JP3387430B2

JP3387430B2 - 宇宙機の誘導制御装置

Info

Publication number: JP3387430B2
Application number: JP33578598A
Authority: JP
Inventors: 章二吉河; 克彦山田
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1998-11-26
Filing date: 1998-11-26
Publication date: 2003-03-17
Anticipated expiration: 2018-11-26
Also published as: JP2000159199A

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】この発明は、宇宙機の誘導制
御装置、特にターゲットに対して宇宙機を接近あるいは
周回するように誘導する誘導制御システムに関するもの
である。

【０００２】

【従来の技術】地球の周りを軌道を描いて回るターゲッ
トの状態を点検したり燃料を補給したり修理したりとい
った各種のサービスを行うためには、サービスを行う宇
宙機をかなりの距離から比較的接近した距離まで接近さ
せることがしばしば必要である。さらに、ターゲットの
全体について外観検査を行うためには、宇宙機がターゲ
ットの周囲を周回飛行することが有効である。

【０００３】従来からこのようなターゲットに接近／分
離／周回する方法や装置が提案されてきた。図８は、特
開平２−２００６００号公報に示された宇宙機の接近方
法を示す図である。図８において、座標系Ｏ−ＸＹＺの
原点Ｏはターゲットの質量中心に固定されている。Ｘ軸
はターゲットの軌道速度方向、Ｙ軸はターゲットの軌道
角運動量と逆方向、Ｚ軸はターゲットから見た地球中心
方向である。１は目標物（以下、ターゲットと記す）、
２は宇宙機、３は指令方位を表すラインである。図８
（ａ）に示す時点においては、宇宙機２の最初の位置を
示している。宇宙機２から見てターゲット１の水平面に
対する角度を方位角φとし、宇宙機２は方位角φを指令
方位に保つように軌道制御を行う。ここで、図８（ａ）
に示す位置関係で宇宙機２の軌道制御を行わなければ、
宇宙機２はターゲット１よりも軌道高度が高いので、タ
ーゲット１の軌道運動に従って−Ｘ軸方向に移動するよ
うに見える。そこで、方位角φを指令方位に保つために
は＋Ｚ軸方向にも移動するような軌道制御を行えばよ
い。図８（ｂ）の時点においては、前述した軌道制御に
より指令方位に沿ってターゲット１に宇宙機２がより近
づいている。図８（ｂ）の時点において、さらに方位角
φを指令方位に保つために、再度＋Ｚ軸方向に移動する
ような軌道制御を行う。このように、ライン３に沿うよ
うに繰り返し軌道制御を行うことで、図８（ｃ）に示す
ように、宇宙機２はライン３に沿ってターゲット１に接
近する。ターゲット１からの相対高度差ｚの大きさが小
さくなるにつれて、軌道運動で生じる−Ｘ軸方向の速度
が小さくなるので、遠く離れた距離の場合には比較的迅
速な接近を行い、近づいた距離においては低減した相対
接近速度で接近する。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】上述したような従来の
宇宙機の誘導制御システムでは、指定されたラインに沿
ってターゲットに接近あるいは分離するように軌道制御
を行うため、連続的にまたは軌道周期に比べて短い時間
間隔で離散的に軌道制御マヌーバを行う必要があり、推
薬の消費量が過大になる傾向があった。また、ターゲッ
トを宇宙機が周回する場合には指令方位ラインとなる円
周を折れ線で近似することになり、指定するラインの数
が増大して運用の複雑化を招く傾向があった。また、ラ
インの数が増大することにより推薬の消費量が過大にな
る傾向があった。

【０００５】この発明は、前述した問題点を解決するた
めになされたもので、１回ないし数回の少数のマヌーバ
回数でターゲットに接近／分離、あるいはターゲットを
周回可能な宇宙機の誘導制御装置を得ることを目的とす
る。

【０００６】

【課題を解決するための手段】この発明の第１の構成に
係る宇宙機の誘導制御装置は、地球の周りを軌道を描い
て回るターゲットに対して接近／分離／周回を行う宇宙
機の誘導制御装置において、上記ターゲットに対する上
記宇宙機の相対位置と相対速度を推定する航法センサ部
と、上記宇宙機の軌道を制御する軌道制御マヌーバ時刻
を判定するマヌーバ時刻判定部と、上記軌道制御マヌー
バ時刻における上記宇宙機の相対位置と相対速度を基
に、上記ターゲットの一軌道周期後に上記宇宙機が再び
上記軌道制御マヌーバ時刻における位置に戻るような軌
道制御量を算出する制御量算出部と、軌道制御のための
アクチュエータと、上記軌道制御量を上記アクチュエー
タに配分して駆動信号を送る制御量分配部とを備えたも
のである。

【０００７】この発明の第２の構成に係る宇宙機の誘導
制御装置は、地球の周りを軌道を描いて回るターゲット
に対して接近／分離／周回を行う宇宙機の誘導制御装置
において、上記ターゲットに対する上記宇宙機の相対位
置と相対速度を推定する航法センサ部と、上記宇宙機の
軌道を制御する軌道制御マヌーバ時刻を判定するマヌー
バ時刻判定部と、上記軌道制御マヌーバ時刻における上
記宇宙機の相対位置と相対速度を基に、上記ターゲット
の半軌道周期後に上記宇宙機が、上記ターゲットまたは
仮想的に定めた基準点に対して上記軌道制御マヌーバ時
刻における位置と対称な位置を通過するような軌道制御
量を算出する制御量算出部と、軌道制御のためのアクチ
ュエータと、上記軌道制御量を上記アクチュエータに配
分して駆動信号を送る制御量分配部とを備えたものであ
る。

【０００８】この発明の第３の構成に係る宇宙機の誘導
制御装置は、上記第１または第２の構成において、上記
マヌーバ時刻判定部が、ターゲットまたは仮想的に定め
た基準点に対して太陽方向が宇宙機とほぼ同じ向きにな
る時刻を軌道制御マヌーバ時刻と判定するものである。

【０００９】この発明の第４の構成に係る宇宙機の誘導
制御装置は、上記第１または第２の構成において、上記
マヌーバ時刻判定部が、ターゲットが地球より最も遠い
地点、あるいは最も近い地点を通過する付近の時刻を軌
道制御マヌーバ時刻と判定するものである。

【００１０】この発明の第５の構成に係る宇宙機の誘導
制御装置は、上記第１ないし第４のいずれかの構成にお
いて、上記マヌーバ時刻判定部は、軌道制御マヌーバ時
刻から軌道周期の数分の一程度離れた時刻を修正マヌー
バ時刻として判定し、上記制御量算出部は、上記修正マ
ヌーバ時刻の宇宙機の相対位置および相対速度を軌道運
動に基づいて伝搬させて、軌道制御マヌーバ時刻から半
軌道周期後あるいは一軌道周期後の相対位置を予測し、
その予測値が軌道制御マヌーバ時刻において決定した軌
道に一致するように、上記修正マヌーバ時刻の宇宙機の
相対速度を修正する軌道制御量を算出するものである。

【００１１】

【発明の実施の形態】実施の形態１．図１は、この発明
の実施の形態１による宇宙機の誘導制御システムの構成
を示すブロック図である。図１において、４はマヌーバ
時刻判定部、５は制御量算出部、６は制御量分配部、７
はアクチュエータ、８は宇宙機の誘導制御装置、９は宇
宙機のターゲットに対する相対的な軌道運動、１０は宇
宙機の航法センサである。

【００１２】つぎに実施の形態１の動作について説明す
る。マヌーバ時刻判定部４は、ターゲット１に対して接
近／分離／周回を行うためのマヌーバに適切な時刻を判
定する。航法センサ１０は、各時刻における宇宙機のタ
ーゲットに対する相対位置および相対速度を決定し出力
する。制御量算出部５は、マヌーバ時刻判定部４で判定
されたマヌーバ時刻において、航法センサ１０の出力に
基づいてターゲットの一軌道周期後に宇宙機が再び現在
位置（上記マヌーバ時刻における位置。以下、現在位置
と記す）に戻るような軌道制御量を算出する。制御量算
出部５の出力に基づいて制御量分配部６からアクチュエ
ータ７に駆動信号を送る。上記駆動信号によって宇宙機
はターゲットの一軌道周期後に宇宙機が再び現在位置に
戻るような軌道運動９をする。上記軌道運動９に従って
宇宙機のターゲットに対する相対位置および相対速度が
変化する。

【００１３】説明のため、ターゲットの軌道が概略円軌
道の場合について、上記制御量算出部５の動作を示す。
軌道角速度ωの円軌道上にあるターゲットに対する宇宙
機の相対運動は空力抵抗などの外乱を無視できるときに
は次式で表されることが広く知られている。

【００１４】ｘ（ｔ_s）＝Φpp（ｔ_s，ｔ₀）＊ｘ（ｔ₀）＋Φpv（ｔ_s，ｔ₀）＊ｖ（ｔ₀）・・・(１)

【００１５】式(１)において、「ｘ（ｔ₀）」、「ｘ
（ｔ_s）」はそれぞれ時刻ｔ＝ｔ₀および時刻ｔ＝ｔ_sの
宇宙機のターゲットに対する相対位置ベクトル、「ｖ
（ｔ₀）」は時刻ｔ＝ｔ₀の宇宙機のターゲットに対する
相対速度ベクトルである。行列「Φpp（ｔ_s，ｔ₀）」、
「Φpv（ｔ_s，ｔ₀）」は時刻ｔ＝ｔ₀から時刻ｔ＝ｔ_sへ
の状態遷移行列の部分行列で、その成分を式(２)に示
す。

【００１６】

【数１】

【００１７】式(２)より、現在時刻ｔ₀からターゲット
の一軌道周期後に再び現在位置に戻るような目標速度ｖ
_d（ｔ₀）は式(３)で与えられる。

【００１８】

【数２】

【００１９】式(３)において「ｚ₀」は位置ベクトル
「ｘ（ｔ₀）」のｚ成分を表す。また符号「※」は任意
の値でよいことを表す。そこで、軌道制御量を式(４)で
与える。式(４)において「ｕ₀」は速度ベクトル「ｖ
（ｔ₀）」のｘ成分を表す。

【００２０】

【数３】

【００２１】図２はこの発明の実施の形態１に係わる制
御量算出部５の動作例を示す図である。図において、１
はターゲット、２は宇宙機であり、座標系Ｏ−ＸＹＺの
原点Ｏはターゲット１の質量中心に固定されている。Ｘ
軸はターゲットの軌道速度方向、Ｙ軸はターゲットの軌
道角運動量と逆方向、Ｚ軸はターゲットから見た地球中
心方向である。図２（ａ）は、マヌーバ時刻において宇
宙機２が＋Ｚ軸上の地点ｚ₀を通過する場合の制御量算
出部５の動作例を示す図である。マヌーバ時刻以前は、
宇宙機２はターゲット１に対して高度差ｚ₀を保って＋
Ｘ方向に式(５)の相対速度で移動していたとする。

【００２２】

【数４】

【００２３】このときの軌道制御量は式(４)より式(６)
で算出される。この軌道制御を上記マヌーバ時刻におい
て１回行うことにより、宇宙機２は以後ターゲット１を
周回する楕円軌道に移行する。

【００２４】

【数５】

【００２５】なお、この例では宇宙機２がターゲット１
の真下を通過する時刻がマヌーバ時刻となるため、地球
のアルベド光によりターゲット１が照らされて光学セン
サで検出しやすいという利点がある。

【００２６】図２（ｂ）は、マヌーバ時刻において宇宙
機２が−Ｚ軸上の地点ｚ₀を通過する場合の制御量算出
部５の動作例を示す図である。高度差ｚ₀を保って図２
（ａ）とは逆に−Ｘ方向に移動してきた宇宙機２が、上
記マヌーバ時刻において式(６)で与えられる軌道制御量
で軌道制御を１回行うことにより、宇宙機２はターゲッ
ト１を周回する楕円軌道に移行する。なお、この例では
宇宙機２がターゲット１の真上を通過する時刻がマヌー
バ時刻となるため、地球を背景としてその中からターゲ
ット１を光学センサで検出することになる。

【００２７】以上のように、この発明の実施の形態１に
係る宇宙機の誘導制御装置は、ターゲットに対する宇宙
機の相対位置と相対速度を推定する航法センサ部と、軌
道制御マヌーバ時刻を判定するマヌーバ時刻判定部と、
軌道制御量を算出する制御量算出部と、軌道制御のため
のアクチュエータと、上記軌道制御量を上記アクチュエ
ータに配分して駆動信号を送る制御量分配部とを備え、
上記航法センサ部の出力に基づいて上記制御量算出部に
おいて１回の軌道制御によりターゲットの一軌道周期後
に宇宙機が再び現在位置に戻るような軌道制御量を出力
し、上記制御量算出部の出力に基づいて上記制御量分配
部からアクチュエータに駆動信号を送り、軌道制御を行
う。一軌道周期後に再び現在位置に戻るような軌道制御
を行うため、外乱や観測誤差などがない理想的な状況下
では軌道制御を一回行った後は軌道周期で宇宙機が再び
現在位置に戻るような周回軌道上を動き続ける。このよ
うな周回軌道は必ずしも従来行われていたような円軌道
ではないが、ターゲット１の監視、点検等を行う場合に
は、ターゲットの周囲を宇宙機が周回飛行すればよく、
周回軌道の形は特に限定しなくてもよい。したがって、
周回軌道を保持するための軌道制御量は不要となる。実
際には外乱や観測誤差などがあるため周回軌道を保持す
るための制御が必要であるが、その場合にもその制御量
は小さくて済むことが期待される。

【００２８】また、周回軌道中の姿勢制御については以
下のように考えられる。ターゲット１を観察し続けるた
めにはターゲット１に対する姿勢を一定に保つ（ターゲ
ット指向）制御が望ましい。しかし、地球指向あるいは
慣性指向であっても、ターゲット１を観察するセンサの
視野が広ければ、宇宙機２がターゲット１を周回する途
中の適当なタイミングでターゲット１がセンサ視野に入
ることが期待される。なお、ターゲット１が地球を周回
する軌道周期と、宇宙機２が地球を周回する軌道周期と
は非常に近いので、この発明においてターゲット１の軌
道周期を宇宙機２の軌道周期で置き換えても構わないの
はいうまでもないことである。

【００２９】実施の形態２．図３は、この発明の実施の
形態２による宇宙機の誘導制御システムの構成を示すブ
ロック図である。図１との違いは、制御量算出部５の動
作にある。すなわち、図３の制御量算出部５では、マヌ
ーバ時刻判定部４で判定されたマヌーバ時刻において、
航法センサ１０の出力に基づいて１回の軌道制御により
ターゲットの半軌道周期後に宇宙機がターゲットまたは
仮想的に定めた基準点に対して現在位置と対称な位置を
通過するような軌道制御量を算出する。

【００３０】説明のため、制御量算出部５の動作につい
て、ターゲットの軌道が概略円軌道の場合を示す。式
(２)より、現在時刻からターゲットの半軌道周期後にタ
ーゲットまたは仮想的に定めた基準点に対して現在位置
と対称な位置を通過するような目標速度ｖ_d（ｔ₀）は式
(７)で与えられる。

【００３１】

【数６】

【００３２】式(７)において、基準点の位置ベクトルは
式(８)の通りである。なお、ターゲットは座標系の定義
から原点上にあるので、ターゲットに対して対称な位置
を通過する場合には、式(８)おいて「ｘ_off」と
「ｚ_off」をともに０とおけばよい。（ｘ_off，０，ｚ_off）・・・(８)

【００３３】また、軌道制御量を式(９)で与える。式
(９)において「ｗ₀」は速度ベクトル「ｖ（ｔ₀）」のｚ
成分を表す。

【００３４】

【数７】

【００３５】図４はこの発明の実施の形態２に係わる制
御量算出部５の動作例を示す図であり、マヌーバ時刻に
なるまで宇宙機２が＋ｘ軸上の地点ｘ₀で相対停止して
いた場合の動作を示す。図４（ａ）は、ターゲット１に
対して現在位置と対称な位置を通過するような軌道制御
を行う例である。式(９)より軌道制御量は式(１０)で与
えられる。この軌道制御を上記マヌーバ時刻において１
回行うことにより、宇宙機２は以後ターゲット１を周回
する楕円軌道に移行する。

【００３６】

【数８】

【００３７】図４（ｂ）と図４（ｃ）は、いずれも基準
点（ｘ_off，０，０）に対して現在位置と対称の位置を
通過するような軌道制御を行う例である。式(９)より軌
道制御量は式(１１)で与えられる。

【００３８】

【数９】

【００３９】図４（ｂ）は基準点のｘ成分を現在位置の
半分より大きくとる場合（符号を考慮するとｘ_off＜ｘ₀
／２となる場合に相当）で、宇宙機２はターゲット１を
周回することなくその手前まで接近して戻るような周回
軌道に移行する。図４（ｃ）は基準点のｘ成分を現在位
置の半分より小さくとる場合（符号を考慮するとｘ_of _f
＞ｘ₀／２となる場合に相当）で、宇宙機２はターゲッ
ト１を周回する周回軌道に移行する。このように、本実
施の形態２では、基準点の選択によりｘ軸からのターゲ
ット周回軌道への投入やターゲットの手前まで接近して
元の位置に戻る軌道など多様な点検軌道を同じ計算手順
で実現できるという効果がある。また、このような周回
軌道を保持するための軌道制御量は不要となり、この軌
道制御を１回行うことにより、宇宙機は以後同じ軌道を
動き続ける。

【００４０】また、図４（ｂ）に示すように基準点のｘ
成分ｘ_offを宇宙機の現在位置の半分より大きくとる条
件の基で、基準点ｘ_offの位置をターゲットの半軌道周
期毎にターゲット１に近づけるようにして、上記実施の
形態２と同様、ターゲットの半軌道周期後に宇宙機が上
記基準点に対して軌道制御時の宇宙機の位置と対称な位
置を通過するような軌道制御量を出力するようにすれ
ば、ターゲットに接近する軌道制御が少数のマヌーバ回
数で可能となり、推薬の消費量が少なくてすむ。

【００４１】以上のように、この発明の実施の形態２に
係る宇宙機の誘導制御装置は、制御量算出部において、
１回の軌道制御により、ターゲットの半軌道周期後に宇
宙機がターゲットまたは仮想的に定めた基準点に対して
現在位置と対称な位置を通過するような軌道制御量を出
力し、上記制御量算出部の出力に基づいて制御量分配部
からアクチュエータに駆動信号を送り、軌道制御を行
う。ターゲットの半軌道周期後に宇宙機がターゲットま
たは仮想的に定めた基準点に対して現在位置と対称な位
置を通過するような軌道制御を行うようにしたので、基
準点の選択により多様な軌道制御が少ないマヌーバ回数
で可能となる。

【００４２】実施の形態３．図５は、この発明の実施の
形態３に係わるマヌーバ時刻判定部の動作を説明する図
であり、上記実施の形態１あるいは実施の形態２による
誘導制御装置におけるマヌーバ時刻判定部４の動作例を
示す図である。説明のため、ターゲット１の軌道は概略
円軌道とする。

【００４３】軌道周期は数時間から一日程度であるの
で、太陽１１の地球から見た方向はその間にほとんど変
化しない。また、ｙ軸は軌道角運動量と逆方向として定
義されているため一軌道周期の間はほぼ同じ向きを向い
ている。したがって、太陽１１がｙ軸に対してなす角
は、一軌道周期の間一定とみなすことができる。

【００４４】一方、ｚ軸はターゲット１から見た地球中
心方向を指し、またｘ軸はターゲット１の軌道速度方向
を指すため、一軌道周期の間にｙ軸周りに３６０度回転
する。逆に、ｘ軸とｚ軸を固定すると、太陽１１がｙ軸
に対して一定の角度を保ちつつ回転するように見える。
これが、図５における太陽方向の移動を表す円錐１２で
ある。

【００４５】さて、宇宙機２は軌道制御によりターゲッ
ト１の周りを周回することができる。いま、宇宙機２が
ｘ軸上の点１３で軌道保持をしているとする。点１３か
らｙ軸に沿って延ばした直線が円錐１２と交わる点を点
１４とすると、ターゲット１から点１４に向かう方向に
太陽１１が来た時刻を軌道制御マヌーバ時刻としてマヌ
ーバ時刻判定部４で判定する。即ち、ターゲットまたは
仮想的に定めた基準点に対して太陽方向が宇宙機とほぼ
同じ向きになる時刻を軌道制御マヌーバ時刻と判定す
る。制御量算出部５では、上記マヌーバ時刻において、
式(１０)により制御量を算出し、制御量分配部６が駆動
信号をアクチュエータ７に送る。

【００４６】このようなタイミングでターゲット１を周
回する軌道に宇宙機２が移行する場合に、宇宙機２から
見たターゲット１の方向と宇宙機２から見た太陽１１の
方向のなす角度αが軌道周回中にどのように変化する
か、数値シミュレーション例を図６に示す。図６におい
て、時刻１５が軌道制御マヌーバ時刻である。角度αが
１８０度に近いとき宇宙機２から見てターゲット１は順
光に、また角度αが０度に近いとき宇宙機２から見てタ
ーゲット１は逆光になる。前述したタイミングで周回軌
道に移行することにより、αを常に１４０度程度以上、
すなわちターゲット１を順光に保ち続けており、軌道一
周期にわたってターゲット１を光学カメラで観察しやす
い状況を作り出している。

【００４７】実施の形態４．図７は、この発明の実施の
形態４に係わるマヌーバ時刻判定部の動作を説明する図
であり、上記実施の形態１あるいは実施の形態２による
宇宙機の誘導制御装置におけるマヌーバ時刻判定部４の
別の動作例を示す図である。図５及び図６とは異なり、
ターゲット１の軌道は楕円軌道とする。

【００４８】図７において、マヌーバ時刻判定部４は遠
地点１６付近をターゲット１が（あるいは宇宙機２が）
通過する時刻を軌道制御マヌーバ時刻と判定する。制御
量算出部５において、遠地点１６で宇宙機２とターゲッ
ト１が相対静止するように、宇宙機２の目標速度を０と
して軌道制御量を出力すると、この時刻から一軌道周期
後に再び現在位置に戻ることが期待される。と同時に、
ターゲット１の軌道が楕円軌道であることから、その離
心率をｅとすると、近地点１７付近でのターゲット１か
らの宇宙機２の相対距離が遠地点１６付近での相対距離
の（１＋ｅ）／（１−ｅ）倍に軌道運動に従って拡大さ
れる。この拡大率は、地球１８から遠地点１６までの距
離ａ＊（１＋ｅ）と地球１８から近地点１７までの距離
ａ＊（１−ｅ）の比に等しい。ただし、記号「ａ」はタ
ーゲット１の軌道の長半径である。

【００４９】特に、ターゲット１の遠地点１６が静止軌
道の高度に近い場合、地上局から見たターゲット１およ
び宇宙機２の動きは遠地点１６付近において静止衛星の
ようにほとんど止まって見える。そのため、遠地点１６
付近で地上局から宇宙機２の軌道制御の運用を行うこと
は比較的容易である。遠地点１６付近での相対距離を適
切に軌道制御により保持すれば、近地点１７付近では前
述したように相対距離が軌道運動に従って拡大するた
め、近地点１７付近では地上局から軌道制御の運用を行
わなくてもターゲット１に宇宙機２が衝突するといった
危険を回避できると考えられる。

【００５０】なお、上記実施の形態４では、マヌーバ時
刻判定部４において、遠地点１６付近をターゲット１が
（あるいは宇宙機２が）通過する時刻を軌道制御マヌー
バ時刻と判定し、軌道制御を行ったが、マヌーバ時刻判
定部４において、近地点１７付近をターゲット１が（あ
るいは宇宙機２が）通過する時刻を軌道制御マヌーバ時
刻と判定して軌道制御を行ってもよい。

【００５１】この場合、近地点１７付近では前述したよ
うにターゲット１と宇宙機２との相対距離が軌道運動に
従って拡大するため、上記相対距離が最長となる。一
方、遠地点１６では上記相対距離は最短となる。従っ
て、近地点１７付近で地上局から軌道制御の運用を行え
ば、高い精度で軌道制御が可能となる効果がある。

【００５２】実施の形態５．上記実施の形態１ないし実
施の形態４では、半軌道周期または一軌道周期後に目標
地点に移動するような軌道制御を行った。しかし、マヌ
ーバ時刻判定部４は、マヌーバ時刻を一軌道周期あるい
は半軌道周期よりも細かい間隔で設定してもよい。誤差
のない理想的な場合には、細かい間隔で設定されたマヌ
ーバ時刻において宇宙機２は軌道制御時に決定された軌
道上を動いているので改めてマヌーバを行う必要がな
い。しかし実際には外乱や観測誤差などがあるため軌道
制御により決定された周回軌道を外れる場合があり、そ
の場合、上記決定された周回軌道を保持するための制御
が必要である。そこで、最初のマヌーバ時刻から一軌道
周期あるいは半軌道周期よりも細かい間隔で設定するマ
ヌーバ時刻のことを修正マヌーバ時刻と呼ぶことにす
る。各修正マヌーバ時刻において、航法センサ１０は修
正マヌーバ時刻における宇宙機の相対位置および相対速
度を計測し、制御量算出部５は上記計測値と軌道運動９
の数学モデルに基づいて軌道制御マヌーバ時刻から半軌
道周期後あるいは一軌道周期後の相対位置を予測し、そ
の予測値が軌道制御マヌーバを行うときに目標とした軌
道に一致するように修正マヌーバ時刻における相対速度
を修正する軌道制御量を算出する。これにより、外乱や
観測誤差などのノイズの影響を緩和する効果が期待でき
る。

【００５３】説明のため、ターゲットの軌道が概略円軌
道の場合について、制御量算出部５の動作を示す。式
(２)より、軌道制御マヌーバ時刻から半軌道周期後ある
いは一軌道周期後に、軌道制御マヌーバ時刻において決
定された軌道に一致するような修正マヌーバ時刻ｔ_cに
おける宇宙機の相対速度の目標値「ｖ_d（ｔ_c）」は式
(１２)で与えられる。式(１２)において、「Φpv
（ｔ_s，ｔ_c）」は修正マヌーバ時刻「ｔ＝ｔ_c」から時
刻「ｔ＝ｔ_s」への状態遷移行列の部分行列で、「ｘ
（ｔ_c）」は時刻ｔ＝ｔ_cの宇宙機２のターゲット１に対
する相対位置ベクトルである。

【００５４】ｖ_d（ｔ_c）＝｛Φpv（ｔ_s，ｔ_c）｝^-1＊［Φpp（ｔ_s，ｔ₀）＊ｘ（ｔ₀）＋・・・(１２) Φpv（ｔ_s，ｔ₀）＊｛ｖ（ｔ₀）＋δ_v（ｔ₀）｝−ｘ（ｔ_c）］

【００５５】式(１２)より、軌道制御量は式(１３)で与
えられる。「ｖ（ｔ_c）」は時刻ｔ＝ｔ_cの宇宙機２のタ
ーゲット１に対する相対速度ベクトルである。 δ_v（ｔ_c）＝ｖ_d（ｔ_c）−ｖ（ｔ_c）・・・(１３)

【００５６】

【発明の効果】以上のように、この発明の第１の構成に
よれば、地球の周りを軌道を描いて回るターゲットに対
して接近／分離／周回を行う宇宙機の誘導制御装置にお
いて、上記ターゲットに対する上記宇宙機の相対位置と
相対速度を推定する航法センサ部と、上記宇宙機の軌道
を制御する軌道制御マヌーバ時刻を判定するマヌーバ時
刻判定部と、上記軌道制御マヌーバ時刻における上記宇
宙機の相対位置と相対速度を基に、上記ターゲットの一
軌道周期後に上記宇宙機が再び上記軌道制御マヌーバ時
刻における位置に戻るような軌道制御量を算出する制御
量算出部と、軌道制御のためのアクチュエータと、上記
軌道制御量を上記アクチュエータに配分して駆動信号を
送る制御量分配部とを備えたので、少量の推薬量でター
ゲットの周りを周回する軌道保持を行えるという効果が
ある。

【００５７】また、この発明の第２の構成によれば、地
球の周りを軌道を描いて回るターゲットに対して接近／
分離／周回を行う宇宙機の誘導制御装置において、上記
ターゲットに対する上記宇宙機の相対位置と相対速度を
推定する航法センサ部と、上記宇宙機の軌道を制御する
軌道制御マヌーバ時刻を判定するマヌーバ時刻判定部
と、上記軌道制御マヌーバ時刻における上記宇宙機の相
対位置と相対速度を基に、上記ターゲットの半軌道周期
後に上記宇宙機が、上記ターゲットまたは仮想的に定め
た基準点に対して上記軌道制御マヌーバ時刻における位
置と対称な位置を通過するような軌道制御量を算出する
制御量算出部と、軌道制御のためのアクチュエータと、
上記軌道制御量を上記アクチュエータに配分して駆動信
号を送る制御量分配部とを備えたので、基準点の選択に
より多様な軌道制御が少ないマヌーバ回数で可能となる
効果がある。

【００５８】また、この発明の第３の構成によれば、第
１または第２の構成において、ターゲットまたは仮想的
に定めた基準点に対して太陽方向が宇宙機とほぼ同じ向
きになる時刻を軌道制御マヌーバ時刻と判定するように
したので、照明条件が良好の時間を長くできるという効
果がある。

【００５９】また、この発明の第４の構成によれば、第
１または第２の構成において、ターゲットが地球より最
も遠い地点、あるいは最も近い地点を通過する付近の時
刻を軌道制御マヌーバ時刻と判定するようにしたので、
安全性、あるいは軌道制御の精度を高めることが可能と
なる。

【００６０】また、この発明の第５の構成によれば、第
１ないし第４のいずれかの構成において、軌道制御量の
算出にはターゲットの一軌道周期あるいは半軌道周期後
の宇宙機の目標位置を用いつつ、軌道制御マヌーバ時刻
から軌道周期の数分の一程度離れた時刻を修正マヌーバ
時刻とし、制御量算出部では、さらに上記修正マヌーバ
時刻の宇宙機の相対位置および相対速度を軌道運動に基
づいて伝搬させて、軌道制御マヌーバ時刻から半軌道周
期後あるいは一軌道周期後の相対位置を予測し、その予
測値が軌道制御マヌーバ時刻において決定した軌道に一
致するように、上記修正マヌーバ時刻の宇宙機の相対速
度を修正する軌道制御量を算出するようにしたので、前
述の効果を保ちつつ、外乱や観測誤差などのノイズの影
響を緩和する効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施の形態１による宇宙機の誘導
制御装置の構成を示すブロック図である。

【図２】この発明の実施の形態１に係わる制御量算出
部の動作例を示す図である。

【図３】この発明の実施の形態２による宇宙機の誘導
制御装置の構成を示すブロック図である。

【図４】この発明の実施の形態２に係わる制御量算出
部の動作例を示す図である。

【図５】この発明の実施の形態３に係わるマヌーバ時
刻判定部の動作を説明する図である。

【図６】この発明の実施の形態３による宇宙機の誘導
制御装置の動作例を示すグラフである。

【図７】この発明の実施の形態４に係わるマヌーバ時
刻判定部の動作を説明する図である。

【図８】従来の宇宙機のターゲットへの接近方法を示
す図である。

【符号の説明】１ターゲット、２宇宙機、４マヌーバ時刻判定
部、５制御量算出部、６制御量分配部、７アクチ
ュエータ、８誘導制御装置、１０航法センサ。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献特開平２−200600（ＪＰ，Ａ) 特開平10−203498（ＪＰ，Ａ) 特開平７−17497（ＪＰ，Ａ) 特開平５−330498（ＪＰ，Ａ) 特開平４−78800（ＪＰ，Ａ) 特開平７−277297（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64G 1/26 G05D 1/08

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】地球の周りを軌道を描いて回るターゲッ
トに対して接近／分離／周回を行う宇宙機の誘導制御装
置において、上記ターゲットに対する上記宇宙機の相対
位置と相対速度を推定する航法センサ部と、上記宇宙機
の軌道を制御する軌道制御マヌーバ時刻を判定するマヌ
ーバ時刻判定部と、上記軌道制御マヌーバ時刻における
上記宇宙機の相対位置と相対速度を基に、上記ターゲッ
トの一軌道周期後に上記宇宙機が再び上記軌道制御マヌ
ーバ時刻における位置に戻るような軌道制御量を算出す
る制御量算出部と、軌道制御のためのアクチュエータ
と、上記軌道制御量を上記アクチュエータに配分して駆
動信号を送る制御量分配部とを備えたことを特徴とする
宇宙機の誘導制御装置。
【請求項２】地球の周りを軌道を描いて回るターゲッ
トに対して接近／分離／周回を行う宇宙機の誘導制御装
置において、上記ターゲットに対する上記宇宙機の相対
位置と相対速度を推定する航法センサ部と、上記宇宙機
の軌道を制御する軌道制御マヌーバ時刻を判定するマヌ
ーバ時刻判定部と、上記軌道制御マヌーバ時刻における
上記宇宙機の相対位置と相対速度を基に、上記ターゲッ
トの半軌道周期後に上記宇宙機が、上記ターゲットまた
は仮想的に定めた基準点に対して上記軌道制御マヌーバ
時刻における位置と対称な位置を通過するような軌道制
御量を算出する制御量算出部と、軌道制御のためのアク
チュエータと、上記軌道制御量を上記アクチュエータに
配分して駆動信号を送る制御量分配部とを備えたことを
特徴とする宇宙機の誘導制御装置。
【請求項３】マヌーバ時刻判定部において、ターゲッ
トまたは仮想的に定めた基準点に対して、太陽方向が宇
宙機とほぼ同じ向きになる時刻を軌道制御マヌーバ時刻
と判定することを特徴とする請求項１または２記載の宇
宙機の誘導制御装置。
【請求項４】マヌーバ時刻判定部において、ターゲッ
トが地球より最も遠い地点、あるいは最も近い地点を通
過する付近の時刻を軌道制御マヌーバ時刻と判定するこ
とを特徴とする請求項１または２記載の宇宙機の誘導制
御装置。
【請求項５】マヌーバ時刻判定部は、軌道制御マヌー
バ時刻から軌道周期の数分の一程度離れた時刻を修正マ
ヌーバ時刻として判定し、制御量算出部は、上記修正マ
ヌーバ時刻の宇宙機の相対位置および相対速度を軌道運
動に基づいて伝搬させて、軌道制御マヌーバ時刻から半
軌道周期後あるいは一軌道周期後の相対位置を予測し、
その予測値が軌道制御マヌーバ時刻において決定した軌
道に一致するように、上記修正マヌーバ時刻の宇宙機の
相対速度を修正する軌道制御量を算出することを特徴と
する請求項１ないし４のいずれかに記載の宇宙機の誘導
制御装置。