供給して主制御器１の出力制御信号と
加算して姿勢制御信号ａを発生させる。この姿勢制御信
号ａは姿勢制御用アクチュエータ２に供給されて衛星本
体３の姿勢を制御させる。
【００３２】図４は図３の第２実施例において衛星目標
姿勢角から衛星姿勢角までの数学モデルに対して導出し
た開ループ伝達関数の周波数特性図で、同図（Ａ）はゲ
イン対周波数特性図、同図（Ｂ）は位相対周波数特性図
を示す。同図（Ａ）及び（Ｂ）では外乱無駄時間補償器
３０を設けた本実施例の周波数特性を実線で示し、外乱
無駄時間補償器３０を設けない場合の周波数特性を破線
で示している。
姿勢角から衛星姿勢角までの数学モデルに対して導出し
た開ループ伝達関数の周波数特性図で、同図（Ａ）はゲ
イン対周波数特性図、同図（Ｂ）は位相対周波数特性図
を示す。同図（Ａ）及び（Ｂ）では外乱無駄時間補償器
３０を設けた本実施例の周波数特性を実線で示し、外乱
無駄時間補償器３０を設けない場合の周波数特性を破線
で示している。
【００３３】また、ここでは、主制御器１としてＰＩＤ
制御器、姿勢制御用アクチュエータ２としてリアクショ
ンホイール、衛星姿勢角推定器６として積分器を用い、
また、姿勢制御系の無駄時間を４００ｍｓｅｃとし、衛
星に取り付けられる柔軟構造物４として４次の振動モー
ドまで採用した。
制御器、姿勢制御用アクチュエータ２としてリアクショ
ンホイール、衛星姿勢角推定器６として積分器を用い、
また、姿勢制御系の無駄時間を４００ｍｓｅｃとし、衛
星に取り付けられる柔軟構造物４として４次の振動モー
ドまで採用した。
【００３４】図４（Ａ）の破線から分かるように、柔軟
構造物４が付加された衛星を単純なＰＩＤ制御器のみで
制御する場合には、図２（Ａ）と同様に振動のピークを
抑制する効果がなく、共振周波数のピークが全く改善さ
れていないため、柔軟構造物４の振動をアクティブに制
御できず、その結果、ＰＩＤ制御器のみで高帯域・高精
度な姿勢制御を行うことは困難である。
構造物４が付加された衛星を単純なＰＩＤ制御器のみで
制御する場合には、図２（Ａ）と同様に振動のピークを
抑制する効果がなく、共振周波数のピークが全く改善さ
れていないため、柔軟構造物４の振動をアクティブに制
御できず、その結果、ＰＩＤ制御器のみで高帯域・高精
度な姿勢制御を行うことは困難である。
【００３５】それに対して、外乱無駄時間補償器３０が
設けられた本実施例では、図４（Ａ）のゲイン対周波数
特性に実線で示すように、１次モードのゲインがかなり
抑制されているにも拘らず、同図（Ｂ）に実線で示す本
実施例の位相対周波数特性が破線で示す外乱無駄時間補
償器３０を有していない場合と全く同様の特性を示して
おり、系の安定性に関しては主制御器１による効果を全
く変化させることなく、衛星本体３に設けた柔軟構造物
４の振動のみをアクティブに制御できていることが確認
された。従って、本実施例によれば、高帯域、高精度で
優れた安定性を有する衛星姿勢制御が実現できる。
設けられた本実施例では、図４（Ａ）のゲイン対周波数
特性に実線で示すように、１次モードのゲインがかなり
抑制されているにも拘らず、同図（Ｂ）に実線で示す本
実施例の位相対周波数特性が破線で示す外乱無駄時間補
償器３０を有していない場合と全く同様の特性を示して
おり、系の安定性に関しては主制御器１による効果を全
く変化させることなく、衛星本体３に設けた柔軟構造物
４の振動のみをアクティブに制御できていることが確認
された。従って、本実施例によれば、高帯域、高精度で
優れた安定性を有する衛星姿勢制御が実現できる。
【００３６】
【発明の効果】以上説明したように、第１の発明によれ
ば、柔軟構造物の機械共振パラメータが事前に分からな
いか又は軌道上で変動した場合でも、衛星系の無駄時間
を考慮し、かつ、衛星本体の姿勢変動に影響を与える機
械共振や外部から加わる外乱などを実時間で推定した推
定外乱除去信号を用いた衛星姿勢制御ができるため、高
精度で高帯域な衛星姿勢制御ができ、また、構成が第２
の発明よりも簡単であるため、主記憶装置などのハード
ウェア的な制約がある場合に適用して好適である。
ば、柔軟構造物の機械共振パラメータが事前に分からな
いか又は軌道上で変動した場合でも、衛星系の無駄時間
を考慮し、かつ、衛星本体の姿勢変動に影響を与える機
械共振や外部から加わる外乱などを実時間で推定した推
定外乱除去信号を用いた衛星姿勢制御ができるため、高
精度で高帯域な衛星姿勢制御ができ、また、構成が第２
の発明よりも簡単であるため、主記憶装置などのハード
ウェア的な制約がある場合に適用して好適である。
【００３７】また、第２の発明によれば、従来のように
姿勢角速度信号と衛星姿勢角推定信号とに基づいて生成
した制御信号のみで衛星本体の姿勢制御に用いる場合と
同様の位相対周波数特性を得ることができるため、より
高精度、高帯域で優れた安定性を有する衛星姿勢制御が
できる。
姿勢角速度信号と衛星姿勢角推定信号とに基づいて生成
した制御信号のみで衛星本体の姿勢制御に用いる場合と
同様の位相対周波数特性を得ることができるため、より
高精度、高帯域で優れた安定性を有する衛星姿勢制御が
できる。
【図１】本発明装置の第１実施例のブロック線図であ
る。
る。
【図２】図１の実施例の特性図である。
【図３】本発明装置の第２実施例のブロック線図であ
る。
る。
【図４】図３の実施例の特性図である。
【図５】従来装置の一例のブロック線図である。
１ 主制御器 ２ 姿勢制御用アクチュエータ ３ 衛星本体 ４ 柔軟構造物 ５ 姿勢角速度検出器 ６ 衛星姿勢角推定器 ７ 衛星ダイナミクス逆モデル演算器 ８ アクチュエータ逆モデル演算器 ９ 減算器 １０、１５ フィルタ １１ 加算器 １２ 姿勢系無駄時間モデル １４ 多項式補償器 ２０ 外乱補償器 ３０ 外乱無駄時間補償器 ａ 姿勢制御信号 ｂ 姿勢角速度信号 ｃ 推定外乱信号 ｄ 外乱除去信号 ｅ 推定制御信号 ｆ 推定外乱除去信号 ｇ 衛星姿勢角推定信号 ｈ 外乱位相補償信号 ｘ 外乱
Claims (2)
- 【請求項１】 柔軟構造物が取り付けられた衛星本体の
姿勢角速度を検出する姿勢角速度検出器と、 外部より入力される姿勢制御信号により前記衛星本体の
姿勢を制御する姿勢制御用アクチュエータと、 該姿勢角速度検出器の出力姿勢角速度信号に基づいて、
前記衛星本体に加わる外乱の大きさを推定する推定外乱
信号を出力する第１の演算器と、 該推定外乱信号に基づいて、前記外乱を除去するための
外乱除去信号を生成する第２の演算器と、 姿勢制御系内に存在する無駄時間をパラメータとする所
定の近似式により前記姿勢制御信号から推定制御信号を
生成する姿勢系無駄時間モデルと、 該推定制御信号と前記外乱除去信号との差信号より前記
推定した外乱を除去するための推定外乱除去信号を生成
する推定外乱除去信号生成手段と、 前記姿勢角制御信号と前記姿勢角速度信号とから衛星姿
勢角推定信号を生成する衛星姿勢角推定器と、 前記姿勢角速度信号と前記衛星姿勢角推定信号と前記推
定外乱除去信号とに基づいて前記姿勢制御信号を生成す
る姿勢制御信号生成手段とを有することを特徴とする人
工衛星の３軸姿勢制御装置。 - 【請求項２】 柔軟構造物が取り付けられた衛星本体の
姿勢角速度を検出する姿勢角速度検出器と、 外部より入力される姿勢制御信号により前記衛星本体の
姿勢を制御する姿勢制御用アクチュエータと、 該姿勢角速度検出器の出力姿勢角速度信号に基づいて、
前記衛星本体に加わる外乱の大きさを推定する推定外乱
信号を出力する第１の演算器と、 該推定外乱信号に基づいて、前記外乱を除去するための
外乱除去信号を生成する第２の演算器と、 姿勢制御系内に存在する無駄時間をパラメータとする所
定の近似式により前記姿勢制御信号から推定制御信号を
生成する姿勢系無駄時間モデルと、 該推定制御信号と前記外乱除去信号との差信号に対して
所定の多項式で表される伝達関数を付与して外乱位相補
償信号を生成する外乱位相補償信号生成手段と、 該外乱位相補償信号に基づいて前記推定した外乱を除去
するための推定外乱除去信号を生成するフィルタと、 前記姿勢角制御信号と前記姿勢角速度信号とから衛星姿
勢角推定信号を生成する衛星姿勢角推定器と、 前記姿勢角速度信号と前記衛星姿勢角推定信号と前記推
定外乱除去信号とに基づいて前記姿勢制御信号を生成す
る姿勢制御信号生成手段とを有することを特徴とする人
工衛星の３軸姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7003977A JP2658937B2 (ja) | 1995-01-13 | 1995-01-13 | 人工衛星の３軸姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7003977A JP2658937B2 (ja) | 1995-01-13 | 1995-01-13 | 人工衛星の３軸姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH08188199A JPH08188199A (ja) | 1996-07-23 |
| JP2658937B2 true JP2658937B2 (ja) | 1997-09-30 |
Family
ID=11572119
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7003977A Expired - Lifetime JP2658937B2 (ja) | 1995-01-13 | 1995-01-13 | 人工衛星の３軸姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2658937B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP3185738B2 (ja) * | 1997-12-25 | 2001-07-11 | 日本電気株式会社 | 移動物体の状態制御装置及びその状態制御方法 |
| CN104527994B (zh) * | 2015-01-21 | 2016-08-24 | 哈尔滨工业大学 | 异面交叉快变轨道固定时间稳定姿态指向跟踪控制方法 |
| CN106896786B (zh) * | 2015-12-18 | 2019-07-23 | 北京化工大学 | 一种时滞过程的adrc-pd补偿控制系统及方法 |
| CN113568421B (zh) * | 2021-06-17 | 2023-06-30 | 北京控制工程研究所 | 兼顾机动控制与稳定控制的挠性卫星姿态控制器及方法 |
-
1995
- 1995-01-13 JP JP7003977A patent/JP2658937B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH08188199A (ja) | 1996-07-23 |
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