JP3390492B2

JP3390492B2 - 宇宙機の制御装置、およびそのスラスタ制御方法

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Publication number: JP3390492B2
Application number: JP17709893A
Authority: JP
Inventors: 章二吉河; 克彦山田
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1993-07-16
Filing date: 1993-07-16
Publication date: 2003-03-24
Anticipated expiration: 2018-03-24
Also published as: JPH0733095A

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は位置と姿勢の６自由度
を制御する必要のある人工衛星などの宇宙機を制御する
宇宙機の制御装置、およびそのスラスタ制御方法に関す
るものである。

【０００２】

【従来の技術】図２３は例えば（社）計測自動制御学会
主催の第８回誘導制御シンポジウム資料（１９９１年１
月２５日発行）の第４１〜４９頁「宇宙用自由飛行テレ
ロボットの研究−地上実験モデルによる誘導制御とマニ
ピュレーション−」（戸田義継他）に示された従来の宇
宙機制御装置を示すブロック図である。図において、１
は人工衛星等の宇宙機の宇宙機本体であり、２は宇宙機
本体１の位置を検出する位置検出器、３は位置の目標値
を発生する位置目標値発生部、４は位置制御の演算を行
う位置制御演算部である。５は宇宙機本体１の姿勢を検
出する姿勢検出器、６は姿勢の目標値を発生する姿勢目
標値発生部であり、７は姿勢制御の演算を行う姿勢制御
演算部である。１４は宇宙機本体１の質量中心位置を求
める質量中心位置演算部であり、１５は宇宙機本体１の
ダイナミクス上の慣性力を求める慣性力演算部である。

【０００３】次に動作について説明する。宇宙機本体１
の位置および姿勢をそれぞれ位置検出器２と姿勢検出器
５で検出する。位置検出器２にはたとえば加速度センサ
などの慣性センサやターゲットに対する距離を測定する
カメラタイプのセンサ（以下、近傍センサという）など
が用いられる。また姿勢検出器５にはジャイロや地球セ
ンサなどが用いられる。位置検出器２は必ずしも宇宙機
本体１の質量中心位置を検出するわけではないので、位
置検出器２の出力と姿勢検出器５の出力から質量中心位
置演算部１４によって宇宙機本体１の質量中心位置を計
算する。このように質量中心位置が重要となるのは、質
量中心位置を用いると位置と姿勢がダイナミクス上干渉
しないので、位置制御と姿勢制御を独立に実行できるた
めである。位置目標値発生部３では質量中心位置の目標
値を出力し、位置制御演算部４では位置目標値発生部３
の出力と質量中心位置演算部１４の出力（実際の質量中
心位置）との偏差から位置制御の操作量を求める。慣性
力演算部１５は質量中心位置の表現に極座標を用いたこ
とで生じる慣性力を求め、位置制御演算部４の出力に加
えることで慣性力を補償する。位置制御演算部４と慣性
力演算部１５の出力の和は宇宙機本体１に入力され、ス
ラスタ等の位置制御用のアクチュエータによって位置制
御が行われる。一方、姿勢についても位置制御と同様に
制御が行われる。まず姿勢検出器５で宇宙機本体１の姿
勢を検出し、姿勢目標値発生部６では姿勢の目標値を発
生する。この両者の偏差が姿勢制御演算部７に入力され
姿勢制御の操作量が求められる。この操作量は位置制御
の操作量とは独立に宇宙機本体１に入力されスラスタ等
の姿勢制御用のアクチュエータによって姿勢制御が行わ
れる。

【０００４】また、図２４は例えば特開昭６２−５９２
００号公報に示された従来の宇宙機のスラスタ制御方法
を示す構成図であり、図２５はそのスラスタ配置を示す
斜視図である。これら図２４および図２５において、１
は宇宙機本体であり、１８ａは第１のスラスタ、１８ｂ
は第２のスラスタ、１８ｃは第３のスラスタ、１８ｄは
第４のスラスタである。１６はスラスタ選択則に従って
スラスタ分配を行う演算回路によるスラスタ選択部であ
り、１７は駆動回路を含んだスラスタモジュレータであ
る。２０はこのスラスタモジュレータ１７によって開閉
されるスラスタの弁であり、２１はスラスタの弁２０に
接続された推薬配管、２２は推薬タンクである。

【０００５】次に動作について説明する。宇宙機に起き
たピッチ、ヨーおよびロールの各３軸に関する姿勢の外
乱の信号Ａをスラスタ選択部１６に入力して姿勢外乱ベ
クトルを合成し、この合成したベクトルに対応するスラ
スタ１８ａ〜１８ｄを選定するとともに、それぞれのス
ラスタ１８ａ〜１８ｄの制御量を演算する。図２６に各
制御軸に対応するスラスタ１８ａ〜１８ｄの噴射状態を
示す。表において○印はスラスタの噴射を表し、○印の
スラスタを同時噴射することによって、制御する軸に関
する推力のみが発生し、他の２軸の推力は打ち消され
る。上記のようにスラスタ選択部１６のスラスタ制御信
号をスラスタモジュレータ１７に入力しスラスタ弁２０
を作動させ、推薬タンク２２から推薬配管２１を流れる
推薬が制御量に応じてスラスタ１８ａ〜１８ｄに供給さ
れ噴射する。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】従来の宇宙機の制御装
置は以上のように構成されているので、位置と姿勢を独
立に制御させるためには、位置制御量（制御したい量）
として宇宙機本体の質量中心位置を用いなければなら
ず、位置制御の制御量を自由に選ぶことが困難であり、
さらに質量中心位置を求める上で検出器の誤差の影響も
うけやすく制御誤差が大きくなるという問題点があっ
た。また慣性力補償は行われているものの目標値に対す
るフィードフォワード補償がないので、目標値の変化が
速い場合には目標値に対する追従特性が劣化するなどの
問題点があった。

【０００７】また、スラスタ制御方法に着目するとピッ
チ軸のみ、ヨー軸のみ、あるいはロール軸のみについて
制御する場合に対してスラスタ１８ａ〜１８ｄの噴射ロ
ジックが構成されており、複数軸について同時に制御す
る場合は個々の軸についてのロジックの足し合わせで制
御していた。しかしながら、個々の軸成分のみについて
制御する場合には合計噴射量が少なくなるなどの意味で
最適な噴射ロジックであっても、複数軸成分を同時に制
御する場合には個々の軸成分についてのロジックの足し
合わせが必ずしも最適にはならず、結果的に合計噴射量
が多くなり貴重な推薬を無駄にするという問題点があっ
た。この問題点は、スラスタ１８ａ〜１８ｄの配置を単
純にしても回避することはできなかった。最も単純なス
ラスタ配置として、１軸方向のみの力すなわち純力と、
１軸まわりのみのトルクすなわち純トルクを発生するよ
うにスラスタ１８ａ〜１８ｄを配置することが考えられ
る。純トルクをスラスタで発生するためには、偶力を利
用するので必ずスラスタ１８ａ〜１８ｄが２本必要であ
る。そして偶力とは、２本のスラスタの並進力を相殺し
回転力のみ取り出すことである。スラスタ１８ａ〜１８
ｄの噴射量の点から考えると並進力を相殺することは得
策ではない。すなわち、力とトルクの両方を生成するこ
とが求められる場合、純力と純トルクを足し合わせて実
現するよりも、純トルクを構成している２本のスラスタ
の噴射量の割合を変化させて実現する方が、合計噴射量
が少なくなると考えられる。この例からも明らかなよう
に、一般に力とトルクの両方をスラスタ１８ａ〜１８ｄ
を用いて発生する必要がある場合、スラスタ１８ａ〜１
８ｄの配置によらず、個々の軸についてのロジックの足
し合わせを用いると推薬が無駄になるという問題点があ
った。一方、線形計画法のような一般的な解法を用いれ
ば、合計噴射量を最小にするという意味で最適解を得る
ことができるが、現状の宇宙機の搭載計算機の能力を大
幅に越えており、６軸成分について実時間で線形計画法
を用いて解くことは実用上不可能であるという問題点が
あった。さらに、太陽電池パドル、アンテナ、アームな
ど衛星外面に搭載される機器が大型化し種類も増えるに
つれ、スラスタ１８ａ〜１８ｄの噴射ガスがこれらの機
器に当たらないようにする要求が高まってきており、そ
のためにスラスタ１８ａ〜１８ｄの配置が大きな制約を
受け、冗長性の確保も考慮すると、衛星外面には１０〜
２０本のスラスタがさまざまな位置・向きに配置される
のが通常である。その結果、各軸成分におけるスラスタ
１８ａ〜１８ｄの最適な組み合わせを直感的に把握する
ことが困難になり、設計者が試行錯誤的に求めざるを得
ないという問題点があった。

【０００８】請求項１の発明は上記のような問題点を解
消するためになされたもので、位置制御と姿勢制御を独
立に実行することが可能で、しかも位置制御の目標値を
自由に選ぶことができ、その結果として制御誤差も改善
できる宇宙機の制御装置を得ることを目的とする。

【０００９】また、請求項２に記載の発明は、目標値に
対するフィードフォワード補償を加えて、目標値に対す
る追従特性も向上させることのできる宇宙機の制御装置
を得ることを目的とする。

【００１０】また、請求項３に記載の発明は、宇宙機が
慣性空間の対する姿勢を一定に保ちながら、ターゲット
の方を向いてターゲットに近接するような制御を精度よ
く実行可能な宇宙機の制御装置を得ることを目的とす
る。

【００１１】また、請求項４に記載の発明は、ルックア
ップテーブルで得られた噴射パターン中の無駄な部分を
パターンマッチングによって検出し、相殺・置換噴射ロ
ジックで取り除いたり置き換えたりして、燃料噴射量の
合計がより少ない効率的なスラスタ制御方法を得ること
を目的とする。

【００１２】また、請求項５に記載の発明は、参照パタ
ーンの成分に符号を付与し、またスケーリングすること
により、請求項５に記載した発明におけるパターンマッ
チングを容易にすることを目的とする。

【００１３】また、請求項６に記載の発明は、請求項４
に記載した発明における置換噴射パターンを拡張するこ
とで、スラスタの故障に対して機能冗長性を確保するこ
とを目的とする。

【００１４】また、請求項７に記載の発明は、必要とす
る計算量を減らした上でオンボードで線形計画法を解い
て、燃料噴射量の合計が最も少なくなるようなスラスタ
の組み合わせを求めることのできるスラスタ制御方法を
得ることを目的とする。

【００１５】また、請求項８に記載の発明は、スラスタ
の故障に対してソフトウェアによる機能冗長性を確保す
ることを目的とする。

【００１６】また、請求項９に記載の発明は、スラスタ
の冗長性を確保しながら配備するスラスタの総重量を減
らすことを目的とする。

【００１７】

【課題を解決するための手段】請求項１に記載の発明に
係る宇宙機の制御装置は、位置目標値と位置検出器出力
の偏差から位置制御系を構成し、同様に姿勢目標値と姿
勢検出器出力の偏差から姿勢制御系を構成し、両者の操
作量のダイナミクス上の干渉を非干渉化演算により取り
除くようにしたものである。

【００１８】また、請求項２に記載の発明に係る宇宙機
の制御装置は、さらに目標値および検出器出力を用いた
フィードフォワード演算により、目標値のもつ加速度分
やダイナミクス上発生する慣性力を補償するようにした
ものである。

【００１９】また、請求項３に記載の発明に係る宇宙機
の制御装置は、位置検出器に宇宙機とターゲットとの間
の距離（以下、レンジという）および宇宙機がターゲッ
トを見込む角（以下、ＬＯＳ角という）を検出するセン
サを用い、姿勢検出器に宇宙機の慣性空間に対する姿勢
を検出するセンサを用い、宇宙機とターゲットとの間の
レンジおよびＬＯＳ角と宇宙機の慣性空間における姿勢
とを独立に制御するようにしたものである。

【００２０】また、請求項４に記載の発明に係る宇宙機
の制御装置は、ルックアップテーブル方式で求めた噴射
パターンの中で無駄が生じるパターンを、用意した相殺
噴射パターンや置換噴射パターンとマッチングすること
で検出し、その無駄なパターンを相殺・置換噴射ロジッ
クを適用することで取り除き、結果的に噴射量の合計が
少なくなるようにしたものである。

【００２１】また、請求項５に記載の発明に係るスラス
タ制御方法は、さらに参照パターンの成分について、相
殺噴射パターンの場合は同符号を、置換噴射パターンの
場合には異符号を付与し、また各パターンについてスケ
ーリングを行ったものである。

【００２２】また、請求項６に記載の発明に係るスラス
タ制御方法は、置換噴射パターンの中で１つのスラスタ
を他のスラスタで置き換えるパターンを、故障時対応置
換噴射パターンとするものである。

【００２３】また、請求項７に記載の発明に係るスラス
タ制御方法は、オンボードで線形計画法を実行できるよ
うに、６軸成分を同時に解くのではなく３軸成分＋３軸
成分に分けて計算量を減らして解くようにしたものであ
る。

【００２４】また、請求項８に記載の発明に係るスラス
タ制御方法は、通常のルックアップテーブルの他にスラ
スタ故障時に対応したルックアップテーブルを用意した
ものである。

【００２５】また、請求項９に記載の発明に係るスラス
タ制御方法は、各スラスタについて他の残りのスラスタ
で置き換えることの難易度を指標にして、スラスタの冗
長本数に大小を設けたものである。

【００２６】

【作用】請求項１に記載の発明における宇宙機の制御装
置は、位置目標値と位置検出器の出力との偏差から位置
制御系を構成することにより、位置は宇宙機の質量中心
位置である必要をなくし、また姿勢についても同様に、
姿勢目標値と姿勢検出器出力との偏差から姿勢制御系を
構成することにより、位置制御系が宇宙機の質量中心位
置を制御しない場合には位置制御の操作量と姿勢制御の
操作量はダイナミクス上干渉するが、位置制御系と姿勢
制御系はその干渉を無視して独立に構成し、干渉分は非
干渉化演算によって取り除くようにし、このことで質量
中心位置を対象とする場合でなくても位置制御系と姿勢
制御系を独立に構成することができ、位置制御系の制御
量を選ぶ自由度が増すとともに制御量に対する検出器誤
差の影響も少なくすることを可能とする。

【００２７】また、請求項２に記載の発明における宇宙
機の制御装置は、さらに目標値の変化分やダイナミクス
上に発生する慣性力の影響をフィードフォワード演算部
で補償することにより、目標値に対する追従特性など制
御系の特性を改善する。

【００２８】また、請求項３に記載の発明における宇宙
機の制御装置は、位置検出器に宇宙機とターゲットとの
間のレンジおよびＬＯＳ角を検出するセンサを用い、姿
勢検出器に宇宙機の慣性空間に対する姿勢を検出するセ
ンサを用いて、宇宙機のターゲットに対するＬＯＳ角を
位置検出器の出力とすることにより、宇宙機の慣性空間
に対する姿勢とターゲットに対するレンジおよびＬＯＳ
角を独立に制御できるようにし、例えば宇宙機が慣性空
間に対する姿勢を一定に保ちながら、ターゲットの方を
向いてターゲットに接近するような制御を可能にする。

【００２９】また、請求項４に記載の発明における宇宙
機の制御装置は、テーブルルックアップ方式で求めたス
ラスタ分配の中で無駄な部分を相殺・置換噴射ロジック
で減らしていくことにより、比較的少ない計算量で効率
的なスラスタ分配を実現する方法を提供する。

【００３０】また、請求項５に記載の発明におけるスラ
スタ選択則は、テーブルルックアップ方式で求められた
噴射パターンに対して複数の相殺噴射パターンあるいは
置換噴射パターンを順次マッチングし、参照パターンの
符号に含まれている相殺と置換の区別に従って適合度を
求めることにより、同じアルゴリズムで適合度を求める
ことを可能とする。なお、各パターンが適切にスケーリ
ングされているので、適合度がそのまま合計噴射量の減
少の大小等を表す。

【００３１】また、請求項６に記載の発明におけるスラ
スタ選択則は、スラスタ故障時に故障したスラスタに対
して置換噴射ロジックを優先的に適用し、置換後は故障
したスラスタを含まない相殺・置換噴射ロジックも適用
することにより、スラスタの合計噴射量を削減する。

【００３２】また、請求項７に記載の発明におけるスラ
スタ選択則は、６軸成分を３軸成分＋３軸成分に分けて
計算量を減らすことにより、オンボードでの線形計画法
の実行を可能にする。

【００３３】また、請求項８に記載の発明におけるスラ
スタ選択則は、通常のルックアップテーブルの他に故障
時のルックアップテーブルを備えることにより、スラス
タの故障に対してソフトウェアによるスラスタの機能冗
長性を確保する。

【００３４】また、請求項９に記載の発明におけるスラ
スタ制御方法は、各スラスタについて他の残りのスラス
タと置き換えることができない場合にはスラスタ冗長本
数を優先的に割り当て、逆に、あるスラスタについて他
の残りのスラスタで置き換えたときに合計噴射量の増加
量が少ない場合には、そのスラスタの冗長本数の割り当
てを必要に応じて減少させ、必要度に応じたスラスタの
冗長構成を行うことにより、スラスタの冗長性を確保し
ながら、配備するスラスタの総重量を削減する。

【００３５】

【実施例】実施例１．以下、この発明の実施例１を図について説明する。図１
はこの発明の一実施例を示すブロック図である。図にお
いて、１は宇宙機本体、２は位置検出器、３は位置目標
値発生部、４は位置制御演算部、５は姿勢検出器、６は
姿勢目標値発生部、７は姿勢制御演算部であり、図２３
に同一符号を付した従来のそれらと同一、もしくは相当
部分であるため詳細な説明は省略する。また、８は位置
制御演算部４の出力である位置制御操作量と姿勢制御演
算部７の出力である姿勢制御操作量とのダイナミクス上
の干渉を取り除く非干渉化演算部であり、９は位置目標
値発生部３や姿勢目標値発生部６の出力に基づいて目標
値の加速度に対する補償量を求め、また位置検出器２や
姿勢検出器５の出力に基づいて慣性力の補償量を求める
フィードフォワード演算部である。なお、宇宙機本体１
は、図２４に示したスラスタ選択部１６、スラスタモジ
ュレータ１７およびスラスタ１８と、宇宙機ダイナミク
ス１９とによって構成されている。

【００３６】次に動作について説明する。まず、宇宙機
本体１の運動方程式を次の（１）式で表す。

【００３７】Ｍ・＊＊ｘ＋ｄ＝ｕ（１）

【００３８】ここで、Ｍは宇宙機本体１の６×６質量行
列、ｘは３つの位置変数と３つの姿勢変数からなる６次
の変数、＊＊は時間に関する２階微分を示す記号、ｄは
遠心力やコリオリ力などの慣性力項、ｕは宇宙機に対す
るスラスタなどの制御入力であり、これらｘ，ｄおよび
ｕはベクトル量である。いまｘにおける位置変数を宇宙
機本体１のターゲットなどに対する質量中心位置にとれ
ば、Ｍは次の（２）式で示すブロック対角行列となる。

【００３９】

【数１】

【００４０】すなわち、位置と姿勢はダイナミクス上非
干渉化されるので、位置と姿勢を容易に独立に制御する
ことができる。一方、ｘにおける位置変数が宇宙機本体
１の質量中心位置でなければＭはこのようなブロック対
角行列ではなく、位置と姿勢が干渉する。たとえば姿勢
制御の操作量が位置制御の制御量に影響を与えるような
ことがおこる。

【００４１】この問題に対処するために、制御入力ｕの
代わりに仮想的な入力ｖを考えて、それを次の（３）式
とおく。なお、この仮想的な入力ｖもベクトル量であ
る。

【００４２】ｕ＝Ｍ・ｖ＋ｄ（３）

【００４３】この（３）式を（１）式に代入すれば次の
（４）式となって、仮想的な入力ｖのもとでは位置と姿
勢は非干渉化されている。

【００４４】＊＊ｘ＝ｖ（４）

【００４５】こうして（４）式のような非干渉化された
ダイナミクスに対して位置と姿勢の制御系を独立に構成
し、得られた仮想的な制御入力ｖに対して実際の制御入
力ｕを求めればよい。いま変数ｘに対する目標値をｘ_h
（ベクトル量）とすれば、仮想的な制御入力ｖはたとえ
ば次の（５）式のように与えればよい。

【００４６】ｖ＝＊＊ｘ_h＋ｋ_d（＊ｘ_h−＊ｘ）＋ｋ_p（ｘ_h−ｘ）（５）

【００４７】ここで＊は時間に関する１階微分を表し、
ｋ_dは速度制御ゲイン、ｋ_pは位置制御ゲインである。
この（５）式を（３）式に代入すれば、実際の制御入力
ｕは次の（６）式で与えられる。

【００４８】ｕ＝Ｍ｛ｋ_d（＊ｘ_h−＊ｘ）＋ｋ_p（ｘ_h−ｘ）｝＋（Ｍ・＊＊ｘ_h ＋ｄ）（６）

【００４９】さて図１においてｘの位置変数を検出する
のが位置検出器２であり、位置変数に対する目標値を発
生するのが位置目標値発生部３である。位置制御演算部
４では位置目標値と位置検出器２の出力との偏差から、
（４）式のような２次積分系のダイナミクスを対象に仮
想的な制御入力ｖの位置制御に関する３成分を定める。
この位置制御演算部４の働きは数式上は例えば（６）式
の｛｝内の演算に相当する。なお、このことは姿勢に
ついてもまったく同様である。図１においてｘの姿勢変
数を検出するのが姿勢検出器５であり、姿勢変数に対す
る目標値を発生するのが姿勢目標値発生部６である。姿
勢制御演算部７では姿勢目標値と姿勢検出器５との偏差
から（４）式のような２次積分系のダイナミクスを対象
に仮想的な制御入力ｖの姿勢制御に関する３成分を定め
る。この姿勢制御演算部７の働きは数式上は例えば
（６）式の｛｝内の演算に相当する。

【００５０】非干渉化演算部８では位置制御演算部４の
出力と姿勢制御演算部７の出力をダイナミクス上非干渉
化させる働きをする。これは（６）式において｛｝内
の演算量に対して質量行列Ｍを左からかける操作に対応
している。さらにフィードフォワード演算部９では位置
目標値発生部３や姿勢目標値発生部６の出力から目標値
の加速度分にともなう補償項を求める。この演算は
（６）式におけるＭ・＊＊ｘ_hの演算に対応している。
またフィードフォワード演算部９では位置検出器２や姿
勢検出器５の出力からダイナミクス上の慣性力項も求め
る。この演算は（６）式におけるｄの計算に対応してい
る。すなわちフィードフォワード演算部９では（６）式
の右辺第二項を求める。

【００５１】以上により位置変数として宇宙機本体１の
質量中心位置を用いない場合にも、位置と姿勢を独立に
制御することが可能になる。なお高周波域での制御ゲイ
ンを低減するために、得られた実際の制御入力ｕをロー
パスフィルタに通してもよい。また宇宙機本体１や目標
値の動きがあまり速くない場合にはフィードフォワード
演算部９を省略することもできる。

【００５２】実施例２．次に、この発明の実施例２を図について説明する。図２
はこの発明の一実施例を示すブロック図であり、図１と
対応する部分については同一符号を付してその説明を省
略する。図２において、１０はターゲットに対する相対
位置あるいは相対姿勢を検出する近傍センサであり、１
１は宇宙機本体１の角速度を検出するジャイロである。

【００５３】次に動作について説明する。宇宙機本体１
はターゲットに対する相対位置および相対姿勢を近傍セ
ンサ１０によって検出する。位置制御演算部４と姿勢制
御演算部７はそれぞれ位置目標値発生部３と姿勢目標値
発生部６から得られる位置と姿勢の目標値に対してたと
えばＰＩＤ（比例・微分・積分）制御を行う。各演算部
４，７，８，９ではそれぞれ相対位置と相対姿勢の時間
微分値が必要となるが、これは擬似微分などで近似的に
求めることができる。

【００５４】ところで近傍センサ１０の検出するターゲ
ットに対する相対位置は宇宙機本体１の質量中心の相対
位置ではなく近傍センサ１０の取付点におけるものであ
る。したがって相対位置および相対姿勢で表現される宇
宙機本体１のダイナミクスは相互に干渉したものとなっ
ている。この干渉は前記の通り位置制御演算部４と姿勢
制御演算部６の出力を非干渉化演算部８に入力すること
で取り除くことができる。

【００５５】また宇宙機本体１の角速度をジャイロ１１
で検出してこれをフィードフォワード演算部９に入力す
る。この値はダイナミクス上の慣性力を求めるのに用い
られる。さらにフィードフォワード演算部９には近傍セ
ンサ１０の出力と位置目標値発生部３および姿勢目標値
発生部６の出力を入力し、目標値のもつ加速度分やダイ
ナミクス上の慣性力を補償する演算を行う。この結果を
非干渉化演算部８の出力と加えあわせることで、宇宙機
本体１に対する制御入力が得られる。

【００５６】この結果、宇宙機本体１はターゲットに対
する相対位置および相対姿勢を精度よく制御できる。た
とえば宇宙機本体１はターゲットに精度よく追従する。
このような制御は宇宙機本体１がターゲットにランデブ
ドッキングする際に必要となるものである。なお、高周
波域での制御ゲインを低減するために、得られた宇宙機
本体１に対する制御入力をローパスフィルタに通しても
よい。またターゲットの動きがあまり速くない場合には
フィードフォワード演算部９を省略することもできる。

【００５７】実施例３．次に、この発明の実施例３を図について説明する。図３
はこの発明の一実施例を示すブロック図であり、図２と
対応する部分については同一符号を付してその説明を省
略する。図３において、１２は近傍センサ１０とジャイ
ロ１１の出力からターゲットに対する相対姿勢とターゲ
ットの角速度を推定する推定器である。

【００５８】次に動作について説明する。推定器１２は
近傍センサ１０の出力であるターゲットに対する相対姿
勢（ただしノイズを含んでいる）とジャイロ１１の出力
である宇宙機本体１の角速度からターゲットに対する相
対姿勢とターゲットの角速度を推定するものであるが、
これは次のような原理に基づいている。すなわち、もし
もターゲットが自由運動をしているとすればターゲット
の角速度はほぼ一定値とみなすことができる。いま簡単
のために姿勢の１自由度を対象にして近傍センサの出力
である相対姿勢をｑ₁、ターゲットの角速度をｑ₂、ジ
ャイロ出力をｕ_gとする。相対姿勢の時間微分にターゲ
ットの角速度を加えると宇宙機本体１の角速度が得られ
るので次の（７）式が成り立つ。

【００５９】＊ｑ₁＋ｑ₂＝ｕ_g （７）

【００６０】一方、ターゲットの角速度は時間に対して
ほぼ一定なので近似的に次の（８）式が成り立つ。

【００６１】＊ｑ₂＝０（８）

【００６２】この２つの式をまとめて表すと次の（９）
式となる。

【００６３】

【数２】

【００６４】ここで、上記相対姿勢ｑ₁は近傍センサ１
０の出力として既知なので、上記（９）式に対する出力
方程式として次の（１０）式が得られる。

【００６５】

【数３】

【００６６】ただし、ここでは出力に含まれるノイズ項
は省略している。（９），（１０）式は可観測となるの
で、この（１０）式をもとにオブザーバやカルマンフィ
ルタを構成することができる。いまｑ₁，ｑ₂をまとめ
てｑとおいて次の（１１）式とする。なお、この場合ｑ
はベクトル量、Ａ，Ｂ，Ｃはそれぞれ行列である。

【００６７】＊ｑ＝Ａ・ｑ＋Ｂ・ｕ_g，ｙ＝Ｃ・ｑ（１１）

【００６８】このときオブザーバは次のように表され
る。

【００６９】＊ｚ＝（Ａ−Ｅ・Ｃ）ｚ＋Ｅ・ｙ＋Ｂ・ｕ_g （１２）ここでｚは２次のベクトルであり、ｑの推定値となる。
Ｅはオブザーバゲインの行列であり、Ａ−Ｅ・Ｃが安定
行列となるように選ぶ。ｑは上記のようにターゲットに
対する相対姿勢ｑ₁とターゲット角速度ｑ₂から構成さ
れるので、（１２）式のｚによって相対姿勢とターゲッ
ト角速度を推定することができる。これが推定器１２の
働きである。

【００７０】こうして推定されたターゲットに対する相
対姿勢は、近傍センサ１０の出力に含まれるノイズの影
響を軽減したものとなっている。またターゲットの角速
度が推定できるので、この推定値とジャイロ１１の出力
から相対姿勢の時間微分値を推定することもできる。

【００７１】この推定器１２の出力とジャイロ１１の出
力は姿勢制御演算部７とフィードフォワード演算部９に
入力される。姿勢制御演算部７では、姿勢目標値発生部
６の出力である姿勢目標値とこれらの量から姿勢制御の
フィードバック制御演算を行う。位置制御に関しては前
記実施例２の場合と同様に、位置目標値発生部３の出力
と近傍センサ１０の相対位置出力との偏差から位置制御
演算部４でフィードバック制御演算を行う。位置制御演
算部４の出力と姿勢制御演算部７の出力は非干渉化演算
部８に入力されダイナミクス上の干渉が取り除かれる。

【００７２】さらにフィードフォワード演算部９におい
て目標値のもつ加速度分やダイナミクス上の慣性力を補
償する演算を行い、この結果を非干渉化演算部８の出力
と加えあわせることで、宇宙機本体１に対する制御入力
を得る。この場合には上記実施例２と比べて、近傍セン
サ１０のノイズが問題になる場合には、ターゲットに対
する相対姿勢やターゲット角速度の推定精度が向上する
ので、最終的な制御精度も向上させることができる。な
お高周波域での制御ゲインを低減するために、得られた
宇宙機本体１に対する制御入力をローパスフィルタに通
してもよい。またターゲットの動きがあまり速くない場
合にはフィードフォワード演算部９を省略することもで
きる。

【００７３】実施例４．次に、この発明の実施例４を図について説明する。図４
はこの発明の一実施例を示すブロック図であり、図２と
対応する部分については同一符号を付してその説明を省
略する。図４において、１３はジャイロ１１の出力から
宇宙機本体１の慣性空間に対する姿勢を推定する姿勢推
定器である。

【００７４】次に動作について説明する。近傍センサ１
０ではターゲットまでの相対距離（レンジ）とターゲッ
トを見込む角（ＬＯＳ角と呼ばれ２成分をもつ）を検出
する。これらの量を位置制御量とみなして位置制御系を
構成する。すなわち位置目標値発生部３でこれらの制御
量に対する目標値を発生し、目標値との偏差から位置制
御演算部４でフィードバック制御の演算を行う。

【００７５】一方、姿勢制御はジャイロ１１を用いて慣
性空間に対する姿勢を制御する。慣性空間に対する姿勢
と上記の位置制御量とは独立なのでこのような制御も可
能である。そのためジャイロ１１の出力（宇宙機本体１
の角速度）を姿勢推定器１３に入力して慣性空間に対す
る姿勢を推定する。この推定は原理的には次の通りであ
る。いま宇宙機本体１の慣性空間に対する３×３方向余
弦行列をＵとし、宇宙機本体１の角速度をωとする。Ｕ
の時間微分＊Ｕとωとの間には次の（１３）式の関係が
あるので、この（１３）式をもとに慣性空間に対する姿
勢を想定することができる。なお、ωはベクトル量であ
り、（１３）式中の“×”は各列ごとにベクトル積演算
を行うことを意味している。

【００７６】＊Ｕ＝ω×Ｕ（１３）

【００７７】宇宙機本体１の姿勢および角速度が得られ
れば、それらと姿勢目標値発生部６の出力との偏差から
姿勢制御演算部７でフィードバック制御の演算を行う。

【００７８】位置制御演算部４の出力と姿勢制御演算部
７の出力は非干渉化演算部８に入力されダイナミクス上
の干渉が取り除かれる。さらにフィードフォワード演算
部９において目標値のもつ加速度分やダイナミクス上の
慣性力を補償する演算を行い、この結果を非干渉化演算
部８の出力と加えあわせることで、宇宙機本体１に対す
る制御入力を得る。

【００７９】この結果、宇宙機本体１はターゲットに対
するレンジおよびＬＯＳ角と慣性空間に対する姿勢を精
度よく制御できることになる。このような制御は宇宙機
本体１がターゲットに比較的遠方から接近する場合や、
ターゲットのまわりを周回飛行する際に必要となるもの
である。

【００８０】なお、前記実施例４ではターゲットに対す
るレンジとＬＯＳ角を近傍センサ１０で検出する場合を
示したが、別のセンサ（例えばランデブレーダ）によっ
てこれらの量を検出してもよい。また慣性空間に対する
姿勢をジャイロ１１の出力から推定する場合を示した
が、地球センサや太陽センサで慣性空間に対する姿勢を
直接検出してもよい。また高周波域での制御ゲインを低
減するために、得られた宇宙機本体１に対する制御入力
をローパスフィルタに通してもよい。またターゲットの
動きがあまり速くない場合にはフィードフォワード演算
部９を省略することもできる。

【００８１】実施例５．次に、この発明の実施例５を図について説明する。図５
はこの発明の一実施例を示すもので、上記実施例４にお
いて、宇宙機本体１が慣性空間のある面の上でターゲッ
トのまわりを周回飛行するときの姿勢目標値発生部６
を、計算機内部でソフトウェアによって実現するときの
フローチャートである。

【００８２】次に動作について説明する。まずステップ
ＳＴ１で宇宙機本体１の目標角速度（これをω_dとす
る）の値を設定する。この目標角速度ω_dはベクトル量
で、慣性空間において一定値となるように設定すればよ
い。次にステップＳＴ２で宇宙機本体１の目標姿勢（こ
れをＵ_dとする）の初期値を設定する。この目標姿勢Ｕ
_dは宇宙機本体１の姿勢Ｕと同様の行列で、その初期値
には例えば、その時点における宇宙機本体１の慣性空間
における姿勢を用いる。次にステップＳＴ３で宇宙機本
体１の目標姿勢Ｕ_dを更新する。この更新には（１３）
式と同様の次の（１４）式で示す関係式を用いる。

【００８３】＊Ｕ_d＝ω_d×Ｕ_d （１４）

【００８４】次にステップＳＴ４で宇宙機本体１の目標
姿勢Ｕ_dを出力する。Ｕ_dは９つの成分があるが、姿勢
制御演算部７では宇宙機本体１の目標姿勢Ｕ_dと宇宙機
本体１の姿勢Ｕから３成分の独立な姿勢偏差を求めて姿
勢制御の演算を行うことになる。次にステップＳＴ５で
時間を更新してステップＳＴ３に戻る。

【００８５】このように姿勢目標値発生部６で宇宙機本
体１の目標角速度と目標姿勢を出力すれば、姿勢制御系
の働きによって、宇宙機本体１は慣性空間に対してその
姿勢が一定角速度で回転するように制御される。一方、
位置目標値発生部３では宇宙機本体１のターゲットに対
するレンジおよびＬＯＳ角が一定になるように目標値を
発生し、位置制御系によりフィードバック制御を行う。

【００８６】その結果として宇宙機本体１がターゲット
に対する距離と向きを一定に保ったまま、慣性空間のあ
る面の上でターゲットのまわりを周回するという制御が
実現できる。その際、宇宙機本体１の慣性空間における
位置を検出するようなセンサ（例えば加速度センサとそ
の積分器）などは必要としない。

【００８７】実施例６．次に、この発明の実施例６を図について説明する。図６
はこの発明の一実施例を示すもので、前記実施例４にお
いて、宇宙機本体１がターゲットのまわりを周回飛行し
て、しかもその周回面が慣性空間上で回転するように制
御するときの姿勢目標値発生部６を、計算機内部でソフ
トウェアによって実現するときのフローチャートであ
る。

【００８８】次に動作について説明する。まずステップ
ＳＴ６で宇宙機本体１の周回面の回転角速度（これをω
_rとする）を設定する。この周回面の回転角速度ω_rは
ベクトル量で、慣性空間において一定値となるように設
定すればよい。次にステップＳＴ７で宇宙機本体１の目
標角速度（これをω_dとする）の初期値を設定する。こ
の目標角速度ω_dもベクトル量で、その初期値には例え
ば、その時点における宇宙機本体１の角速度を用いる。
次にステップＳＴ８で宇宙機本体１の目標姿勢（これを
Ｕ_dとする）の初期値を設定する。この目標姿勢Ｕ_dは
宇宙機本体１の姿勢Ｕと同様の行列で、その初期値には
例えば、その時点における宇宙機本体１の慣性空間にお
ける姿勢を用いる。次にステップＳＴ９で宇宙機本体１
の目標角速度ω_dを更新する。この更新には次の（１
５）式を用いる。

【００８９】＊ω_d＝ω_r×ω_d （１５）

【００９０】ただし、上式では＊ω_dはω_dの慣性空間
における時間微分を表し、×は両者のベクトル積を意味
している。次にステップＳＴ１０で宇宙機本体１の目標
姿勢Ｕ_dを更新する。この更新には上記実施例５で説明
した（１４）式を用いる。次にステップＳＴ１１で宇宙
機本体１の目標角速度ω_dを出力し、ステップＳＴ１２
で宇宙機本体１の目標姿勢Ｕ_dを出力する。Ｕ_dは９つ
の成分があるが、姿勢制御演算部７では宇宙機本体１の
目標姿勢Ｕ_dと宇宙機本体１の姿勢Ｕから３成分の独立
な姿勢偏差を求めて姿勢制御の演算を行うことになる。
次にステップＳＴ１３で時間を更新してステップＳＴ９
に戻る。

【００９１】上記のように姿勢目標値発生部６で宇宙機
本体１の目標角速度と目標姿勢を出力すれば、姿勢制御
系の働きによって、宇宙機本体１はその角速度が慣性空
間で回転するように制御される。一方、位置目標値発生
部３では宇宙機本体１のターゲットに対するレンジおよ
びＬＯＳ角が一定になるように目標値を発生し、位置制
御系によりフィードバック制御を行う。

【００９２】その結果として宇宙機本体１がターゲット
に対する距離と向きを一定に保ったまま、ターゲットの
まわりを周回し、その周回面が慣性空間において一定角
速度で回転するという制御が実現できる。すなわち宇宙
機本体１はターゲットのまわりをくまなく周回すること
ができる。その際宇宙機本体１の慣性空間における位置
を検出するようなセンサ（たとえば加速度センサとその
積分器）などは必要としない。

【００９３】実施例７．次に、この発明の実施例７を図について説明する。図７
はこの発明の一実施例によるスラスタ制御方法を示す構
成図で、相当部分には図１と同一符号を付してその説明
を省略する。図において、２３は図１に示した、位置目
標値発生部３、位置制御演算部４、姿勢目標値発生部
６、姿勢制御演算部７、非干渉化演算部８、フィードフ
ォワード演算部９を含み、制御則を実行する制御部であ
り、２４は図１の位置検出器２や姿勢検出器５などの、
近傍センサ１０等による航法センサである。また、図８
はスラスタ選択部１６にてスラスタ分配を行う際のスラ
スタ選択則を示す説明図であり、この場合、相殺・置換
噴射パターンを適用したパターンマッチングが用いられ
ている。

【００９４】次に動作について説明する。航法センサ２
４は近傍センサ１０などを用いて宇宙機本体１の位置、
姿勢、速度、角速度を推定し、その推定結果を航法信号
として出力する。制御部２３はこの航法センサ２４から
受け取った航法信号を誘導信号と比較して、宇宙機本体
１の位置、姿勢、速度、角速度が所望の値をとるために
必要な制御力・トルクを制御則に従って算出し、それを
制御信号ｂとしてスラスタ選択部１６に出力する。な
お、この制御信号ｂはベクトル量である。スラスタ選択
部１６は制御部２３から制御信号ｂを受け取ると、必要
な制御力・トルクを合力として生成するように、スラス
タ選択則に従ってスラスタ分配を行い、デューティー比
ベクトルｘをスラスタモジュレータ１７に出力する。こ
こで、各スラスタ１８はパルス的な力しか発生できない
ので、スラスタモジュレータ１７はスラスタ１８の噴射
間隔の粗密をスラスタ弁の開閉で調整し、デューティー
比ベクトルｘに相当するスラスタ量を生成する。

【００９５】次に、このスラスタ選択部１６の内部動作
について説明する。まず、制御部２３から制御信号ｂを
受け取り、ルックアップテーブルに従ってデューティー
比ベクトルｘを求める。このｘが「ルール適用前のｘ」
である。

【００９６】次に設計時に予め作成した相殺・置換噴射
パターンを適用する。相殺噴射パターンがｘの中に含ま
れる場合には、図８において右下がりハッチングで示す
ように、マッチングできる部分を削除する（＝相殺噴射
ロジック）。置換噴射パターンがｘの中に含まれる場合
には、図８において左下がりハッチングで示すように、
マッチングできる部分をより噴射量の少ない別のパター
ンで置き換える（＝置換噴射ロジック）。このような手
順を、当てはまるパターンがなくなるまで、あるいは適
当な回数繰り返した後、得られるｘが「ルール適用後の
ｘ」である。

【００９７】なお、この実施例７では説明上スラスタ１
８の本数を１４本とし、パターンマッチングを２回行っ
ているが、スラスタ１８の本数やパターンマッチングの
回数は特に限定されるものではない。またここでは「ル
ール適用前のｘ」を求めるのにルックアップテーブルを
用いているが、「ルール適用前のｘ」を求める方法も特
に限定されるものではない。

【００９８】実施例８．次に、この発明の実施例８を図について説明する。図９
はこの発明の一実施例によるスラスタ制御方法におけ
る、相殺・置換噴射パターンをマッチングするアルゴリ
ズムを示すフローチャートである。ステップＳＴ２１か
らステップＳＴ３３はフローチャートにおける各ブロッ
クで、ステップＳＴ２１が始点、ステップＳＴ３３が終
点である。

【００９９】次に動作について説明する。なお、ここで
はパターンの総数をｍ、スラスタ１８の本数をｎとす
る。まず、ステップＳＴ２１において初期設定が行わ
れ、マッチングを行うパターン番号ｋを０とする。次に
ステップＳＴ２２でそのパターン番号ｋを１増やす。ス
テップＳＴ２３では、すべてのパターンについてマッチ
ングの適否を試みたかどうか判定する。ｋ＞ｍならばス
テップＳＴ３１に、ｋ≦ｍならばステップＳＴ２４に進
む。ステップＳＴ２４では、ｋ番目の相殺・置換噴射パ
ターンλ_kがｘに適用できるかどうかチェックするため
の初期値設定を行う。すなわち、λ_kのｘへの適合度α
_kとマッチングを行う要素ｊを０とする。なお、このλ
_kはベクトル量である。

【０１００】次に、ステップＳＴ２５に進んでマッチン
グを行う要素番号ｊを１増やした後、ステップＳＴ２６
に進んでλ_kのすべての要素についてマッチングを行っ
たかどうか判定する。ｊ≦ｎならステップＳＴ２７に進
み、ｊ＞ｎならステップＳＴ２２に戻る。ステップＳＴ
２７では、λ_kのｊ番目の要素λ_k（ｊ）について正か
否かを判定する。正であればｋ番目の相殺・置換噴射パ
ターンλ_kを適用するにはｘのｊ番目の要素についても
正であることが必要になるので、それを判定するために
ステップＳＴ２８に進み、それ以外はステップＳＴ２５
に戻る。ステップＳＴ２８では、ｘのｊ番目の要素ｘ
（ｊ）について正か否かを判定する。正であればステッ
プＳＴ２９に進み、正でなければｋ番目の相殺・置換噴
射パターンλ_kをｘにマッチングすることはできないの
で次のルールを試すためにステップＳＴ２２に戻る。

【０１０１】次にステップＳＴ２９とＳＴ３０におい
て、ｋ番目の相殺・置換噴射パターンλ_kのｘへの適合
度α_kを求める。α_kは、ｘ−α_kλ_kを計算したとき
にすべての要素が非ゼロを満たす最も大きな正数であ
る。アルゴリズム上、λ_k（ｊ）≠０を満たす全てのｊ
についてｘ（ｊ）とλ_k（ｊ）の比を求めたときにその
最小値をα_kとおくことと等価である。また、λ
_k（ｊ）のｊを１からｎまで加算した値が１となるよう
にスケーリングを行っているので、適合度α_kの値は相
殺・置換噴射パターンλ_kをｘに適用した場合に期待さ
れる合計噴射量の減少分に等しい。

【０１０２】また、前記ステップＳＴ３１では、α_kの
最大値を与えるｋ＝ｋ_maxを求める。これは合計噴射量
の減少分を最大にするパターンを求めることに相当す
る。次にステップＳＴ３２において、ｋ_max番目の相殺
・置換噴射パターンをｘに適用し合計噴射量を削減して
いる。その後、ステップＳＴ３３に進んで一連の処理を
終了する。

【０１０３】このように、噴射パターンとしては相殺と
置換の２通り存在するが、パターンを記述するときに符
号を利用して相殺と置換の２つのパターンを区別してい
るので、パターンマッチングを行うときには、相殺と置
換の計算上の区別無く同じように実行することができ
る。なお、図９において説明上パターンマッチングを１
回行ったが、回数に制限を加えるものではない。計算機
負荷などを考慮して、例えば２〜３回のように回数を固
定してパターンマッチングを行う方法、期待される合計
噴射量の減少量がある閾値以下になるまでパターンマッ
チングを行う方法などがこの実施例８の変形である。

【０１０４】実施例９．次に、この発明の実施例９を図について説明する。図１
０はこの発明の一実施例によるスラスタ制御方法におけ
る、相殺・置換噴射パターンを抽出するアルゴリズムを
示すフローチャートである。ステップＳＴ４１からステ
ップＳＴ５５は流れ図における各ブロックで、ステップ
ＳＴ４１が始点、ステップＳＴ５５が終点である。

【０１０５】次に動作について説明する。ここでもスラ
スタ１８の本数をｎとする。まずステップＳＴ４１にて
スラスタ１８の組み合わせ本数ｍの初期値設定を行う。
次にステップＳＴ４２でｎ本のスラスタ１８の中からｍ
本のスラスタ１８の組み合わせを考える場合の初期値設
定を行い、パターン番号ｋを０とした後、ステップＳＴ
４３でｎ本のスラスタ１８の中から重複を許さないでｍ
本の組み合わせを作る。なお、選択されたスラスタ１８
の番号を｛ｉ₁，ｉ₂，・・・，ｉ_m｝とする。

【０１０６】次にステップＳＴ４４において、ステップ
ＳＴ４３で選択したスラスタ１８の組｛ｉ₁，ｉ₂，・
・・，ｉ_m｝の中に、すでに相殺・置換噴射パターンと
してリストに登録されたスラスタ１８の組を含んでいる
かどうかを調べる。含む場合はステップＳＴ５２へ、含
まない場合はステップＳＴ４５にそれぞれ進む。ステッ
プＳＴ４５では、各スラスタ｛ｉ₁，ｉ₂，・・・，ｉ
_m｝が生成する制御力・トルクを表すベクトルａ_i1，ａ
_i2，・・・，ａ_imを並べてスラスタ行列Ａ_mを構成す
る。なお、このスラスタ行列Ａ_mの次元は６×ｍであ
る。

【０１０７】次にステップＳＴ４６において、スラスタ
行列Ａ_mの固有値を求めた後、ステップＳＴ４７に進
む。ステップＳＴ４７では、ステップＳＴ４６で求めた
Ａ_mの固有値のなかに０が存在するかどうかを判定す
る。０が存在するならばステップＳＴ４８へ、０が存在
しないならばステップＳＴ５２へ進む。ステップＳＴ４
８では、０固有値に対応する固有ベクトルλ₀を求め
る。

【０１０８】ここで、スラスタ１８の噴射パターンに
「無駄」があるということは、その「無駄」なスラスタ
１８の組が新たな制御力・トルク成分を生じていないと
いうことと等価であり、そのようなスラスタ１８の組み
合わせが１次従属の関係にあるということである。従っ
てスラスタ１８が１次従属の関係にあるとき、次の（１
６）式となるような係数ベクトルｅ（ｅ₁，ｅ₂，・・
・，ｅ_m）が存在する。

【０１０９】ｅ₁ａ_i1＋ｅ₂ａ_i2＋・・・＋ｅ_mａ_im＝０（１６）

【０１１０】ここで、この係数ベクトルｅは相殺・置換
噴射パターンを表すデューティー比ベクトルである。一
方、これは０固有ベクトルの定義でもある。すなわちス
ラスタ行列Ａ_mの０固有ベクトルλ₀について次の（１
７）式が成り立つ。

【０１１１】Ａ_mλ₀＝０（１７）

【０１１２】この（１７）式を展開すると次の（１８）
式が得られ、従って０固有ベクトルとｅとはスケーリン
グを除けば同じものである。

【０１１３】 λ₀（１）ａ_i1＋λ₀（２）ａ_i2＋・・・＋λ₀（ｍ）ａ_im＝０（１８）

【０１１４】次にステップＳＴ４９において、非ゼロ成
分の符号で、固有ベクトルλ₀が相殺噴射パターンに対
応するか、置換噴射パターンに対応するかを判別する。
λ₀の非ゼロ成分がすべて同符号である場合はステップ
ＳＴ５０に、同符号ではない場合はステップＳＴ５１に
進む。このステップＳＴ５０，ＳＴ５１では次の（１
９）式によりλ₀をスケーリングする。

【０１１５】

【数４】

【０１１６】次にステップＳＴ５２で、スラスタ１８を
ｍ本選ぶ場合の組み合わせｎＣｍ通りをすべてチェック
したかどうかを判定する。チェックを終えた場合はステ
ップＳＴ５３に進み、終えていない場合はステップＳＴ
４３に戻る。ステップＳＴ５３では、スラスタ１８の組
み合わせ本数ｍを１本増やした後、ステップＳＴ５４に
進む。ステップＳＴ５４では、スラスタ１８の組み合わ
せ本数ｍと成分数６との大小関係を比較し、ｍが６以下
の間はステップＳＴ４２に戻ってパターンのチェックを
続ける。ｍが６を越えたときはステップＳＴ５５に進み
一連の処理を終了する。

【０１１７】実施例１０．次に、この発明の実施例１０を図について説明する。図
１１はこの発明の他の実施例によるスラスタ制御方法に
おける、相殺・置換噴射パターンをマッチングするアル
ゴリズムを示すフローチャートである。ステップＳＴ２
１〜ＳＴ３０、およびステップＳＴ３２〜ＳＴ３５はフ
ローチャートにおける各ブロックで、ステップＳＴ２１
が始点、ステップＳＴ３３が終点である。なお、ステッ
プＳＴ３５は、残燃料・噴射ガスによるターゲットへの
外乱や汚染などを考慮にいれた噴射パターン毎の重み付
けｗのデータベースである。

【０１１８】次に動作について説明する。ここで、図９
と共通する部分の説明は省略する。ステップＳＴ３４で
は、ｗ_k×α_kの最大値を与えるとｋ＝ｋ_maxを求め
る。このような重み付けｗ_kを用いることで、単に合計
噴射量だけでなく残燃料や噴射ガスによるターゲットへ
の外乱や汚染などを考慮しつつより望ましいスラスタ１
８の分配を実現することができる。ｗ_kの作成方法とし
ては、例えば＃１３と＃１４のスラスタ１８の使用がタ
ーゲットへの外乱を大きくするという意味で好ましくな
いとき、＃１３と＃１４のスラスタ１８の噴射量を減少
するような相殺・置換ルールの重みｗ_kを大きくすると
いうことが考えられる。

【０１１９】実施例１１．次に、この発明の実施例１１を図について説明する。図
１２はこの発明の一実施例によるスラスタ制御方法にお
けるスラスタ選択部１６のスラスタ選択則を示す説明図
である。この実施例１１におけるスラスタ選択部１６
は、スラスタ１８の故障時に置換噴射パターンを適用す
る機能冗長性を特徴とする、図１２に示したスラスタ選
択則に従ってスラスタ分配を行うものである。

【０１２０】次に動作について説明する。スラスタ選択
部１６は、制御部２３から受け取った制御信号ｂに対し
て、ルックアップテーブルを参照してデューティー比ベ
クトルｘを生成する。これが「ルール適用前のｘ」であ
る。ここで説明上、＃１３のスラスタが故障して使えな
いとする。「ルール適用前のｘ」のままでは、＃１３の
スラスタの使用を前提としているため、まず故障時の置
換噴射パターンを適用する。すなわち、＃１３のスラス
タに分配された制御力・トルクと合力として同じものを
生成するスラスタ分配で置き換える。図１２において
は、＃９のスラスタと＃１２のスラスタで＃１３のスラ
スタの代替をする。こうして得られた「故障時の置換噴
射パターンの適用後のｘ」について、＃１３のスラスタ
を含まない「相殺・置換噴射パターン」を適用し合計噴
射量を減少させる。最終的に得られるｘを、「ルール適
用後のｘ」としてスラスタモジュレータ１７に出力す
る。

【０１２１】実施例１２．次に、この発明の実施例１２を図について説明する。図
１３はこの発明の一実施例によるスラスタ制御方法にお
ける、故障時の置換噴射パターンを設計時に構成するア
ルゴリズムを示すフローチャートである。ステップＳＴ
６１からステップＳＴ６９は流れ図における各ブロック
で、ステップＳＴ６１が始点、ステップＳＴ６９が終点
である。また、図１４はステップＳＴ６３における行列
Ａ_iの作成の概念を示す説明図である。

【０１２２】次に動作について説明する。まずステップ
ＳＴ６１において、スラスタ１８の番号ｉを１に初期値
設定する。なお、この場合もスラスタ１８の本数をｎと
する。また、各スラスタ１８の最大推力の大きさに比例
して重み付けベクトルｃの値を設定する。次にステップ
ＳＴ６２に進んで、ｉ番目のスラスタ１８をデューティ
ー比１で噴射したときに生成される制御力・トルクａ_i
を、目標制御力・トルクｂに代入する。次に、ステップ
ＳＴ６３において、スラスタ行列Ａの＃ｉのスラスタに
対応する要素ａ_iを、図１４に示すようにすべて０に置
き換えて行列Ａ_iを作る。この操作は、＃ｉのスラスタ
が故障したとき制御力・トルクを発生できないことに対
応する。

【０１２３】次にステップＳＴ６４に進み、＃ｉのスラ
スタと同じ制御力・トルクを合力として生成するような
他のスラスタの組み合わせの中で、最も合計噴射量の小
さい解μ_iを線形計画法により求める。なお、このμ_i
はベクトル量である。次にステップＳＴ６５において、
請求項９に記載した発明に係る置換・相殺噴射パターン
と同じデータ形式にするために、符号を反転し、μ_iの
ｉ番目の要素に１を代入する。次にステップＳＴ６６で
ｉをインクリメントして、次の＃（ｉ＋１）のスラスタ
に移る。ステップＳＴ６７では、すべてのスラスタ１８
について故障時の置換噴射パターンを求めたかどうか判
定し、ｉ≦ｎの場合にはステップＳＴ６２に戻り、ｉ＞
ｎの場合にはステップＳＴ６８に進む。ステップＳＴ６
８では、得られた故障時の置換噴射パターン｛μ₁，・
・・，μ_n｝をテーブル化した後、ステップＳＴ６９で
終了する。

【０１２４】なお説明上、図１３においてμ_iは故障し
た＃ｉのスラスタのデューティー比１の噴射量に対応し
ているが、ステップＳＴ６８において次の（２０）式の
ようにスケーリングする方法もある。

【０１２５】

【数５】

【０１２６】実施例１３．次に、この発明の実施例１３を図について説明する。図
１５はこの発明の一実施例によるスラスタ制御方法にお
けるスラスタ選択則を示す説明図であり、図１６はその
ベクトルｂとスラスタ行列Ａの分割を示す説明図であ
る。この実施例１３におけるスラスタ選択部１６は、線
形計画法を運用時に用いることを特徴とする、図１５に
示したスラスタ選択則に従ってスラスタ１８の分配を行
うものである。

【０１２７】次に動作について説明する。スラスタ選択
部１６は制御部２３から受け取った制御信号ｂをまず２
つのベクトルｂ₁とｂ₂に分割する。なお説明上、ｂ₁
を制御力３成分、ｂ₂を制御トルク３成分とする。この
ベクトルｂの分割に対応して、スラスタ行列ＡもＡ₁と
Ａ₂の２つの３×ｎ次元の部分行列に分割する。次に、
ｂ₁＝Ａ₁ｘ₁，ｂ₂＝Ａ₂ｘ₂のそれぞれの場合につ
いてデューティー比が０以上という拘束のもとに、それ
ぞれ合計噴射量が最小になるように線形計画法を実行す
る。このようにして得られた解ｘ₁とｘ₂を足し合わせ
て最終的なデューティー比ベクトルｘを得る。

【０１２８】なお、ベクトルｂの分割方法として、ｂの
各成分の絶対値の大きい順に３つ選んでｂ₁としその残
りをｂ₂とする方法や、ｂの各成分に対して求められる
制御精度の逆数を乗じて重み付けしてから絶対値の大き
い順に３つ選んでｂ₁としその残りをｂ₂とする方法も
ある。また、主要な３成分をｂ₁として線形計画法でｘ
₁を求め、残りの３成分をｂ₂としてテーブルルックア
ップでｘ₂を求め、これらを合わせるという方法もあ
る。これらの場合、図１６に示したように、ベクトルｂ
に合わせてスラスタ行列Ａも分割する。

【０１２９】実施例１４．次に、この発明の実施例１４を図について説明する。図
１７はこの発明の他の実施例によるスラスタ制御方法に
おけるスラスタ選択則を示す説明図であり、図１８はそ
のベクトルｂとスラスタ行列Ａの分割を示す説明図であ
る。この実施例１４におけるスラスタ選択部１６は、線
形計画法を運用時にスラスタが故障した場合に用いるこ
とを特徴とする、図１７に示したスラスタ選択則に従っ
てスラスタ１８の分配を行うものである。

【０１３０】次に動作について説明する。スラスタ選択
部１６は制御部２３から受け取った制御信号ｂをまず２
つのベクトルｂ₁とｂ₂に分割する。このベクトルｂの
分割に対応して、スラスタ行列ＡもＡ₁とＡ₂の２つの
３×ｎ次元の部分行列に分割する。ただし、ここでのＡ
は図１８に示すように、故障した＃ｉのスラスタに対応
する要素ａ_iをすべて０に置き換えた修正後のスラスタ
行列Ａを用いる。

【０１３１】次に、ｂ₁＝Ａ₁ｘ₁，ｂ₂＝Ａ₂ｘ₂の
それぞれの場合についてデューティー比が０以上という
拘束のもとに、それぞれの合計噴射量が最小になるよう
に線形計画法を実行する。このようにして得られた解ｘ
₁とｘ₂を足し合わせて最終的なデューティー比ベクト
ルｘを得る。従って、この実施例１４では前記実施例１
３と同様の構成で、スラスタ故障時の場合にも合計噴射
量を準最適にするようなスラスタ１８の分配を求めるこ
とができる。

【０１３２】実施例１５．次に、この発明の実施例１５を図について説明する。図
１９はこの発明の一実施例によるスラスタ選択部１６が
内蔵する噴射パターンデータベースを示す説明図であ
る。この実施例１５におけるスラスタ選択部１６は運用
時においてスラスタ１８が故障した場合に、スラスタ故
障時対応のルックアップテーブルに従って所望の制御力
・トルクを生成するための、図１９に示した噴射パター
ンデータベースを備え、それをスラスタ選択則としてス
ラスタ分配を行うものである。

【０１３３】次に動作について説明する。＃ｉのスラス
タに故障が発生して使えない場合、スラスタ選択部１６
は、制御部２３から受け取った制御信号ｂに対して内蔵
する噴射パターンデータベースの中から＃ｉのスラスタ
故障時のルックアップテーブルを選択し、所望の合力・
合トルクを生成するようなスラスタ１８の分配を行う。
また、図１９においては、説明の都合上スラスタ毎に故
障時のルックアップテーブルを用意する方法を説明した
が、実装する場合、正常時のルックアップテーブルと比
較して異なる部分のみテーブルとして用意すればよく、
この手法を用いれば必要メモリ容量が大幅に増加すると
いうことはない。

【０１３４】実施例１６．次に、この発明の実施例１６を図について説明する。図
２０は前記実施例１５における噴射パターンデータベー
スの各スラスタ故障時対応のルックアップテーブルを作
成するアルゴリズムを示す説明図である。

【０１３５】次に動作について説明する。ここでは説明
のため、＃ｋのスラスタ故障時対応のルックアップテー
ブルを作成するアルゴリズムを示す。なお、この場合も
スラスタ本数をｎとする。まずｉを１に初期設定して、
制御信号ｂのｉ番目の要素のみ１を代入し、１軸につい
て正の方向に単位量の力あるいはトルクを生成するよう
なスラスタ１８の分配の中で、合計噴射量が最小になる
ように線形計画法によりデューティー比ベクトルμ_iを
求める。Ａはスラスタ行列で６×ｎのサイズであり、Ａ
のｊ番目の列ベクトルａ_jは、ｊ番目のスラスタがデュ
ーティー比１で噴射した時に生成する制御力と制御トル
クの６成分から成る。この場合、＃ｋのスラスタが故障
したときのスラスタ行列の修正として示すように、＃ｋ
のスラスタに対応する要素ａ_kをすべて０に置き換え
る。また、重み付けベクトルｃはｎ次元ベクトルでここ
では説明のため全成分１とする。

【０１３６】次に、制御信号ｂのｉ番目の要素のみ−１
を代入し、１軸について負の方向に単位量の力あるいは
トルクを生成するようなスラスタ分配の中で、合計噴射
量が最小になるように線形計画法によりデューティー比
ベクトルη_iを求める。このようにデューティー比ベク
トルμ_iを求める操作の他にデューティー比ベクトルη
_iを求める操作が必要になるのは、スラスタ１８の噴射
方向が双方向ではなく片方向であるためである。また片
方向のため、０≦μ_i，０≦η_iが拘束条件である。

【０１３７】ここで、制御力・トルクは併せて６成分
（符号を考慮すると１２成分）であるため、ｉをインク
リメントしながら各軸について上記処理を実行する。全
ての軸に対する処理が終了すると、適当なスケーリング
を行った後μ_iとη_iを並べてルックアップテーブルＳ
を作成する。このスケーリングの方法として、生成され
る制御力・トルクが単位量になるようにスケーリングす
ることが考えられる。なお、各スラスタ１８の最大推力
が等しい場合には、重み付けベクトルｃは全て１でよい
が、最大推力が異なる場合には最大推力に比例した大き
さでベクトルｃを重み付けをする。

【０１３８】実施例１７．次に、この発明の実施例１７を図について説明する。図
２１はこの発明の他の実施例におけるスラスタ制御方法
におけるスラスタ選択則を示す説明図である。この実施
例１７におけるスラスタ選択部１６は、運用時において
スラスタ１８が故障した場合に、スラスタ故障時対応の
ルックアップテーブルに従って所望の制御力・トルクを
生成することを特徴とする、図２１に示したスラスタ選
択則に従ってスラスタ分配を行うものである。

【０１３９】次に動作について説明する。スラスタ選択
部１６は、制御部２３から受け取った制御信号ｂに対し
て、正常時のルックアップテーブルを参照してデューテ
ィー比ベクトルｘを生成する。これが「置換前のｘ」で
ある。なお説明上、＃１３のスラスタが故障して使えな
いものとする。この「置換前のｘ」のままでは＃１３の
スラスタの使用を前提としているため、＃１３のスラス
タ故障時の置換テーブル（ルックアップテーブル）を参
照し、＃１３のスラスタに分配された制御力・トルクと
合力として同じものを生成するスラスタ１８の分配で置
き換える。こうして得られた「置換後のｘ」をスラスタ
モジュレータ１７に出力する。

【０１４０】なお、この実施例１７は、合計噴射量の準
最適化をあきらめる代わりに必要メモリ容量および演算
量を最低限に抑えることを実現する方法であり、実施例
１１において「相殺・置換噴射パターン」を適用しない
場合に該当する。

【０１４１】実施例１８．次にこの発明の実施例１８を図について説明する。図２
２はこの発明の一実施例によるスラスタ制御方法におけ
るスラスタ１８の冗長本数を配置箇所によって増減する
アルゴリズムを示すフローチャートである。ステップＳ
Ｔ７１からステップＳＴ８０はフローチャートにおける
各ブロックで、ステップＳＴ７１が始点、ステップＳＴ
８０が終点である。

【０１４２】次に動作について説明する。まずステップ
ＳＴ７１でｉを１に初期値設定する。なお、この場合も
スラスタ１８の本数をｎとする。また、各スラスタ１８
の最大推力の大きさに比例して重み付けベクトルｃの値
を設定する。次にステップＳＴ７２に進んで、ｉ番目の
スラスタがデューティー比１で噴射したときに生成する
制御力・トルクａ_iを、目標制御力・トルクｂに代入す
る。次にステップＳＴ７３において、スラスタ行列Ａに
おいて＃ｉのスラスタに対応する要素ａ_iを、図１４に
示すようにすべて０に置き換えて行列Ａ_iを作る。この
操作は＃ｉのスラスタが故障したとき制御力・トルクを
発生できないことに対応する。

【０１４３】次にステップＳＴ７４に進み、＃ｉのスラ
スタと同じ制御力・トルクを合力として生成するような
他のスラスタの組み合わせの中で、最も合計噴射量の小
さい解μ_iを線形計画法により求める。次にステップＳ
Ｔ７５において、請求項９に記載した発明に係る置換・
相殺噴射パターンと同じデータ形式にするために、符号
を反転し、μ_iのｉ番目の要素に１を代入する。次にス
テップＳＴ７６でｉをインクリメントして次のスラスタ
１８に移る。ステップＳＴ７７では、すべてのスラスタ
１８について故障時の置換噴射パターンを求めたかどう
か判定し、ｉ≦ｎの場合にはステップＳＴ７２に戻り、
ｉ＞ｎの場合にはステップＳＴ７８に進む。

【０１４４】ステップＳＴ７８では、スラスタ１８の冗
長本数を定める指標として２つのパラメータを算出す
る。すなわち、「合計噴射量の増分」と「置き換えに必
要なスラスタ本数」である。この合計噴射量の増分はμ
_i（ｊ）のｊを１からｎまで合算した値として、また置
き換えに必要なスラスタ本数はμ_i（ｊ）＞０を満たす
１〜ｎの中のｊの個数として与えられる。次にステップ
ＳＴ７９では、ステップＳＴ７８で求めた指標の大きい
順に冗長本数を優先的に割り当てて、その後ステップＳ
Ｔ８０で一連の処理を終了する。

【０１４５】またこの実施例１８の変形として、ステッ
プＳＴ７８で得られる難しさがスラスタ１８によってば
らつきが少ないことを、スラスタ１８の配置の良否の判
断指標に用いる方法がある。

【０１４６】

【発明の効果】以上のように、請求項１に記載の発明に
よれば、位置目標値と位置検出器の偏差から位置制御系
を構成し、同様に姿勢目標値と姿勢検出器の偏差から姿
勢制御系を構成し、両者の操作量のダイナミクス上の干
渉を非干渉化演算により取り除き、さらに目標値および
検出器出力からフィードフォワード演算により、目標値
のもつ加速度分やダイナミクス上発生する慣性力を補償
するように構成したので、位置制御系の制御量が質量中
心位置でなくても位置制御系と姿勢制御系を独立に構成
することができ、位置制御系の制御量を選ぶ自由度が増
すとともに制御量に対する検出器誤差の影響も少なくす
ることができるという効果がある。

【０１４７】また、請求項２に記載の発明によれば、さ
らにフィードフォワード演算によって、ダイナミクス上
の慣性力をあらかじめ補償するように構成したので、目
標値に対する追従特性など制御系の特性を向上させるこ
とができるという効果がある。

【０１４８】また、請求項３に記載の発明によれば、位
置検出器に宇宙機とターゲットとの間の距離（レンジ）
および宇宙機がターゲットを見込む角（ＬＯＳ角）を検
出するセンサを用い、姿勢検出器に宇宙機の慣性空間に
対する姿勢を検出するセンサを用い、宇宙機とターゲッ
トとの間のレンジおよびＬＯＳ角と宇宙機の慣性空間に
おける姿勢とを独立に制御するように構成したので、宇
宙機が慣性空間に対する姿勢を一定に保ちながら、ター
ゲットの方を向いてターゲットに接近するような制御を
精度よく実行できるという効果がある。

【０１４９】また、請求項４に記載の発明によれば、ス
ラスタ制御方法におけるスラスタ選択問題において相殺
・置換噴射パターンをマッチングさせて合計噴射量を減
少する方向にデューティー比ベクトルｘを修正するよう
に構成したので、比較的少ない計算量で効率的なスラス
タ分配を実現できる効果がある。

【０１５０】また、請求項５に記載の発明によれば、ス
ラスタ制御方法におけるスラスタ選択の相殺・置換噴射
パターンを符号で区別しかつ適切なスケーリングを行う
ように構成したので、デューティー比ベクトルとｘとパ
ターンのマッチングが容易になる効果がある。

【０１５１】また、請求項６に記載の発明によれば、ス
ラスタ制御方法におけるスラスタ選択則に、スラスタ故
障時の置換噴射ロジックを適用するように構成したの
で、ソフトウェアでスラスタの機能冗長性を確保しかつ
合計噴射量の増加を最低限に抑えることができる効果が
ある。

【０１５２】また、請求項７に記載の発明によれば、ス
ラスタ制御方法におけるスラスタ選択問題において６軸
成分を同時に解くのではなく３軸成分＋３軸成分に分け
て解くように構成したので、オンボードで線形計画法を
実行することが可能となり、その結果として合計噴射量
が小さいという意味でほぼ最適な解が得られる効果があ
る。

【０１５３】また、請求項８に記載の発明によれば、ス
ラスタ制御方法におけるスラスタ選択則に、正常時のル
ックアップテーブルの他にスラスタ故障時対応のテーブ
ルも用意するように構成したので、スラスタ故障時にも
故障していないスラスタを用いて所望の合力・合トルク
が少量の計算で容易に得られる効果がある。

【０１５４】また、請求項９に記載の発明によれば、他
のスラスタで置き換えることの難しいスラスタに優先的
に冗長本数を割り当てるように構成したので、スラスタ
の冗長性を確保しながら配備するスラスタの総重量を減
らすことができる効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施例１による宇宙機の制御装置
を示すブロック図である。

【図２】この発明の実施例２による宇宙機の制御装置
を示すブロック図である。

【図３】この発明の実施例３による宇宙機の制御装置
を示すブロック図である。

【図４】この発明の実施例４による宇宙機の制御装置
を示すブロック図である。

【図５】この発明の実施例５による姿勢目標値発生部
の処理のアルゴリズムを示すフローチャートである。

【図６】この発明の実施例６による姿勢目標値発生部
の処理のアルゴリズムを示すフローチャートである。

【図７】この発明の実施例７によるスラスタ制御方法
を示す構成図である。

【図８】上記実施例におけるスラスタ制御則を示す説
明図である。

【図９】この発明の実施例８による相殺・置換噴射パ
ターンのマッチングのアルゴリズムを示すフローチャー
トである。

【図１０】この発明の実施例９による相殺・置換噴射
パターンの抽出のアルゴリズムを示すフローチャートで
ある。

【図１１】この発明の実施例１０による相殺・置換噴
射パターンのマッチングのアルゴリズムを示すフローチ
ャートである。

【図１２】この発明の実施例１１によるスラスタ制御
部におけるスラスタ選択則を示す説明図である。

【図１３】この発明の実施例１２による故障時の置換
噴射パターンの抽出のアルゴリズムを示すフローチャー
トである。

【図１４】上記実施例における行列Ａ_iの作成概念を
示す説明図である。

【図１５】この発明の実施例１３によるスラスタ選択
部におけるスラスタ選択則を示す説明図である。

【図１６】上記実施例におけるベクトルｂとスラスタ
行列Ａの分割を示す説明図である。

【図１７】この発明の実施例１４によるスラスタ選択
部におけるスラスタ選択則を示す説明図である。

【図１８】上記実施例におけるベクトルｂとスラスタ
行列Ａの分割を示す説明図である。

【図１９】この発明の実施例１５によるスラスタ選択
部が内蔵する噴射パターンデータベースを示す説明図で
ある。

【図２０】この発明の実施例１６による噴射パターン
データベースのルックアップテーブルの抽出方法を示す
説明図である。

【図２１】この発明の実施例１７によるスラスタ選択
部におけるスラスタ選択則を示す説明図である。

【図２２】この発明の実施例１８によるスラスタ冗長
配置のアルゴリズムを示すフローチャートである。

【図２３】従来の宇宙機の制御装置を示すブロック図
である。

【図２４】従来のスラスタ制御方法を示す構成図であ
る。

【図２５】そのスラスタ配置を示す斜視図である。

【図２６】その各制御軸に対応するスラスタの噴射状
態を示す説明図である。

【符号の説明】

１宇宙機本体、２位置検出器、３位置目標値発生
部、４位置制御演算部、５姿勢検出器、６姿勢目
標値発生部、７姿勢制御演算部、８非干渉化演算
部、９フィードフォワード演算部、１０カメラタイ
プのセンサ（近傍センサ）、１１ジャイロ、１２推
定器、１３姿勢推定器、１６スラスタ選択部、１７
スラスタモジュレータ、１８スラスタ、１９宇宙
機ダイナミクス。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (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】位置と姿勢の６自由度を制御される宇宙
機の位置を検出する位置検出器と、前記宇宙機の位置の
目標値を発生する位置目標値発生部と、前記位置検出器
と位置目標値発生部の出力の偏差に基づいて、前記宇宙
機の位置を制御する演算を行う位置制御演算部と、前記
宇宙機の姿勢を検出する姿勢検出器と、前記宇宙機の姿
勢の目標値を発生する姿勢目標値発生部と、前記姿勢検
出器と姿勢目標値発生部の出力の偏差に基づいて、前記
宇宙機の姿勢を制御する演算を行う姿勢制御演算部と、
前記位置制御演算部および姿勢制御演算部の演算結果よ
りダイナミクス上の干渉を取り除く非干渉化演算部とを
備えた宇宙機の制御装置。
【請求項２】前記位置検出器、位置目標値発生部、姿
勢検出器および姿勢目標値発生部の出力に基づいて、前
記宇宙機の位置と姿勢の目標値の加速度およびダイナミ
クス上の慣性力をあらかじめ補償するフィードフォワー
ド演算部を設けたことを特徴とする請求項１に記載の宇
宙機の制御装置。
【請求項３】前記位置検出器が、前記宇宙機とターゲ
ットとの距離および前記宇宙機がターゲットを見込む角
を検出するものであり、前記姿勢検出器が、前記宇宙機
の慣性空間における姿勢を検出するものであることを特
徴とする請求項１または２に記載の宇宙機の制御装置。
【請求項４】制御演算によって求められた制御力・ト
ルクを生成するために、宇宙機に設けられている位置・
姿勢制御用のスラスタの選択、および噴射量の分配を行
って、その駆動を行うスラスタ制御方法において、まず
前記スラスタの選択と噴射量の分配をルックアップテー
ブルに基づいて行い、次に前記選択された各スラスタの
噴射による合力および合トルクが０となるような相殺噴
射パターンを取り除く相殺噴射ロジックや、同じ合力お
よび合トルクを生成するが合計噴射量が少なくて済むス
ラスタの噴射組合せに置き換える置換噴射ロジックを適
用して、より効率的な前記スラスタの噴射分配を行うこ
とを特徴とするスラスタ制御方法。
【請求項５】前記相殺噴射ロジックおよび置換噴射ロ
ジックを適用する際に、マッチングする相殺噴射パター
ンと置換噴射パターンの成分について、互いに反対の符
号で記述するとともに、前記符号に基づいて適切なスケ
ーリングを施すことを特徴とする請求項４に記載のスラ
スタ制御方法。
【請求項６】前記置換噴射ロジックにおいて、生成す
る合力・合トルクが等しいという意味で各スラスタを他
の残りのスラスタで置き換える、故障時置換噴射パター
ンを作成しておき、スラスタの故障時には前記故障時置
換噴射パターンに従って、故障したスラスタを正常なス
ラスタに置き換えることを特徴とする請求項４に記載の
スラスタ制御方法。
【請求項７】制御演算によって求められた制御力・ト
ルクを生成するために、宇宙機に設けられている位置・
姿勢制御用のスラスタの選択、および噴射量の分配を行
って、その駆動を行うスラスタ制御方法において、生成
すべき前記制御力・トルクを表す６軸成分を３軸成分と
３軸成分に分割して、オンボードで線形計画法を用いて
前記スラスタの噴射配分を求めることを特徴とするスラ
スタ制御方法。
【請求項８】前記スラスタの選択および噴射量の分配
のためのルックアップテーブルの他に、スラスタ故障時
対応のルックアップテーブルも用意し、前記スラスタの
故障時には前記スラスタ故障時対応のルックアップテー
ブルを参照し、正常なスラスタを用いて所望の合力・合
トルクを得ることを特徴とする請求項４に記載のスラス
タ制御方法。
【請求項９】制御演算によって求められた制御力・ト
ルクを生成するために、宇宙機に設けられている位置・
姿勢制御用のスラスタの選択、および噴射量の分配を行
って、その駆動を行うスラスタ制御方法において、前記
各スラスタについて、他の残りのスラスタと置き換える
場合の合計噴射量を算出し、その度合の大きいスラスタ
について優先的に冗長本数を割り当てることを特徴とす
るスラスタ制御方法。