JP3529202B2 - 姿勢制御装置 - Google Patents
姿勢制御装置Info
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- JP3529202B2 JP3529202B2 JP21184495A JP21184495A JP3529202B2 JP 3529202 B2 JP3529202 B2 JP 3529202B2 JP 21184495 A JP21184495 A JP 21184495A JP 21184495 A JP21184495 A JP 21184495A JP 3529202 B2 JP3529202 B2 JP 3529202B2
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- Japan
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- orbit
- rotation rate
- spacecraft
- attitude control
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、人工衛星を含む
宇宙飛翔体に用いられる姿勢制御装置に関する。
宇宙飛翔体に用いられる姿勢制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】例えば人工衛星の軌道は、地球の幾何学
的形状の偏平により軌道面（昇交点赤径）が慣性空間に
固定されず、地軸まわりに回転する。そして、この際の
軌道面の回転レートは、衛星の軌道高度および軌道傾斜
角により一意に決定するものである。このため、一般に
観測衛星等においては、姿勢制御装置によって上記高度
および傾斜角を調整することにより、上記回転レートを
一定に保ち観測地点への太陽入射角を一定にしている。
的形状の偏平により軌道面（昇交点赤径）が慣性空間に
固定されず、地軸まわりに回転する。そして、この際の
軌道面の回転レートは、衛星の軌道高度および軌道傾斜
角により一意に決定するものである。このため、一般に
観測衛星等においては、姿勢制御装置によって上記高度
および傾斜角を調整することにより、上記回転レートを
一定に保ち観測地点への太陽入射角を一定にしている。
【０００３】ところで、上記姿勢制御装置は、地球セン
サ（ＥＳＡ：Earth Sensor Assembly ）の姿勢角信号
や、慣性基準装置（ＩＲＵ：Inertial Reference Unit
）のレート信号等に基づいて姿勢制御を行なってい
る。また、上記慣性基準装置のレート信号は、慣性空間
に対して求めたものであるため、衛星の軌道面内の運動
によるレート（軌道レート）と、当該軌道面そのものの
変化率（軌道面回転レート）とを含んでいる。このた
め、従来の姿勢制御装置では、上記軌道レートの補正を
実施して姿勢制御の精度を高めることにより、観測デー
タの精度の向上に寄与している。
サ（ＥＳＡ：Earth Sensor Assembly ）の姿勢角信号
や、慣性基準装置（ＩＲＵ：Inertial Reference Unit
）のレート信号等に基づいて姿勢制御を行なってい
る。また、上記慣性基準装置のレート信号は、慣性空間
に対して求めたものであるため、衛星の軌道面内の運動
によるレート（軌道レート）と、当該軌道面そのものの
変化率（軌道面回転レート）とを含んでいる。このた
め、従来の姿勢制御装置では、上記軌道レートの補正を
実施して姿勢制御の精度を高めることにより、観測デー
タの精度の向上に寄与している。
【０００４】しかしながら、このような軌道レートの補
正等を行なう従来の姿勢制御では、近時の観測データの
精度の向上の要請に対し、十分に応えることができなく
なってきている。このため、さらに高精度の姿勢制御を
行なうことができる新たな手法による姿勢制御装置が求
められている。
正等を行なう従来の姿勢制御では、近時の観測データの
精度の向上の要請に対し、十分に応えることができなく
なってきている。このため、さらに高精度の姿勢制御を
行なうことができる新たな手法による姿勢制御装置が求
められている。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】従来の姿勢制御装置で
は、近時の観測データの精度の向上の要請に十分に応え
ることができないという問題があった。
は、近時の観測データの精度の向上の要請に十分に応え
ることができないという問題があった。
【０００６】この発明は上記の問題を解決すべくなされ
たもので、従来の姿勢制御に比して高精度の姿勢制御を
行なうことが可能な姿勢制御装置を提供することを目的
とする。
たもので、従来の姿勢制御に比して高精度の姿勢制御を
行なうことが可能な姿勢制御装置を提供することを目的
とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、この発明に係る姿勢制御装置は、所定の軌道を飛
翔する宇宙飛翔体の略直交する３軸まわりについて、角
速度をレート信号として検出する角速度検出手段と、飛
翔体の飛翔する軌道面の回転レートを求め、この回転レ
ートに基づいて３軸まわりについての回転レートをそれ
ぞれ算出する軌道面回転レート算出手段と、この軌道面
回転レート算出手段の算出結果に基づき、各レート信号
に対して軌道面回転レートの成分を除去する補正演算処
理を行なう演算処理手段と、この演算処理手段の補正演
算処理結果に対して、当該宇宙飛翔体の軌道上の運動に
よる軌道レートの成分を除去する補正演算処理を行な
い、当該宇宙飛翔体の姿勢を制御する姿勢制御手段とを
具備して構成するようにした。
めに、この発明に係る姿勢制御装置は、所定の軌道を飛
翔する宇宙飛翔体の略直交する３軸まわりについて、角
速度をレート信号として検出する角速度検出手段と、飛
翔体の飛翔する軌道面の回転レートを求め、この回転レ
ートに基づいて３軸まわりについての回転レートをそれ
ぞれ算出する軌道面回転レート算出手段と、この軌道面
回転レート算出手段の算出結果に基づき、各レート信号
に対して軌道面回転レートの成分を除去する補正演算処
理を行なう演算処理手段と、この演算処理手段の補正演
算処理結果に対して、当該宇宙飛翔体の軌道上の運動に
よる軌道レートの成分を除去する補正演算処理を行な
い、当該宇宙飛翔体の姿勢を制御する姿勢制御手段とを
具備して構成するようにした。
【０００８】また、上記の目的を達成するために、この
発明に係る姿勢制御装置は、所定の軌道を飛翔する宇宙
飛翔体の略直交する３軸まわりについて、角速度をレー
ト信号として検出する角速度検出手段と、飛翔体の飛翔
する軌道面の回転レートを求め、この回転レートに基づ
いて３軸まわりについての回転レートをそれぞれ算出す
る軌道面回転レート算出手段と、この軌道面回転レート
算出手段の算出結果に基づき、各レート信号に対して軌
道面回転レートの成分の除去と、当該宇宙飛翔体の軌道
上の運動による軌道レートの成分の除去とを演算処理に
よって行なう演算処理手段と、この演算処理手段の補正
演算処理結果に基づいて当該宇宙飛翔体の姿勢を制御す
る姿勢制御手段とを具備して構成するようにした。
発明に係る姿勢制御装置は、所定の軌道を飛翔する宇宙
飛翔体の略直交する３軸まわりについて、角速度をレー
ト信号として検出する角速度検出手段と、飛翔体の飛翔
する軌道面の回転レートを求め、この回転レートに基づ
いて３軸まわりについての回転レートをそれぞれ算出す
る軌道面回転レート算出手段と、この軌道面回転レート
算出手段の算出結果に基づき、各レート信号に対して軌
道面回転レートの成分の除去と、当該宇宙飛翔体の軌道
上の運動による軌道レートの成分の除去とを演算処理に
よって行なう演算処理手段と、この演算処理手段の補正
演算処理結果に基づいて当該宇宙飛翔体の姿勢を制御す
る姿勢制御手段とを具備して構成するようにした。
【０００９】上記構成の姿勢制御装置によれば、角速度
検出手段にて検出したレート信号から、軌道レートおよ
び軌道面回転レートの成分を除去することによって、当
該衛星の正確な角速度のレート信号を検出して、高精度
の姿勢制御を行なうことを可能にしている。
検出手段にて検出したレート信号から、軌道レートおよ
び軌道面回転レートの成分を除去することによって、当
該衛星の正確な角速度のレート信号を検出して、高精度
の姿勢制御を行なうことを可能にしている。
【００１０】
【発明の実施の形態】以下、図面を参照して、この発明
の一実施形態について説明する。図１は、この発明の一
実施形態に係る姿勢制御装置の構成を示すもので、慣性
基準装置（ＩＲＵ）１００、補正データ算出部２００、
演算処理部３００、地球センサ（ＥＳＡ）４００および
姿勢制御部５００を備えている。
の一実施形態について説明する。図１は、この発明の一
実施形態に係る姿勢制御装置の構成を示すもので、慣性
基準装置（ＩＲＵ）１００、補正データ算出部２００、
演算処理部３００、地球センサ（ＥＳＡ）４００および
姿勢制御部５００を備えている。
【００１１】慣性基準装置１００は、慣性空間に対する
当該衛星の角速度を検出するもので、衛星機体軸（ロー
ル軸、ピッチ軸、ヨー軸）のそれぞれの軸方向について
の角速度をレート信号ωx ，ωy ，ωz として検出す
る。尚、これらのレート信号は、慣性空間に対して求め
たものであるため、当該衛星の軌道面内の運動による軌
道面回転レートを含んでいる。
当該衛星の角速度を検出するもので、衛星機体軸（ロー
ル軸、ピッチ軸、ヨー軸）のそれぞれの軸方向について
の角速度をレート信号ωx ，ωy ，ωz として検出す
る。尚、これらのレート信号は、慣性空間に対して求め
たものであるため、当該衛星の軌道面内の運動による軌
道面回転レートを含んでいる。
【００１２】補正データ算出部２００は、図２に示すよ
うな当該衛星の軌道面回転レートωOBT 、軌道傾斜角
ｉ、衛星軌道レートω0 （ω0 ＞０）および昇交点基準
位置タイマｔに基づいて、上記軌道面回転レートωOBT
のロール軸、ピッチ軸、ヨー軸のそれぞれの軸方向に対
する軌道面回転レートωOBTx，ωOBTy，ωOBTzを補正レ
ート信号として算出する。尚、Ωは昇交点赤径で、
ＸI ，ＹI ，ＺI は、それぞれ慣性系の座標軸を示す。
うな当該衛星の軌道面回転レートωOBT 、軌道傾斜角
ｉ、衛星軌道レートω0 （ω0 ＞０）および昇交点基準
位置タイマｔに基づいて、上記軌道面回転レートωOBT
のロール軸、ピッチ軸、ヨー軸のそれぞれの軸方向に対
する軌道面回転レートωOBTx，ωOBTy，ωOBTzを補正レ
ート信号として算出する。尚、Ωは昇交点赤径で、
ＸI ，ＹI ，ＺI は、それぞれ慣性系の座標軸を示す。
【００１３】このためには、予め軌道面回転レートω
OBT を示す軌道面回転ベクトルω→ OB T を衛星の各機体
軸成分（ロール、ピッチ、ヨー）に分解する。これは、
例えばピッチ成分ωOBTyについては、図３に示すよう
に、軌道面回転ベクトルω→ OBTを、ピッチ軸成分とロ
ール／ヨー軸成分に分解することによって、以下のよう
に定まる。
OBT を示す軌道面回転ベクトルω→ OB T を衛星の各機体
軸成分（ロール、ピッチ、ヨー）に分解する。これは、
例えばピッチ成分ωOBTyについては、図３に示すよう
に、軌道面回転ベクトルω→ OBTを、ピッチ軸成分とロ
ール／ヨー軸成分に分解することによって、以下のよう
に定まる。
【００１４】
【数１】
また、ロール成分ωOBTxおよびヨー成分ωOBTzについて
も同様に、ロール／ヨー軸成分を各軸方向に分解するこ
とによって以下のように定まる。
も同様に、ロール／ヨー軸成分を各軸方向に分解するこ
とによって以下のように定まる。
【００１５】
【数２】
【数３】
そして、補正データ算出部２００は、これらの式に、前
述の軌道面回転レートωOBT 、軌道傾斜角ｉ、衛星軌道
レートω0 および昇交点基準位置タイマｔを代入するこ
とにより、上述の補正レート信号ωOBTx，ωOBTy，ω
OBTzを算出する。なお、軌道面回転レートωOBT は、当
該衛星の軌道高度と軌道傾斜角ｉより一意に求まる。
述の軌道面回転レートωOBT 、軌道傾斜角ｉ、衛星軌道
レートω0 および昇交点基準位置タイマｔを代入するこ
とにより、上述の補正レート信号ωOBTx，ωOBTy，ω
OBTzを算出する。なお、軌道面回転レートωOBT は、当
該衛星の軌道高度と軌道傾斜角ｉより一意に求まる。
【００１６】演算処理部３００は、上記慣性基準装置１
００からのレート信号ωx ，ωy ，ωz から、これらの
信号にそれぞれ対応する上記補正データ算出部２００か
らの補正レート信号ωOBTx，ωOBTy，ωOBTzを減算し
て、ωx ´，ωy ´，ωz ´として出力する。したがっ
て、上記補正後の各レート信号ωx ´，ωy ´，ωz ´
は、以下のようになる。
００からのレート信号ωx ，ωy ，ωz から、これらの
信号にそれぞれ対応する上記補正データ算出部２００か
らの補正レート信号ωOBTx，ωOBTy，ωOBTzを減算し
て、ωx ´，ωy ´，ωz ´として出力する。したがっ
て、上記補正後の各レート信号ωx ´，ωy ´，ωz ´
は、以下のようになる。
【００１７】
【数４】
【数５】
【数６】
地球センサ４００は、地球を姿勢検出基準とする姿勢セ
ンサの一種で、地球の輪郭を大気の赤外放射から検知
し、当該衛星のロール軸、ピッチ軸および姿勢角を検出
する。
ンサの一種で、地球の輪郭を大気の赤外放射から検知
し、当該衛星のロール軸、ピッチ軸および姿勢角を検出
する。
【００１８】姿勢制御部５００は、前述の演算処理部３
００による補正後の各レート信号ωx ´，ωy ´，ωz
´に対して、従来より適用されている軌道レートω0 に
関する補正を行なったのち、この補正結果と上記地球セ
ンサ４００の検出結果に基づいて当該衛星の姿勢を決定
し、ガスジェット装置やフライホイール等の図示しない
駆動部を駆動させて当該衛星が所望の姿勢となるように
制御する。
００による補正後の各レート信号ωx ´，ωy ´，ωz
´に対して、従来より適用されている軌道レートω0 に
関する補正を行なったのち、この補正結果と上記地球セ
ンサ４００の検出結果に基づいて当該衛星の姿勢を決定
し、ガスジェット装置やフライホイール等の図示しない
駆動部を駆動させて当該衛星が所望の姿勢となるように
制御する。
【００１９】すなわち、この姿勢制御装置では、演算処
理部３００により、軌道レートω0と軌道面回転レート
ωOBT を含む慣性基準装置１００の出力する各レート信
号ωx ，ωy ，ωz に対して、補正データ算出部２００
にて算出した補正レート信号ωOBTx，ωOBTy，ωOBTzを
用いて減算処理を施し、上記軌道面回転レートωOBT成
分を除去し、なおかつ姿勢制御部５００にて軌道レート
ω0 に関する補正を行なって、当該衛星の正確な角速度
のレート信号を得ている。
理部３００により、軌道レートω0と軌道面回転レート
ωOBT を含む慣性基準装置１００の出力する各レート信
号ωx ，ωy ，ωz に対して、補正データ算出部２００
にて算出した補正レート信号ωOBTx，ωOBTy，ωOBTzを
用いて減算処理を施し、上記軌道面回転レートωOBT成
分を除去し、なおかつ姿勢制御部５００にて軌道レート
ω0 に関する補正を行なって、当該衛星の正確な角速度
のレート信号を得ている。
【００２０】したがって、上記構成の姿勢制御装置によ
れば、当該衛星の正確な角速度のレート信号に基づいて
高精度の姿勢制御を行なうことが可能となり、観測衛星
等においては観測データの精度の向上に寄与することが
できる。
れば、当該衛星の正確な角速度のレート信号に基づいて
高精度の姿勢制御を行なうことが可能となり、観測衛星
等においては観測データの精度の向上に寄与することが
できる。
【００２１】尚、この発明は上記実施形態に限定される
ものではない。例えば、上記実施形態では、従来より適
用されている軌道レートω0 に関する補正を、姿勢制御
部５００において実施しているが、演算処理部３００の
軌道面回転レートに関する補正よりも前段において実施
するようにしたり、あるいは演算処理部３００にて軌道
面回転レートに関する補正とともに実施するようにして
もよい。
ものではない。例えば、上記実施形態では、従来より適
用されている軌道レートω0 に関する補正を、姿勢制御
部５００において実施しているが、演算処理部３００の
軌道面回転レートに関する補正よりも前段において実施
するようにしたり、あるいは演算処理部３００にて軌道
面回転レートに関する補正とともに実施するようにして
もよい。
【００２２】その他、この発明の要旨を逸脱しない範囲
で種々の変形を施しても同様に実施可能であることはい
うまでもない。
で種々の変形を施しても同様に実施可能であることはい
うまでもない。
【００２３】
【発明の効果】以上述べたように、この発明によれば、
慣性基準装置からのレート信号に含まれる軌道レートお
よび軌道面回転レートの成分を除去することにより、人
工衛星等の宇宙飛翔体を従来の装置よりも高い精度で姿
勢制御することが可能な姿勢制御装置を提供できる。
慣性基準装置からのレート信号に含まれる軌道レートお
よび軌道面回転レートの成分を除去することにより、人
工衛星等の宇宙飛翔体を従来の装置よりも高い精度で姿
勢制御することが可能な姿勢制御装置を提供できる。
【図１】この発明に係る姿勢制御装置の実施の形態の一
例の構成を示すブロック回路図。
例の構成を示すブロック回路図。
【図２】衛星の軌道面と慣性座標の関係を説明するため
の図。
の図。
【図３】軌道面回転ベクトルと衛星の機体軸成分の関係
を説明するための図。
を説明するための図。
１００…慣性基準装置
２００…補正データ算出部
３００…演算処理部
４００…地球センサ
５００…姿勢制御部
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
B64G 1/24
B64G 1/36
Claims (3)
- 【請求項１】 所定の軌道を飛翔する宇宙飛翔体の略直
交する３軸まわりについて、角速度をレート信号として
検出する角速度検出手段と、 前記飛翔体の飛翔する軌道面の回転レートを求め、この
回転レートに基づいて前記３軸まわりについての前記回
転レートをそれぞれ算出する軌道面回転レート算出手段
と、 この軌道面回転レート算出手段の算出結果に基づき、前
記各レート信号に対して軌道面回転レートの成分を除去
する補正演算処理を行なう演算処理手段と、 この演算処理手段の補正演算処理結果に対して、当該宇
宙飛翔体の前記軌道上の運動による軌道レートの成分を
除去する補正演算処理を行ない、当該宇宙飛翔体の姿勢
を制御する姿勢制御手段とを具備したことを特徴とする
姿勢制御装置。 - 【請求項２】 所定の軌道を飛翔する宇宙飛翔体の略直
交する３軸まわりについて、角速度をレート信号として
検出する角速度検出手段と、 前記飛翔体の飛翔する軌道面の回転レートを求め、この
回転レートに基づいて前記３軸まわりについての前記回
転レートをそれぞれ算出する軌道面回転レート算出手段
と、 この軌道面回転レート算出手段の算出結果に基づき、前
記各レート信号に対して軌道面回転レートの成分の除去
と、当該宇宙飛翔体の前記軌道上の運動による軌道レー
トの成分の除去とを演算処理によって行なう演算処理手
段と、 この演算処理手段の補正演算処理結果に基づいて当該宇
宙飛翔体の姿勢を制御する姿勢制御手段とを具備したこ
とを特徴とする姿勢制御装置。 - 【請求項３】 前記宇宙飛翔体の司る軌道は、地球の周
回軌道であることを特徴とする請求項１または２に記載
の姿勢制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21184495A JP3529202B2 (ja) | 1995-08-21 | 1995-08-21 | 姿勢制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP21184495A JP3529202B2 (ja) | 1995-08-21 | 1995-08-21 | 姿勢制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0958599A JPH0958599A (ja) | 1997-03-04 |
| JP3529202B2 true JP3529202B2 (ja) | 2004-05-24 |
Family
ID=16612530
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP21184495A Expired - Lifetime JP3529202B2 (ja) | 1995-08-21 | 1995-08-21 | 姿勢制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3529202B2 (ja) |
-
1995
- 1995-08-21 JP JP21184495A patent/JP3529202B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0958599A (ja) | 1997-03-04 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
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| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
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| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
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