JP2937550B2 - Automatic rendezvous navigation - Google Patents
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Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
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- B64G1/646—Docking or rendezvous systems
- B64G1/6462—Docking or rendezvous systems characterised by the means for engaging other vehicles
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、将来の宇宙活動におい
て必要不可欠になるであろうランデブー・ドッキング技
術の中のランデブー技術に係り、特に地上局からの支援
を不要とする自動ランデブー航法に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a rendezvous technique among rendezvous docking techniques that will be indispensable in future space activities, and more particularly to an automatic rendezvous navigation method that does not require the support from a ground station.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ランデブー技術として従来実用化されて
いるものは、アポロやミール等であり、その例はまだ数
少ないが、いずれの場合も軌道変更等は地上局からのコ
マンドによって行われる方式である。2. Description of the Related Art Apollo and meal have been practically used as rendezvous technologies in the past, but there are still a few examples, but in any case, orbit change is performed by a command from a ground station. .
【０００３】[0003]
【発明が解決しようとする課題】しかし、地上局からの
コマンドで軌道変更等を行う方式では、地上局の可視範
囲のみでしか軌道変更を行えず、ランデブーシーケンス
上の制約を与えているという問題がある。また、将来、
軌道間輸送機、軌道間作業機、或いは、スペースステー
ションへの物資の補給、人員の輸送、宇宙構造物構築の
ための資材運搬など、ランデブー技術を必要とするケー
スが増えてくるものと想定されるが、これらを全て地上
局からコントロールするのは困難である。However, in the method in which the orbit is changed by a command from the ground station, the orbit can be changed only in the visible range of the ground station, which imposes a restriction on the rendezvous sequence. There is. In the future,
It is expected that the number of cases that require rendezvous technology, such as replenishment of supplies to inter-orbit transport aircraft, inter-orbit work machines, or space stations, transport of personnel, and transport of materials for space structure construction will increase. However, it is difficult to control all of these from the ground station.
【０００４】そこで、地上局からの支援を不要とする自
動ランデブー航法の開発が望まれており、従来、比例航
法や最短時間制御則による航法等が提案されている。し
かし、これらの方式は、連続的な制御を前提とするの
で、ランデブーに必要とする燃料の消費量が増えるとい
う問題がある。即ち、宇宙機に搭載できる軌道変更用の
燃料は有限であるので、１回のランデブーに必要な燃料
の量は極力少なくすべきである。Therefore, there is a demand for the development of automatic rendezvous navigation that does not require support from a ground station, and conventionally, proportional navigation, navigation based on the shortest time control law, and the like have been proposed. However, since these systems are based on continuous control, there is a problem that the amount of fuel required for rendezvous increases. That is, since the orbit-changing fuel that can be mounted on the spacecraft is limited, the amount of fuel required for one rendezvous should be minimized.
【０００５】本発明の目的は、消費燃料を少なくでき、
かつ、制御の応答性が優れ、実現可能性の極めて高い自
動ランデブー航法を提供することにある。An object of the present invention is to reduce fuel consumption,
Another object of the present invention is to provide an automatic rendezvous navigation which has excellent control responsiveness and extremely high feasibility.
【０００６】[0006]
【課題を解決するための手段】前記目的を達成するため
に、本発明の自動ランデブー航法は次の如き構成を有す
る。即ち、本発明の自動ランデブー航法は、目標となる
ターゲット宇宙機と能動的に軌道変更を行って前記ター
ゲット宇宙機に接近するチェイサ宇宙機とは、それぞ
れ、ＧＰＳから測位信号を受信して自己の位置情報及び
速度情報を得、ターゲット宇宙機はその求めた自己の位
置情報及び速度情報とチェイサ宇宙機から得たチェイサ
宇宙機の位置情報及び速度情報とからターゲット宇宙機
から見たチェイサ宇宙機の相対位置及び相対距離を求
め、相対距離が所定値以上のときはヒルの方程式の解析
解から求めた状態空間法における遷移行列を用いて制御
量を求めその情報をチェイサ宇宙機へ送信することを所
定の時間間隔で繰り返し行い、チェイサ宇宙機に軌道修
正等を行わせる； ことを特徴とするものである。To achieve the above object, the automatic rendezvous navigation of the present invention has the following configuration. That is, according to the automatic rendezvous navigation of the present invention, the target target spacecraft and the chaser spacecraft actively changing the orbit and approaching the target spacecraft receive their own positioning signals from the GPS and receive their own signals. The target spacecraft obtains the position information and speed information, and the target spacecraft determines the position of the chaser spacecraft as viewed from the target spacecraft based on its own position information and speed information and the position information and speed information of the chaser spacecraft obtained from the chaser spacecraft. Determine the relative position and relative distance, and when the relative distance is equal to or greater than a predetermined value, calculate the control amount using the transition matrix in the state space method obtained from the analytical solution of Hill's equation and transmit the information to the chaser spacecraft. It is performed repeatedly at a predetermined time interval to cause the chaser spacecraft to perform orbit correction and the like.
【０００７】[0007]
【作用】次に、前記の如く構成される本発明の自動ラン
デブー航法の作用を説明する。ターゲット宇宙機とチェ
イサ宇宙機とは、それぞれ、ＧＰＳから測位信号を受信
して自己の位置情報及び速度情報を得、チェイサ宇宙機
は、自己の位置情報及び速度情報をターゲット宇宙機に
送信する。次いで、ターゲット宇宙機はその求めた自己
の位置情報及び速度情報とチェイサ宇宙機から得たチェ
イサ宇宙機の位置情報及び速度情報とからターゲット宇
宙機から見たチェイサ宇宙機の相対位置及び相対距離を
求め、相対距離が所定値以上のときは制御量を求めその
情報をチェイサ宇宙機へ送信する。これにより、チェイ
サ宇宙機は軌道修正等を行う。そして、制御を加えた後
の所定時間後、再び各々の位置情報及び速度情報を求
め、相対距離が所定値以上のときは再び制御を加える。
このようにして、２つの宇宙機は、地上局からの支援を
要さずにそれぞれの宇宙機間の通信のみで所定の間隔を
保ったランデブーが行える。なお、ＧＰＳは、Global P
ositioning System として知られている全地球規模の測
位システムである。Next, the operation of the automatic rendezvous navigation of the present invention configured as described above will be described. Each of the target spacecraft and the chaser spacecraft receives positioning signals from the GPS and obtains its own position information and speed information, and the chaser spacecraft transmits its own position information and speed information to the target spacecraft. Next, the target spacecraft determines the relative position and relative distance of the chaser spacecraft as viewed from the target spacecraft based on the position information and speed information obtained by itself and the position information and speed information of the chaser spacecraft obtained from the chaser spacecraft. When the relative distance is equal to or greater than the predetermined value, the control amount is obtained and the information is transmitted to the chaser spacecraft. As a result, the chaser spacecraft performs orbit correction and the like. Then, a predetermined time after the control is applied, the position information and the speed information are obtained again. When the relative distance is equal to or more than the predetermined value, the control is applied again.
In this manner, the two spacecrafts can perform a rendezvous at a predetermined interval only by communication between the spacecrafts without requiring support from the ground station. GPS is Global P
A global positioning system known as the ositioning System.
【０００８】ここに、本発明の自動ランデブー航法によ
れば、制御は、連続的なフィードバック制御ではないの
で、両宇宙機の位置情報及び速度情報は連続的に取得さ
れている必要がなく、実現可能性の極めて高い航法であ
る。また、制御量は、ヒルの方程式から解析的に求めた
遷移行列を用いるので、計算量やプログラム量を節約で
き、応答性の優れた制御が可能である。さらに、従来知
られている比例航法等のランデブー航法に比して消費燃
料が少なくて済むという利点もある。Here, according to the automatic rendezvous navigation of the present invention, since the control is not continuous feedback control, the position information and the speed information of both spacecrafts do not need to be continuously obtained, and the realization is realized. This is a very likely navigation. Moreover, since the control amount uses a transition matrix analytically obtained from Hill's equation, the amount of calculation and the amount of programs can be saved, and control with excellent responsiveness can be performed. Further, there is an advantage that fuel consumption can be reduced as compared with conventionally known rendezvous navigation such as proportional navigation.
【０００９】[0009]
【実施例】以下、本発明の実施例を図面を参照して説明
する。図１は、本発明の一実施例に係る自動ランデブー
航法の制御手順を示すが、手順の説明に先立って前提条
件を説明する。なお、以下の説明では、添字「ｖ」のあ
る文字はベクトルを意味する。また、数式中、ベクトル
は「→」を冠して示してある。今、ある時刻におけるタ
ーゲット宇宙機から見たチェイサ宇宙機の相対位置、相
対速度をｒv(ｔ）、ｖv(ｔ）とすると、これらは１つの
ベクトル（状態ベクトル）ｘv(ｔ）で表示できる（数式
１）。Embodiments of the present invention will be described below with reference to the drawings. FIG. 1 shows a control procedure of the automatic rendezvous navigation according to one embodiment of the present invention. Before describing the procedure, preconditions will be described. In the following description, a letter with a subscript “v” means a vector. In the formulas, the vectors are indicated by “→”. Assuming now that the relative position and relative velocity of the chaser spacecraft viewed from the target spacecraft at a certain time are r v (t) and v v (t), these are one vector (state vector) x v (t). Can be displayed (Equation 1).
【００１０】[0010]
【数１】 (Equation 1)
【００１１】また、初期状態ｘv(ｔ0 ）と時刻ｔの状態
ｘv(ｔ）との関係は次の数式２で表せる。なお、数式２
において、Φ（ｔ，ｔ0 ）は遷移行列といい、２つの状
態の変換を表している。[0011] In addition, the relationship between the initial state x v (t 0) and the time t of the state x v (t) can be expressed in the following equation (2). Equation 2
In the equation, Φ (t, t 0 ) is called a transition matrix, and represents conversion between two states.
【００１２】[0012]
【数２】 (Equation 2)
【００１３】さて、ｘv(ｔ）を再びｒv(ｔ）、ｖv(ｔ）
に分けると、数式２は次の数式３、同４のように書き換
えられる。なお、数式３、同４において、Φ11、Φ12、
Φ21、Φ22はΦ（ｔ，ｔ0 ）の部分行列である。Now, x v (t) is again converted to r v (t), v v (t)
Equation 2 can be rewritten as the following Equations 3 and 4. In Equations 3 and 4, Φ 11 , Φ 12 ,
Φ 21 and Φ 22 are sub-matrices of Φ (t, t 0 ).
【００１４】[0014]
【数３】 (Equation 3)
【００１５】[0015]
【数４】 (Equation 4)
【００１６】そして、数式３から、│ｒv(ｔ）│＝０と
すると、次の数式５が得られ、ある決められた時刻ｔ
（移行時刻）で│ｒv(ｔf)│＝０、つまり相対距離をゼ
ロにするためには、ｔ0 でどのような相対速度ｖv(ｔ0)
であればよいかを求めることができる。If | r v (t) | = 0 from Expression 3, the following Expression 5 is obtained, and a given time t
(Migration time) with │r v (t f) │ = 0, that is to a relative distance to zero, whatever the relative speed at t 0 v v (t 0)
Can be determined.
【００１７】[0017]
【数５】 (Equation 5)
【００１８】また、ｔ0 においてチェイサ宇宙機がター
ゲット宇宙機に対してｖvc（ｔ0 ）の相対速度を持って
いたとすると、必要な速度変化量Δｖv は次の数式６と
なる。この数式６を用いてランデブーシーケンスを構成
するのである。Moreover, the chaser spacecraft at t 0 is When had a relative velocity of v vc (t 0) with respect to the target spacecraft, speed variation Delta] v v required by the following equation 6. The rendezvous sequence is constructed using this equation (6).
【００１９】[0019]
【数６】 (Equation 6)
【００２０】次に、一般に、遷移行列Φは、次の数式７
に示す行列微分方程式を初期条件Φ（ｔ0 、ｔ0 ）＝Ｉ
としてｔ0 →ｔまで積分したときの解として与えられ
る。Next, in general, the transition matrix Φ is given by the following equation (7).
The initial condition Φ (t 0 , t 0 ) = I
Is given as a solution when integrated from t 0 to t.
【００２１】[0021]
【数７】 (Equation 7)
【００２２】ただし、数式７におけるＡは、次の数式８
で示す状態空間法における制御の基本形における定数行
列である。なお、数式８において、Ｂは定数行列、ｕv
は制御ベクトルである。Where A in Equation 7 is the following Equation 8
Is a constant matrix in the basic form of control in the state space method shown by. In Equation 8, B is a constant matrix, u v
Is a control vector.
【００２３】[0023]
【数８】 (Equation 8)
【００２４】よって、Φを求めるには数式７の微分方程
式を解く必要がある。しかし、その計算には長時間を要
する難点がある。そこで、本発明では、ヒルの方程式に
よってΦを解析的に求めることとする。Therefore, in order to obtain Φ, it is necessary to solve the differential equation of equation (7). However, the calculation has a disadvantage that it takes a long time. Therefore, in the present invention, Φ is analytically obtained by Hill's equation.
【００２５】ヒルの方程式は、２体問題の方程式を近似
して求められる相対運動の微分方程式である。図２にヒ
ルの方程式の座標系を示す。近似条件は、ターゲット
宇宙機の軌道は円軌道で、チェイサ宇宙機の軌道は離心
率の小さい楕円軌道であること、ｘ、ｚの各成分は軌
道半径に対して十分に小さいこと、である。ヒルの方程
式は、次の数式９〜同１１である。なお、式中、ａx ，
ａy ，ａz はチェイサ宇宙機の相対加速度、ｖx ，ｖ
y ，ｖz はチェイサ宇宙機の速度であり、また、ｎはタ
ーゲット宇宙機の角速度である。Hill's equation is a differential equation of relative motion obtained by approximating the equation of the two-body problem. FIG. 2 shows the coordinate system of Hill's equation. The approximation conditions are that the trajectory of the target spacecraft is a circular trajectory, the trajectory of the chaser spacecraft is an elliptical trajectory with a small eccentricity, and the components of x and z are sufficiently small with respect to the trajectory radius. Hill's equation is the following Equations 9 to 11. Where a x ,
a y and a z are the relative accelerations of the chaser spacecraft, v x and v
y and v z are the speed of the chaser spacecraft, and n is the angular velocity of the target spacecraft.
【００２６】[0026]
【数９】 (Equation 9)
【００２７】[0027]
【数１０】 (Equation 10)
【００２８】[0028]
【数１１】 [Equation 11]
【００２９】これらの数式は、ｕx ＝ｕy ＝ｕz ＝０と
すれば解析的に求めることができ、その解析解は次の数
式１２〜同１７となる。These equations can be obtained analytically if u x = u y = u z = 0, and their analytical solutions are the following equations 12 to 17.
【００３０】[0030]
【数１２】 (Equation 12)
【００３１】[0031]
【数１３】 (Equation 13)
【００３２】[0032]
【数１４】 [Equation 14]
【００３３】[0033]
【数１５】 (Equation 15)
【００３４】[0034]
【数１６】 (Equation 16)
【００３５】[0035]
【数１７】 [Equation 17]
【００３６】これらの解析解を数式２の形に書き直すこ
とによって遷移行列Φを解析的に求めることができる。
よって、この遷移行列Φを用いれば、単なる代入計算に
よって制御量を求めることができ、プログラム量や計算
量を少なくできる。The transition matrix Φ can be obtained analytically by rewriting these analytical solutions into the form of Equation 2.
Therefore, if this transition matrix Φ is used, the control amount can be obtained by simple substitution calculation, and the program amount and calculation amount can be reduced.
【００３７】以下、図１を参照して本発明の自動ランデ
ブー航法を説明する。まず、ターゲット宇宙機、チェイ
サ宇宙機は共にＧＰＳから測位信号を受けて自己の位置
情報と速度情報を入手する（ステップ１、同２）。ＧＰ
Ｓは、周知のように、全地球的な測位システムである。
そして、チェイサ宇宙機は入手した自己の位置情報と速
度情報をターゲット宇宙機に送信する。Hereinafter, the automatic rendezvous navigation of the present invention will be described with reference to FIG. First, both the target spacecraft and the chaser spacecraft receive positioning signals from the GPS and acquire their own position information and speed information (steps 1 and 2). GP
S is, as is well known, a global positioning system.
Then, the chaser spacecraft transmits the obtained position information and speed information of the self to the target spacecraft.
【００３８】次に、ターゲット宇宙機は、得られた両宇
宙機の位置情報と速度情報を基に、ターゲット宇宙機か
ら見たチェイサ宇宙機の相対位置、相対距離及び相対速
度を計算し（ステップ３）、相対距離が例えば１０ｍ以
上であるか否かを判断する（ステップ４）。そして、相
対距離が１０ｍ以上であれば、ステップ４の判定結果は
肯定（ＹＥＳ）となり、次のステップ５と同６を実行
し、制御量を求める。Next, the target spacecraft calculates a relative position, a relative distance and a relative speed of the chaser spacecraft as viewed from the target spacecraft based on the obtained position information and speed information of the two spacecrafts (step). 3) It is determined whether or not the relative distance is, for example, 10 m or more (step 4). If the relative distance is equal to or more than 10 m, the determination result of step 4 becomes affirmative (YES), and the next steps 5 and 6 are executed to obtain the control amount.
【００３９】ステップ５では、制御量は数式６を用いて
求めるので、それに必要なランデブー時刻ｔf を計算す
る。これは、初期時刻ｔ0 からターゲット宇宙機の軌道
周期１周期分の間の速度変化量とランデブー時刻ｔf と
の関係を数式６によって求め、速度変化量が最小となる
ときのｔf を算出する。このようなｔf を採用すること
によってランデブー時に必要な燃料を少なくすることが
できる。[0039] In step 5, the control amount is obtained using Equation 6, calculates the required rendezvous time t f. That is, the relationship between the speed change amount during one orbit period of the target spacecraft from the initial time t 0 and the rendezvous time t f is obtained by Expression 6, and t f when the speed change amount is minimum is calculated. I do. By adopting such a t f it is possible to reduce the fuel required for the rendezvous.
【００４０】また、ステップ６では、制御量Δｖv を計
算しそれをスラスタ制御信号としてチェイサ宇宙機に送
信する。これに基づきチェイサ宇宙機は所要の軌道変更
を行うことになる（ステップ７）。ところで、制御量Δ
ｖv は、ステップ５で求めたｔf の時の速度変化量であ
るから、この制御は、始点と終点のみで制御を行う所謂
２インパルス制御となる。そうすると、２インパルス制
御では、ランデブー途中での軌道制御が行えないので精
度や安全性の面で不安が残る。そこで、数式６に係数α
（０〈α〈１）をかける。即ち、制御量は、次の数式１
８によって求める。In step 6, the control amount Δv v is calculated and transmitted to the chaser spacecraft as a thruster control signal. Based on this, the chaser spacecraft changes the required orbit (step 7). By the way, the control amount Δ
v v, since a speed variation when the t f obtained in step 5, this control is a so-called two impulse control for only the control start and end points. In this case, the trajectory control during the rendezvous cannot be performed in the two-impulse control, so that anxiety remains in terms of accuracy and safety. Therefore, the coefficient α
Multiply (0 <α <1). That is, the control amount is expressed by the following equation 1.
Determined by 8.
【００４１】[0041]
【数１８】 (Equation 18)
【００４２】こうすることにより、１回での軌道変更で
はランデブーできなくなるが、逆に途中で何回か軌道修
正ができるようになるので、安全性が高まる。By doing so, the rendezvous cannot be performed by changing the trajectory at one time. On the other hand, the trajectory can be corrected several times on the way, so that the safety is improved.
【００４３】ステップ５で求めたｔf 後に先のステップ
３に戻り、再び相対位置、相対距離及び相対速度を求
め、ステップ４に進む。相対距離が１０ｍ以内に近づい
ていなければ、再びステップ５、同６を実行する。この
ようにして、相対距離が１０ｍ以内に近づくまでステッ
プ４→同５→同６→同３→同４を繰り返し実行し、その
都度チェイサ宇宙機に軌道修正を行わせる（ステップ
７）。そして、相対距離が１０ｍ以内に近づくと、ステ
ップ４の判定結果は否定（ＮＯ）となり、チェイサ宇宙
機に対して停止コマンドを送信する。これにより、チェ
イサ宇宙機は軌道修正等の動作を停止しランデブーを行
う（ステップ７）。After t f obtained in step 5, the process returns to step 3, where the relative position, relative distance and relative speed are obtained again, and the process proceeds to step 4. If the relative distance has not approached within 10 m, steps 5 and 6 are executed again. In this way, steps 4 → 5 → 6 → 3 → 4 are repeated until the relative distance approaches 10 m or less, and the chaser spacecraft corrects the trajectory each time (step 7). Then, when the relative distance approaches within 10 m, the determination result in step 4 is negative (NO), and a stop command is transmitted to the chaser spacecraft. As a result, the chaser spacecraft stops operations such as orbit correction and performs rendezvous (step 7).
【００４４】[0044]
【発明の効果】以上説明したように、本発明の自動ラン
デブー航法によれば、２つの宇宙機はＧＰＳから自己の
位置情報及び速度情報を得、ターゲット宇宙機が所定時
間間隔で相対距離の管理を行いチェイサ宇宙機に対して
軌道変更等の指示を出して所定距離保持できるようにし
たので、地上局の支援を仰ぐことなく２つの宇宙機間の
みでランデブーが行える。ここに、本発明の自動ランデ
ブー航法によれば、制御は、連続的なフィードバック制
御ではないので、両宇宙機の位置情報及び速度情報は連
続的に取得されている必要がなく、実現可能性の極めて
高い航法を提供できる。また、制御量は、ヒルの方程式
から解析的に求めた遷移行列を用いるので、計算量やプ
ログラム量を節約でき、応答性の優れた制御が可能であ
る。さらに、従来知られている比例航法等のランデブー
航法に比して消費燃料が少なくて済むという利点もあ
る。As described above, according to the automatic rendezvous navigation of the present invention, the two spacecraft obtain their own position information and speed information from the GPS, and the target spacecraft manages the relative distance at predetermined time intervals. Is performed to instruct the chaser spacecraft to change the orbit and the like so that the spacecraft can maintain the predetermined distance, so that the rendezvous can be performed only between the two spacecrafts without seeking the support of the ground station. Here, according to the automatic rendezvous navigation of the present invention, since the control is not continuous feedback control, the position information and speed information of both spacecrafts do not need to be continuously obtained, and the feasibility is not high. Can provide extremely high navigation. Moreover, since the control amount uses a transition matrix analytically obtained from Hill's equation, the amount of calculation and the amount of programs can be saved, and control with excellent responsiveness can be performed. Further, there is an advantage that fuel consumption can be reduced as compared with conventionally known rendezvous navigation such as proportional navigation.
【図１】本発明の一実施例に係る自動ランデブー航法の
制御手順を示す図である。FIG. 1 is a diagram showing a control procedure of automatic rendezvous navigation according to one embodiment of the present invention.
【図２】ヒルの方程式の座標系を示す図である。FIG. 2 is a diagram showing a coordinate system of Hill equation.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平２−249800（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−122308（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−200100（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) B64G 1/64 ────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of the front page (56) References JP-A-2-249800 (JP, A) JP-A-2-122308 (JP, A) JP-A-61-200100 (JP, A) (58) Field (Int.Cl. 6 , DB name) B64G 1/64
Claims (1)
軌道変更を行って前記ターゲット宇宙機に接近するチェ
イサ宇宙機とは、それぞれ、ＧＰＳから測位信号を受信
して自己の位置情報及び速度情報を得、ターゲット宇宙
機はその求めた自己の位置情報及び速度情報とチェイサ
宇宙機から得たチェイサ宇宙機の位置情報及び速度情報
とからターゲット宇宙機から見たチェイサ宇宙機の相対
位置及び相対距離を求め、相対距離が所定値以上のとき
はヒルの方程式の解析解から求めた状態空間法における
遷移行列を用いて制御量を求めその情報をチェイサ宇宙
機へ送信することを所定の時間間隔で繰り返し行い、チ
ェイサ宇宙機に軌道修正等を行わせる； ことを特徴と
する自動ランデブー航法。1. A target spacecraft as a target and a chaser spacecraft actively approaching the target spacecraft by changing the orbit actively receive positioning signals from the GPS and receive their own position information and speed information. The target spacecraft obtains the relative position and relative distance of the chaser spacecraft as viewed from the target spacecraft based on the position information and speed information obtained by the target spacecraft and the position information and speed information of the chaser spacecraft obtained from the chaser spacecraft. When the relative distance is equal to or more than a predetermined value, the control amount is obtained by using a transition matrix in the state space method obtained from the analytical solution of Hill's equation and the information is transmitted to the chaser spacecraft at predetermined time intervals. Automatic rendezvous navigation characterized by repeatedly performing a chaser spacecraft to perform orbit correction and the like.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3141006A JP2937550B2 (en) | 1991-05-16 | 1991-05-16 | Automatic rendezvous navigation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3141006A JP2937550B2 (en) | 1991-05-16 | 1991-05-16 | Automatic rendezvous navigation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04342700A JPH04342700A (en) | 1992-11-30 |
| JP2937550B2 true JP2937550B2 (en) | 1999-08-23 |
Family
ID=15281996
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3141006A Expired - Lifetime JP2937550B2 (en) | 1991-05-16 | 1991-05-16 | Automatic rendezvous navigation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2937550B2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
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| JP3052897B2 (en) * | 1997-07-01 | 2000-06-19 | 日本電気株式会社 | Satellite acquisition and tracking device |
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-
1991
- 1991-05-16 JP JP3141006A patent/JP2937550B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2017532243A (en) * | 2014-10-30 | 2017-11-02 | エアバス ディフェンス アンド スペイス リミテッド | Space debris interception |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH04342700A (en) | 1992-11-30 |
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