JP2914998B2 - 宇宙機姿勢制御装置用遷移制御システム - Google Patents

宇宙機姿勢制御装置用遷移制御システム

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JP2914998B2
JP2914998B2 JP1128004A JP12800489A JP2914998B2 JP 2914998 B2 JP2914998 B2 JP 2914998B2 JP 1128004 A JP1128004 A JP 1128004A JP 12800489 A JP12800489 A JP 12800489A JP 2914998 B2 JP2914998 B2 JP 2914998B2
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Description

【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は３軸安定化宇宙機用の姿勢制御システムに関
する。詳しくいうと、本発明はバイアスモーメンタム方
式３軸安定化静止宇宙機においてスラスタ（推力発生装
置）制御から運動量ホイール制御への遷移を制御するこ
とに関する。
［従来の技術］ バイアスモーメンタム方式姿勢制御システムを有する
宇宙機におけるタスクの１つはステーション・キーピン
グ（位置保持）操縦のために使用されるような比較的高
速の角速度での高権限（ハイ・オーソリティ）制御モー
ドから例えばモーメンタムホイールを使用するバイアス
モーメンタム方式姿勢制御システムに頼る低権限（ロー
・オーソリティ）制御モードへの遷移の制御である。ス
テーション・キーピングモードから軌道上モードへの遷
移は、遷移の前の高角速度が大きなニューテーション
（章動）を生じさせる可能性があるので、注意深く実行
し、低権限の軌道上制御モードにおける姿勢制御の飽和
及び姿勢制御が失われる可能性を回避しなければならな
い。
３軸安定化宇宙機の所望の制御精度はミスアライメン
ト及び構造上の又は熱的歪みによるポインティングエラ
ーを計算に入れないで0.01度乃至0.05度である。しかし
ながら、ステーション・キーピング操縦に伴う代表的な
補正されない姿勢誤差は25倍程度大きい、即ち、0.25度
乃至1.25度の半径を持つニューテーション・サークルで
ある。安定な軌道上モードを達成するためには、制御が
モーメンタムホイールに基づく軌道上制御装置に移行す
る前に、ニューテーション振幅は敏速に減少させなけれ
ばならず、好ましくは零に減少させなければならない。
［発明が解決しようとする課題］ ニューテーション補正システムの大部分は臨界パラメ
ータの測定ではなくて計算に基づいたオープンループ制
御システムである。ニューテーション制御システムに関
して、次の特許が米国特許局の公開記録のサーチにおい
て明らかにされた。
米国特許第3,866,025号は同時に軌道を調整しながら
合計の角運動量ベクトルを所望の軌道正規ベクトルと整
列させるスラスタの点火をもたらす宇宙機姿勢制御シス
テムを開示している。この発明は一般に入手できるセン
サ及びスラスタシステムを使用する。しかしながら、こ
れは操縦中のニューテーションの蓄積を最小にしようと
する態様で軌道調整操縦を行なおうとするものであり、
操縦に続く補正のための機構を提供するものではない。
この制御システムは角速度を直接感知するのではなく
て、角速度を計算する。その上、この特許は本発明の特
定の遷移姿勢制御技術については言及していない。
ニューテーションの減衰、宇宙機システムにおける補
正等の一般的問題についての追加の情報を含む、明示さ
れた他の特許は次の通りである。
米国特許番号 発 明 者 3,643,897 ジョンソン、ジュニア 3,937,423 ジョハンセン 3,944,172 ベッカー 3,984,071 フレミング 3,997,137 フィリップス 4,023,752 ピスティナー他 4,174,819 ブリューダール他 4,370,716 アミュー 4,386,750 ホフマン 4,521,855 レーナー他 上記米国特許第3,643,897号はスピン安定化宇宙機に
関するものであり、本発明のように３軸安定化宇宙機に
関するものではない。この特許はニューテーション角を
制限された値に保持しようとするものであるが、ニュー
テーションを零に減少させる方法については何等の示唆
もない。
上記米国特許第3,937,423号は３軸安定化宇宙機の姿
勢制御システムを開示している。しかし、この特許はヨ
ー角、ヨー角速度、及びロール角速度を感知するための
機構については何等の開示もない。
上記米国特許第3,944,172号は内部モーメンタムホイ
ール制御なしの宇宙機に関するものであり、従ってニュ
ーテーションによって影響を受けない。
上記米国特許第3,984,071号は宇宙機ロール角のみを
感知することに基づいた２つのスラスタの点火によって
ニューテーション・サークルをダンピングすることに関
する。ロール、ヨー、及びヨー角速度を感知する手段は
存在しない。その結果、安定性の保証が得られない。
上記米国特許第3,997,137号、第4,023,752号及び第4,
370,716号はスピン安定化宇宙機に関するものであっ
て、３軸安定化宇宙機に関するものではないので、本発
明には関係がない。
上記米国特許第4,174,819号は３軸安定化宇宙機の姿
勢制御に関するものであるが、ニューテーション制御の
問題及びスラスタ制御モードからホイール制御モードへ
の遷移の問題を取扱うものではない。また、ヨー角又は
ヨー角速度用のセンサは存在しない。
上記米国特許第4,386,750号はバイアスモーメンタム
方式宇宙機ではなく、スピン動作においてニューテーシ
ョンを低減する方法を呈示する。使用手段は、加速度計
による感知に基づき直接的に制御される一連のスラスタ
点火を含む。これとは対照的に、本発明は、米国特許第
4,386,750号による装置において使用されるシステムと
関係されずそしてこれと完全に異なるスラスタ点火論理
と軸線センサとを使用する３軸バイアスモーメンタム方
式宇宙機に主として適用される。
上記米国特許第4,521,855号は、磁気トルク付与コイ
ルを使用する３軸安定化宇宙機の姿勢制御に関する。こ
れはニューテーションに関するものではなく、それゆえ
本発明と関係がない。これとは対照的に、本発明は、ス
ラスタをベースにした姿勢制御装置から上記米国特許第
4,386,750号明細書に開示のタイプの制御方法で使用す
るための制御装置への遷移計画の提供のために使用する
ことを意図するものである。
［課題を解決するための手段］ 本発明によれば、姿勢安定装置として内部宇宙機本体
固定のモーメンタムホイールを使用する３軸安定化宇宙
機において、ニューテーション角及び遷移時間を最小に
するようにスラスタ制御からモーメンタムホイール制御
への遷移を制御する方法が提供される。この方法は運動
量成分及び角速度の直接の実質的に実時間の測定を使用
して、宇宙機のニューテーション周期と同期した対のス
ラストインパルスを発生する。測定誤差或はスラスタイ
ンパルス誤差のない理想的な場合には、ニューテーショ
ンはニューテーション周期の1/2で零にされる。しかし
ながら、誤差は常に存在するから、制御装置は閉ループ
実時間フィードバックシステムにおいてデッドビート原
理を使用する。このデッドビート原理という用語はニュ
ーテーションを行う剛体などのような振動系において
は、一つのインパルスにより発生され得る振動が、1/2
振動周期後に適用される等しいインパルスにより取り消
すことができるというよく知られる事実について言及し
ている。ところが実際は全くの取消しは起こらない。点
火が理想的なインパルスではないときに誤差が生じる。
本発明の鍵となる特徴は、任意のかかる誤差が連続測定
されそして次のインパルスが自動的に調整されることで
ある。本発明の好ましい実施例において、一連の３つあ
るいはそれより少ないインパルスがスラスタによって適
用される。すなわち、好ましい実施例においては、ロー
ル及びヨーにおけるインパルス的スラスタ点火指令は1/
2ニューテーション周期の時間間隔で同時であり、宇宙
機横方向運動量が３つ或はそれより少ない引続く対のス
ラスタインパルス点火において許容できる低レベルに減
少されるという効果を有する。
本発明は最小限の過渡オーバシュートで、所望の軌道
上状態に関する角運動量を低権限モーメンタムホイール
制御装置によって処理することができるレベルに自動的
に減少させる。
本発明は添付図面を参照しての以下の詳細な記載によ
って十分に理解されよう。この中の記載は説明を簡単に
するために対称的な宇宙機、即ち、等しいヨー及びロー
ル慣性を有する宇宙機に基づいている。しかしながら、
本発明の原理は任意の宇宙機に適用できるものである。
［実施例］ 第１図は一組の横方向（ロール／ヨー）モーメンタム
軸に関するニューテーション・サークル、通常は楕円、
を例示する宇宙機のベクトル図10である。簡単にするた
めに、宇宙機それ自体の本体及び構造体は図示していな
い。本発明の目的の１つは宇宙機のニューテーションを
最小にすること、理想的にはニューテーションを零に減
少させることである。第１図は本発明による適当な角度
インパルス補正の効果を示す。
いくつかの基本原理が本発明の理解に役立つであろ
う。先ず第１に、宇宙機の運動量の変化、ベクトルΔＨ
はスラスタのトルク、ベクトルＴと点火時間ｔとの積に
等しい。ベクトルΔＨはｘ軸のロール成分及びｚ軸のヨ
ー成分に分解でき、その結果ベクトル式ΔＨ＝ＴΔｔは
次のように容易に展開できる。
ΔHX＝TXΔｔ ΔHY＝TYΔｔ ΔHZ＝TZΔｔ ここでΔｔは点火時間である。ピッチの点火は含まれ
ないから、ｙ成分は０であり、従ってピッチは本発明の
目的に対しては無視できる。点火時間は40ms乃至50ms程
度であり、一方ニューテーション周期1/λ，即ち、宇宙
機本体がニューテーション・サークルを完全に章動する
時間、は150乃至300秒程度又はそれ以上である。長いニ
ューテーション周期はインパルス的点火に関連した近似
を容認する。ニューテーション周期は宇宙機の慣性ISc
と宇宙機モーメンタムホイールのホイール運動量Hwとの
関数である。スラスタの点火はニューテーション・サー
クルの中心を変化させ、ロール角φがヨーモーメンタム
Hzに比例し、即ち、φＣ＝−ΔHZ/HWx、またヨー角ψが
ロールモーメンタムHXに比例する、即ち、ΔψＣ＝ΔHX
/Hoピッチ制御はロール及びヨーに無関係であるので、
ロール及びヨーのみを考慮する必要があるだけである。
ロール角軸及びヨー角軸を示すベクトル図10はニュー
テーション・サークルの平面を表わす。詳しくいうと、
本発明の目的の１つはニューテーション及びCOにその中
心14を有する対応するニューテーション・サークル12を
０に減じることである。本発明によれば、これは４つの
独立の変数、即ち、ロール角、ロールレート、ヨー角及
びヨーレートを測定し、次いでこれら測定された量を使
用してスラスタにインパルス的推力を発生させ、ニュー
テーションの中心14をある運動量ベクトル（Δh1＝ΔhX
＋ΔhZ）によって原点により近いC1の新しい中心16に移
動させ、その後ニューテーションの中心を繰返し移動さ
せ、理想的には原点に移動させることを必要とする。実
際にはニューテーション・サークル19のニューテーショ
ンの中心16′が存在し、運動量ベクトルΔh2の実際の変
化に応答して原点の近傍のC2に実際には中心18を持つニ
ューテーション・サークル19を生じさせるであろう。第
３のインパルスΔh3又は引続くインパルスを供給しても
よい。本発明によれば、これら運動量の変化は宇宙機の
ロール及びヨースラスタの同時のインパルス的点火を可
能にすることによって達成される。点火の時間はニュー
テーション周期の1/2周期だけ離間されている。即ち、
ｔ＝０及びｔ＝π／λである。ここで、1/λはニューテ
ーション周期である。代表的な宇宙機におけるニューテ
ーション周期は300秒程度である。理想的には、即ち、
誤差がない場合には、ｔ＝π／λにおける第２のスラス
タの点火は原点で生じ、それ故ニューテーションの中心
は原点にあり、ニューテーションは０に減ぜられる。実
際には、３回の点火がニューテーションを０に減少させ
るために必要であることが分った。
第２図は本発明による制御システム30の構成を示す。
宇宙機は宇宙機ダイナミックス32によって比喩的に表わ
されている。宇宙機ダイナミックス32は宇宙機の運動を
出力パラメータとして発生し、この宇宙機の運動の方向
及び向きは宇宙機搭載のジャイロスコープであるディジ
タル・インテグレーティング・レート・アセンブリ（DI
RA）34によって及び地球センサ36によって測定される。
ロール信号φは地球センサ36から内蔵の誤差計算器40
へロール信号ライン38を介して提供される。また、DIRA
がヨー信号ライン42にヨー信号ψを、ヨーレート信号ラ
イン44にヨーレート信号を、そしてロールレート信号
ライン46にロールレート信号を出力として提供し、内
蔵の誤差計算器40に供給する。
後述するように、内蔵の誤差計算器40はこれら測定さ
れたパラメータからロール誤差eXに対する予めの値及び
ヨー誤差eZに対する予めの値を計算し、これら信号を信
号ライン48及び50又はそれらの等価物を介してノイズフ
ィルタ手段52及び54に提供する。ノイズフィルタ手段52
及び54は基本的にはローパスフィルタであり、それらの
機能は宇宙機における測定誤差及び構造的たわみ効果に
起因するロール及びヨー誤差信号から高周波レートノイ
ズをフィルタすることである。第１のノイズフィルタ52
の出力信号は信号ライン56のロール誤差信号Ｘであ
り、第２のノイズフィルタ54の出力信号は信号ライン58
のロール誤差信号Ｚである。その後２つの誤差信号
は、これら目的に対しては一定の値、即ち、ロール慣性
成分IXを横方向ロールトルク成分TCXで割算した値60と
ヨー慣性成分IZを横方向ヨートルク成分TCZで割算した
値62とによって重みが付けられる。出力信号64及び66は
タイマー68に供給され、このタイマー68はこれら信号を
使用してそれぞれのロールスラスタ70及びヨースラスタ
72に対するインパルス周期を制御する。これらスラスタ
70及び72はトルクTCX（ロールトルク）及びTCZ（ヨート
ルク）を宇宙機に供給し、それに応じて宇宙機ダイナミ
ックス32が変更される。スラスタの点火はニューテーシ
ョンの中心を変更させる。
本発明によれば、供給されたトルクは、測定されたロ
ール、ヨー、ロールレート、及びヨーレートによって決
定される継続時間及びベクトルを有する、対の、又はデ
ッドビートのスラスタの点火で、横方向運動量を０に向
かって、またニューテーションの中心をヨー及びロール
０に向かって減少させる。ロール誤差及びヨー誤差に対
する誤差信号は次の運動式によって測定された量から計
算される。
eZ＝−（＋1/2λＤ） eX＝−（−1/2λψ） これら式は、適正にフィルタされかつ定数によって重
みがつけられると、1/2ニューテーション周期離れた後
で理想的には原点を通るニューテーション・サークルを
もたらすのに必要な誤差補正のすべてに対して十分な情
報を提供する。第１のスラスタの点火が上のように計算
されたと仮定すると、ロール及びヨー角は1/2ニューテ
ーション周期の後で０に近付く（第１図のP1）。上記式
に従ってセンサデータから計算されたこのときの第２組
のスラスタの点火は非常に小さなニューテーション・サ
ークルをもたらす。この過程は必要な場合には１回又は
それ以上の追加の点火によって繰返すことができる。実
際には、追加の1/2ニューテーション周期の後での追加
の１組のロール／ヨースラスタの点火が非常に有益であ
ることが分った。
ピッチは、ピッチ制御がロール及びヨーに無関係であ
るので、ニューテーション補正のファクタではない。か
くして、ロール、ヨー、ロールレート及びヨーレートを
即座に知り、かつ宇宙機の慣性モーメントを知ることに
よって、宇宙機の運動量を２つのディメンションにおい
て計算し、その運動量を補正することができる。
本発明を特定の実施例に関して説明したが、他の実施
例がこの分野の通常の知識を有する技術者にはこの中の
記述から明らかであろう。例えば、ニューテーション周
波数はピッチホイール速度の測定に基づいたものでよ
く、或は定数によって厳密に近似できる。同様に、横方
向運動量成分を計算する際に、異なるロール及びヨー慣
性モーメント、並びに意義があるならば、慣性の積、を
計算に入れてもよい。第３の変形は、制御スラスタが重
大なクロスカップリング・トルクを有する場合に、これ
がスラスタの点火時間の計算に悪影響を与えるので、生
じ得る。必要とする計算の複雑さに応じて、ディジタル
プロセッサがアナログ電子装置（回路）よりも好ましい
かも知れない。従って、本発明は、特許請求の範囲によ
って指示されること以外は、制限されることを意図する
ものではない。
【図面の簡単な説明】
第１図は、円又は楕円を表わすニューテーション・サー
クルが簡単にするために示された３軸安定化宇宙機のデ
ッドビートインパルス点火制御による横方向運動量の減
少を例示するベクトル図、第２図は本発明による宇宙機
用運動量制御システムの一実施例の構成図である。 10:宇宙機のベクトル図 12、19:ニューテーション・サークル 30:制御システム 32:宇宙機ダイナミックス 34:ディジタル・インテグレーティング・レート・アセ
ンブリ（DIRA） 36:地球センサ 40:誤差計算器 52、54:ノイズフィルタ手段 60、62:定数 68:タイマー 70:ロールスラスタ 72:ヨースラスタ
フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B64G 1/28 B64G 1/38

Claims (6)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】姿勢安定化手段として内部宇宙機本体固定
    のモーメンタムホイールを使用し、かつニューテーショ
    ン周期によって特徴付けられる３軸安定化宇宙機におい
    て、ニューテーション角及び遷移時間を最小にするよう
    にスラスタ制御からモーメンタムホイール制御への遷移
    を制御する方法が、 ａ）宇宙機のロール角、宇宙機のヨー角、宇宙機のロー
    ルレート及び宇宙機のヨーレートをそれぞれ表わす値を
    得る段階と、 ｂ）宇宙機の慣性モーメントと宇宙機のロール角、宇宙
    機のヨー角、宇宙機のロールレート及び宇宙機のヨーレ
    ートをそれぞれ表わす前記値とから、ロール成分及びヨ
    ー成分からなる宇宙機の横方向角運動量ベクトルを計算
    する段階と、 ｃ）一組の姿勢制御スラスタのそれぞれに対する点火時
    間長を計算し、スラスタの点火に続いて横方向角運動量
    を０にするようにニューテーション振幅を減少させる宇
    宙機の運動を生じさせる段階と、 ｄ）前記計算された点火時間長に従って前記一組の姿勢
    制御スラスタを点火する段階と、 ｅ）前記宇宙機の前記ニューテーション周期の実質的に
    1/2の間隔で前記段階ａ）乃至ｄ）を少なくとも一回繰
    返す段階 とからなる遷移制御方法。
  2. 【請求項２】前記宇宙機のニューテーション周波数より
    実質的に高いスプリアス信号を減衰させる段階を含む特
    許請求の範囲第１項記載の遷移制御方法。
  3. 【請求項３】前記モーメンタムホイールの測定された回
    転速度と前記ホイール及び前記宇宙機の慣性モーメント
    とから前記ニューテーション周期を計算する段階を含む
    特許請求の範囲第１項記載の遷移制御方法。
  4. 【請求項４】前記スラスタが直角な角度で配置され、前
    記点火する段階がロール及びヨーを制御するために同時
    の点火を含む特許請求の範囲第２項記載の遷移制御方
    法。
  5. 【請求項５】姿勢安定化手段として内部宇宙機本体固定
    のモーメンタムホイールを使用し、かつニューテーショ
    ン周期によって特徴付けられる３軸安定化宇宙機におい
    て、ニューテーション角及び遷移時間を最小にするよう
    にスラスタ制御からモーメンタムホイール制御への遷移
    を制御する装置が、 宇宙機のロール角、宇宙機のヨー角、宇宙機のロールレ
    ート及び宇宙機のヨーレートをそれぞれ表わす値を得る
    センサ手段と、 該センサ手段に結合され、前記ニューテーション周期の
    実質的に1/2の間隔で宇宙機のロール及びヨー姿勢制御
    スラスタの点火を制御する制御手段 とを具備し、該制御手段が、 宇宙機の慣性モーメントと宇宙機のロール角、宇宙機の
    ヨー角、宇宙機のロールレート及び宇宙機のヨーレート
    をそれぞれ表わす前記値とから、 ロール成分及びヨー成分からなる宇宙機の横方向角運動
    量ベクトルを計算する装置と、 前記姿勢制御スラスタに対する点火時間長を計算し、ス
    ラスタの点火に続いて横方向角運動量を０にするように
    ニューテーション振幅を減少させる宇宙機の運動を生じ
    させる装置と、 前記点火時間長に従って前記ロール及びヨー姿勢制御ス
    ラスタを点火させる装置と、 前記宇宙機の前記ニューテーション周期の実質的に1/2
    の間隔で前記ロール及びヨー姿勢制御スラスタの点火を
    逐次実行するタイミング装置 とを含むことを特徴とする遷移制御装置。
  6. 【請求項６】前記センサ手段と前記制御手段との間に結
    合されたフィルタ手段を含み、該フィルタ手段が前記宇
    宙機のニューテーション周波数より実質的に高いスプリ
    アス信号を除去する特許請求の範囲第５項記載の遷移制
    御装置。
JP1128004A 1988-05-26 1989-05-23 宇宙機姿勢制御装置用遷移制御システム Expired - Lifetime JP2914998B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US198942 1988-05-26
US07/198,942 US4931942A (en) 1988-05-26 1988-05-26 Transition control system for spacecraft attitude control

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH0220500A JPH0220500A (ja) 1990-01-24
JP2914998B2 true JP2914998B2 (ja) 1999-07-05

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ID=22735539

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Application Number Title Priority Date Filing Date
JP1128004A Expired - Lifetime JP2914998B2 (ja) 1988-05-26 1989-05-23 宇宙機姿勢制御装置用遷移制御システム

Country Status (5)

Country Link
US (1) US4931942A (ja)
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