JP2847302B2 - 静止衛星のための自律軌道コントロール方法およびシステム - Google Patents
静止衛星のための自律軌道コントロール方法およびシステムInfo
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Description
【発明の詳細な説明】 〔発明の属する技術分野〕 この発明は、人工衛星のような宇宙船の軌道をコント
ロールすることに関し、特に、静止軌道のコントロール
に関する（本発明の場合、“位置保存”という表現は通
常“静止軌道コントロール”と同義語として使用され
る）。
ロールすることに関し、特に、静止軌道のコントロール
に関する（本発明の場合、“位置保存”という表現は通
常“静止軌道コントロール”と同義語として使用され
る）。
軌道における人工衛星の位置と速度は例えば以下に示
す６個の軌道パラメータ イ． 軌道の長軸の半分の長さ（通常ａで表示） ロ． ex＝e.cos ω ハ． ey＝e.sin ω ニ． ix＝i.cos Ω ホ． iy＝i.sin Ω ヘ． 平均経度（lm） からなる状態ベクトルＥから導き出される。
す６個の軌道パラメータ イ． 軌道の長軸の半分の長さ（通常ａで表示） ロ． ex＝e.cos ω ハ． ey＝e.sin ω ニ． ix＝i.cos Ω ホ． iy＝i.sin Ω ヘ． 平均経度（lm） からなる状態ベクトルＥから導き出される。
均質でかつ完全に球形である地球の引力のみを人工衛
星が受けるとすると、状態ベクトルＥの軌道パラメータ
は ａ＝42164Km ex＝ey＝０ ix＝iy＝０ lm＝平均経度（または固定点） の如く定常であり、人工衛星は完全に地球静止軌道に維
持される。
星が受けるとすると、状態ベクトルＥの軌道パラメータ
は ａ＝42164Km ex＝ey＝０ ix＝iy＝０ lm＝平均経度（または固定点） の如く定常であり、人工衛星は完全に地球静止軌道に維
持される。
しかしながら、地球の非球形、地球引力の非均質性、
太陽や月のような天体の引力、および太陽圧力等の妨害
のために、前記パラメータは徐々に変化する。
太陽や月のような天体の引力、および太陽圧力等の妨害
のために、前記パラメータは徐々に変化する。
静止衛星は経度および緯度についての狭いウインドウ
（典型的には0.05から0.1度の幅の窓）内に保持される
ことを事実上要求する。位置保持は修正操縦（又は位置
保持操縦）を供給する。この操縦は現在、地上のアンテ
ナにより測定したものに基づき地上の一つまたはそれ以
上の制御ステーションにより計算されて人工衛星に伝送
されて行われている。
（典型的には0.05から0.1度の幅の窓）内に保持される
ことを事実上要求する。位置保持は修正操縦（又は位置
保持操縦）を供給する。この操縦は現在、地上のアンテ
ナにより測定したものに基づき地上の一つまたはそれ以
上の制御ステーションにより計算されて人工衛星に伝送
されて行われている。
それゆえ、修正操縦のために、地上に常時（１日24時
間、１年365日）有人の基本設備を備えていなければな
らない。その結果、人工衛星の作動費用が高くなる。こ
の問題は、コントロールセンターを建設するための適切
な場所の確保、および建設後のコントロールセンターの
機能を完全に保つことに関して生じる諸問題等によって
一層ひどくなるのである。
間、１年365日）有人の基本設備を備えていなければな
らない。その結果、人工衛星の作動費用が高くなる。こ
の問題は、コントロールセンターを建設するための適切
な場所の確保、および建設後のコントロールセンターの
機能を完全に保つことに関して生じる諸問題等によって
一層ひどくなるのである。
本発明の目的は、地上からの継続的援助を不要にし、
かつ地上のコントロールセンタをごくたまにしか必要と
しないですむように、人工衛星自体が軌道パラメータを
自主的に計算し位置保持操縦を実行し得ることである。
かつ地上のコントロールセンタをごくたまにしか必要と
しないですむように、人工衛星自体が軌道パラメータを
自主的に計算し位置保持操縦を実行し得ることである。
このために、本発明は、静止軌道に人工衛星を位置保
持する方法であって、人工衛星から見た太陽の方向と人
工衛星から見た地球の方向の間の角度α１と、人工衛星
から見た北極星の方向と人工衛星から見た地球の方向の
間の角度α２とを同時に測定し そこから状態ベクトルＥ（軌道パラメータからなる）
を以下の式 Ｑ＝Ｈ×Ｅ＋Ｃ×Ｂ から導き出し、 そのベクトルＥから位置保持操縦を決定してスラスタ
を作動させる段階から成る、位置保持方法を提供する。
持する方法であって、人工衛星から見た太陽の方向と人
工衛星から見た地球の方向の間の角度α１と、人工衛星
から見た北極星の方向と人工衛星から見た地球の方向の
間の角度α２とを同時に測定し そこから状態ベクトルＥ（軌道パラメータからなる）
を以下の式 Ｑ＝Ｈ×Ｅ＋Ｃ×Ｂ から導き出し、 そのベクトルＥから位置保持操縦を決定してスラスタ
を作動させる段階から成る、位置保持方法を提供する。
このように、本発明によれば、宇宙空間における人工
衛星の位置は、人工衛星から見た地球に対する太陽の角
度α１および地球に対する北極星の角度α２とにより特
性される。かくして人工衛星は自律的に軌道をコントロ
ールできる。
衛星の位置は、人工衛星から見た地球に対する太陽の角
度α１および地球に対する北極星の角度α２とにより特
性される。かくして人工衛星は自律的に軌道をコントロ
ールできる。
前記角度α1,α２は、少なくとも１個の地球検出器、
複数個の太陽検出器および人工衛星の南北軸に沿って北
に向けられた星検出器により測定される。なおこれらの
検出器からの測定値は、これらの測定値に対して、全く
同じ合計時間遅延（検出器固有の時間遅延にフィルタ時
間遅延を加えたもの）を得るように、別個にフィルタリ
ングされる。
複数個の太陽検出器および人工衛星の南北軸に沿って北
に向けられた星検出器により測定される。なおこれらの
検出器からの測定値は、これらの測定値に対して、全く
同じ合計時間遅延（検出器固有の時間遅延にフィルタ時
間遅延を加えたもの）を得るように、別個にフィルタリ
ングされる。
測定ベクトルについて更に説明を付加すると、測定ベ
クトルＱは二つの素子（すなわちα1,α２）からなる単
一列のマトリックスであり、α1,α２の値は測定により
決められるので、「測定ベクトル」として参照される。
クトルＱは二つの素子（すなわちα1,α２）からなる単
一列のマトリックスであり、α1,α２の値は測定により
決められるので、「測定ベクトル」として参照される。
本発明はまた、位置保持システムをも提供する。この
システムは 合計時間遅延（検出器固有の時間遅延にフィルタ時間
遅延を加えたもの）が、予め定められた値を有するよう
な時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設けら
れた少なくとも１個の地球検出器と、 合計時間遅延が、前記予め定められた値に等しくなる
ように時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設
けられた複数個の太陽検出器と、 合計時間遅延が、前記予め定められた値に等しくなる
ような時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設
けられた人工衛星の南北軸に沿って北に向けられた少な
くとも１個の星検出器と、 これらのフィルタに接続され、かつ前記検出器からの
フィルタリングされた測定値から、人工衛星から見た太
陽の方向と人工衛星から見た地球の方向との間の角度α
１と、人工衛星から見た北極星の方向と人工衛星から見
た地球の方向との間の角度α２とを導き出すようになさ
れた位置計算ユニットと、 位置計算ユニットの出力に接続され、かつ以下の式に
より人工衛星の状態ベクトルＥ（軌道パラメータからな
る）を決定するようになされた軌道パラメータ計算ユニ
ットとを備え、 Ｑ＝Ｈ×Ｅ＋Ｃ×Ｂ さらに 位置計算ユニットの出力と地上に通じるテレメトリユ
ニットとに接続されたバイアス計算補助ユニットを備
え、その出力が軌道パラメータ計算ユニットに接続され
ており、このバイアス計算補助はベクトルＥと地上から
の対応する測定値とを比較することによりバイアスベク
トルＢを設定し、かつ記憶するようになされており、 位置保持スラスタに接続された計算および指令ユニッ
トとを備えることを特徴とする。
システムは 合計時間遅延（検出器固有の時間遅延にフィルタ時間
遅延を加えたもの）が、予め定められた値を有するよう
な時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設けら
れた少なくとも１個の地球検出器と、 合計時間遅延が、前記予め定められた値に等しくなる
ように時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設
けられた複数個の太陽検出器と、 合計時間遅延が、前記予め定められた値に等しくなる
ような時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設
けられた人工衛星の南北軸に沿って北に向けられた少な
くとも１個の星検出器と、 これらのフィルタに接続され、かつ前記検出器からの
フィルタリングされた測定値から、人工衛星から見た太
陽の方向と人工衛星から見た地球の方向との間の角度α
１と、人工衛星から見た北極星の方向と人工衛星から見
た地球の方向との間の角度α２とを導き出すようになさ
れた位置計算ユニットと、 位置計算ユニットの出力に接続され、かつ以下の式に
より人工衛星の状態ベクトルＥ（軌道パラメータからな
る）を決定するようになされた軌道パラメータ計算ユニ
ットとを備え、 Ｑ＝Ｈ×Ｅ＋Ｃ×Ｂ さらに 位置計算ユニットの出力と地上に通じるテレメトリユ
ニットとに接続されたバイアス計算補助ユニットを備
え、その出力が軌道パラメータ計算ユニットに接続され
ており、このバイアス計算補助はベクトルＥと地上から
の対応する測定値とを比較することによりバイアスベク
トルＢを設定し、かつ記憶するようになされており、 位置保持スラスタに接続された計算および指令ユニッ
トとを備えることを特徴とする。
好ましい実施例によれば、姿勢決定ユニットが、地球
検出器、太陽検出器および星検出器の出力並びに、軌道
パラメータ計算ユニットの出力に接続される。また、軌
道パラメータ計算ユニットはKALMANフィルタである。ま
たバイアス計算補助ユニットはFRIEDLANDフィルタであ
る。
検出器、太陽検出器および星検出器の出力並びに、軌道
パラメータ計算ユニットの出力に接続される。また、軌
道パラメータ計算ユニットはKALMANフィルタである。ま
たバイアス計算補助ユニットはFRIEDLANDフィルタであ
る。
本発明の目的、特徴および利点は、添付の図面を参照
し、非制限的例として示す以下の説明から明らかにな
る。
し、非制限的例として示す以下の説明から明らかにな
る。
第１図は本発明の自律軌近コントロールシステムを備
えた人工衛星１を概略的に示す図である。この人工衛星
は地球を回る静止軌道２にある。
えた人工衛星１を概略的に示す図である。この人工衛星
は地球を回る静止軌道２にある。
人工衛星１には従来通り基準フレームX,Y,Zが関連づ
けられており、Ｘ軸線は軌道２に接し、衛星が移行する
方向（西から東）に向けられ、Ｚ軸線は地球に向けられ
る（地心軸）。そしてＹ軸線は北極星と丁度反対の方向
に向けられている（北から南）。
けられており、Ｘ軸線は軌道２に接し、衛星が移行する
方向（西から東）に向けられ、Ｚ軸線は地球に向けられ
る（地心軸）。そしてＹ軸線は北極星と丁度反対の方向
に向けられている（北から南）。
人工衛星１はプラットホームを備え、このプラットホ
ームが太陽パネル３、反射鏡４および任意の適当な既知
の型式の推進スラスタを担持している。
ームが太陽パネル３、反射鏡４および任意の適当な既知
の型式の推進スラスタを担持している。
同様に既知の態様で、この人工衛星のプラットホーム
には少なくとも１個の地球検出器T1（地球に向けられて
いる）と、複数個の太陽検出器S1〜S3（XZ面に平行な平
面において配分され、人工衛星がその軌道を完成すると
連続して太陽に向かうように配列される）とが設けられ
ている。太陽検出器の配列には種々の例が知られてい
る。図示の場合３個の太陽検出器S1,S2,S3があり、１個
の検出器S2は地球に向かう側面に配置され、他の２個の
検出器S1,S3は前記側面とは反対側の両側縁に配置され
る。
には少なくとも１個の地球検出器T1（地球に向けられて
いる）と、複数個の太陽検出器S1〜S3（XZ面に平行な平
面において配分され、人工衛星がその軌道を完成すると
連続して太陽に向かうように配列される）とが設けられ
ている。太陽検出器の配列には種々の例が知られてい
る。図示の場合３個の太陽検出器S1,S2,S3があり、１個
の検出器S2は地球に向かう側面に配置され、他の２個の
検出器S1,S3は前記側面とは反対側の両側縁に配置され
る。
本発明によれば、人工衛星のプラットホームの北側面
には任意の適当な既知の型式の星検出器Ｐが南北のＹ軸
線に沿って北に向けて設けられる。
には任意の適当な既知の型式の星検出器Ｐが南北のＹ軸
線に沿って北に向けて設けられる。
知られている通り、太陽検出器、地球検出器および星
検出器のすべては光学検出器であるがこれら検出器の間
に重要な違いがある。
検出器のすべては光学検出器であるがこれら検出器の間
に重要な違いがある。
第１に、太陽検出器S1ないしS3、地球検出器T1および
星検出器Ｐは、この順で入射放射線のパワーが少なくな
っている。
星検出器Ｐは、この順で入射放射線のパワーが少なくな
っている。
第２に、上記三つの型式の検出器は、異なる放射スペ
クトルに感応する。太陽検出器は光電管から形成され、
地球検出器は地球からの赤外線放射に感応し、かつ星検
出器は電荷結合素子（CCD）の列または配列に基づく。
クトルに感応する。太陽検出器は光電管から形成され、
地球検出器は地球からの赤外線放射に感応し、かつ星検
出器は電荷結合素子（CCD）の列または配列に基づく。
第３に、これらの検出器は、異なる時間遅延を導入す
る統合フィルタを従来通り備える。
る統合フィルタを従来通り備える。
本発明は、人工衛星の北側面に据え付けられた星検出
器Ｐの視野には常に北極星が唯一つ存在するので北極星
の認識に高性能ソフトウェアを必要としないという事実
を利用する。
器Ｐの視野には常に北極星が唯一つ存在するので北極星
の認識に高性能ソフトウェアを必要としないという事実
を利用する。
地球検出器T1、太陽検出器S1〜S3および星検出器Ｐは
人工衛星の基準フレームに対する地球、太陽および北極
星の角配向をいつでも測定するのを可能にする。
人工衛星の基準フレームに対する地球、太陽および北極
星の角配向をいつでも測定するのを可能にする。
第２図は、自律静止軌道制御システムの構造を示す。
検出器T1、S1〜S3,Pに関連してフィルタユニット10,1
1および12がフィルタおよび同期装置として並列に設け
られ、フィルタユニットの出力は位置計算ユニット13に
接続され、その後に軌道パラメータ計算ユニット14が続
く。計算ユニット14にはバイアス計算補助ユニット15が
接続されている。ユニット15は位置計算ユニット13にも
接続され、かつ地上に通じるテレメトリユニット16に接
続されている。軌道パラメータ計算ユニット14の出力は
計算および指令ユニット17に接続される。ユニット17は
位置保持スラスタ18をコントロールする。姿勢決定ユニ
ット19は、検出器T1、S1〜S3,Pのフィルタリングされて
いない出力に接続され、かつ、軌道パラメータ計算ユニ
ット14の出力に接続される。実際には、ユニット14によ
り計算された軌道パラメータを記憶するためのユニット
20が計算ユニット14に関連する。
1および12がフィルタおよび同期装置として並列に設け
られ、フィルタユニットの出力は位置計算ユニット13に
接続され、その後に軌道パラメータ計算ユニット14が続
く。計算ユニット14にはバイアス計算補助ユニット15が
接続されている。ユニット15は位置計算ユニット13にも
接続され、かつ地上に通じるテレメトリユニット16に接
続されている。軌道パラメータ計算ユニット14の出力は
計算および指令ユニット17に接続される。ユニット17は
位置保持スラスタ18をコントロールする。姿勢決定ユニ
ット19は、検出器T1、S1〜S3,Pのフィルタリングされて
いない出力に接続され、かつ、軌道パラメータ計算ユニ
ット14の出力に接続される。実際には、ユニット14によ
り計算された軌道パラメータを記憶するためのユニット
20が計算ユニット14に関連する。
実際には、計算ユニット13,14,15,17,19は人工衛星に
搭載のコンピュータに統合されてもよい。
搭載のコンピュータに統合されてもよい。
本発明によれば、宇宙空間における人工衛星の位置は
人工衛星から見た太陽と地球との間の角（α１）および
人工衛星から見た北極星と地球との間の角（α２）を同
時に測定することにより特定される。
人工衛星から見た太陽と地球との間の角（α１）および
人工衛星から見た北極星と地球との間の角（α２）を同
時に測定することにより特定される。
計算ユニット13により行われる角α１およびα２を計
算する方法は、当業者の通常の能力の範囲内である。
算する方法は、当業者の通常の能力の範囲内である。
概略では、これらの計算は以下のように要約される。
RTを地球検出器の基準フレーム、RSを太陽検出器の基準
フレームおよびRPを星検出器を基準フレームとする。各
基準フレームは各々三つの軸線を含む。基準フレームRS
から基準フレームRTに通過するためのマトリックスPSお
よび基準フレームRPから基準フレームRTに通過するため
のマトリックスPPを定める方法は知られている。太陽検
出器からの測定は人工衛星から太陽に向けられた単位ベ
クトル▲▼を含み、星検出器からの測定は人工衛星
から北極星に向けられた単位ベクトル▲▼を含み、
そして地球検出器からの測定には人工衛星から地球へ指
向された単位ベクトル▲▼を含む。以下、このよう
なベクトルの記述にはそのベクトルが考慮されている基
準フレームの参照記号を含む。例として▲▼（RS）
は基準フレームRSにおいて考慮されるベクトル▲▼
を言う。従って、太陽検出器の測定に対しては▲▼
（RS）と示され、星検出器の測定に対しては▲▼
（RP）で示されよう。
RTを地球検出器の基準フレーム、RSを太陽検出器の基準
フレームおよびRPを星検出器を基準フレームとする。各
基準フレームは各々三つの軸線を含む。基準フレームRS
から基準フレームRTに通過するためのマトリックスPSお
よび基準フレームRPから基準フレームRTに通過するため
のマトリックスPPを定める方法は知られている。太陽検
出器からの測定は人工衛星から太陽に向けられた単位ベ
クトル▲▼を含み、星検出器からの測定は人工衛星
から北極星に向けられた単位ベクトル▲▼を含み、
そして地球検出器からの測定には人工衛星から地球へ指
向された単位ベクトル▲▼を含む。以下、このよう
なベクトルの記述にはそのベクトルが考慮されている基
準フレームの参照記号を含む。例として▲▼（RS）
は基準フレームRSにおいて考慮されるベクトル▲▼
を言う。従って、太陽検出器の測定に対しては▲▼
（RS）と示され、星検出器の測定に対しては▲▼
（RP）で示されよう。
これらのベクトル▲▼，▲▼の各々は、基準
フレームRTで示されてもよい。
フレームRTで示されてもよい。
蛇行角度α1,α２は以下の式から導き出される。
このようなベクトルはすべてフレームRTにおいて考慮
されている。
されている。
実際には、測定角α1,α２を正確に同じ時刻において
得るために、本発明は種々の検出器からの生の測定を第
１の段階中に（10,11および12で）別々にフィルタリン
グすることを提案する。これらのフィルタリングは適当
な所定の残余ノイズ・レベルを得るためばかりではな
く、各検出器（又は各種の検出器）についての合計遅延
時間（すなわち各検出器に固有の遅延時間とフィルタリ
ングによる遅延時間との和）がすべて同じになるように
各検出器に互いに異なる遅延時間を加えるためである。
これは非常に速いかもしれない変動を受ける測定を同期
化し、姿勢に対する影響を除去する。
得るために、本発明は種々の検出器からの生の測定を第
１の段階中に（10,11および12で）別々にフィルタリン
グすることを提案する。これらのフィルタリングは適当
な所定の残余ノイズ・レベルを得るためばかりではな
く、各検出器（又は各種の検出器）についての合計遅延
時間（すなわち各検出器に固有の遅延時間とフィルタリ
ングによる遅延時間との和）がすべて同じになるように
各検出器に互いに異なる遅延時間を加えるためである。
これは非常に速いかもしれない変動を受ける測定を同期
化し、姿勢に対する影響を除去する。
合計遅延時間は例えば10秒に等しくなるように選択さ
れる。
れる。
それゆえに、搭載コンピュータに顕著な負荷の増大と
はならない適度な周期で（典型的には10分毎に）一対の
航行角度α1,α２を位置計算ユニット13で処理するのが
可能である。
はならない適度な周期で（典型的には10分毎に）一対の
航行角度α1,α２を位置計算ユニット13で処理するのが
可能である。
Ｑを航行角度α１、α２で構成される測定ベクトルで
あるとする。
あるとする。
計算ユニット14は下記の型の式から状態ベクトルＥを
推断するようになっている。
推断するようになっている。
Ｑ＝Ｈ×Ｅ＋Ｃ×Ｂ 測定マトリックスＨの構成要素の決定には当業者の通
常の能力の範囲内でベクトルQ,Eに対して選択された定
義が与えられる。
常の能力の範囲内でベクトルQ,Eに対して選択された定
義が与えられる。
マトリックスＣの構成要素に対しても同様である。
以下の例では、ベクトルQ,Eに対して、上記とはわず
かに異なる定義が選択されている。
かに異なる定義が選択されている。
Ｑ＝（cos x1−cos x1syn,x2−x2syn）Ｔ Ｅ＝（η，ξ,ex,ey,ix,iy）Ｔ それで、マトリックスＨは で示される。
マトリックスＣのパラメータXS,YS,YPは、同じ単位ベ
クトルの座標に対応する（前の表示を変えて、これらの
座標を太陽に対して（XS,YS,ZS）、北極星に対して
（XP,YP,ZP）で示す場合）。
クトルの座標に対応する（前の表示を変えて、これらの
座標を太陽に対して（XS,YS,ZS）、北極星に対して
（XP,YP,ZP）で示す場合）。
既に説明されたように、Ｈの型式は、ＺおよびＥに対
して選択された正確な形式に依存する。
して選択された正確な形式に依存する。
バイアスベクトルＢの目的は、内部エラーと検出器位
置合わせエラーを考慮することである。
置合わせエラーを考慮することである。
これらのエラーはたとえ地上で注意深く較正されたと
しても、環境と発射過程がそれらを変えると思われる。
しても、環境と発射過程がそれらを変えると思われる。
同様に、これらのバイアスまたはオフセットが観測さ
れ得ないために、飛行中にそれらを個別に較正すること
が不可能であることが一般に認識されている。
れ得ないために、飛行中にそれらを個別に較正すること
が不可能であることが一般に認識されている。
それにもかかわらず、本発明の文脈において、上記形
式のバイアス感度マトリックスにより、二つの航行角度
上のこれらのバイアスすべての全体的効果を評価するの
が可能であるということが注目されている。
式のバイアス感度マトリックスにより、二つの航行角度
上のこれらのバイアスすべての全体的効果を評価するの
が可能であるということが注目されている。
本発明によれば、バイアスを較正するための手順は以
下の通りである。人工衛星の位置とその軌道パラメータ
は、地上で規則的に（例えば、人工衛星が軌道内に配置
された後、かつその後は１年に１回）測定され、かつこ
れらの軌道パラメータおよび／または関連の航行角度
は、テレメトリユニット16により人工衛星にアップロー
ディングされる。次いで、パラメータは検出器からの測
定値から推断される値Ｚとともにバイアス計算補助ユニ
ット15により処理される。そしてバイアス計算補助ユニ
ット15はバイアスベクトルＢの新しい値を推断する。バ
イアスベクトルＢは、ほぼ10日周期毎に評価されると、
次の較正までユニット15内に記憶される。それでユニッ
ト15の計算機能は休止させ、搭載コンピュータに不必要
な負荷をかけないようにする。
下の通りである。人工衛星の位置とその軌道パラメータ
は、地上で規則的に（例えば、人工衛星が軌道内に配置
された後、かつその後は１年に１回）測定され、かつこ
れらの軌道パラメータおよび／または関連の航行角度
は、テレメトリユニット16により人工衛星にアップロー
ディングされる。次いで、パラメータは検出器からの測
定値から推断される値Ｚとともにバイアス計算補助ユニ
ット15により処理される。そしてバイアス計算補助ユニ
ット15はバイアスベクトルＢの新しい値を推断する。バ
イアスベクトルＢは、ほぼ10日周期毎に評価されると、
次の較正までユニット15内に記憶される。それでユニッ
ト15の計算機能は休止させ、搭載コンピュータに不必要
な負荷をかけないようにする。
計算ユニット14は実際には、軌道評価フィルタ（例え
ばKALMANフィルタ）内にあり、それに対する方程式は当
業者に周知のものである。
ばKALMANフィルタ）内にあり、それに対する方程式は当
業者に周知のものである。
バイアス計算補助ユニット15は実際にはフィルタ（例
えばFRIEDLAND型式のフィルタ：一般的に言って、FRIED
LANDフィルタとは非常に少ない測定情報から状態ベクト
ルのパラメータの最新の値を決めることができるもの
（ソフトウエアであろうとなかろうと）であり、過去の
メモリを保持して過去の結果として期待されるものを通
して新しい情報を“フィルタリング”するようになって
いる）であり、その方程式もまた周知である。それらに
よって、いくつかの測定値から、バイアスベクトルＢを
評価することが可能になる。
えばFRIEDLAND型式のフィルタ：一般的に言って、FRIED
LANDフィルタとは非常に少ない測定情報から状態ベクト
ルのパラメータの最新の値を決めることができるもの
（ソフトウエアであろうとなかろうと）であり、過去の
メモリを保持して過去の結果として期待されるものを通
して新しい情報を“フィルタリング”するようになって
いる）であり、その方程式もまた周知である。それらに
よって、いくつかの測定値から、バイアスベクトルＢを
評価することが可能になる。
１年以上行われたシミュレーションは人工衛星を、経
度と緯度における0.05度のウィンド（第３図参照）内に
以下の軌道パラメータ精度（平均標準偏差の３倍）で維
持するのを可能にすることを確かめた。
度と緯度における0.05度のウィンド（第３図参照）内に
以下の軌道パラメータ精度（平均標準偏差の３倍）で維
持するのを可能にすることを確かめた。
ａについて:50m exについて:3.5×10-5 eyについて:3.5×10-5 ixおよびiyについて:0.001度 経度について:0.005度 検出器T1,S1,S2,S3,Pからの生の測定値（フィルタリ
ング前の、かつそれゆえにわずかに異なる時間に対応す
る）は、ユニット14により与えられた軌道パラメータか
ら、かつそれゆえに自主的に、人工衛星の三つの姿勢角
度（偏揺れ、横揺れ、縦揺れ）を決定するようにユニッ
ト19により使用されてもよい（検出器内に集積されたフ
ィルタの時定数は通常、太陽検出器に対してはおよそ数
10分の１秒、地球検出器に対しては0.5秒および星検出
器に対しては0.1ないし0.5秒である）。
ング前の、かつそれゆえにわずかに異なる時間に対応す
る）は、ユニット14により与えられた軌道パラメータか
ら、かつそれゆえに自主的に、人工衛星の三つの姿勢角
度（偏揺れ、横揺れ、縦揺れ）を決定するようにユニッ
ト19により使用されてもよい（検出器内に集積されたフ
ィルタの時定数は通常、太陽検出器に対してはおよそ数
10分の１秒、地球検出器に対しては0.5秒および星検出
器に対しては0.1ないし0.5秒である）。
それゆえに、第２図のシステムは、軌道と姿勢を決定
するための全く自主的なシステムを構成する。
するための全く自主的なシステムを構成する。
上記説明は非制限的例としてのみ行われ、特に太陽検
出器の配置に関して、本発明の範囲を逸脱することな
く、当業者により様々な変更がそれに加えられてもよい
ことは言うまでもない。
出器の配置に関して、本発明の範囲を逸脱することな
く、当業者により様々な変更がそれに加えられてもよい
ことは言うまでもない。
第１図は本発明の自律軌道コントロールシステムが取付
けられた人工衛星の概略図である。 第２図は本発明の自律軌道コントロールシステムの簡単
な概略図である。 第３図はこの種の人工衛星の１年にわたるシミュレーシ
ョン結果を示す。 １……人工衛星 ２……静止衛星 ３……太陽パネル 10……フィルタユニット 11……フィルタユニット 12……フィルタユニット 13……位置計算ユニット（航行角度の計算） 14……軌道パラメータ計算ユニット（軌道パラメータの
計算） 15……バイアス計算補助ユニット（バイアスＢの計算） 16……テレメトリユニット 17……計算および指令ユニット 18……スラスタ 19……姿勢決定ユニット（姿勢決定） 20……記憶ユニット T1……地球検出器 S1,S2,S3……太陽検出器 Ｐ……星検出器
けられた人工衛星の概略図である。 第２図は本発明の自律軌道コントロールシステムの簡単
な概略図である。 第３図はこの種の人工衛星の１年にわたるシミュレーシ
ョン結果を示す。 １……人工衛星 ２……静止衛星 ３……太陽パネル 10……フィルタユニット 11……フィルタユニット 12……フィルタユニット 13……位置計算ユニット（航行角度の計算） 14……軌道パラメータ計算ユニット（軌道パラメータの
計算） 15……バイアス計算補助ユニット（バイアスＢの計算） 16……テレメトリユニット 17……計算および指令ユニット 18……スラスタ 19……姿勢決定ユニット（姿勢決定） 20……記憶ユニット T1……地球検出器 S1,S2,S3……太陽検出器 Ｐ……星検出器
Claims (10)
- 【請求項１】静止衛星のための自律軌道コントロール方
法であって、 人工衛星から見た太陽の方向と人工衛星から見た地球の
方向の間の角度α１と、人工衛星から見た北極星の方向
と人工衛星から見た地球の方向の間の角度α２とを同時
に測定し、 状態ベクトルＥ（軌道パラメータからなる）を以下の式 Ｑ＝Ｈ×Ｅ＋Ｃ×Ｂ から導き出し、 このベクトルＥから位置保存操縦を決定し、かつこれを
スラスタにより適用させる段階から成る、静止衛星のた
めの自律軌道コントロール方法。 - 【請求項２】前記角度α１とα２が、少なくとも１個の
地球検出器、複数個の太陽検出器および人工衛星の南北
軸に沿って北に向けられた星検出器により行われた測定
から決定され、これらの検出器からの前記測定値が、こ
れらの測定値に対して、全く同じ合計時間遅延（検出器
固有の時間遅延にフィルタ時間遅延を加えたもの）を得
るように、別個にフィルタリングされる、請求項１記載
の静止衛星のための自律軌道コントロール方法。 - 【請求項３】静止衛星のための自律軌道コントロールシ
ステムであって、 合計時間遅延（検出器固有の時間遅延にフィルタ時間遅
延を加えたもの）が、予め定められた値を有するような
時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設けられ
た少なくとも１個の地球検出器と、 合計時間遅延が、前記予め定められた値に等しくなるよ
うな時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設け
られた複数個の太陽検出器と、 合計時間遅延が、前記予め定められた値に等しくなるよ
うな時間遅延を生じるように適合されたフィルタが設け
られた人工衛星の南北軸に沿って北に向けられた少なく
とも１個の星検出器と、 これらのフィルタに接続され、かつ前記検出器からのフ
ィルタリングされた測定値から、人工衛星から見た太陽
の方向と人工衛星から見た地球の方向との間の角度α１
と、人工衛星から見た北極星の方向と人工衛星から見た
地球の方向との間の角度α２とを推断するようになされ
た位置計算ユニットと、 位置計算ユニットの出力に接続され、かつ以下の式によ
り人工衛星の状態ベクトルＥ（軌道パラメータからな
る）を決定するようになされた軌道パラメータ計算ユニ
ットとを備え、 Ｑ＝Ｈ×Ｅ＋Ｃ×Ｂ さらに 位置計算ユニットの出力と地上に通じるテレメトリユニ
ットとに接続されたバイアス計算補助ユニットを備え、
これはその出力が軌道パラメータ計算ユニットに接続さ
れ、ベクトルＥと地上からの対応する測定値とを比較す
ることによりバイアスベクトルＢを決定し、かつ記憶す
るようになされており、 位置保持スラスタに接続された計算および指令ユニット
とを備えることを特徴とする静止衛星のための自律軌道
コントロールシステム。 - 【請求項４】地球、太陽および星検出器の出力と、軌道
パラメータ計算ユニットの出力とに接続された姿勢決定
ユニットをさらに含む請求項３に記載の静止衛星のため
の自律軌道コントロールシステム。 - 【請求項５】前記軌道パラメータ計算ユニットがKALMAN
フィルタである請求項３記載の静止衛星のための自律軌
道コントロールシステム。 - 【請求項６】前記バイアス計算補助ユニットがFRIEDLAN
Dフィルタである請求項３記載の静止衛星のための自律
軌道コントロールシステム。 - 【請求項７】前記軌道パラメータ計算ユニットがKALMAN
フィルタである請求項４記載の静止衛星のための自律軌
道コントロールシステム。 - 【請求項８】前記バイアス計算補助ユニットがFRIEDLAN
Dフィルタである請求項４記載の静止衛星のための自律
軌道コントロールシステム。 - 【請求項９】前記バイアス計算補助ユニットがFRIEDFAN
Dフィルタである請求項５記載の静止衛星のための自律
軌道コントロールシステム。 - 【請求項１０】前記バイアス計算補助ユニットがFRIEDL
ANDフィルタである請求項７記載の静止衛星のための自
律軌道コントロールシステム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR8813121 | 1988-10-06 | ||
| FR888813121A FR2637564B1 (fr) | 1988-10-06 | 1988-10-06 | Procede et systeme de controle autonome d'orbite d'un satellite geostationnaire |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02156312A JPH02156312A (ja) | 1990-06-15 |
| JP2847302B2 true JP2847302B2 (ja) | 1999-01-20 |
Family
ID=9370753
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1261230A Expired - Lifetime JP2847302B2 (ja) | 1988-10-06 | 1989-10-05 | 静止衛星のための自律軌道コントロール方法およびシステム |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5108050A (ja) |
| EP (1) | EP0363243B1 (ja) |
| JP (1) | JP2847302B2 (ja) |
| CA (1) | CA2000214C (ja) |
| DE (1) | DE68911830T2 (ja) |
| ES (1) | ES2047695T3 (ja) |
| FR (1) | FR2637564B1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111238567A (zh) * | 2020-01-06 | 2020-06-05 | 航天恒星科技有限公司 | 一种卫星在轨健康监控装置 |
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| FR2670746B1 (fr) * | 1990-12-21 | 1993-04-16 | Aerospatiale | Systeme de controle d'attitude pour satellite 3-axes,; notamment pour satellite d'observation. |
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1988
- 1988-10-06 FR FR888813121A patent/FR2637564B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
1989
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- 1989-09-19 ES ES89402567T patent/ES2047695T3/es not_active Expired - Lifetime
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- 1989-10-03 US US07/416,694 patent/US5108050A/en not_active Expired - Fee Related
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- 1989-10-05 JP JP1261230A patent/JP2847302B2/ja not_active Expired - Lifetime
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