JP2685225B2 - 人工衛星の姿勢制御装置 - Google Patents
人工衛星の姿勢制御装置Info
- Publication number
- JP2685225B2 JP2685225B2 JP63127092A JP12709288A JP2685225B2 JP 2685225 B2 JP2685225 B2 JP 2685225B2 JP 63127092 A JP63127092 A JP 63127092A JP 12709288 A JP12709288 A JP 12709288A JP 2685225 B2 JP2685225 B2 JP 2685225B2
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- Japan
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- attitude
- satellite
- attitude control
- axis
- dynamics
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Description
【発明の詳細な説明】 ［発明の目的］ （産業上の利用分野） この発明は、例えば太陽電池パドル等の展開構造物を
搭載してなる人工衛星の姿勢制御装置に関する。
搭載してなる人工衛星の姿勢制御装置に関する。
（従来の技術） 近時、人工衛星においては、大型化と共に、姿勢制御
の高精度化の促進が図られている。ところで、このよう
な人工衛星にあっては、その大型化にともなって展開構
造物の柔軟化の増加を招くために、その姿勢制御系の制
御バンド幅内に該展開構造物の固有振動数が含まれると
いう問題を有する。そこで、制御方式としては、低次振
動モードを開ループ制御特性の位相に対して−180゜か
ら十分余裕をとって制御系を作るいわゆる位相安定によ
り安定化を図り、かつ、開ループ制御特性のゲインに対
して零dBから十分余裕をとって制御系を作るいわゆる高
次振動モードのゲイン安定化が採用されている。
の高精度化の促進が図られている。ところで、このよう
な人工衛星にあっては、その大型化にともなって展開構
造物の柔軟化の増加を招くために、その姿勢制御系の制
御バンド幅内に該展開構造物の固有振動数が含まれると
いう問題を有する。そこで、制御方式としては、低次振
動モードを開ループ制御特性の位相に対して−180゜か
ら十分余裕をとって制御系を作るいわゆる位相安定によ
り安定化を図り、かつ、開ループ制御特性のゲインに対
して零dBから十分余裕をとって制御系を作るいわゆる高
次振動モードのゲイン安定化が採用されている。
第３図はこのような制御方式による人工衛星の姿勢制
御装置を示すもので、例えば第４図に示すような衛星本
体10のピッチ（Ｙ）軸回りに太陽電池パドル等の展開構
造物11を回転自在に配設した衛星ダイナミクス12に適用
した場合を代表して説明する。すなわち、衛星ダイナミ
クス12はそのロール（Ｘ）軸回りのロール姿勢誤差及び
ヨー（Ｚ）軸回りのヨー姿勢誤差がロール検出センサ13
及びヨー検出センサ14により検出される。このロール及
びヨー検出センサ13,14はそのロール及びヨー姿勢誤差
信号をロール及びヨー制御信号演算部1,2に出力する。
すると、このロール及びヨー制御信号演算部1,2はそれ
ぞれロール及びヨー制御信号を求めて、姿勢駆動用のア
クチュエータ15を駆動制御する。これにより、アクチュ
エータ15は、その衛星ダイナミクス12の姿勢を制御す
る。
御装置を示すもので、例えば第４図に示すような衛星本
体10のピッチ（Ｙ）軸回りに太陽電池パドル等の展開構
造物11を回転自在に配設した衛星ダイナミクス12に適用
した場合を代表して説明する。すなわち、衛星ダイナミ
クス12はそのロール（Ｘ）軸回りのロール姿勢誤差及び
ヨー（Ｚ）軸回りのヨー姿勢誤差がロール検出センサ13
及びヨー検出センサ14により検出される。このロール及
びヨー検出センサ13,14はそのロール及びヨー姿勢誤差
信号をロール及びヨー制御信号演算部1,2に出力する。
すると、このロール及びヨー制御信号演算部1,2はそれ
ぞれロール及びヨー制御信号を求めて、姿勢駆動用のア
クチュエータ15を駆動制御する。これにより、アクチュ
エータ15は、その衛星ダイナミクス12の姿勢を制御す
る。
ところが、上記人工衛星の姿勢制御装置では、その構
成上、第５図に示すように、衛星本体10のＸ軸及びＺ軸
に対して展開構造物11のXp軸及びZp軸が対応しなくなる
と、Ｘ及びＺ軸回りとも、第６図に示すように、面内
（IP）振動モードと面外（OP）振動モードが混在して、
展開構造物の振動モードが密状態となるため、低次振動
モードの位相安定／高次振動モードのゲイン安定を図る
ことが困難となるという問題を有している。このため、
その設計製作が非常に煩雑なうえ、姿勢制御精度の低下
を招くと共に、姿勢制御の安定化が困難となるという問
題を有する。これは、特に、衛星の大型化に伴う展開構
造物11の柔軟化の増加と共に、高姿勢制御の要請に対応
することが困難となる。
成上、第５図に示すように、衛星本体10のＸ軸及びＺ軸
に対して展開構造物11のXp軸及びZp軸が対応しなくなる
と、Ｘ及びＺ軸回りとも、第６図に示すように、面内
（IP）振動モードと面外（OP）振動モードが混在して、
展開構造物の振動モードが密状態となるため、低次振動
モードの位相安定／高次振動モードのゲイン安定を図る
ことが困難となるという問題を有している。このため、
その設計製作が非常に煩雑なうえ、姿勢制御精度の低下
を招くと共に、姿勢制御の安定化が困難となるという問
題を有する。これは、特に、衛星の大型化に伴う展開構
造物11の柔軟化の増加と共に、高姿勢制御の要請に対応
することが困難となる。
係る事情は、衛星本体10のＹ軸に対して展開構造物11
の回転軸を傾斜して配置するように構成した場合におい
ても、同様の問題を有するものである。
の回転軸を傾斜して配置するように構成した場合におい
ても、同様の問題を有するものである。
（発明が解決しようとする問題点） 以上述べたように、従来の人工衛星の姿勢制御装置で
は、展開構造物の服動モードの高密度化を防ぐことが困
難であった。
は、展開構造物の服動モードの高密度化を防ぐことが困
難であった。
この発明は上記の事情に鍮みてなされたもので、展開
構造物の振動モードの分離化するようにして、設計製作
の簡略化を図ると共に、姿勢制御の高精度化及び安定化
を実現し得るようにした人工衛星の姿勢制御装置を提供
することを目的とする。
構造物の振動モードの分離化するようにして、設計製作
の簡略化を図ると共に、姿勢制御の高精度化及び安定化
を実現し得るようにした人工衛星の姿勢制御装置を提供
することを目的とする。
［発明の構成］ （問題点を解決するための手段） この発明による人工衛星の姿勢制御装置は、展開構造
物の回転軸に対して、衛星本体の質量特性が略軸対称と
なるように、前記展開構造物が前記衛星本体に回転制御
自在に搭載され、アクチュエータを介して姿勢制御され
る衛星ダイナミクスと、この衛星ダイナミクスの姿勢誤
差を検出する検出手段と、この検出手段で検出した姿勢
誤差を前記展開構造物の座標系に座標変換して該展開構
造物の座標系における姿勢制御値を求め、この姿勢制御
値を前記衛星ダイナミクスの座標系に座標変換して、そ
の変換値に基づいて前記アクチュエータを駆動制御する
制御手段とを備えて構成したものである。
物の回転軸に対して、衛星本体の質量特性が略軸対称と
なるように、前記展開構造物が前記衛星本体に回転制御
自在に搭載され、アクチュエータを介して姿勢制御され
る衛星ダイナミクスと、この衛星ダイナミクスの姿勢誤
差を検出する検出手段と、この検出手段で検出した姿勢
誤差を前記展開構造物の座標系に座標変換して該展開構
造物の座標系における姿勢制御値を求め、この姿勢制御
値を前記衛星ダイナミクスの座標系に座標変換して、そ
の変換値に基づいて前記アクチュエータを駆動制御する
制御手段とを備えて構成したものである。
（作 用） 上記構成によれば、姿勢制御信号は衛星ダイナミクス
から検出した姿勢誤差信号を、展開構造物の座標系に変
換して、その変換した姿勢誤差信号から姿勢制御値を求
め、これを衛星ダイナミクスの座標系に変換することに
より生成される。これにより、姿勢制御信号には展開構
造物の振動モードが例えば面外モードと面内モードに分
離でき、各々のモードに対して１次モードが位相安定、
２次モードがゲイン安定と安定化が図れる。従って、設
計製作の簡略化が図れると共に、姿勢制御の高精度化及
び安定化の向上が図れる。
から検出した姿勢誤差信号を、展開構造物の座標系に変
換して、その変換した姿勢誤差信号から姿勢制御値を求
め、これを衛星ダイナミクスの座標系に変換することに
より生成される。これにより、姿勢制御信号には展開構
造物の振動モードが例えば面外モードと面内モードに分
離でき、各々のモードに対して１次モードが位相安定、
２次モードがゲイン安定と安定化が図れる。従って、設
計製作の簡略化が図れると共に、姿勢制御の高精度化及
び安定化の向上が図れる。
（実施例） 以下、この発明の実施例について、図面を参照して詳
細に説明する。
細に説明する。
第１図はこの発明の一実施例に係る人工衛星の姿勢制
御装置を示すもので、前記第４図に示すような衛星本体
10のピッチ（Ｙ）軸回りに展開構造物11を回転自在に配
設した衛星ダイナミクス12に適用した場合を代表して説
明する。但し、第１図中では、従来の第３図と同一部分
について、同一符号を付して、その説明については省略
する。
御装置を示すもので、前記第４図に示すような衛星本体
10のピッチ（Ｙ）軸回りに展開構造物11を回転自在に配
設した衛星ダイナミクス12に適用した場合を代表して説
明する。但し、第１図中では、従来の第３図と同一部分
について、同一符号を付して、その説明については省略
する。
すなわち、衛星ダイナミクス12は、そのロール（Ｘ）
軸回りのロール姿勢誤差及びヨー（Ｚ）軸回りのヨー姿
勢誤差がロール検出センサ13及びヨー検出センサ14によ
り検出される。このロール及びヨー検出センサ13,14は
そのロール及びヨー姿勢誤差信号を第１の座標変換部16
に出力する。この第１の座標変換部16は入力したロール
及びヨー姿勢誤差信号を の座標変換を行って、展開構造物11の座標系（Xp軸,Yp
軸,Zp軸）に変換してXp及びZp制御演算部17,18に出力す
る。このXp及びZp制御演算部17,18は座標系（Xp軸,Y
p軸,Zp軸）におけるロール及びヨー制御信号を求めて第
２の座標変換部19に出力する。この第２の座標変換部19
は入力した座標系（Xp軸,Yp軸,Zp軸）におけるロール及
びヨー制御信号を、 の座標変換を行って、再び上記衛星ダイナミクス12の座
標系（Ｘ軸,Y軸,Z軸）に変換して姿勢駆動用のアクチュ
エータ15に出力する。これにより、アクチュエータ15
は、その衛星ダイナミクス12の姿勢を制御する。
軸回りのロール姿勢誤差及びヨー（Ｚ）軸回りのヨー姿
勢誤差がロール検出センサ13及びヨー検出センサ14によ
り検出される。このロール及びヨー検出センサ13,14は
そのロール及びヨー姿勢誤差信号を第１の座標変換部16
に出力する。この第１の座標変換部16は入力したロール
及びヨー姿勢誤差信号を の座標変換を行って、展開構造物11の座標系（Xp軸,Yp
軸,Zp軸）に変換してXp及びZp制御演算部17,18に出力す
る。このXp及びZp制御演算部17,18は座標系（Xp軸,Y
p軸,Zp軸）におけるロール及びヨー制御信号を求めて第
２の座標変換部19に出力する。この第２の座標変換部19
は入力した座標系（Xp軸,Yp軸,Zp軸）におけるロール及
びヨー制御信号を、 の座標変換を行って、再び上記衛星ダイナミクス12の座
標系（Ｘ軸,Y軸,Z軸）に変換して姿勢駆動用のアクチュ
エータ15に出力する。これにより、アクチュエータ15
は、その衛星ダイナミクス12の姿勢を制御する。
このように、上記人工衛星の姿勢制御装置は衛星ダイ
ナミクス12から検出した姿勢誤差信号を展開構造物11の
座標系に変換して、その変換した姿勢誤差信号から姿勢
制御値を求め、これを衛星ダイナミクス12の座標系に変
換することにより生成される姿勢制御信号でアクチュエ
ータ15を駆動制御するように構成した。これにより、展
開構造物11の振動モードが、例えば、第２図に示すよう
に、面外（OP）モードと面内（IP）モードとが分離さ
れ、各々位相安定（位相特性について−180゜から十分
に位相余裕をとることで安定させる制御方式）、ゲイン
安定（ゲイン特性に対して0dBから十分にゲイン余裕を
とることで安定させる制御方式）の構成を容易にしてい
る。従って、従来のように、展開構造物11の振動モード
が面内及び面外モードが重なり密状態（第６図参照）に
なるおそれのあるものに比して、可及的に設計製作性の
簡略化が図れると共に、姿勢制御の高精度化及び安定化
の向上が図れる。
ナミクス12から検出した姿勢誤差信号を展開構造物11の
座標系に変換して、その変換した姿勢誤差信号から姿勢
制御値を求め、これを衛星ダイナミクス12の座標系に変
換することにより生成される姿勢制御信号でアクチュエ
ータ15を駆動制御するように構成した。これにより、展
開構造物11の振動モードが、例えば、第２図に示すよう
に、面外（OP）モードと面内（IP）モードとが分離さ
れ、各々位相安定（位相特性について−180゜から十分
に位相余裕をとることで安定させる制御方式）、ゲイン
安定（ゲイン特性に対して0dBから十分にゲイン余裕を
とることで安定させる制御方式）の構成を容易にしてい
る。従って、従来のように、展開構造物11の振動モード
が面内及び面外モードが重なり密状態（第６図参照）に
なるおそれのあるものに比して、可及的に設計製作性の
簡略化が図れると共に、姿勢制御の高精度化及び安定化
の向上が図れる。
なお、上記実施例では、展開構造物11の回転軸（Y
p軸）を衛星ダイナミクス12のYp軸に対応させるように
構成した場合で説明したが、この配置構成に限ることな
く、適用可能である。よって、この発明は上記実施例に
限ることなく、その他、この発明の要旨を逸脱しない範
囲で種々の変形を実施し得ることは勿論のことである。
p軸）を衛星ダイナミクス12のYp軸に対応させるように
構成した場合で説明したが、この配置構成に限ることな
く、適用可能である。よって、この発明は上記実施例に
限ることなく、その他、この発明の要旨を逸脱しない範
囲で種々の変形を実施し得ることは勿論のことである。
［発明の効果］ 以上詳述したように、この発明によれば、展開構造物
の振動モードの分離化するようにして、設計製作の簡略
化を図ると共に、姿勢制御の高精度化及び安定化を実現
し得るようにした人工衛星の姿勢制御装置を提供するこ
とができる。
の振動モードの分離化するようにして、設計製作の簡略
化を図ると共に、姿勢制御の高精度化及び安定化を実現
し得るようにした人工衛星の姿勢制御装置を提供するこ
とができる。
第１図はこの発明の一実施例に係る人工衛星の姿勢制御
装置を示すブロック図、第２図は第１図の姿勢制御信号
における展開構造物の振動モードを示す図、第３図は従
来の人工衛星の姿勢制御装置を示すブロック図、第４図
及び第５図はこの発明の適用される人工衛星を示す図、
第６図は第３図の従来の人工衛星の姿勢制御装置の姿勢
制御信号における展開構造物の振動モードを示す図であ
る。 10……衛星本体、11……展開構造物、12……衛星ダイナ
ミクス、13……ロール検出センサ、14……ヨー検出セン
サ、15……アクチュエータ、16……第１の座標変換部、
17……Xp制御演算部、18……Zp制御演算部、19……第２
の座標変換部。
装置を示すブロック図、第２図は第１図の姿勢制御信号
における展開構造物の振動モードを示す図、第３図は従
来の人工衛星の姿勢制御装置を示すブロック図、第４図
及び第５図はこの発明の適用される人工衛星を示す図、
第６図は第３図の従来の人工衛星の姿勢制御装置の姿勢
制御信号における展開構造物の振動モードを示す図であ
る。 10……衛星本体、11……展開構造物、12……衛星ダイナ
ミクス、13……ロール検出センサ、14……ヨー検出セン
サ、15……アクチュエータ、16……第１の座標変換部、
17……Xp制御演算部、18……Zp制御演算部、19……第２
の座標変換部。
Claims (1)
- 【請求項１】展開構造物の回転軸に対して、衛星本体の
質量特性が略軸対称となるように、前記展開構造物が前
記衛星本体に回転制御自在に搭載され、アクチュエータ
を介して姿勢制御される衛星ダイナミクスと、 この衛星ダイナミクスの姿勢誤差を検出する検出手段
と、 この検出手段で検出した姿勢誤差を前記展開構造物の座
標系に座標変換して該展開構造物の座標系における姿勢
制御値を求め、この姿勢制御値を前記衛星ダイナミクス
の座標系に座標変換して、その変換値に基づいて前記ア
クチュエータを駆動制御する制御手段と を具備したことを特徴とする人工衛星の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63127092A JP2685225B2 (ja) | 1988-05-26 | 1988-05-26 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63127092A JP2685225B2 (ja) | 1988-05-26 | 1988-05-26 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01297399A JPH01297399A (ja) | 1989-11-30 |
| JP2685225B2 true JP2685225B2 (ja) | 1997-12-03 |
Family
ID=14951383
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63127092A Expired - Lifetime JP2685225B2 (ja) | 1988-05-26 | 1988-05-26 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2685225B2 (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2669887B1 (fr) * | 1990-11-30 | 1995-06-02 | Aerospatiale | Procede de controle d'attitude en tangage d'un satellite grace a la pression de radiation solaire et satellite adapte a sa mise en óoeuvre. |
| FR2718105B1 (fr) * | 1994-03-30 | 1996-06-14 | Centre Nat Etd Spatiales | Satellite artificiel muni de générateurs de moments magnétiques et aérodynamiques et procédé de commande d'un tel satellite. |
| KR100720654B1 (ko) * | 2005-12-26 | 2007-05-21 | 한국항공우주연구원 | 태양센서의 태양셀 정렬상태 오차 측정 및 보정 방법 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0780479B2 (ja) * | 1987-08-18 | 1995-08-30 | 三菱電機株式会社 | 人工衛星の姿勢制御装置 |
-
1988
- 1988-05-26 JP JP63127092A patent/JP2685225B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH01297399A (ja) | 1989-11-30 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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